CN108801242B - 一种高动态环境下的组合式姿态测量方法 - Google Patents

一种高动态环境下的组合式姿态测量方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108801242B
CN108801242B CN201810400931.9A CN201810400931A CN108801242B CN 108801242 B CN108801242 B CN 108801242B CN 201810400931 A CN201810400931 A CN 201810400931A CN 108801242 B CN108801242 B CN 108801242B
Authority
CN
China
Prior art keywords
axis
angle
projectile body
projectile
rudder
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.)
Active
Application number
CN201810400931.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108801242A (zh
Inventor
王磊
关英
胡学东
郝永平
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.)
Shenyang Ligong University
Original Assignee
Shenyang Ligong 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 Shenyang Ligong University filed Critical Shenyang Ligong University
Priority to CN201810400931.9A priority Critical patent/CN108801242B/zh
Publication of CN108801242A publication Critical patent/CN108801242A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108801242B publication Critical patent/CN108801242B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • G01C21/005—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 with correlation of navigation data from several sources, e.g. map or contour matching
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C1/00—Measuring angles
    • 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
    • G01C21/10—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration
    • G01C21/12—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning
    • G01C21/16—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation
    • G01C21/165—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by using measurements of speed or acceleration executed aboard the object being navigated; Dead reckoning by integrating acceleration or speed, i.e. inertial navigation combined with non-inertial navigation instruments

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Measuring Magnetic Variables (AREA)

Abstract

本发明属于导航技术中的姿态测量应用技术领域，具体涉及一种高动态环境下的组合式姿态测量方法，同时使用霍尔传感器和针对被测物体进行姿态测量的测量单元进行基础数据采集，并在此基础上计算被测目标对象的姿态。本发明克服了旋转弹修正系统在高动态环境下成本和体积的限制，填补了技术空白，其可代替传统的测姿方法，能够满足实际应用中的解算精度，具有可预期的较为巨大的经济价值和社会价值。

Description

一种高动态环境下的组合式姿态测量方法
所属技术领域
本发明属于导航技术中的姿态测量应用技术领域，具体涉及一种高动态环境下的组合式姿态测量方法。
技术背景
现有技术中，对于高动态环境下的旋转弹丸，飞行时具有如下的姿态特点：偏航角有微小变化，俯仰角低动态变化，滚转角高动态变化，滚转角速率高达100r/s以上。旋转弹修正系统中修正舵的姿态测量问题，是二维弹道修正过程中的关键技术。一方面，常规陀螺仪由于量程限制而无法满足弹丸高动态滚转要求；另一方面，由于舵片内部空间狭小，其他测量器件无法安装，舵片的姿态测量问题一直难以解决。人们期望获得一种技术效果优良的高动态环境下的组合式姿态测量方法。
发明内容
针对上述存在的技术问题，本发明提供一种高动态环境下的组合式姿态测量方法，即利用磁阻传感器1或微惯性组件3，同时联合针对被测物体进行姿态测量的测量单元进行基础数据采集，并在此基础上计算被测目标对象的姿态。
所述高动态环境下的组合式姿态测量方法，包括如下步骤：
步骤一，为了对被测目标对象进行姿态测量，首先使用下述两种方法之一，对实际被测对象进行测量，得出实际被测对象的基础测量数据；所述被测目标对象为被测物体的前部，所述实际被测对象为被测物体的后部；所述被测目标对象与实际被测对象连接，二者之间存在相对旋转；
其中，方法一：利用磁阻传感器1在线精确估计所述实际被测对象低动态变化的俯仰角；得到所述俯仰角的预估值后，计算所述实际被测对象高动态变化的滚转角；方法二：利用陀螺仪和加速度计组成的微惯性组件3计算所述实际被测对象的俯仰角和滚转角；
步骤二，利用所述测量单元来测量并计算所述实际被测对象和被测目标对象的相对转角，所述测量单元包括安装在所述实际被测对象上的霍尔传感器7和安装在所述被测目标对象上的磁钢片8；
步骤三，将所述俯仰角、滚转角和相对转角作为基础数据，计算被测目标对象的姿态。
在所述步骤三之后还有步骤四，其要求是：重复步骤一到步骤三，实现所述被测目标对象的姿态更新。
所述组合式姿态测量方法中，所述被测物体是旋转弹丸，所述被测目标对象是设置在旋转弹丸前部的舵片5，所述磁钢片8安装在所述舵片5的某一片的相应位置上；所述实际被测对象是所述旋转弹丸的后部，即后部弹体2；
所述舵片5布置在所述旋转弹丸的前部的外壳外侧面上；所述舵片5与后部弹体2之间存在所述相对转角；
所述方法一中，在线精确估计所述后部弹体2低动态变化的俯仰角要求如下：
①首先，根据所述旋转弹丸的发射系统所提供的所述后部弹体2的偏航角
Figure GDA0003050157030000021
所述磁阻传感器1的布置采用如下的方案：所述磁阻传感器1为三轴的磁阻传感器，是一个整体封装的电子器件，其内部分为三个逻辑单元：x轴单元、y轴单元和z轴单元；所述x轴单元沿着所述后部弹体2的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，所述y轴单元和z轴单元布置在与所述x轴单元处于同一个笛卡尔三维直角坐标系中的另两个坐标轴，即y轴和z轴上，且所述y轴单元和z轴单元分别与该笛卡尔三维直角坐标系中的y轴和z轴的轴线方向平行布置；所述y轴单元和z轴单元同时布置在相对于所述x轴单元垂直的同一个径向截面内；
②其次，使用模糊神经元网络；所述模糊神经元网络的输入量为：所述磁阻传感器1的输出值Bb、反映所述后部弹体2滚转角变化的预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000022
和反映所述后部弹体2俯仰角变化的磁阻变化率
Figure GDA0003050157030000023
所述模糊神经元网络的输出量为：所述后部弹体2的俯仰角预估值
Figure GDA0003050157030000024
和俯仰角的调整量Δθ；
③再次，根据所述磁阻传感器1的输出值Bb分别对应的所述x轴单元、y轴单元和z轴单元的输出值，即测量值
Figure GDA0003050157030000025
和
Figure GDA0003050157030000026
通过以下公式计算预估滚转角
Figure GDA0003050157030000027
Figure GDA0003050157030000028
④所述预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000029
的计算公式为：
Figure GDA00030501570300000210
其中tk-1和tk表示两个相邻的采样时刻；
Figure GDA00030501570300000211
和
Figure GDA00030501570300000212
分别为tk-1和tk时刻预估滚转角度值；
⑤通过所述相邻采样时刻对应的所述测量值
Figure GDA00030501570300000213
进行所述磁阻变化率
Figure GDA00030501570300000214
的计算：
Figure GDA0003050157030000031
其中
Figure GDA0003050157030000032
和
Figure GDA0003050157030000033
分别为所述tk-1和tk时刻对应的测量值；
⑥根据反映所述预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000034
和反映所述磁阻变化率
Figure GDA0003050157030000035
来调节所述俯仰角的调整量Δθ，建立模糊控制规则，其中每条规则对应一对样本；通过所述模糊控制规则选取的滚转角速率
Figure GDA0003050157030000036
磁阻变化率
Figure GDA0003050157030000037
与期望俯仰角的调整量Δθd作为模糊神经元网络的训练样本，依次送入所述模糊神经元网络进行离线训练，使所述模糊神经元网络记忆所述模糊控制规则，使其具有联想记忆功能；
⑦利用地面转台模拟姿态实验数据，采用所述磁阻传感器1的输出数据
Figure GDA0003050157030000038
Figure GDA0003050157030000039
和
Figure GDA00030501570300000310
与所述地面转台中框模拟的俯仰角设定值θd作为所述模糊神经元网络的训练样本，通过在线计算即得到所述俯仰角预估值
Figure GDA00030501570300000311
⑧根据所述模糊神经元网络的输出量，即所述俯仰角预估值
Figure GDA00030501570300000312
和俯仰角的调整量Δθ，计算所述后部弹体2的最佳俯仰角预估值
Figure GDA00030501570300000313
Figure GDA00030501570300000314
⑨根据所述最佳俯仰角预估值
Figure GDA00030501570300000315
和偏航角
Figure GDA00030501570300000316
计算所述后部弹体2的径向截面内地磁矢量
Figure GDA00030501570300000317
及其磁场强度的分量
Figure GDA00030501570300000318
因为在一个采样周期内，滚转角的变化速率比俯仰角的变化速率快得多，所以计算滚转角时，能够假定当前时刻的俯仰角度近似不变；当地地磁矢量Bn为已知量，经过坐标变换到弹体坐标系s下，变换过程如下：
Figure GDA00030501570300000319
其中，
Figure GDA00030501570300000320
为当地地磁矢量Bn在n系下的三轴分量，
Figure GDA00030501570300000321
为当地地磁矢量Bn在弹体坐标系s下的投影分量，弹体坐标系s下径向截面内的投影分量
Figure GDA00030501570300000322
Figure GDA00030501570300000323
的合成矢量，即为地磁矢量
Figure GDA00030501570300000324
以所述径向截面内地磁矢量
Figure GDA00030501570300000325
为分界线，将所述滚转角分为两部分：第一部分为从初始旋转位置到所述地磁矢量
Figure GDA00030501570300000326
的角度γ0；由反三角函数的运算能够得到所述γ0，运算公式如下：
Figure GDA0003050157030000041
第二部分为从投影所述地磁矢量
Figure GDA0003050157030000042
到采样时刻的所述预估滚转角
Figure GDA0003050157030000043
所述地磁矢量
Figure GDA0003050157030000044
的角度γ0和所述预估滚转角
Figure GDA0003050157030000045
的代数和即为所述后部弹体2在采样时刻的滚转角γs，即
Figure GDA0003050157030000046
当前采样时刻tk对应的后部弹体2的滚转角记为
Figure GDA00030501570300000420
所述方法二满足下述要求：
①首先，根据所述旋转弹丸的发射系统所提供的弹体偏航角
Figure GDA0003050157030000047
所述陀螺仪和加速度计构成的微惯性组件3的布置采用如下的方案：所述陀螺仪为单轴陀螺仪，包括1个大量程陀螺仪和2个小量程陀螺仪，其中所述大量程陀螺仪的旋转轴沿着所述后部弹体2的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，2个所述小量程陀螺仪的旋转轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；所述加速度计为单轴加速度计，共3个，其中1个所述加速度计的测量轴沿着所述旋转轴x轴的轴线方向平行布置，另外2个单轴加速度计的测量轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；
②其次，所述大量程陀螺仪的输出值为
Figure GDA0003050157030000048
2个所述小量程陀螺仪的输出值分别为
Figure GDA0003050157030000049
和
Figure GDA00030501570300000410
3个所述加速度计的输出值分别为
Figure GDA00030501570300000411
和
Figure GDA00030501570300000412
其中
Figure GDA00030501570300000413
和
Figure GDA00030501570300000414
为所述陀螺仪和加速度计在所述旋转轴上的输出值；利用所述x轴和y轴方向的加速度计来计算后部弹体2的初始俯仰角
Figure GDA00030501570300000415
和滚转角
Figure GDA00030501570300000416
其公式为：
Figure GDA00030501570300000417
Figure GDA00030501570300000418
其中，g为重力加速度；
③再次，计算初始
Figure GDA00030501570300000419
Figure GDA0003050157030000051
为了表达方便，这里将
Figure GDA0003050157030000052
简记为：
Figure GDA0003050157030000053
根据
Figure GDA0003050157030000054
的四元数形式
Figure GDA0003050157030000055
即
Figure GDA0003050157030000056
其中，
Figure GDA0003050157030000057
的下标b表征载体坐标系，上标n表征导航坐标系，其中，q0、q1、q2和q3为初始四元数；
Figure GDA0003050157030000058
描述了载体与导航坐标系的变换关系，根据所述
Figure GDA0003050157030000059
和
Figure GDA00030501570300000510
的对应关系，得到以下关系式：
Figure GDA00030501570300000511
进一步推导后，上式满足
Figure GDA00030501570300000512
④由③中算式推导，计算所述初始四元数q0、q1、q2和q3，即
Figure GDA00030501570300000513
其中，所述初始四元数的符号按下式确定：
Figure GDA0003050157030000061
其中，q0的符号能任选；
⑤所述初始四元数由下列微分方程完成更新；
Figure GDA0003050157030000062
其中，
Figure GDA0003050157030000063
和
Figure GDA0003050157030000064
表示所述初始四元数的导数；
⑥由所述
Figure GDA0003050157030000065
得出后部弹体(2)的滚转角度γs和俯仰角角度
Figure GDA0003050157030000066
Figure GDA0003050157030000067
Figure GDA0003050157030000068
当前采样时刻tk对应的后部弹体2的滚转角记为
Figure GDA00030501570300000611
所述步骤二中利用所述霍尔传感器7和磁钢片8，测量并计算所述后部弹体2与舵片5的相对转角Δγrel，其具体内容要求和相关步骤依次是：
①所述舵片5的偏航角和俯仰角分别等同于所述后部弹体2的偏航角
Figure GDA0003050157030000069
和俯仰角预估值
Figure GDA00030501570300000610
的最佳值；
②在所述舵片5与后部弹体2的结合处布置霍尔传感器7，其中：所述后部弹体的弹体轴360°圆周内均匀布置3个所述霍尔传感器7，每两个所述霍尔传感器7之间的角度间隔为120°；所述磁钢片8安装在所述舵片5中某一片的相应位置上，当所述舵片5与后部弹体2的弹体轴发生相对旋转时，3个所述霍尔传感器7会依次掠过所述磁钢片8，使磁场产生变化，所述霍尔传感器7会输出相应的脉冲信号；
③所述3个霍尔传感器7，即霍尔传感器A 71、霍尔传感器B 72和霍尔传感器C 73依次发出脉冲的时刻分别记为ta、tb和tc，其中，ta定义为首个脉冲时刻，即基准时刻，tb和tc为后续依次发出的脉冲时刻；所述脉冲时刻ta、tb和tc对应的后部弹体2的滚转角分别为γa、γb和γc；在旋转弹发射后，风阻作用在所述舵片5上，由于舵偏角存在，所述舵片5与后部弹体2的旋转方向相反，在相邻的所述脉冲时刻间隔内，舵片5相对于后部弹体2转过的角度记为Δγab、Δγbc和Δγca，由所述后部弹体2在相邻的所述脉冲时刻的角度差计算，计算公式为：
Δγab＝γb-γa
Δγbc＝γc-γb
Δγca＝γa-γc；
其中，Δγab为脉冲时刻ta与tb之间对应的所述后部弹体2转过的角度，Δγbc为脉冲时刻tb与tc之间对应的所述后部弹体2转过的角度，Δγca为脉冲时刻tc与ta之间对应的所述后部弹体2转过的角度；
④导航计算机电路板10根据所述脉冲时刻ta、tb和tc，计算的时间间隔分别为Δtab、Δtbc和Δtca，及与其对应的相对转速分别为υab、υbc和vca，计算公式为：
Figure GDA0003050157030000071
其中，Δtab＝tb-ta，Δtbc＝tc-tb，Δtca＝ta-tc；
⑤所述旋转弹丸的后部弹体2高动态旋转，当前采样时刻tk与最近一个脉冲输出时刻间隔内舵片5相对于后部弹体2的转速由当前采样时刻tk之前输出的最近两个脉冲时刻所计算的相对转速近似，即υab,υbc和υca；3个所述时间间隔Δtbc,Δtca和Δtab内任意时刻
Figure GDA0003050157030000072
转过的角度为
Figure GDA0003050157030000073
其中，Δγac＝Δγab+Δγbc；由于Δγac+Δγca＝0，所以
Figure GDA0003050157030000074
Figure GDA0003050157030000075
和
Figure GDA0003050157030000076
分别为Δtbc，Δtca和Δtab这3个不同时间段内的不同采样时刻，
Figure GDA0003050157030000077
和
Figure GDA0003050157030000078
为对应的相对转角；
⑥由⑤中算式推导，在Δtbc，Δtca，Δtab这3个不同时间段内，当前采样时刻tk计算的舵片5相对于后部弹体2的相对转角
Figure GDA00030501570300000710
的一般形式为：
Figure GDA0003050157030000079
其中，k-1为采样时刻tk的前一个采样时刻，
Figure GDA0003050157030000085
为采样时刻tk-1对应的相对转角，υij为分别为Δtbc，Δtca和Δtab时间段内不同的相对转速，
Figure GDA0003050157030000081
和
Figure GDA0003050157030000082
分别为采样时刻tk与tk-1对应的时间点。
所述步骤三中，所述舵片5的滚转角γrud的求取步骤为：
①与当前采样时刻tk对应的所述舵片5的滚转角
Figure GDA0003050157030000087
能够由基于微惯性组件3或磁阻传感器1所计算的后部弹体2的滚转角
Figure GDA0003050157030000086
所述舵片5与后部弹体2相对转角
Figure GDA0003050157030000088
相加计算得到，计算公式为：
Figure GDA0003050157030000089
②上式采用增量形式表示为：
Figure GDA0003050157030000084
式中，
Figure GDA00030501570300000810
为采样时刻tk-1对应的所述舵片5的滚转角；
Figure GDA00030501570300000811
为所述采样时刻tk与tk-1对应的所述后部弹体2的滚转角之差；
③按照上式计算后，归结到[0,2π]内，所述舵片5滚转角
Figure GDA00030501570300000812
为：
Figure GDA0003050157030000083
在所述步骤一中采用所述方法一时，所述高动态环境下的组合式姿态测量方法中，所述旋转弹丸的构成如下：弹体前部外壳、舵片5、后部弹体2和轴承4；其中：所述后部弹体2为空心筒状结构件，其内腔后部出口被封堵；所述舵片5布置在所述弹体前部外壳的外侧面上；
所述后部弹体2和弹体前部外壳通过所述轴承4连接，动态环境下两者之间存在相对旋转；
所述舵片5共四个，在所述弹体前部外壳的外侧面上沿圆周方向间隔180°均匀布置；所述舵片5包括同向舵51和差向舵52；所述同向舵51有两个，其二者在所述弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵52也有两个，二者也在弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵52的舵偏角为3-5°；
所述磁阻传感器1布置在后部弹体2内腔中，所述磁阻传感器1是一个整体封装的电子器件，其内部分为三个逻辑单元：x轴单元、y轴单元和z轴单元；所述磁阻传感器1为三轴的磁阻传感器，是一个整体封装的电子器件，其内部分为三个逻辑单元：x轴单元、y轴单元、z轴单元；所述x轴单元沿着所述后部弹体2的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，所述y轴单元和z轴单元布置在与所述x轴单元处于同一个笛卡尔三维直角坐标系中的另两个坐标轴，即y轴和z轴上，且所述y轴单元和z轴单元分别与该笛卡尔三维直角坐标系中的y轴和z轴的轴线方向平行布置；所述y轴单元和z轴单元同时布置在相对于所述x轴单元垂直的同一个径向截面内；
所述霍尔传感器7共3个，即霍尔传感器A 71、霍尔传感器B 72和霍尔传感器C 73，且三者在所述后部弹体2的前端轴的外侧面上沿圆周方向间隔120°均匀布置；
所述后部弹体2的内腔中安置有导航计算机电路板10和传感器电路板A12；所述导航计算机电路板10的构成如下：DSP控制器、存储Flash、外部Ram；传感器电路板A12包含有：电源模块、A/D芯片、所述磁阻传感器1、电位器调节模块；所述导航计算机电路板10与传感器电路板A12通过连接电路板的软排线A11连接，进行数据通讯；所述导航计算机电路板10与传感器电路板A12通过安防螺丝连接，固定在底板13上，并放入后部弹体2内腔，通过顶丝轴向定位；
所述霍尔传感器7信号接入所述DSP控制器的不同通用输入输出接口；
所述磁阻传感器1输出信号连接到所述A/D芯片的不同输出通道；通过所述电位器调节模块来调节所述磁阻传感器1的零位偏差信号。
在所述步骤一中采用所述方法二时，所述高动态环境下的组合式姿态测量方法中，所述旋转弹丸的构成如下：弹体前部外壳、舵片5、后部弹体2和轴承4；其中：后部所述弹体2为空心筒状结构件，其内腔后部出口被封堵；舵片5布置在所述弹体前部外壳的外侧面上；
所述后部弹体2和弹体前部外壳通过所述轴承4连接，动态环境下两者之间存在相对旋转；
所述舵片5共四个，在所述弹体前部外壳的外侧面上沿圆周方向间隔180°均匀布置；所述舵片5包括：同向舵51和差向舵52；所述同向舵51有两个，其二者在所述弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵52也有两个，二者也在弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵52的舵偏角为3-5°；
所述微惯性传感器1布置在后部弹体2内腔中，所述陀螺仪为单轴陀螺仪，包括1个大量程陀螺仪和2个小量程陀螺仪，其中所述大量程陀螺仪的旋转轴沿着所述后部弹体2的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，2个所述小量程陀螺仪的旋转轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；所述加速度计为单轴加速度计，共3个，其中1个所述加速度计的测量轴沿着所述旋转轴x轴的轴线方向平行布置，另外2个单轴加速度计的测量轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；
所述霍尔传感器7共3个，即霍尔传感器A 71、霍尔传感器B 72和霍尔传感器C 73，且三者在所述后部弹体2前端轴的外侧面上沿圆周方向间隔120°均匀布置；
所述后部弹体2的内腔中安置有导航计算机电路板10和传感器电路板B14；导航计算机亦即导航样机电路板10，其构成如下：DSP控制器、存储Flash、外部Ram、其他必要器件；传感器电路板B14包含有：电源模块、A/D芯片和所述微惯性组件3；所述导航计算机电路板10与传感器电路板B14通过连接电路板的软排线B15连接，进行数据通讯；所述导航计算机电路板10与传感器电路板B14通过安防螺丝连接，固定在底板13上，并放入后部弹体2内腔，通过顶丝轴向定位；
所述霍尔传感器7信号接入所述DSP控制器的不同通用输入输出接口；
所述微惯性组件3输出信号连接到所述A/D芯片的不同输出通道。
本发明的有益效果：
本发明提出一种高动态环境下的组合式姿态测量方法，达成以下有益效果：
1、本发明仅通过磁阻传感器，利用地面转台模拟姿态实验数据，采用模糊神经控制器根据滚转角和俯仰角高低动态变化，建立模糊控制规则，通过实验数据离线训练使神经网络记忆模糊规则，在线精确估计后部弹体低动态变化的俯仰角，随后计算高动态变化的滚转角，解决了陀螺仪因量程不够而无法使用的重大缺陷；
2、本发明利用安装在后部弹体轴上的霍尔传感器，微惯性组件或磁阻传感器来计算两者的相对转角，通过微惯性组件或磁阻传感器的姿态求解算法计算后部弹体的滚转角，联合微惯性组件或磁阻传感器与霍尔传感器的测姿方法，测量舵片的滚转姿态，克服旋转弹修正系统在高动态环境下成本和体积的限制。
考虑到高动态旋转弹修正系统中修正舵的姿态测量对于成本和体积的限制，本发明提出一种高动态环境下组合使用霍尔传感器、磁阻传感器(实施例1)或微惯性组件(实施例2)对旋转弹舵片进行测量的方法。磁阻传感器具有体积小、成本低廉、精度高、抗冲击、抗过载能力强等特点，在测姿过程中不会受到量程的限制；微惯性组件中的大量程陀螺仪亦可以满足旋转弹高动态旋转轴的测量要求；霍尔传感器具有体积小，易于安装等特点，便于布置在弹体修正系统的内部。本发明提出的新方法可代替传统的测姿方法，能够满足实际应用中的解算精度。
本发明设计合理，易于实现，具有很好的实用价值。
附图说明
图1为实施例1所述高动态环境下的组合式姿态测量方法原理示意图；
图2为实施例2所述高动态环境下的组合式姿态测量方法原理示意图；
图3为实施例1采用所述高动态环境下的组合式姿态测量方法的装置的结构示意图；
图4为图3或图5的左视图；
图5为实施例2采用所述高动态环境下的组合式姿态测量方法的装置的结构示意图；
图6为实施例1所述模糊神经元控制器工作原理图。
图中：1、磁阻传感器；2、后部弹体；3、微惯性组件；4、轴承；5、舵片；51、同向舵；52、差向舵；7、霍尔传感器；71、霍尔传感器A；72、霍尔传感器B；73、霍尔传感器C；8、磁钢片；9、DSP控制器；10、导航计算机电路板；11、软排线A；12、传感器电路板A；13、底板；14、传感器电路板B；15、软排线B；。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施实例，对本发明做出进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1
一种高动态环境下的组合式姿态测量方法，即利用磁阻传感器1或微惯性组件3，同时联合针对被测物体进行姿态测量的测量单元进行基础数据采集，并在此基础上计算被测目标对象的姿态。
根据上述高动态环境下的组合式姿态测量方法，如图1所示，包括如下步骤：
步骤一，为了对被测目标对象进行姿态测量，首先使用下述方法，对实际被测对象进行测量，得出实际被测对象的基础测量数据；所述被测目标对象为被测物体的前部，所述实际被测对象为被测物体的后部；所述被测目标对象与实际被测对象连接，二者之间存在相对旋转；
所述方法为，利用磁阻传感器1在线精确估计所述实际被测对象低动态变化的俯仰角；得到所述俯仰角的预估值后，计算所述实际被测对象高动态变化的滚转角；
步骤二，利用安装在所述实际被测对象上的霍尔传感器7和安装在所述被测目标对象上的磁钢片8来测量并计算所述实际被测对象和被测目标对象的相对转角
步骤三，将所述俯仰角、滚转角和相对转角作为基础数据，计算被测目标对象的姿态。
步骤四，重复步骤一到步骤三，实现所述被测目标对象的姿态更新。
所述被测物体是旋转弹丸，所述被测目标对象是设置在旋转弹丸前部的舵片5，所述磁钢片8安装在所述舵片5的某一片的相应位置上；所述实际被测对象是所述旋转弹丸的后部，即后部弹体2；
所述舵片5布置在所述旋转弹丸的前部的外壳外侧面上；所述舵片5与后部弹体2之间存在所述相对转角；
所述步骤一中，在线精确估计所述后部弹体2低动态变化的俯仰角要求如下：
①首先，根据所述旋转弹丸的发射系统所提供的所述后部弹体2的偏航角
Figure GDA0003050157030000121
所述磁阻传感器1的布置采用如下的方案：所述磁阻传感器1为三轴的磁阻传感器，是一个整体封装的电子器件，其内部分为三个逻辑单元：x轴单元、y轴单元和z轴单元；所述x轴单元沿着所述后部弹体2的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，所述y轴单元和z轴单元布置在与所述x轴单元处于同一个笛卡尔三维直角坐标系中的另两个坐标轴，即y轴和z轴上，且所述y轴单元和z轴单元分别与该笛卡尔三维直角坐标系中的y轴和z轴的轴线方向平行布置；所述y轴单元和z轴单元同时布置在相对于所述x轴单元垂直的同一个径向截面内；
②其次，使用模糊神经元网络；所述模糊神经元网络的输入量为：所述磁阻传感器1的输出值Bb、反映所述后部弹体2滚转角变化的预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000122
和反映所述后部弹体2俯仰角变化的磁阻变化率
Figure GDA0003050157030000123
所述模糊神经元网络的输出量为：所述后部弹体2的俯仰角预估值
Figure GDA0003050157030000124
和俯仰角的调整量Δθ；
③再次，根据所述磁阻传感器1的输出值Bb分别对应的所述x轴单元、y轴单元和z轴单元的输出值，即测量值
Figure GDA0003050157030000125
和
Figure GDA0003050157030000126
通过以下公式计算预估滚转角
Figure GDA0003050157030000127
Figure GDA0003050157030000128
④所述预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000129
的计算公式为：
Figure GDA00030501570300001210
其中tk-1和tk表示两个相邻的采样时刻；
Figure GDA00030501570300001211
和
Figure GDA00030501570300001212
分别为tk-1和tk时刻预估滚转角度值；
⑤通过所述相邻采样时刻对应的所述测量值
Figure GDA00030501570300001213
进行所述磁阻变化率
Figure GDA00030501570300001214
的计算：
Figure GDA00030501570300001215
其中
Figure GDA00030501570300001216
和
Figure GDA00030501570300001217
分别为所述tk-1和tk时刻对应的测量值；
⑥如图6所示，根据反映所述预估滚转角速率
Figure GDA00030501570300001218
和反映所述磁阻变化率
Figure GDA00030501570300001219
来调节所述俯仰角的调整量Δθ，建立模糊控制规则，其中每条规则对应一对样本，依次送入所述模糊神经元网络进行离线训练，使所述模糊神经元网络记忆所述模糊控制规则，使其具有联想记忆功能；
针对旋转弹丸的姿态变化特点，可以通过三轴飞行转台模拟旋转弹丸的飞行姿态。三轴转台的内框、中框、外框可分别模拟载体的滚转、俯仰和偏航的姿态变化。
此外，考虑到弹丸的偏航角
Figure GDA0003050157030000131
由发射系统事先提供，且变化不大，转台外框设定在固定位置上。转台中框在±60°范围内设定不同变化档位模拟弹体俯仰角的变化，中框的模拟俯仰角数据设定在±60°范围内，以10°为间隔，设定13个固定档位模拟俯仰变化，实验过程中，每个不同俯仰角实验档位对应三轴磁阻传感器x,y,z轴绘制的图形为直径不同的圆圈，-60°～+60°范围内圆圈的轮廓构成近似的椭球体。另外，在+60°～0°，0°，0°～-60°三个不同区间内设定俯仰角连续变化，以模拟弹道加速段、平稳段和减速段。同时，计算反映俯仰角磁阻传感器的变化率
Figure GDA0003050157030000132
转台内框转速设定在加速，平稳和减速的连续变化模拟旋转弹的高速旋转过程。内框的模拟滚转角数据选用旋转弹飞行时代表性的加速，平稳和减速的连续变化数据作为模拟，同时，计算反映弹体滚转变化的预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000133
训练时，通过模糊规则选取的滚转角速率
Figure GDA0003050157030000134
磁阻变化率
Figure GDA0003050157030000135
与期望俯仰角的调整量Δθd作为模糊神经元网络的训练样本。实际训练数据须进行预处理，去除数据相关或异常数据。
考虑到旋转弹丸的后部弹体，在发射后有固定的旋转方向，即围绕旋转轴顺时针旋转，实际运算中所述预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000136
可以不考虑符号变化，采用其绝对值作为网络的输入，对于所述预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000137
建立VS(很小)、MS(中小)、S(小)、M(中)、B(大)、MB(中大)和VB(很大)7个语言变量来表达的论域，所述磁阻变化率
Figure GDA0003050157030000138
建立负大(NB)、负小(NS)、零(Z)、正小(PS)和正大(PB)5个语言变量的论域；所述俯仰角的调整量Δθ建立负大(NB)、负中(NM)、负小(NS)、零(Z)、正小(PS)、正中(PM)和正大(PB)7个语言变量的论域；根据所述滚转弹丸的飞行特点，在有效工作区域内，所述预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000139
的论域为[-1080,+1080]°/s，以50°/s间隔,分别建立36个模糊子集；所述磁阻变化率
Figure GDA00030501570300001310
的论域为[-0.5,0.5]mGauss/s，以0.1mGauss/s间隔，分别建立11个模糊子集；所述俯仰角的调整量Δθ的论域为[-1,1]，以0.1°为间隔，分别建立21个模糊子集；在模糊神经元网络中，所述预估滚转角速率
Figure GDA00030501570300001311
和俯仰角的调整量Δθ以弧度制参与运算；根据滚转角高低动态变化和俯仰角的变化情况来调节所述俯仰角的调整量Δθ，分别建立模糊规则35个，见表1。
表1模糊规则表
Figure GDA0003050157030000141
每条所述模糊控制规则对应一对样本，依次送入所述模糊神经元网络进行离线训练；通过离线训练，使所述模糊神经网络记忆模糊规则，具有联想记忆功能。
所述网络的输入层为所述磁阻传感器1的数据
Figure GDA0003050157030000142
所述预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000143
和磁阻变化率
Figure GDA0003050157030000144
共5个结点；所述网络的输出层为所述俯仰角预估值
Figure GDA0003050157030000145
和俯仰角的调整量Δθ，共2个结点；所述网络的隐含层神经元个数为32个。所述预估滚转角速率
Figure GDA0003050157030000146
的模糊分割数为7，所述磁阻变化率
Figure GDA0003050157030000147
的模糊分割数为5；
在所述隐含层中，计算各输入分量，记为xi，属于语言变量值的模糊集的隶属度函数，定义为
Figure GDA0003050157030000148
即
Figure GDA0003050157030000149
其中，i＝1,2,…,n；j＝1,2,…,m；cij和σij分别表示所述隶属度函数的中心和宽度；所述网络的模糊规则层中每一个结点代表一条规则，用来匹配所述模糊控制规则的前件，计算出每条规则的适用度aj，即
Figure GDA00030501570300001410
式中j＝1,2,…,m，
Figure GDA00030501570300001411
i1∈{1,2…,m1}，i2∈{1,2…,m2}；
所述网络的归一化层与模糊规则层结点数相同，归一化计算后，记为
Figure GDA00030501570300001412
即
Figure GDA00030501570300001413
所述输出层是后件网络，用于计算每一条规则的后件，即yj，
Figure GDA0003050157030000151
其中，网络的权值定义为Wji(j＝1,2,…,m；i＝1,2…,n)；在采样时刻tk的网络权值调整量ΔWji(k)，满足
Figure GDA0003050157030000152
其中，ΔWji(k-1)为在采样时刻tk的网络权值调整量，η为网络的学习率，α为动量系数，E为误差评价函数，定义为：
Figure GDA0003050157030000153
其中ydj表示网络的期望输出，yj表示网络的实际输出；
每条规则的后件yj在简化结构中变成了最后一层的连接权，系统的输出为
Figure GDA0003050157030000154
⑦利用地面转台模拟姿态实验数据，采用所述磁阻传感器1的输出数据
Figure GDA0003050157030000155
Figure GDA0003050157030000156
和
Figure GDA0003050157030000157
与所述地面转台中框模拟的俯仰角设定值θd作为所述模糊神经元网络的训练样本，通过在线计算即得到所述俯仰角预估值
Figure GDA0003050157030000158
训练时，通过设定中框工作在+60°～0°，0°，0°～-60°不同区间内模拟俯仰角连续变化和13个固定档位的模拟俯仰角，与此同时，内框设置连续变化的滚转速率模拟滚转角变化，在此条件下，采用三轴的磁阻传感器1的载体坐标系下实际输出数据
Figure GDA0003050157030000159
Figure GDA00030501570300001510
和
Figure GDA00030501570300001511
与转台中框模拟的俯仰角θd作为训练样本；
⑧根据所述模糊神经元网络的输出量，即所述俯仰角预估值
Figure GDA00030501570300001512
和俯仰角的调整量Δθ，计算所述后部弹体2的最佳俯仰角预估值
Figure GDA00030501570300001513
Figure GDA00030501570300001514
⑨根据所述最佳俯仰角预估值
Figure GDA00030501570300001515
和偏航角
Figure GDA00030501570300001516
计算所述后部弹体2的径向截面内地磁矢量
Figure GDA00030501570300001517
及其磁场强度的分量
Figure GDA00030501570300001518
因为在一个采样周期内，滚转角的变化速率比俯仰角的变化速率快得多，所以计算滚转角时，能够假定当前时刻的俯仰角度近似不变；当地地磁矢量Bn为已知量，经过坐标变换到弹体坐标系s下，变换过程如下：
Figure GDA0003050157030000161
其中，
Figure GDA0003050157030000162
为当地地磁矢量Bn在n系下的三轴分量，
Figure GDA0003050157030000163
为当地地磁矢量Bn在弹体坐标系s下的投影分量，弹体坐标系s下径向截面内的投影分量
Figure GDA0003050157030000164
Figure GDA0003050157030000165
的合成矢量，即为地磁矢量
Figure GDA0003050157030000166
以所述径向截面内地磁矢量
Figure GDA0003050157030000167
为分界线，将所述滚转角分为两部分：第一部分为从初始旋转位置到所述地磁矢量
Figure GDA0003050157030000168
的角度γ0；由反三角函数的运算能够得到所述γ0，运算公式如下：
Figure GDA0003050157030000169
第二部分为从投影所述地磁矢量
Figure GDA00030501570300001610
到采样时刻的所述预估滚转角
Figure GDA00030501570300001611
所述地磁矢量
Figure GDA00030501570300001612
的角度γ0和所述预估滚转角
Figure GDA00030501570300001613
的代数和即为所述后部弹体2在采样时刻的滚转角γs，即
Figure GDA00030501570300001614
当前采样时刻tk对应的后部弹体2的滚转角记为
Figure GDA00030501570300001617
所述步骤二中利用所述霍尔传感器7和磁钢片8，测量并计算所述后部弹体2与舵片5的相对转角Δγrel，其具体内容要求和相关步骤依次是：
①所述舵片5的偏航角和俯仰角分别等同于所述后部弹体2的偏航角
Figure GDA00030501570300001615
和俯仰角预估值
Figure GDA00030501570300001616
的最佳值；
②在所述舵片5与后部弹体2的结合处布置霍尔传感器7，其中：所述后部弹体的弹体轴360°圆周内均匀布置3个所述霍尔传感器7，每两个所述霍尔传感器7之间的角度间隔为120°；所述磁钢片8安装在所述舵片5中某一片的相应位置上，当所述舵片5与后部弹体2的弹体轴发生相对旋转时，3个所述霍尔传感器7会依次掠过所述磁钢片8，使磁场产生变化，所述霍尔传感器7会输出相应的脉冲信号；
③所述3个霍尔传感器7，即霍尔传感器A 71、霍尔传感器B 72和霍尔传感器C 73依次发出脉冲的时刻分别记为ta、tb和tc，其中，ta定义为首个脉冲时刻，即基准时刻，tb和tc为后续依次发出的脉冲时刻；所述脉冲时刻ta、tb和tc对应的后部弹体2的滚转角分别为γa、γb和γc；在旋转弹发射后，风阻作用在所述舵片5上，由于舵偏角存在，所述舵片5与后部弹体2的旋转方向相反，相邻的所述脉冲时刻间，所述舵片5转过的角度计算公式为：Δγab＝γb-γa、Δγbc＝γc-γb和Δγca＝γa-γc；
④导航计算机电路板10根据所述脉冲时刻ta、tb和tc，计算的时间间隔分别为Δtab、Δtbc和Δtca，及与其对应的相对转速分别为υab、υbc和υca，计算公式为：
Figure GDA0003050157030000171
其中，Δtab＝tb-ta，Δtbc＝tc-tb，Δtca＝ta-tc；
⑤所述旋转弹丸的后部弹体2高动态旋转，当前采样时刻tk与最近一个脉冲输出时刻间隔内舵片5相对于后部弹体2的转速由当前采样时刻tk之前输出的最近两个脉冲时刻所计算的相对转速近似，即υab,υbc和υca；3个所述时间间隔Δtac,Δtca和Δtab内任意时刻
Figure GDA00030501570300001711
转过的角度为
Figure GDA0003050157030000172
其中，Δγac＝Δγab+Δγbc；由于Δγac+Δγca＝0，所以
Figure GDA0003050157030000173
Figure GDA0003050157030000174
和
Figure GDA0003050157030000175
分别为Δtbc，Δtca和Δtab这3个不同时间段内的不同采样时刻，
Figure GDA0003050157030000176
和
Figure GDA0003050157030000177
为对应的相对转角；
⑥由⑤中算式推导，在Δtbc，Δtca，Δtab这3个不同时间段内，当前采样时刻tk计算的舵片5相对于后部弹体2的相对转角
Figure GDA00030501570300001712
的一般形式为：
Figure GDA0003050157030000178
其中，tk-1为采样时刻tk的前一个采样时刻，
Figure GDA00030501570300001713
为采样时刻tk-1对应的相对转角，υij为分别为Δtbc，Δtca和Δtab时间段内不同的相对转速，
Figure GDA0003050157030000179
和
Figure GDA00030501570300001710
分别为采样时刻tk与tk-1对应的时间点。
所述步骤三中，所述舵片5的滚转角γrud的求取步骤为：
①与当前采样时刻tk对应的所述舵片5的滚转角
Figure GDA0003050157030000184
能够由基于微惯性组件3或磁阻传感器1所计算的后部弹体2的滚转角
Figure GDA0003050157030000185
所述舵片5与后部弹体2相对转角
Figure GDA0003050157030000186
相加计算得到，计算公式为：
Figure GDA0003050157030000187
②上式采用增量形式表示为：
Figure GDA0003050157030000181
式中，
Figure GDA0003050157030000188
为采样时刻tk-1对应的所述舵片5的滚转角；
Figure GDA0003050157030000189
为所述采样时刻tk与tk-1对应的所述后部弹体2的滚转角之差；
③按照上式计算后，归结到[0,2π]内，所述舵片5滚转角
Figure GDA00030501570300001810
为：
Figure GDA0003050157030000182
所述高动态环境下的组合式姿态测量方法中，如图3和图4所示，所述旋转弹丸的构成如下：弹体前部外壳、舵片5、后部弹体2和轴承4；其中：所述后部弹体2为空心筒状结构件，其内腔后部出口被封堵；所述舵片5布置在所述弹体前部外壳的外侧面上；
所述后部弹体2和弹体前部外壳通过所述轴承4连接，动态环境下两者之间存在相对旋转；
所述舵片5共四个，在所述弹体前部外壳的外侧面上沿圆周方向间隔180°均匀布置；所述舵片5包括同向舵51和差向舵52；所述同向舵51有两个，其二者在所述弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵52也有两个，二者也在弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵52的舵偏角为3-5°，径向尺寸为
Figure GDA0003050157030000183
所述磁阻传感器1布置在后部弹体2内腔中，所述磁阻传感器1是一个整体封装的电子器件，其内部分为三个逻辑单元：x轴单元、y轴单元和z轴单元；所述磁阻传感器1为三轴的磁阻传感器，是一个整体封装的电子器件，其内部分为三个逻辑单元：x轴单元、y轴单元、z轴单元；所述x轴单元沿着所述后部弹体2的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，所述y轴单元和z轴单元布置在与所述x轴单元处于同一个笛卡尔三维直角坐标系中的另两个坐标轴，即y轴和z轴上，且所述y轴单元和z轴单元分别与该笛卡尔三维直角坐标系中的y轴和z轴的轴线方向平行布置；所述y轴单元和z轴单元同时布置在相对于所述x轴单元垂直的同一个径向截面内；
所述霍尔传感器7共3个，即霍尔传感器A 71、霍尔传感器B 72和霍尔传感器C 73，且三者在所述后部弹体2的前端轴的外侧面上沿圆周方向间隔120°均匀布置；
所述后部弹体2的内腔中安置有导航计算机电路板10和传感器电路板A12；所述导航计算机电路板10的构成如下：DSP控制器、存储Flash、外部Ram；传感器电路板A12包含有：电源模块、A/D芯片、所述磁阻传感器1、电位器调节模块；所述导航计算机电路板10与传感器电路板A12通过连接电路板的软排线A11连接，进行数据通讯；所述导航计算机电路板10与传感器电路板A12通过安防螺丝连接，固定在底板13上，并放入后部弹体2内腔，通过顶丝轴向定位；
所述霍尔传感器7信号接入所述DSP控制器的不同通用输入输出接口；
所述磁阻传感器1输出信号连接到所述A/D芯片的不同输出通道，所述A/D芯片型号为AD7606；通过所述电位器调节模块来调节所述磁阻传感器1的零位偏差信号。
实施例2
一种高动态环境下的组合式姿态测量方法，即利用磁阻传感器1或微惯性组件3，同时联合针对被测物体进行姿态测量的测量单元进行基础数据采集，并在此基础上计算被测目标对象的姿态。
根据上述高动态环境下的组合式姿态测量方法，如图2所示，包括如下步骤：
步骤一，为了对被测目标对象进行姿态测量，首先使用下述方法，对实际被测对象进行测量，得出实际被测对象的基础测量数据；所述被测目标对象为被测物体的前部，所述实际被测对象为被测物体的后部；所述被测目标对象与实际被测对象连接，二者之间存在相对旋转；
所述方法为，利用陀螺仪和加速度计组成的微惯性组件3计算所述实际被测对象的俯仰角和滚转角；
步骤二，利用安装在所述实际被测对象上的霍尔传感器7和安装在所述被测目标对象上的磁钢片8来测量并计算所述实际被测对象和被测目标对象的相对转角
步骤三，将所述俯仰角、滚转角和相对转角作为基础数据，计算被测目标对象的姿态。
在步骤三之后还有步骤四，其要求是：重复步骤一到步骤三，实现所述被测目标对象的姿态更新。
所述被测物体是旋转弹丸，所述被测目标对象是设置在旋转弹丸前部的舵片5，所述磁钢片8安装在所述舵片5的某一片的相应位置上；所述实际被测对象是所述旋转弹丸的后部，即后部弹体2；
所述舵片5布置在所述旋转弹丸的前部的外壳外侧面上；所述舵片5与后部弹体2之间存在所述相对转角；
所述方法满足下述要求：
①首先，根据所述旋转弹丸的发射系统所提供的弹体偏航角
Figure GDA0003050157030000201
所述陀螺仪和加速度计构成的微惯性组件3的布置采用如下的方案：所述陀螺仪为单轴陀螺仪，包括1个大量程陀螺仪和2个小量程陀螺仪，其中所述大量程陀螺仪的旋转轴沿着所述后部弹体2的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，2个所述小量程陀螺仪的旋转轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；所述加速度计为单轴加速度计，共3个，其中1个所述加速度计的测量轴沿着所述旋转轴x轴的轴线方向平行布置，另外2个单轴加速度计的测量轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；
②其次，所述大量程陀螺仪的输出值为
Figure GDA0003050157030000202
2个所述小量程陀螺仪的输出值分别为
Figure GDA0003050157030000203
和
Figure GDA0003050157030000204
3个所述加速度计的输出值分别为
Figure GDA0003050157030000205
Figure GDA0003050157030000206
和
Figure GDA0003050157030000207
其中
Figure GDA0003050157030000208
和
Figure GDA0003050157030000209
为所述陀螺仪和加速度计在所述旋转轴上的输出值；利用所述x轴和y轴方向的加速度计来计算后部弹体2的初始俯仰角
Figure GDA00030501570300002010
和滚转角
Figure GDA00030501570300002011
其公式为：
Figure GDA00030501570300002012
Figure GDA00030501570300002013
其中，g为重力加速度；
③再次，计算初始捷联惯导矩阵
Figure GDA00030501570300002014
Figure GDA00030501570300002015
为了表达方便，这里将
Figure GDA00030501570300002016
简记为：
Figure GDA00030501570300002017
根据捷联惯导矩阵
Figure GDA0003050157030000211
的四元数形式
Figure GDA0003050157030000212
即
Figure GDA0003050157030000213
其中，
Figure GDA0003050157030000214
的下标b表征载体坐标系，上标n表征导航坐标系，其中，q0、q1、q2和q3为初始四元数；
Figure GDA0003050157030000215
描述了载体与导航坐标系的变换关系，根据所述
Figure GDA0003050157030000216
和
Figure GDA0003050157030000217
的对应关系，得到以下关系式：
Figure GDA0003050157030000218
进一步推导后，上式满足
Figure GDA0003050157030000219
④根据所述初始捷联惯导矩阵
Figure GDA00030501570300002110
和所述
Figure GDA00030501570300002111
计算所述初始四元数q0、q1、q2和q3，即
Figure GDA00030501570300002112
其中，所述初始四元数的符号按下式确定：
Figure GDA00030501570300002113
其中，q0的符号能任选；
⑤所述初始四元数由下列微分方程完成更新；
Figure GDA0003050157030000221
其中，
Figure GDA0003050157030000222
和
Figure GDA0003050157030000223
表示所述初始四元数的导数；
⑥由所述
Figure GDA0003050157030000224
得出后部弹体(2)的滚转角度γs和俯仰角角度
Figure GDA0003050157030000225
Figure GDA0003050157030000226
Figure GDA0003050157030000227
当前采样时刻tk对应的后部弹体2的滚转角记为
Figure GDA00030501570300002210
所述步骤二中利用所述霍尔传感器7和磁钢片8，测量并计算所述后部弹体2与舵片5的相对转角Δγrel，其具体内容要求和相关步骤依次是：
①所述舵片5的偏航角和俯仰角分别等同于所述后部弹体2的偏航角
Figure GDA0003050157030000228
和俯仰角预估值
Figure GDA0003050157030000229
的最佳值；
②在所述舵片5与后部弹体2的结合处布置霍尔传感器7，其中：所述后部弹体的弹体轴360°圆周内均匀布置3个所述霍尔传感器7，每两个所述霍尔传感器7之间的角度间隔为120°；所述磁钢片8安装在所述舵片5中某一片的相应位置上，当所述舵片5与后部弹体2的弹体轴发生相对旋转时，3个所述霍尔传感器7会依次掠过所述磁钢片8，使磁场产生变化，所述霍尔传感器7会输出相应的脉冲信号；
③所述3个霍尔传感器7，即霍尔传感器A 71、霍尔传感器B 72和霍尔传感器C 73依次发出脉冲的时刻分别记为ta、tb和tc，其中，ta定义为首个脉冲时刻，即基准时刻，tb和tc为后续依次发出的脉冲时刻；所述脉冲时刻ta、tb和tc对应的后部弹体2的滚转角分别为γa、γb和γc；在旋转弹发射后，风阻作用在所述舵片5上，由于舵偏角存在，所述舵片5与后部弹体2的旋转方向相反，在相邻的所述脉冲时刻间隔内，舵片5相对于后部弹体2转过的角度记为Δγab、Δγbc和Δγca，由所述后部弹体2在相邻的所述脉冲时刻的角度差计算，计算公式为：
Δγab＝γb-γa，Δγbc＝γc-γb，Δγca＝γa-γc；
其中，Δγab为脉冲时刻ta与tb之间对应的所述后部弹体2转过的角度，Δγbc为脉冲时刻tb与tc之间对应的所述后部弹体2转过的角度，Δγca为脉冲时刻tc与ta之间对应的所述后部弹体2转过的角度；
④导航计算机电路板10根据所述脉冲时刻ta、tb和tc，计算的时间间隔分别为Δtab、Δtbc和Δtca，及与其对应的相对转速分别为υab、υbc和υca，计算公式为：
Figure GDA0003050157030000231
其中，Δtab＝tb-ta，Δtbc＝tc-tb，Δtca＝ta-tc；
⑤所述旋转弹丸的后部弹体2高动态旋转，当前采样时刻tk与最近一个脉冲输出时刻间隔内舵片5相对于后部弹体2的转速由当前采样时刻tk之前输出的最近两个脉冲时刻所计算的相对转速近似，即υab,υbc和υca；3个所述时间间隔Δtbc,Δtca和Δtab内任意时刻
Figure GDA00030501570300002311
转过的角度为
Figure GDA0003050157030000232
其中，Δγac＝Δγab+Δγbc；由于Δγac+Δγca＝0，所以
Figure GDA0003050157030000233
Figure GDA0003050157030000234
和
Figure GDA0003050157030000235
分别为Δtbc，Δtca和Δtab这3个不同时间段内的不同采样时刻，
Figure GDA0003050157030000236
和
Figure GDA0003050157030000237
为对应的相对转角；
⑥由⑤中算式推导，在Δtbc，Δtca，Δtab这3个不同时间段内，当前采样时刻tk计算的舵片5相对于后部弹体2的相对转角
Figure GDA00030501570300002312
的一般形式为：
Figure GDA0003050157030000238
其中，tk-1为采样时刻tk的前一个采样时刻，
Figure GDA00030501570300002313
为采样时刻tk-1对应的相对转角，υij为分别为Δtbc，Δtca和Δtab时间段内不同的相对转速，
Figure GDA0003050157030000239
和
Figure GDA00030501570300002310
分别为采样时刻tk与tk-1对应的时间点。
所述步骤三中，所述舵片5的滚转角γrud的求取步骤为：
①与当前采样时刻tk对应的所述舵片5的滚转角
Figure GDA00030501570300002314
能够由基于微惯性组件3或磁阻传感器1所计算的后部弹体2的滚转角
Figure GDA00030501570300002315
所述舵片5与后部弹体2相对转角
Figure GDA00030501570300002316
相加计算得到，计算公式为：
Figure GDA0003050157030000244
②上式采用增量形式表示为：
Figure GDA0003050157030000242
式中，
Figure GDA0003050157030000245
为所述采样时刻tk与tk-1对应的所述后部弹体2的滚转角之差；
③按照上式计算后，归结到[0,2π]内，所述舵片5滚转角
Figure GDA0003050157030000246
为：
Figure GDA0003050157030000241
所述高动态环境下的组合式姿态测量方法中，如图4和图5所示，所述旋转弹丸的构成如下：弹体前部外壳、舵片5、后部弹体2和轴承4；其中：后部所述弹体2为空心筒状结构件，其内腔后部出口被封堵；舵片5布置在所述弹体前部外壳的外侧面上；
所述后部弹体2和弹体前部外壳通过所述轴承4连接，动态环境下两者之间存在相对旋转；
所述舵片5共四个，在所述弹体前部外壳的外侧面上沿圆周方向间隔180°均匀布置；所述舵片5包括：同向舵51和差向舵52；所述同向舵51有两个，其二者在所述弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵52也有两个，二者也在弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵52的舵偏角为3-5°，径向尺寸为
Figure GDA0003050157030000243
所述微惯性传感器1布置在后部弹体2内腔中，所述陀螺仪为单轴陀螺仪，包括1个大量程陀螺仪和2个小量程陀螺仪，其中所述大量程陀螺仪的旋转轴沿着所述后部弹体2的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，2个所述小量程陀螺仪的旋转轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；所述加速度计为单轴加速度计，共3个，其中1个所述加速度计的测量轴沿着所述旋转轴x轴的轴线方向平行布置，另外2个单轴加速度计的测量轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；
所述霍尔传感器7共3个，即霍尔传感器A 71、霍尔传感器B 72和霍尔传感器C 73，且三者在所述后部弹体2前端轴的外侧面上沿圆周方向间隔120°均匀布置；
所述后部弹体2的内腔中安置有导航计算机电路板10和传感器电路板B 14；所述导航计算机电路板10，其构成如下：DSP控制器、存储Flash、外部Ram、其他必要器件；传感器电路板B 14包含有：电源模块、A/D芯片和所述微惯性组件3；所述导航计算机电路板10与传感器电路板B 14通过连接电路板的软排线B 15连接，进行数据通讯；所述导航计算机电路板10与传感器电路板B 14通过安防螺丝连接，固定在底板13上，并放入后部弹体2内腔，通过顶丝轴向定位；
所述霍尔传感器7信号接入所述DSP控制器的不同通用输入输出接口；
所述微惯性组件3输出信号连接到所述A/D芯片的不同输出通道，所述所用A/D芯片型号为AD7606。
本实施其他未详细说明的内容参见说明书和实施例1，在此因篇幅所限从略。

Claims (5)

1.一种高动态环境下的组合式姿态测量方法，利用磁阻传感器(1)或微惯性组件(3)，同时联合针对被测物体进行姿态测量的测量单元进行基础数据采集，并在此基础上计算被测目标对象的姿态；
所述高动态环境下的组合式姿态测量方法包括如下步骤：
步骤一，为了对被测目标对象进行姿态测量，首先使用下述两种方法之一，对实际被测对象进行测量，得出实际被测对象的基础测量数据；所述被测目标对象为被测物体的前部，所述实际被测对象为被测物体的后部；所述被测目标对象与实际被测对象连接，二者之间存在相对旋转；
其中，方法一：利用磁阻传感器(1)在线精确估计所述实际被测对象低动态变化的俯仰角；得到所述俯仰角的预估值后，计算所述实际被测对象高动态变化的滚转角；方法二：利用陀螺仪和加速度计组成的微惯性组件(3)计算所述实际被测对象的俯仰角和滚转角；
步骤二，利用所述测量单元来测量并计算所述实际被测对象和被测目标对象的相对转角，所述测量单元包括安装在所述实际被测对象上的霍尔传感器(7)和安装在所述被测目标对象上的磁钢片(8)；
步骤三，将所述俯仰角、滚转角和相对转角作为基础数据，计算被测目标对象的姿态；
所述高动态环境下的组合式姿态测量方法满足下述要求之一或其组合：
其一，在所述步骤三之后还有步骤四，其要求是：重复步骤一到步骤三，实现所述被测目标对象的姿态更新；
其二，所述组合式姿态测量方法中，所述被测物体是旋转弹丸，所述被测目标对象是设置在旋转弹丸前部的舵片(5)，所述磁钢片(8)安装在所述舵片(5)的某一片的相应位置上；所述实际被测对象是所述旋转弹丸的后部，即后部弹体(2)；
所述舵片(5)布置在所述旋转弹丸的前部的外壳外侧面上；所述舵片(5)与后部弹体(2)之间存在所述相对转角；
其特征在于：所述对被测目标对象进行姿态测量的方法一中，在线精确估计所述后部弹体(2)低动态变化的俯仰角要求如下：
①首先，根据所述旋转弹丸的发射系统所提供的所述后部弹体(2)的偏航角
Figure FDA0003050157020000011
所述磁阻传感器(1)的布置采用如下的方案：所述磁阻传感器(1)为三轴的磁阻传感器，是一个整体封装的电子器件，其内部分为三个逻辑单元：x轴单元、y轴单元和z轴单元；所述x轴单元沿着所述后部弹体(2)的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，所述y轴单元和z轴单元布置在与所述x轴单元处于同一个笛卡尔三维直角坐标系中的另两个坐标轴，即y轴和z轴上，且所述y轴单元和z轴单元分别与该笛卡尔三维直角坐标系中的y轴和z轴的轴线方向平行布置；所述y轴单元和z轴单元同时布置在相对于所述x轴单元垂直的同一个径向截面内；
②其次，使用模糊神经元网络；所述模糊神经元网络的输入量为：所述磁阻传感器(1)的输出值Bb、反映所述后部弹体(2)滚转角变化的预估滚转角速率
Figure FDA0003050157020000021
和反映所述后部弹体(2)俯仰角变化的磁阻变化率
Figure FDA0003050157020000022
所述模糊神经元网络的输出量为：所述后部弹体(2)的俯仰角预估值
Figure FDA0003050157020000023
和俯仰角的调整量Δθ；
③再次，根据所述磁阻传感器(1)的输出值Bb分别对应的所述x轴单元、y轴单元和z轴单元的输出值，即测量值
Figure FDA0003050157020000024
和
Figure FDA0003050157020000025
通过以下公式计算预估滚转角
Figure FDA0003050157020000026
Figure FDA0003050157020000027
④所述预估滚转角速率
Figure FDA0003050157020000028
的计算公式为：
Figure FDA0003050157020000029
其中tk-1和tk表示两个相邻的采样时刻；
Figure FDA00030501570200000210
和
Figure FDA00030501570200000211
分别为tk-1和tk时刻预估滚转角度值；
⑤通过相邻采样时刻对应的所述测量值
Figure FDA00030501570200000212
进行所述磁阻变化率
Figure FDA00030501570200000213
的计算：
Figure FDA00030501570200000214
其中
Figure FDA00030501570200000215
和
Figure FDA00030501570200000216
分别为所述tk-1和tk时刻对应的测量值；
⑥根据反映所述预估滚转角速率
Figure FDA00030501570200000217
和反映所述磁阻变化率
Figure FDA00030501570200000218
来调节所述俯仰角的调整量Δθ，建立模糊控制规则，其中每条规则对应一对样本；通过所述模糊控制规则选取的滚转角速率
Figure FDA00030501570200000219
磁阻变化率
Figure FDA00030501570200000220
与期望俯仰角的调整量Δθd作为模糊神经元网络的训练样本，依次送入所述模糊神经元网络进行离线训练，使所述模糊神经元网络记忆所述模糊控制规则，使其具有联想记忆功能；
⑦利用地面转台模拟姿态实验数据，采用所述磁阻传感器(1)的输出数据
Figure FDA00030501570200000221
和
Figure FDA00030501570200000222
与所述地面转台中框模拟的俯仰角设定值θd作为所述模糊神经元网络的训练样本，通过在线计算即得到所述俯仰角预估值
Figure FDA0003050157020000031
⑧根据所述模糊神经元网络的输出量，即所述俯仰角预估值
Figure FDA0003050157020000032
和俯仰角的调整量Δθ，计算所述后部弹体(2)的最佳俯仰角预估值
Figure FDA0003050157020000033
Figure FDA0003050157020000034
⑨根据所述最佳俯仰角预估值
Figure FDA0003050157020000035
和偏航角
Figure FDA0003050157020000036
计算所述后部弹体(2)的径向截面内地磁矢量
Figure FDA0003050157020000037
及其磁场强度的分量
Figure FDA0003050157020000038
因为在一个采样周期内，滚转角的变化速率比俯仰角的变化速率快得多，所以计算滚转角时，能够假定当前时刻的俯仰角度近似不变；当地地磁矢量Bn为已知量，经过坐标变换到弹体坐标系s下，变换过程如下：
Figure FDA0003050157020000039
其中，
Figure FDA00030501570200000310
为当地地磁矢量Bn在n系下的三轴分量，
Figure FDA00030501570200000311
为当地地磁矢量Bn在弹体坐标系s下的投影分量，弹体坐标系s下径向截面内的投影分量
Figure FDA00030501570200000312
的合成矢量，即为地磁矢量
Figure FDA00030501570200000313
以所述径向截面内地磁矢量
Figure FDA00030501570200000314
为分界线，将所述滚转角分为两部分：第一部分为从初始旋转位置到所述地磁矢量
Figure FDA00030501570200000315
的角度γ0；由反三角函数的运算能够得到所述γ0，运算公式如下：
Figure FDA00030501570200000316
第二部分为从投影所述地磁矢量
Figure FDA00030501570200000317
到采样时刻的所述预估滚转角
Figure FDA00030501570200000318
所述地磁矢量
Figure FDA00030501570200000319
的角度γ0和所述预估滚转角
Figure FDA00030501570200000320
的代数和即为所述后部弹体(2)在采样时刻的滚转角γs，即
Figure FDA00030501570200000321
当前采样时刻tk对应的后部弹体(2)的滚转角记为
Figure FDA00030501570200000322
所述方法二满足下述要求：
①首先，根据所述旋转弹丸的发射系统所提供的弹体偏航角
Figure FDA00030501570200000323
所述陀螺仪和加速度计构成的微惯性组件(3)的布置采用如下的方案：所述陀螺仪为单轴陀螺仪，包括1个大量程陀螺仪和2个小量程陀螺仪，其中所述大量程陀螺仪的旋转轴沿着所述后部弹体(2)的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，2个所述小量程陀螺仪的旋转轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；所述加速度计为单轴加速度计，共3个，其中1个所述加速度计的测量轴沿着所述旋转轴x轴的轴线方向平行布置，另外2个单轴加速度计的测量轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；
②其次，所述大量程陀螺仪的输出值为
Figure FDA0003050157020000041
2个所述小量程陀螺仪的输出值分别为
Figure FDA0003050157020000042
和
Figure FDA0003050157020000043
3个所述加速度计的输出值分别为
Figure FDA0003050157020000044
和
Figure FDA0003050157020000045
其中
Figure FDA0003050157020000046
和
Figure FDA0003050157020000047
为所述陀螺仪和加速度计在所述旋转轴上的输出值；利用所述x轴和y轴方向的加速度计来计算后部弹体(2)的初始俯仰角
Figure FDA0003050157020000048
和滚转角
Figure FDA0003050157020000049
其公式为：
Figure FDA00030501570200000410
Figure FDA00030501570200000411
其中，g为重力加速度；
③再次，计算初始捷联惯导矩阵
Figure FDA00030501570200000412
Figure FDA00030501570200000413
为了表达方便，这里将
Figure FDA00030501570200000414
简记为：
Figure FDA00030501570200000415
根据捷联惯导矩阵
Figure FDA00030501570200000416
的四元数形式
Figure FDA00030501570200000417
即
Figure FDA00030501570200000418
其中，
Figure FDA00030501570200000419
的下标b表征载体坐标系，上标n表征导航坐标系，其中，q0、q1、q2和q3为初始四元数；
Figure FDA00030501570200000420
描述了载体与导航坐标系的变换关系，根据所述
Figure FDA00030501570200000421
和
Figure FDA00030501570200000422
的对应关系，得到以下关系式：
Figure FDA0003050157020000051
进一步推导后，上式满足
Figure FDA0003050157020000052
④由③中算式推导，计算所述初始四元数q0、q1、q2和q3，即
Figure FDA0003050157020000053
其中，所述初始四元数的符号按下式确定：
Figure FDA0003050157020000054
其中，q0的符号能任选；
⑤所述初始四元数由下列微分方程完成更新；
Figure FDA0003050157020000055
其中，
Figure FDA0003050157020000056
和
Figure FDA0003050157020000057
表示所述初始四元数的导数；
⑥由所述
Figure FDA0003050157020000058
得出后部弹体(2)的滚转角度γs和俯仰角角度
Figure FDA0003050157020000059
Figure FDA00030501570200000510
Figure FDA00030501570200000511
当前采样时刻tk对应的后部弹体(2)的滚转角记为
Figure FDA00030501570200000512
2.根据权利要求1所述高动态环境下的组合式姿态测量方法，其特征在于：所述步骤二中利用所述霍尔传感器(7)和磁钢片(8)，测量并计算所述后部弹体(2)与舵片(5)的相对转角Δγrel，其具体内容要求和相关步骤依次是：
①所述舵片(5)的偏航角和俯仰角分别等同于所述后部弹体(2)的偏航角
Figure FDA0003050157020000062
和俯仰角预估值
Figure FDA0003050157020000063
的最佳值；
②在所述舵片(5)与后部弹体(2)的结合处布置霍尔传感器(7)，其中：所述后部弹体的弹体轴360°圆周内均匀布置3个所述霍尔传感器(7)，每两个所述霍尔传感器(7)之间的角度间隔为120°；所述磁钢片(8)安装在所述舵片(5)中某一片的相应位置上，当所述舵片(5)与后部弹体(2)的弹体轴发生相对旋转时，3个所述霍尔传感器(7)会依次掠过所述磁钢片(8)，使磁场产生变化，所述霍尔传感器(7)会输出相应的脉冲信号；
③所述3个霍尔传感器(7)，即霍尔传感器A(71)、霍尔传感器B(72)和霍尔传感器C(73)依次发出脉冲的时刻分别记为ta、tb和tc，其中，ta定义为首个脉冲时刻，即基准时刻，tb和tc为后续依次发出的脉冲时刻；所述脉冲时刻ta、tb和tc对应的后部弹体(2)的滚转角分别为γa、γb和γc；在旋转弹发射后，风阻作用在所述舵片(5)上，由于舵偏角存在，所述舵片(5)与后部弹体(2)的旋转方向相反，在相邻的所述脉冲时刻间隔内，舵片(5)相对于后部弹体(2)转过的角度记为Δγab、Δγbc和Δγca，由所述后部弹体(2)在相邻的所述脉冲时刻的角度差计算，计算公式为：
Δγab＝γb-γa
Δγbc＝γc-γb
Δγca＝γa-γc；
其中，Δγab为脉冲时刻ta与tb之间对应的所述后部弹体(2)转过的角度，Δγbc为脉冲时刻tb与tc之间对应的所述后部弹体(2)转过的角度，Δγca为脉冲时刻tc与ta之间对应的所述后部弹体(2)转过的角度；
④导航计算机电路板(10)根据所述脉冲时刻ta、tb和tc，计算的时间间隔分别为Δtab、Δtbc和Δtca，及与其对应的相对转速分别为υab、υbc和υca，计算公式为：
Figure FDA0003050157020000061
其中，Δtab＝tb-ta，Δtbc＝tc-tb，Δtca＝ta-tc；
⑤所述旋转弹丸的后部弹体(2)高动态旋转，当前采样时刻tk与最近一个脉冲输出时刻间隔内舵片(5)相对于后部弹体(2)的转速由当前采样时刻tk之前输出的最近两个脉冲时刻所计算的相对转速近似，即υab，υbc和υca；3个所述时间间隔Δtbc，Δtca和Δtab内任意时刻
Figure FDA00030501570200000720
转过的角度为
Figure FDA0003050157020000071
其中，Δγac＝Δγab+Δγbc；由于Δγac+Δγca＝0，所以
Figure FDA0003050157020000072
Figure FDA0003050157020000073
和
Figure FDA0003050157020000074
分别为Δtbc，Δtca和Δtab这3个不同时间段内的不同采样时刻，
Figure FDA0003050157020000075
和
Figure FDA0003050157020000076
为对应的相对转角；
⑥由所述⑤中算式推导，在Δtbc，Δtca，Δtab这3个不同时间段内，当前采样时刻tk计算的舵片(5)相对于后部弹体(2)的相对转角
Figure FDA0003050157020000077
的一般形式为：
Figure FDA0003050157020000078
其中，k-1为采样时刻tk的前一个采样时刻，
Figure FDA0003050157020000079
为采样时刻tk-1对应的相对转角，υij为分别为Δtbc，Δtca和Δtab时间段内不同的相对转速，
Figure FDA00030501570200000710
和
Figure FDA00030501570200000711
分别为采样时刻tk与tk-1对应的时间点。
3.根据权利要求2所述高动态环境下的组合式姿态测量方法，其特征在于：所述步骤三中，所述舵片(5)的滚转角γrud的求取步骤为：
①与当前采样时刻tk对应的所述舵片(5)的滚转角
Figure FDA00030501570200000712
能够由基于微惯性组件(3)或磁阻传感器(1)所计算的后部弹体(2)的滚转角
Figure FDA00030501570200000713
所述舵片(5)与后部弹体(2)相对转角
Figure FDA00030501570200000714
相加计算得到，计算公式为：
Figure FDA00030501570200000715
②上式采用增量形式表示为：
Figure FDA00030501570200000716
式中，
Figure FDA00030501570200000717
为采样时刻tk-1对应的所述舵片(5)的滚转角；
Figure FDA00030501570200000718
为所述采样时刻tk与tk-1对应的所述后部弹体(2)的滚转角之差；
③按照上式计算后，归结到[0，2π]内，所述舵片(5)滚转角
Figure FDA00030501570200000719
为：
Figure FDA0003050157020000081
4.根据权利要求1所述高动态环境下的组合式姿态测量方法，其特征在于：在所述步骤一中采用所述方法一时，所述高动态环境下的组合式姿态测量方法中，所述旋转弹丸的构成如下：弹体前部外壳、舵片(5)、后部弹体(2)和轴承(4)；其中：所述后部弹体(2)为空心筒状结构件，其内腔后部出口被封堵；所述舵片(5)布置在所述弹体前部外壳的外侧面上；
所述后部弹体(2)和弹体前部外壳通过所述轴承(4)连接，动态环境下两者之间存在相对旋转；
所述舵片(5)共四个，在所述弹体前部外壳的外侧面上沿圆周方向间隔180°均匀布置；所述舵片(5)包括同向舵(51)和差向舵(52)；所述同向舵(51)有两个，其二者在所述弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵(52)也有两个，二者也在弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵(52)的舵偏角为3-5°；
所述磁阻传感器(1)布置在后部弹体(2)内腔中，所述磁阻传感器(1)是一个整体封装的电子器件，其内部分为三个逻辑单元：x轴单元、y轴单元和z轴单元；所述磁阻传感器(1)为三轴的磁阻传感器，是一个整体封装的电子器件，其内部分为三个逻辑单元：x轴单元、y轴单元、z轴单元；所述x轴单元沿着所述后部弹体(2)的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，所述y轴单元和z轴单元布置在与所述x轴单元处于同一个笛卡尔三维直角坐标系中的另两个坐标轴，即y轴和z轴上，且所述y轴单元和z轴单元分别与该笛卡尔三维直角坐标系中的y轴和z轴的轴线方向平行布置；所述y轴单元和z轴单元同时布置在相对于所述x轴单元垂直的同一个径向截面内；
所述霍尔传感器(7)共3个，即霍尔传感器A(71)、霍尔传感器B(72)和霍尔传感器C(73)，且三者在所述后部弹体(2)的前端轴的外侧面上沿圆周方向间隔120°均匀布置；
所述后部弹体(2)的内腔中安置有导航计算机电路板(10)和传感器电路板A(12)；所述导航计算机电路板(10)的构成如下：DSP控制器、存储Flash、外部Ram；传感器电路板A(12)包含有：电源模块、A/D芯片、所述磁阻传感器(1)、电位器调节模块；所述导航计算机电路板(10)与传感器电路板A(12)通过连接电路板的软排线A(11)连接，进行数据通讯；所述导航计算机电路板(10)与传感器电路板A(12)通过安防螺丝连接，固定在底板(13)上，并放入后部弹体(2)内腔，通过顶丝轴向定位；
所述霍尔传感器(7)信号接入所述DSP控制器的不同通用输入输出接口；
所述磁阻传感器(1)输出信号连接到所述A/D芯片的不同输出通道；通过所述电位器调节模块来调节所述磁阻传感器(1)的零位偏差信号。
5.根据权利要求1所述高动态环境下的组合式姿态测量方法，其特征在于：在所述步骤一中采用所述方法二时，所述高动态环境下的组合式姿态测量方法中，所述旋转弹丸的构成如下：弹体前部外壳、舵片(5)、后部弹体(2)和轴承(4)；其中：所述后部弹体 (2) 为空心筒状结构件，其内腔后部出口被封堵；舵片(5)布置在所述弹体前部外壳的外侧面上；
所述后部弹体(2)和弹体前部外壳通过所述轴承(4)连接，动态环境下两者之间存在相对旋转；
所述舵片(5)共四个，在所述弹体前部外壳的外侧面上沿圆周方向间隔180°均匀布置；所述舵片(5)包括：同向舵(51)和差向舵(52)；所述同向舵(51)有两个，其二者在所述弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵(52)也有两个，二者也在弹体前部外壳的外侧面上间隔180°布置；所述差向舵(52)的舵偏角为3-5°；
所述微惯性传感器(1)布置在后部弹体(2)内腔中，所述陀螺仪为单轴陀螺仪，包括1个大量程陀螺仪和2个小量程陀螺仪，其中所述大量程陀螺仪的旋转轴沿着所述后部弹体(2)的旋转轴x轴的轴线方向平行布置，2个所述小量程陀螺仪的旋转轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；所述加速度计为单轴加速度计，共3个，其中1个所述加速度计的测量轴沿着所述旋转轴x轴的轴线方向平行布置，另外2个单轴加速度计的测量轴相互正交，且同时布置在与所述旋转轴x轴垂直的同一个径向截面内；
所述霍尔传感器(7)共3个，即霍尔传感器A(71)、霍尔传感器B(72)和霍尔传感器C(73)，且三者在所述后部弹体(2)前端轴的外侧面上沿圆周方向间隔120°均匀布置；
所述后部弹体(2)的内腔中安置有导航计算机电路板(10)和传感器电路板B(14)；导航计算机亦即导航样机电路板(10)，其构成如下：DSP控制器、存储Flash、外部Ram、其他必要器件；传感器电路板B(14)包含有：电源模块、A/D芯片和所述微惯性组件(3)；所述导航计算机电路板(10)与传感器电路板B(14)通过连接电路板的软排线B(15)连接，进行数据通讯；所述导航计算机电路板(10)与传感器电路板B(14)通过安防螺丝连接，固定在底板(13)上，并放入后部弹体(2)内腔，通过顶丝轴向定位；
所述霍尔传感器(7)信号接入所述DSP控制器的不同通用输入输出接口；
所述微惯性组件(3)输出信号连接到所述A/D芯片的不同输出通道。
CN201810400931.9A 2018-04-28 2018-04-28 一种高动态环境下的组合式姿态测量方法 Active CN108801242B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810400931.9A CN108801242B (zh) 2018-04-28 2018-04-28 一种高动态环境下的组合式姿态测量方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810400931.9A CN108801242B (zh) 2018-04-28 2018-04-28 一种高动态环境下的组合式姿态测量方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108801242A CN108801242A (zh) 2018-11-13
CN108801242B true CN108801242B (zh) 2021-06-29

Family

ID=64093098

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810400931.9A Active CN108801242B (zh) 2018-04-28 2018-04-28 一种高动态环境下的组合式姿态测量方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108801242B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109489690B (zh) * 2018-11-23 2020-10-23 北京宇航系统工程研究所 一种适用于高动态翻滚再入的助推器导航定位解算方法
CN109373833B (zh) * 2018-12-07 2020-11-03 惠州学院 适用于旋转弹初始姿态和速度联合测量方法
CN109752749B (zh) * 2018-12-10 2020-12-22 北京航空航天大学 一种高旋飞行器低旋部件的姿态估计方法及系统
CN112577483A (zh) * 2019-09-29 2021-03-30 北京信息科技大学 一种伞降末端敏感器件姿态测量装置
CN111966123A (zh) * 2020-08-28 2020-11-20 北京信息科技大学 导航设备及飞行器
CN114111797B (zh) * 2021-11-30 2024-02-20 北京信息科技大学 基于fpga的卡尔曼滤波器、ip核及导航用芯片

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4964593A (en) * 1988-08-13 1990-10-23 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Missile having rotor ring
CN101033973A (zh) * 2007-04-10 2007-09-12 南京航空航天大学 微小型飞行器微惯性组合导航系统的姿态确定方法
CN103487052A (zh) * 2013-09-17 2014-01-01 哈尔滨工程大学 一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4964593A (en) * 1988-08-13 1990-10-23 Messerschmitt-Bolkow-Blohm Gmbh Missile having rotor ring
CN101033973A (zh) * 2007-04-10 2007-09-12 南京航空航天大学 微小型飞行器微惯性组合导航系统的姿态确定方法
CN103487052A (zh) * 2013-09-17 2014-01-01 哈尔滨工程大学 一种基于磁传感器组合的飞行器姿态测量方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
位置传感器在高旋弹舵机控制系统中应用研究;王玲等;《沈阳理工大学学报》;20150831;第34卷(第4期);C032-14-第9-10、18-19、54-57页 *
弹道修正机构的控制原理及系统设计;张进超;《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技II辑》;20170515(第5期);第19-23页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN108801242A (zh) 2018-11-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108801242B (zh) 一种高动态环境下的组合式姿态测量方法
CN110207697B (zh) 基于角加速度计/陀螺/加速度计的惯性导航解算方法
CN106354901B (zh) 一种运载火箭质量特性及动力学关键参数在线辨识方法
CN107101636B (zh) 一种使用卡尔曼滤波器辨识多旋翼动力学模型参数的方法
CN108613674A (zh) 一种基于自适应差分进化bp神经网络的姿态误差抑制方法
Baranowski Equations of motion of a spin-stabilized projectile for flight stability testing
CN109211231B (zh) 一种基于牛顿迭代法的炮弹姿态估计方法
CN105973237B (zh) 基于实际飞行数据插值的仿真动态轨迹解析生成方法
Ilg Guidance, navigation, and control for munitions a thesis submitted to the faculty of
CN109211232B (zh) 一种基于最小二乘滤波的炮弹姿态估计方法
Wang et al. Virtual gyros construction and evaluation method based on BILSTM
Byron et al. Designing a vertical/horizontal AUV for deep ocean sampling
CN103869097B (zh) 旋转弹航向角、俯仰角角速率测量方法
CN103616026B (zh) 一种基于h∞滤波的auv操纵模型辅助捷联惯导组合导航方法
CN104613984B (zh) 临近空间飞行器传递对准模型不确定性的鲁棒滤波方法
CN114545953A (zh) 仿生鱼路径控制方法、装置及仿生鱼
CN114964224A (zh) 一种微惯导系统误差自主抑制方法
CN113806950A (zh) 基于潜器空间运动模型的捷联惯导系统仿真方法
EP4328595A1 (en) Fluid flow estimation and navigation
Yao et al. Research on attitude calculation algorithm based on RBF-Kalman fusion filter
Liu et al. Aerodynamic parameters identification of EKF for high-spinning projectile based on geomagnetic measurement data
Lange Semi-physical simulation of guided missiles
Liu et al. An improved square root unscented Kalman filter for projectile's attitude determination
Chuanjun et al. Magnetometer-Based Attitude Determination for Spinning Flight Vehicles
de Celis et al. A neural network for sensor hybridization in rocket guidance

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
EE01 Entry into force of recordation of patent licensing contract
EE01 Entry into force of recordation of patent licensing contract

Application publication date: 20181113

Assignee: Liaoning Yingchuang Huanyu General Equipment Co.,Ltd.

Assignor: SHENYANG LIGONG University

Contract record no.: X2021210000056

Denomination of invention: A combined attitude measurement method in high dynamic environment

Granted publication date: 20210629

License type: Common License

Record date: 20211130