CN110017808B - 利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法 - Google Patents
利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110017808B CN110017808B CN201910231418.6A CN201910231418A CN110017808B CN 110017808 B CN110017808 B CN 110017808B CN 201910231418 A CN201910231418 A CN 201910231418A CN 110017808 B CN110017808 B CN 110017808B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- aircraft
- accelerometer
- roll angle
- angle
- calculated
- 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
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 26
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 47
- 230000008859 change Effects 0.000 claims abstract description 7
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 15
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 3
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 3
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 13
- 230000005358 geomagnetic field Effects 0.000 description 7
- 230000008569 process Effects 0.000 description 4
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 3
- 241000282414 Homo sapiens Species 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 2
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 1
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 description 1
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- SZVJSHCCFOBDDC-UHFFFAOYSA-N iron(II,III) oxide Inorganic materials O=[Fe]O[Fe]O[Fe]=O SZVJSHCCFOBDDC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
- G01C21/005—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
- G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00
- G01C21/04—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by terrestrial means
- G01C21/08—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00 by terrestrial means involving use of the magnetic field of the earth
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Environmental & Geological Engineering (AREA)
- General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Geology (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Navigation (AREA)
- Measuring Magnetic Variables (AREA)
Abstract
本发明提供了一种利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法,以磁阻传感器和加速计的测量误差为权重,对飞行器纵轴与地磁矢量夹角变化确定的测量噪声协方差矩阵进行调整,以实现对飞行器滚转角的最优估计。该方法通过地磁信息和加速计配合使用,可以消除飞行器测量盲区的影响。
Description
技术领域
本发明涉及一种利用地磁信息和加速计解算飞行体姿态的方法,特别涉及一种利用地磁信息和加速计解算飞行体滚转角的空间盲区及固有偏差的方法。
背景技术
地球是一个天然的磁石,它近似于一个置于地心的偶极子。地面上任意一点都具有一定的磁场强度和方向,故可认为地磁场为一个已知的矢量场。根据矢量定姿的原理,若可以通过固连于飞行器上的传感器测量出地磁矢量的方向,则可利用矢量运算解算出飞行器的姿态角。磁阻传感器由于其尺寸小、成本低、可抗高过载的特性,被广泛应用于飞行体特别是导弹滚转姿态测量系统中。在实际应用中,磁阻传感器的其敏感轴之一与弹轴向平行,当导弹轴向方向靠近磁北向附近时,滚转姿态解算会出现较大误差。
产生这些误差的原因,普遍认为是由于当导弹的弹体轴(x轴)靠近磁北向时,与弹体轴垂直截面(Oyz面)上地磁场分量较小,导致y轴和z轴上磁阻传感器的测量值过于微弱,输出信号信噪比太低,从而导致滚转姿态解算存在误差。本领域人员普遍认为,可以通过提高传感器的测量精度和提升传感器输出信号的信噪比来减小甚至消除此误差。
然而,本发明人通过基于磁阻传感器的弹体姿态测量技术,理论推导出了依靠磁阻传感器信息解算导弹滚转角的算法,发现了滚转角误差的主要来源,不仅与磁阻传感器的测量误差有关,还与导弹的俯仰角和偏航角的测量误差有关。即使磁阻传感器的测量精度达到理想的状态,当弹体轴与磁北向夹角较小时,因俯仰角和偏航角的测量存在误差,也会导致滚转角的解算误差在一定程度上趋于发散。
本发明人发现,对于低速滚转的飞行体,如导弹、卫星等飞行体,在发射方向和磁北向夹角较小的时候,使用地磁传感器解算滚转角时会存在解算盲区。
为了解决现有技术中的上述问题,本发明人通过引入加速度计,提供了一种利用地磁信息和加速计解算飞行体姿态的方法。
发明内容
为了解决上述问题,本发明人进行了锐意研究,结果发现:通过地磁信息和加速计配合使用,采用自适应最小二乘滤波法,可以消除测量盲区的影响,从而完成了本发明。
本发明的目的在于提供一种利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法,加速计每一时刻的测量值解算出的滚转角γA由以下式Ⅱ给出:
式Ⅱ
其中,ωx为加速度计测量的滚转角,t0为积分起始点,tf为计算滚转角的时刻。
飞行器质心位置与加速度计安装位置的矢量为d,飞行器的滚转角速度矢量为ωx,根据加速度计的臂杆效应,加速度计的径向测量值aγ为
ar=ωx 2d
根据上式可解算得到滚转角速度ωx。
其中,所述加速计测量值解算出的滚转角γA=γ+δγA;
γ表示飞行器的真实滚转角;
δγA为解算误差,误差δγA~N(0,σA 2),σA 2根据选用的加速计的性能参数确定。
其中,所述磁阻传感器测量值解算出的滚转角γM=γ+δγM;
γ表示飞行器的真实滚转角;
δγM为磁阻传感器测定滚转角的解算误差,误差δγM~N(0,σM 2),其中σM 2由飞行器的俯仰和偏航误差角决定。
优选以磁阻传感器和加速计的测量误差为权重,对飞行器纵轴与地磁矢量夹角变化确定的测量噪声协方差矩阵进行调整。
式Ⅰ
σM 2为磁阻传感器解算值的方差;
σA 2为加速计冗余测量值的方差;
γM为根据磁阻传感器的测量值解算出的滚转角;
γA为根据加速计每一时刻的测量值解算出的滚转角。
所述W为8~14°,更优选为9~12°。
根据本发明提供的利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法,具有以下有益效果:
(1)本发明通过地磁信息和加速计配合使用来消除测量盲区的影响;
(2)本发明提供的利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法通过采用自适应最小二乘滤波法,根据飞行器纵轴与地磁矢量的夹角变化调整测量噪声协方差矩阵,以实现对飞行器滚转角的最优估计;
(3)本发明提供的方法中,通过联用加速度计解算滚转角,可以提升仅利用地磁传感器解算滚转角的精度,同时可以避免仅用地磁解算滚转角的盲区。
附图说明
图1示出发射坐标系与北天东坐标系的关系图;
图2示出准弹体坐标系与发射坐标系的关系图;
图3示出弹体坐标系和准弹体坐标系的关系图;
图4示出北东地坐标系下地磁场的描述图;
图5示出地磁总量M与发射坐标系Oxyz及北天东坐标系OxNyUzE的关系图;
图6-1示出实施例1中导弹发射方向与磁北夹角0°~40°时磁场在弹截面上投影占总磁场强度百分比的变化图;
图6-2示出实施例1中导弹发射方向与磁北夹角90°~180°时磁场在弹截面上投影占总磁场强度百分比的变化图;
图6-3示出实施例1中导弹发射方向与磁北夹角2°~8°时滚转角解算误差对俯仰角误差的敏感程度;
图6-4示出实施例1中导弹俯仰角-10°~-40°时滚转角解算误差对偏航角误差的敏感程度;
图6-5示出实施例1利用三轴地磁传感器和三轴地磁传感器+加速计解算滚转角的解算结果与真实值的对比图。
具体实施方式
下面通过对本发明进行详细说明,本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
以下详述本发明。
本发明提供了一种利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法,飞行器在飞行过程中会产生滚动,获得实时有效的飞行器姿态参数,扩展飞行器可用状态对优化飞行器的控制系统非常重要。
所述飞行器是指由人类制造、能飞离地面、在空间飞行并由人来控制的在大气层内或大气层外空间(太空)飞行的器械飞行物。
所述飞行器包括航空器、航天器、火箭、导弹和制导武器,优选为导弹。
现有技术中常常利用飞行器上安装的磁阻传感器获得弹体姿态的测量数据,该数据是基于北天东坐标系OxNyUzE、发射坐标系Oxyz、准弹体坐标系Ox4y4z4和弹体坐标系Ox1y1z1,以及坐标系间的转换得到的。
其中,所述北天东坐标系是与地球表面固连的坐标系,原点O取在发射点,OxN位于水平面内指向地理北极;OyU垂直水平面朝天;OzE与其他两轴垂直并构成右手坐标系。
所述准弹体坐标系的原点O与飞行器质心重合,Ox4轴与弹体纵轴重合,指向头部为正;Oy4轴位于包含Ox4轴的铅垂平面内指向上为正;Oz4轴与其他两轴重合构成右手坐标系。
所述弹体坐标系的原点O与导弹质心重合,Ox1轴与弹体纵轴重合,指向头部为正;Oy1轴位于飞行器纵向对称面内与Ox1轴垂直;Oz1轴与其他两轴重合构成右手坐标系。
发射坐标系与北天东坐标系的关系如图1所示,图示方位角为正。准弹体坐标系与发射坐标系的两个欧拉角记为俯仰角θ和偏航角ψ,两坐标系关系如图2所示,图示俯仰角和偏航角为正。
发射坐标系到准弹体坐标系的坐标转换关系为:
其中,
弹体坐标系和准弹体坐标系的欧拉角记为滚转角γ,两坐标系关系如图3所示,图示滚转角为正。准弹体坐标系到弹体坐标系的转换关系为
其中,
另外,根据国际惯例,使用北东地坐标系对地磁场进行描述,如图4所示。其中,M为磁场强度,I为磁倾角,D为磁偏角,图示方向磁倾角和磁偏角为正值。北东地坐标系是与地球表面固连的坐标系,原点O取在发射点,OxN位于水平面内指向地理北极;OZD垂直水平面朝地;OyE与其他两轴垂直并构成右手坐标系。
根据美国海洋和大气管理局(NOAA)公布的2015-2020世界地磁场模型可以计算出世界各地地磁场强度及磁倾角和磁偏角的数据,具体数据可在NOAA官网(www.ngdc.noaa.gov)查询。根据前述内容,地磁总量M与发射坐标系Oxyz及北天东坐标系OxNyUzE的关系如图5所示,其中,地磁场总量M在发射坐标系Oxyz的投影分量Mx、My和Mz为:
地磁场总量M在弹体坐标系下的投影分量Mx1、My1和Mz1为
将式(3)代入式(5),展开并化简可得。
式(6)可展开为
由式(7)可得
联立式(8)(9)可得
由以上分析可以得出,飞行器的滚转角的解算则由两项组成。
第一项记为γ1,其由y1轴和z1轴地磁信息所决定,称为测量项;第二项记为γ*,其由飞行过程中磁倾角、磁偏角、发射方位角、偏航角和俯仰角共同决定,为补偿项。则式(11)可表示为
γ=γ1+γ* (12)
在飞行器发射时,磁倾角、磁偏角、发射方位角作为初始值装定进飞行器内,而偏航角可近似为0,结合磁阻传感器特别是三轴地磁传感器测得的地磁信息,则可解算出飞行器的滚转角和俯仰角。
飞行器发射后,当飞行器纵轴向与地磁矢量方向夹角较小时,垂直于飞行器纵轴的截面(弹截面)上地磁分量很小,当该分量远小于磁阻传感器特别是三轴地磁传感器自身噪声时,便无法准确解算出飞行器的滚转角。这是由于现有的磁阻传感器仅考虑了磁场突变、磁阻传感器噪声和加速计的测量噪声,并未考虑偏航角及俯仰角的解算误差对飞行器滚转角解算的影响程度。
进一步地,当飞行器俯仰角θ<-I且飞行器射向与磁北夹角小于W,即飞行器纵轴向在运动过程中与地磁场矢量方向夹角小于W时,无法利用地磁信息对飞行器的滚转角进行解算。
优选所述W为8~14°,更优选为9~12°,例如10°。
此时,利用地磁信息解算飞行器的滚转角时存在测量盲区,为了实现利用磁阻传感器特别是三轴地磁传感器无盲区测量飞行器的滚转角,本发明向飞行器的测量模块中特别引入了加速计,通过地磁信息和加速计配合使用来消除测量盲区的影响。
结合冗余设计的思想,本发明特别提出了一种利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法,所述方法通过采用自适应最小二乘滤波法,根据飞行器纵轴与地磁矢量的夹角变化确定测量噪声协方差矩阵,以实现对飞行器滚转角的最优估计。优选在所述方法中以磁阻传感器和加速计的测量误差为权重,对测量噪声协方差矩阵进行调整。
式Ⅰ
其中,σM 2为磁阻传感器解算值的方差;或者,为磁阻传感器解算出滚转角误差的方差;σA 2为加速计冗余测量值的方差;或者,为加速计解算滚转角误差的方差;γM为根据磁阻传感器的测量值解算出的滚转角;γA为根据加速计每一时刻的测量值解算出的滚转角。
根据磁阻传感器的测量值解算出的滚转角γM符合正态分布,根据正态分布的规律得到γM的计算公式γM=γ+δγM,其中,γ表示飞行器特别是导弹的真实滚转角,δγM为磁阻传感器测定滚转角的解算误差,误差δγM~N(0,σM 2),其中σM 2由飞行器的俯仰和偏航误差角决定。
在飞行过程中,俯仰和偏航误差角的范围为已知量。滚转角解算误差对偏航角和俯仰角误差的敏感程度数据表可以制作成数据库,在飞行器发射前就装定入飞行器载计算机中,这样,就可以根据俯仰和偏航的角误差实时获得σM 2的值。
在本发明中,需要将加速计的敏感轴与飞行器的纵轴垂直安装,且传感器两轴要严格正交。
其中,飞行器质心位置与加速度计安装位置的矢量为d,飞行器的滚转角速度矢量为ωx,根据加速度计的臂杆效应,加速度计的径向测量值ar为
ar=ωx 2d
此时,加速计每一时刻测量值解算出的滚转角可由以下式Ⅱ给出:
式Ⅱ
其中,ωx为加速度计测量的滚转角,t0为积分起始点,tf为计算滚转角的时刻。
进一步地,根据加速计的飞行器滚转角测量值解算出的滚转角γA符合正态分布,根据正态分布的规律得到γA的计算公式γA=γ+δγA,γ表示飞行器特别是导弹的真实滚转角,δγA为解算误差,误差δγA~N(0,σA 2)。其中σA 2由加速计的性能参数决定,一般为已知量,根据选用的加速计确定σA 2的值。
进一步地,当飞行器纵轴与当地磁场夹角较大时,σM 2较小,γM占主要作用;当飞行器纵轴与当地磁场夹角较小时,σM 2较大,γA占主要作用。通过这种方式,可避免因地磁解算滚转角所带来的空间盲区。
本发明还提供了一种飞行器姿态控制系统,所述系统采用上述利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法对飞行器的姿态进行控制。
实施例
实施例1
库尔勒地区的地磁信息为,磁场强度M=55585.6nT,磁倾角I=61°33′36″,磁偏角D=2°31′22″。为方便起见,记导弹发射方向与磁北向夹角为ψ,取磁北偏东向为正。
其中,符号区分如下:
ψ—导弹轴向在水平面内投影与磁北向夹角;
ψ—导弹轴向在水平面内投影与发射方向夹角(航偏角)。
通过Matlab软件进行的仿真计算,得出了在不同发射方向和不同俯仰角下,磁场强度在弹截面上的分量,如图6-1和图6-2所示。
由图6-1和图6-2可得,当弹轴向与磁北向夹角越小时,或随着弹的俯仰运动,当弹轴向与磁感线方向夹角越小时,弹截面上磁场强度分量越小,反之亦然。
通过仿真得出了在不同发射方向和不同俯仰角下,俯仰角的误差对导弹滚转角解算精度的影响,如图6-3所示。可知,当弹轴向与磁北向夹角较小时,滚转角解算精度对俯仰角和偏航角的误差最为敏感。尤其当弹轴与磁北夹角在10°以内时,由图6-3可得,俯仰角或偏航角误差每增加1°误差,滚转角解算误差约60°。
通过仿真计算得出了在不同发射方向和不同俯仰角下,偏航角的误差对导弹滚转角解算精度的影响,如图6-4所示,可知,随着弹轴向与磁北向夹角增大,滚转角解算误差对随俯仰角和偏航角误差敏感程度逐渐降低。
将上述数据制作为数据库,装入弹载计算机中。
导弹上装载三轴地磁传感器和加速计,按照下式计算飞行过程中导弹滚转角的最优估算值:
其中,σM 2为三轴地磁传感器解算出滚转角误差的方差;σA 2为加速计解算滚转角误差的方差;γM为三轴地磁传感器解算出的滚转角;γA为加速计解算出的滚转角。
ψ为5°时,分别利用三轴地磁传感器和三轴地磁传感器+加速计解算滚转角,解算结果与真实值的对比如图6-5所示。
由图可知,利用三轴地磁传感器+加速计解算滚转角时解算出的结果与真实值的结果更为接近,偏差范围更小;而只利用三轴地磁传感器解算滚转角时解算出的结果与真实值偏差范围更大。
可见,利用三轴地磁传感器+加速计解算滚转角的解算结果更为准确。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明,不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解,在不偏离本发明精神和范围的情况下,可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进,这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
Claims (4)
1.一种利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法,其特征在于,
加速计每一时刻的测量值解算出的滚转角γA由以下式Ⅱ给出:
其中,ωx为加速度计测量的滚转角,t0为积分起始点,tf为计算滚转角的时刻;
飞行器质心位置与加速度计安装位置的矢量为d,飞行器的滚转角速度矢量为ωx,根据加速度计的臂杆效应,加速度计的径向测量值ar为
ar=ωx 2d
根据上式解算得到滚转角速度ωx;
所述加速计测量值解算出的滚转角γA=γ+δγA;
γ表示飞行器的真实滚转角;
δγA为解算误差,误差δγA~N(0,σA 2),σA 2根据选用的加速计的性能参数确定;
所述磁阻传感器测量值解算出的滚转角γM=γ+δγM;
γ表示飞行器的真实滚转角;
δγM为磁阻传感器测定滚转角的解算误差,误差δγM~N(0,σM 2),其中σM 2由飞行器的俯仰和偏航误差角决定;
以磁阻传感器和加速计的测量误差为权重,对飞行器纵轴与地磁矢量夹角变化确定的测量噪声协方差矩阵进行调整;
加速计的敏感轴与飞行器的纵轴垂直安装,且传感器两轴正交;
σM 2为磁阻传感器解算值的方差;
σA 2为加速计冗余测量值的方差;
γM为根据磁阻传感器的测量值解算出的滚转角;
γA为根据加速计每一时刻的测量值解算出的滚转角。
3.根据权利要求1所述的方法,其特征在于,所述W为8~14°。
4.根据权利要求3所述的方法,其特征在于,所述W为9~12°。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201910231418.6A CN110017808B (zh) | 2019-03-26 | 2019-03-26 | 利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201910231418.6A CN110017808B (zh) | 2019-03-26 | 2019-03-26 | 利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN110017808A CN110017808A (zh) | 2019-07-16 |
CN110017808B true CN110017808B (zh) | 2021-08-27 |
Family
ID=67190011
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201910231418.6A Active CN110017808B (zh) | 2019-03-26 | 2019-03-26 | 利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN110017808B (zh) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110377058B (zh) * | 2019-08-30 | 2021-11-09 | 深圳市道通智能航空技术股份有限公司 | 一种飞行器的偏航角修正方法、装置及飞行器 |
CN112386209B (zh) * | 2020-10-08 | 2022-12-06 | 哈尔滨工业大学 | 一种基于移动式磁梯度仪的定位精度提升方法 |
CN115855071B (zh) * | 2023-03-02 | 2023-04-25 | 北京理工大学 | 一种基于多传感器融合的射程解算方法及系统 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2001046647A2 (en) * | 1999-12-22 | 2001-06-28 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program product for estimating airplane attitude with reduced sensor set |
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 |
CN102955477A (zh) * | 2012-10-26 | 2013-03-06 | 南京信息工程大学 | 一种四旋翼飞行器姿态控制系统及控制方法 |
CN106813679A (zh) * | 2015-12-01 | 2017-06-09 | 佳能株式会社 | 运动物体的姿态估计的方法及装置 |
CN109029435A (zh) * | 2018-06-22 | 2018-12-18 | 常州大学 | 提高惯性-地磁组合动态定姿精度的方法 |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101561280B (zh) * | 2009-05-19 | 2011-04-13 | 北京理工大学 | 一种捷联磁惯性组合系统 |
NO332563B1 (no) * | 2009-07-07 | 2012-10-29 | Kongsberg Seatex As | System og fremgangsmate for posisjonering av instrumentert tauet kabel i vann |
CN105675905B (zh) * | 2016-01-28 | 2018-10-09 | 北京理工大学 | 一种基于地磁信息的旋转炮弹转速测量误差补偿方法 |
-
2019
- 2019-03-26 CN CN201910231418.6A patent/CN110017808B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2001046647A2 (en) * | 1999-12-22 | 2001-06-28 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program product for estimating airplane attitude with reduced sensor set |
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 |
CN102955477A (zh) * | 2012-10-26 | 2013-03-06 | 南京信息工程大学 | 一种四旋翼飞行器姿态控制系统及控制方法 |
CN106813679A (zh) * | 2015-12-01 | 2017-06-09 | 佳能株式会社 | 运动物体的姿态估计的方法及装置 |
CN109029435A (zh) * | 2018-06-22 | 2018-12-18 | 常州大学 | 提高惯性-地磁组合动态定姿精度的方法 |
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
Attitude measurement of driver"s head based on accelerometer and magnetoresistive sensor;Z. Yan;《Proceedings of 2011 International Conference on Fluid Power and Mechatronics》;20111231;613-617 * |
基于磁阻传感器与加速度计复合的姿态角检测技术;唐玉发;《传感器与微系统》;20131231;第32卷(第1期);56-58 * |
基于磁阻传感器和加速计的三自由度姿态解算模块设计;郭秉刚;《计算机光盘软件与应用》;20131202(第21期);55-56 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN110017808A (zh) | 2019-07-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110044321B (zh) | 利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行器姿态的方法 | |
CN110017830B (zh) | 利用地磁信息和重力传感器解算飞行器姿态的方法 | |
CN109596018B (zh) | 基于磁测滚转角速率信息的旋转弹飞行姿态高精度估计方法 | |
CN110017808B (zh) | 利用地磁信息和加速计解算飞行器姿态的方法 | |
CN107314718A (zh) | 基于磁测滚转角速率信息的高速旋转弹姿态估计方法 | |
US7957899B2 (en) | Method for determining the attitude, position, and velocity of a mobile device | |
Bezick et al. | Inertial navigation for guided missile systems | |
CN105180728B (zh) | 基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法 | |
CN109373832B (zh) | 基于磁测滚转的旋转弹炮口初始参数测量方法 | |
CN109373833A (zh) | 适用于旋转弹初始姿态和速度联合测量方法 | |
CN113050143B (zh) | 一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法 | |
CN110398242B (zh) | 一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法 | |
CN105486308B (zh) | 估计弹目视线角速率的快收敛Kalman滤波器的设计方法 | |
CN107883940A (zh) | 一种制导炮弹用高动态姿态测量方法 | |
KR101560580B1 (ko) | 포탄용 항법장치 및 그것의 제어방법 | |
CN113847913A (zh) | 一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法 | |
CN110736484B (zh) | 基于陀螺仪及磁传感器融合的背景磁场标定方法 | |
CN106767928A (zh) | 一种自适应快速传递对准方法 | |
CN110703793B (zh) | 采用姿态角测量的飞行器积分比例导引攻击机动目标的方法 | |
CN113418499B (zh) | 一种旋转飞行器滚转角解算方法及系统 | |
Ross et al. | A transfer alignment algorithm study based on actual flight test data from a tactical air-to-ground weapon launch | |
CN110017809B (zh) | 利用地磁信息和光流传感器解算飞行器姿态的方法 | |
CN110017831B (zh) | 利用地磁信息和声呐传感器解算飞行器姿态的方法 | |
Rouger | Guidance and control of artillery projectiles with magnetic sensors | |
CN110986926A (zh) | 一种基于地磁要素的飞行弹体旋转姿态测量方法 |
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 |