CN107883944A - 一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法 - Google Patents

一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法 Download PDF

Info

Publication number
CN107883944A
CN107883944A CN201610863724.8A CN201610863724A CN107883944A CN 107883944 A CN107883944 A CN 107883944A CN 201610863724 A CN201610863724 A CN 201610863724A CN 107883944 A CN107883944 A CN 107883944A
Authority
CN
China
Prior art keywords
star sensor
angle
optical axis
guided missile
strapdown
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201610863724.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107883944B (zh
Inventor
王海涌
高自谦
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN201610863724.8A priority Critical patent/CN107883944B/zh
Publication of CN107883944A publication Critical patent/CN107883944A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107883944B publication Critical patent/CN107883944B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/02—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by astronomical means
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
    • G01C21/20—Instruments for performing navigational calculations
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
    • G05D1/085—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability to ensure coordination between different movements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明提供一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法，星敏感器捷联安装导弹本体，设定星敏感器光轴穿过大气平流层的折射视高度指令值，并导出星敏感器光轴天底距或天顶距指令值，基于导弹当前位置姿态和星敏感器的安装参数，得到以星敏感器捷联安装角和星敏感器光轴天底距或天顶距指令值为参数的导弹俯仰角的有效范围，然后建立滚转角和俯仰角两者之间的约束关系式作为姿态制导律，保障光轴穿越平流层。本发明给出了一个具体实施方式，基于导弹位置姿态及星敏感器安装参数，给出了俯仰角有效范围不等式，推导了俯仰角与滚转角的约束方程式，导弹偏航角机动对于捷联星敏感器实现间接敏感地平没有作用。

Description

一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法
(一)技术领域
本发明提供一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法，便于星敏感器观测穿过大气平流层的折射星光，以提高弹道导弹导航定位精度，属于导航制导与控制领域。
(二)背景技术
间接敏感地平技术是利用星敏感器观测折射星光，通过大气折射模型及误差补偿方法来间接敏感地平，建立算法实现了空间飞行器的高精度自主导航定位，可以有效解决直接敏感地平方法受地平仪精度制约而导致的导航精度偏低的问题。星光折射原理如图1所示。
弹道导弹中段飞行环境接近真空，仅受地心引力的作用。导弹相对姿态为本体坐标系(记为b系)相对于与地球关联的非惯性坐标系(比如：当地铅垂坐标系或“北-东-地”坐标系，记为n系)的姿态。对弹体进行姿态机动时，需确保弹载捷联星敏感器光轴始终穿越平流层并保持适当折射视高度，从而可以有效观测到视场中平流层条带内的折射星，持续获得有效的观测量有助于减小组合导航系统的定位误差。
(三)发明内容
本发明的目的在于建立一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法，本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
(1)建立导弹本体坐标系b系，捷联星敏感器安装角为光轴与导弹纵轴Xb方向的夹角，记为α，为常量，如图2所示。
(2)星敏感器光轴穿过平流层的折射视高度为光轴延长线与大地水准面的切向高度，设定其指令值hax，并导出光轴天底距指令值δ，天顶距则为(180°-δ)，建立n系下的导弹纵轴方位面λ以及星敏感器光轴方位面η，如图3所示，从而得到以α和δ为参数的导弹俯仰角θ的有效范围。
(3)建立导弹滚转角φ和导弹俯仰角θ两者之间以α和δ为参数的约束条件，得到导弹滚转角φ的姿态制导律，保障光轴穿越平流层。
(四)附图说明
图1为星光折射原理示意图；
图2为b系中星敏感器捷联安装示意图；
图3为姿态机动几何原理示意图。
(五)具体实施方式
为了更好地理解本发明的技术方案，以下结合附图对本发明的实施方式作进一步描述。
如图1所示，O为地心，Re为地球半径，导弹质心位置A相对地心位置矢量为r，星敏感器光轴方向单位矢量为s，对应观测星光方向单位矢量u于平流层BB′区间内发生折射，折射角为R。记∠OAB＝δ(0<δ<90°)为实时光轴天底距标称值，满足
如图2所示，本体坐标系Xb轴为导弹纵轴指向头部方向，Yb轴位于纵对称面内与Xb轴垂直，Zb轴方向根据右手定则判定。捷联安装的星敏感器光轴位于XbAZb平面内，与Xb轴夹角为α(0≤α≤180°)，则在b系下星敏感器光轴的单位矢量坐标为：
sb＝[cosα 0 sinα]T (2)
按照“3-2-1”旋转顺序，可以得到b系相对于n系的姿态转换矩阵：
其中ψ(-180°<ψ≤180°)为偏航角，θ(-90°≤θ≤90°)为俯仰角，φ(-180°<φ≤180°)为滚转角。
如图3所示，光轴绕地心位置矢量旋转与hax高度大气层球面的切点确定的平面为μ。显然r⊥μ、λ⊥μ、η⊥μ。当设定hax为定值时，对于任意时刻，可由捷联惯导解算得到的r、Re运用公式(1)确定δ。为保证滚转机动后光轴穿越平流层指定高度，俯仰角θ需满足
|α-δ|-90°≤θ≤90°-|α+δ-180°| (4)
在满足(4)式约束条件的基础上，当导弹做滚转机动时星敏感器光轴与μ交点轨迹为圆锥曲线且当α≠0,90°,180°时，曲面ABC为圆锥面。记∠OAC＝β(-90°<β<90°)，显然
β＝θ+90°-α (5)
由几何关系或者对公式(4)的推导可得
|β|≤δ (6)
由公式(2)、(3)得：
因此，
cosδ＝Zn·sn＝cosθcosφsinα-sinθcosα (8)
从而得到相对滚转角的姿态制导律为
特别地，当α＝90°时，ABC为平面，CB为直线，∠BAC＝|φ|，上式变为
综上，为实现星敏感器间接敏感地平，仅需根据滚转角与俯仰角的约束关系建立姿态制导律实施姿态机动，而与偏航角无关。

Claims (1)

1.一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法，其特征是，所述步骤如下：
(1)星敏感器捷联安装于导弹本体；
(2)设定星敏感器光轴穿过大气平流层的折射视高度指令值，并导出星敏感器光轴天底距或天顶距指令值，基于导弹当前位置姿态和星敏感器的安装参数，得到以星敏感器捷联安装角和星敏感器光轴天底距或天顶距指令值为参数的导弹俯仰角的有效范围；
(3)建立导弹滚转角和导弹俯仰角两者之间以星敏感器捷联安装角和星敏感器光轴天底距或天顶距指令值为参数的约束关系式，得到导弹滚转角的姿态制导律。
CN201610863724.8A 2016-09-29 2016-09-29 一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法 Active CN107883944B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610863724.8A CN107883944B (zh) 2016-09-29 2016-09-29 一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610863724.8A CN107883944B (zh) 2016-09-29 2016-09-29 一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107883944A true CN107883944A (zh) 2018-04-06
CN107883944B CN107883944B (zh) 2021-03-09

Family

ID=61769454

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610863724.8A Active CN107883944B (zh) 2016-09-29 2016-09-29 一种捷联星敏感器实现间接敏感地平的导弹姿态机动方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN107883944B (zh)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101561281A (zh) * 2009-05-19 2009-10-21 北京星箭长空测控技术股份有限公司 一种捷联磁惯性组合系统的工作方法
CN103616028A (zh) * 2013-11-29 2014-03-05 哈尔滨工程大学 一种基于单星敏感器的星光折射卫星自主导航方法
CN104406583A (zh) * 2014-12-05 2015-03-11 中国人民解放军63680部队 双星敏感器联合确定载体姿态方法
EP2879011A1 (en) * 2013-12-02 2015-06-03 Astrium GmbH On-board estimation of the nadir attitude of an Earth orbiting spacecraft
US20160047878A1 (en) * 2011-10-25 2016-02-18 The Boeing Company Combined orbit and attitude determination system and methods

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101561281A (zh) * 2009-05-19 2009-10-21 北京星箭长空测控技术股份有限公司 一种捷联磁惯性组合系统的工作方法
US20160047878A1 (en) * 2011-10-25 2016-02-18 The Boeing Company Combined orbit and attitude determination system and methods
CN103616028A (zh) * 2013-11-29 2014-03-05 哈尔滨工程大学 一种基于单星敏感器的星光折射卫星自主导航方法
EP2879011A1 (en) * 2013-12-02 2015-06-03 Astrium GmbH On-board estimation of the nadir attitude of an Earth orbiting spacecraft
CN104406583A (zh) * 2014-12-05 2015-03-11 中国人民解放军63680部队 双星敏感器联合确定载体姿态方法

Non-Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
M. KAMECHE 等: "In-flight MTF stability assessment of ALSAT-2A satellite", 《ADVANCES IN SPACE RESEARCH》 *
孙占海 等: ""神舟八号"飞船γ源高度控制装置安装工具和方法的改进", 《航天器环境工程》 *
王海涌 等: "间接敏感地平星敏感器视场内折射星数的概率分布适用模型", 《光学学报》 *
钱华明 等: "捷联惯性/星光折射组合导航算法", 《哈尔滨工业大学学报》 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN107883944B (zh) 2021-03-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106197425B (zh) 基于卫星姿态角的地面目标点位置的计算方法
CN104165640B (zh) 基于星敏感器的近空间弹载捷联惯导系统传递对准方法
CN109470265A (zh) 一种惯导棱镜高度差标校方法及系统
CN106382927B (zh) 一种基于卫星识别的星敏感器自主导航方法
CN105157705B (zh) 一种半捷联雷达导引头视线角速度提取方法
CN102735231B (zh) 一种提高光纤陀螺寻北仪精度的方法
CN102540200B (zh) 一种全球导航卫星系统接收机及位置测量方法
CN107806874B (zh) 一种视觉辅助的捷联惯导极区初始对准方法
CN105698762A (zh) 一种单机航迹上基于不同时刻观测点的目标快速定位方法
CN113485400B (zh) 一种垂直发射无人机滚转控制方法
CN105352495A (zh) 加速度与光流传感器数据融合无人机水平速度控制方法
CN104406583B (zh) 双星敏感器联合确定载体姿态方法
CN103335654B (zh) 一种行星动力下降段的自主导航方法
CN110887478B (zh) 一种基于偏振/天文辅助的自主导航定位方法
CN106586026B (zh) 一种飞机相对跑道侧向偏差速率的测量方法
CN105300404A (zh) 一种舰船基准惯性导航系统标校方法
CN106840194A (zh) 一种大方位失准角线性对准方法
CN110285800A (zh) 一种飞行器集群的协同相对定位方法及系统
CN109084760A (zh) 一种楼宇间导航系统
CN111024091A (zh) 视觉辅助微型无人机室内飞行三维姿态算法
CN106595600B (zh) 立体测绘卫星姿态测定系统低频误差补偿方法及系统
CN109460049A (zh) 基于惯性指向模式的地球同步轨道卫星远地点变轨方法
CN103487032A (zh) 低轨空间相机自由指向像移矢量计算方法
CN116222551A (zh) 一种融合多种数据的水下导航方法及装置
CN103697893A (zh) 利用大气偏振光的三维定姿方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant