CN110160519A - 用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法，涉及火箭弹姿态控制方法技术领域。所述方法包括如下步骤：将磁传感器安装在弹丸的径向平面内，测量轴垂直于弹轴方向，测量轴感应不同方向的磁通量，建立磁传感器测量模型，利用磁传感器测量模型测量弹体滚转角和滚转角速度，将该磁通量和当地的磁场进行比较，解算出弹体姿态信息。所述方法可避免出现地磁测量及解算发散，保证弹体角度、角速度具有较高的精度，用于弹道修正。

Description

用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法

技术领域

本发明涉及一种火箭弹控制方法技术领域，尤其涉及一种用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法。

背景技术

现代战争要求精确打击弹药具有较高的效费比，一方面期望精确打击弹药打击精度高、射程远、威力大，同时希望价格低，可大量装备部队。

精确打击弹药关键技术包括精确探测技术、弹道控制解算技术和修正执行机构控制技术，其中精确探测技术是基础也是关键，常用的弹体探测技术包括惯性测量技术和地磁测量技术。惯性测量技术精度高、抗干扰能力强，但其成本太高，在低成本精确打击弹药上得到大范围应用还有很长的路要走。地磁测量技术以地球周围分布的地磁场为基准，飞行中弹载磁阻传感器完成对地球磁场的测量，与预先储存(装定)的地磁基准信息比较，通过匹配或者解算的方式完成姿态解算，具有无源自主性、能够独立工作和误差不累积的优点，但是由于磁倾角和磁偏角的存在，弹体飞行过程中可能会出现弹体与磁倾角重合的情况，导致姿态解算发散，无法求得弹体的姿态信息。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是如何提供一种可避免出现地磁测量及解算发散，保证弹体角度、角速度具有较高的精度，用于弹道修正的弹体姿态计算方法。

为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案是：一种用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法，其特征在于包括如下步骤：

将磁传感器安装在弹丸的径向平面内，测量轴垂直于弹轴方向，测量轴感应不同方向的磁通量，建立磁传感器测量模型，利用磁传感器测量模型测量弹体滚转角和滚转角速度，将该磁通量和当地的磁场进行比较，解算出弹体姿态信息。

进一步的技术方案在于，所述磁传感器测量模型的建立方法如下：

设弹丸在一段射程内磁场稳定，即磁场方向和大小恒定；

定义O-NED为地理坐标系，O-xyz为弹体坐标系，B为空间地磁场矢量，H为地磁场水平分量，D表示地磁偏角，I表示地磁倾角；[B_x B_y B_z]为磁矢量B在北－东－地坐标系中的三轴分量；式(1)为坐标系中三轴分量与磁矢量的关系：

地磁测量单元安装在弹体头部，位于o-yz平面内；磁传感器敏感轴z、x、y分别与弹体坐标系O-xyz方向一致；式(2)为弹丸飞行过程中，弹体坐标系磁分量与基准坐标系分量的变换关系；式(3)为姿态变换矩阵：

式中，[B_x B_y B_z]为地理坐标系下的地磁三轴分量，[b_x b_y b_z]为弹体坐标系下的三轴分量；为俯仰角、ψ为偏航角、γ为滚转角，为地理坐标系到弹体坐标系的变换矩阵，变换顺序为z-y-x。

进一步的技术方案在于，弹丸滚转角测量方法如下：

设弹丸在射击平面内偏航角ψ不变，弹丸滚转角速率和弹丸俯仰角保持不变；由式(3)知，b_x为固定值，b_y，b_z为关于γ的三角函数，在一个滚转周期内，磁传感器的输出为正弦函数，其对应一个极大值点和一个极小值点，以极大值点为初始零点，可得单个周期内任意一点的角度值如式(4)所示：

进一步的技术方案在于，所述弹丸初始位置的标定方法如下：

根据空间磁矢量和磁传感器输出信号之间的关系，在信号峰谷值进行初始位置矫正；测试过程中，磁传感器的敏感项为磁矢量B在弹体坐标系oy和oz上的分量；因此，当地磁传感器的敏感方向为磁矢量B在o-yz平面的正投影时，信号处于波峰，反之位于正投影的反方向时信号处于波谷；以弹丸无滚转时的弹体oy轴为滚转角零基准，在o-yz平面内磁传感器波峰值对应的绝对滚转角关系式如式(5)所示：

其中b_y和b_z为地磁矢量B在弹体坐标系上的投影分量，可得地磁传感器波峰值对应的绝对滚转角值为：

进一步的技术方案在于，火箭弹发射前，预先装定地磁参数，根据卫星接收机测量到的速度信息，反算弹丸飞行俯仰角，如果俯仰角和当地的地磁倾角小于某一值时，判断放弃使用地磁数据，冻结脉冲推冲器使用和作用，直到满足测量要求。

采用上述技术方案所产生的有益效果在于：所述方法将磁传感器安装在弹丸的径向平面内，测量轴垂直于弹轴方向，测量轴感应不同方向的磁通量，建立磁传感器测量模型，利用磁传感器测量模型测量弹体滚转角和滚转角速度，将该磁通量和当地的磁场进行比较，解算出弹体姿态信息。通过所述方法能够避免出现地磁测量及解算发散，保证弹体角度、角速度具有较高的精度，用于弹道修正。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1是本发明实施例所述方法中磁矢量分布示意图；

图2是本发明实施例所述方法中弹丸飞行姿态示意图；

图3是本发明实施例所述方法中磁传感器单轴输出曲线图；

图4是本发明实施例所述方法的流程图。

具体实施方式

下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。

总体的，如图4所示，本发明实施例公开了一种用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法，包括如下步骤：

将磁传感器安装在弹丸的径向平面内，测量轴垂直于弹轴方向，测量轴感应不同方向的磁通量，建立磁传感器测量模型，利用磁传感器测量模型测量弹体滚转角和滚转角速度，将该磁通量和当地的磁场进行比较，解算出弹体姿态信息。

磁传感器测量模型：

地磁场的强度和方向随着地域的不同而存在区别，一般炮弹或者火箭弹的射程较近，假设在该段射程内磁场稳定，即磁场方向和大小恒定。

图1中，定义O-NED为地理坐标系，B为空间地磁场矢量，H为地磁场水平分量，D表示地磁偏角，I表示地磁倾角。[B_x B_y B_z]为磁矢量B在北－东－地坐标系中的三轴分量。式(1)为坐标系中三轴分量与磁矢量的关系

为了描述飞行状态，引入如图2所示的坐标系。其中O-NED为地理坐标系，O-xyz为弹体坐标系，B为空间地磁矢量。地磁测量单元捷联安装在弹体头部，位于o-yz平面内。磁传感器敏感轴z、x、y分别与弹体坐标系O-xyz方向一致。式(2)为弹丸飞行过程中，弹体坐标系磁分量与基准坐标系分量的变换关系。式(3)为姿态变换矩阵：

式中，[B_x B_y B_z]为地理坐标系(北东地坐标系)下的地磁三轴分量，[b_x b_y b_z]为弹体坐标系下的三轴分量。为俯仰角、ψ为偏航角、γ为滚转角，为地理坐标系到弹体坐标系的变换矩阵(变换顺序为z-y-x)。由式(2)、式(3)可知，矩阵方程的3个姿态角均未知，方程只能提供两个相互独立的等式，无法得到唯一解。此外，受空间和成本限制，弹载计算机运算性能有限，无法实时进行矩阵变化，滚转角的解算存在一定的延迟。

弹丸滚转角测量方法：

由于一般炮弹的射程较近，假定在射程范围内地磁场稳定，即在弹药的飞行过程中，地磁场是一已知的矢量。为满足弹载计算机弹体姿态测量实时解算的要求，进行以下简化：

1)弹丸在射击平面内偏航角ψ不变。

2)对于尾翼稳定火箭弹来说，在整个弹道飞行过程中，弹丸的俯仰角变化率较慢，远低于弹丸滚转角的变化速率，所以可以认为在弹丸旋转一周的过程中，弹丸滚转角速率和弹丸俯仰角保持不变。

基于上述简化，由式(3)知，b_x为固定值，b_y，b_z为关于γ的三角函数，可得磁传感器的输出为如图3所示。

由图3可知，一个滚转周期内，磁传感器的输出为正弦函数，其对应一个极大值点和一个极小值点。以极大值点为初始零点，可得单个周期内任意一点的角度值如式(4)所示。

该简化计算模型，在进行弹载实时解算的过程中无需了解当地地球磁场大小及方向，测量精度不受地磁场模型的影响。解算过程每个周期得到两个数据更新点，保证了每个滚转周期滚转角的数值准确性。此外仅需进行初始位置的标定即可得到弹丸绝对滚转角的值。

初始位置的标定：

以极大值点为初始零点进行周期内滚转角的解算，造成了滚转角测量绝对角度的误差。为了提高绝对滚转角的测量精度，需要对磁传感器进行初始标定。

根据空间磁矢量和磁传感器输出信号之间的关系，在信号峰谷值进行初始位置矫正。如图2所示，测试过程中，磁传感器的敏感项为磁矢量B在弹体坐标系oy和oz上的分量。因此，当地磁传感器的敏感方向为磁矢量B在o-yz平面的正投影时，信号处于波峰，反之位于正投影的反方向时信号处于波谷。以弹丸无滚转时的弹体oy轴为滚转角零基准，在o-yz平面内磁传感器波峰值对应的绝对滚转角关系式如式(5)所示。

其中b_y和b_z为地磁矢量B在弹体坐标系上的投影分量，可得地磁传感器波峰值对应的绝对滚转角值为：

地磁测量死区问题：作战过程中目标与炮位连线存在与磁北方向重合的可能，地磁场的磁偏角、磁倾角与方位角、俯仰角可能会完全重合，这时磁场分量b_y将是0，公式(5)将得不到有效解，可能会输出错误值或者陷入死循环，轻则影响弹道修正效果，严重时可能导致弹体失稳，必须避免。

为避免该情况的发生，由于弹体姿态和磁场重合的概率和时间都较低，采用了规避的方法，即火箭弹发射前，预先装定地磁参数，根据卫星接收机测量到的速度信息，反算弹丸飞行俯仰角，如果俯仰角和当地的地磁倾角小于某一值时(一般设定为3°)，程序判断放弃使用地磁数据，“冻结”脉冲推冲器使用和作用，直到满足测量要求。

Claims (5)

1.一种用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法，其特征在于包括如下步骤：

将磁传感器安装在弹丸的径向平面内，测量轴垂直于弹轴方向，测量轴感应不同方向的磁通量，建立磁传感器测量模型，利用磁传感器测量模型测量弹体滚转角和滚转角速度，将该磁通量和当地的磁场进行比较，解算出弹体姿态信息。

2.如权利要求1所述的用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法，其特征在于，所述磁传感器测量模型的建立方法如下：

设弹丸在一段射程内磁场稳定，即磁场方向和大小恒定；

定义O-NED为地理坐标系，O-xyz为弹体坐标系，B为空间地磁场矢量，H为地磁场水平分量，D表示地磁偏角，I表示地磁倾角；[B_x B_y B_z]为磁矢量B在北－东－地坐标系中的三轴分量；式(1)为坐标系中三轴分量与磁矢量的关系：

地磁测量单元安装在弹体头部，位于o-yz平面内；磁传感器敏感轴z、x、y分别与弹体坐标系O-xyz方向一致；式(2)为弹丸飞行过程中，弹体坐标系磁分量与基准坐标系分量的变换关系；式(3)为姿态变换矩阵：

式中，[B_x B_y B_z]为地理坐标系下的地磁三轴分量，[b_x b_y b_z]为弹体坐标系下的三轴分量；为俯仰角、ψ为偏航角、γ为滚转角，为地理坐标系到弹体坐标系的变换矩阵，变换顺序为z-y-x。

3.如权利要求2所述的用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法，其特征在于，弹丸滚转角测量方法如下：

设弹丸在射击平面内偏航角ψ不变，弹丸滚转角速率和弹丸俯仰角保持不变；由式(3)知，b_x为固定值，b_y，b_z为关于γ的三角函数，在一个滚转周期内，磁传感器的输出为正弦函数，其对应一个极大值点和一个极小值点，以极大值点为初始零点，可得单个周期内任意一点的角度值如式(4)所示：

4.如权利要求3所述的用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法，其特征在于，所述弹丸初始位置的标定方法如下：

根据空间磁矢量和磁传感器输出信号之间的关系，在信号峰谷值进行初始位置矫正；测试过程中，磁传感器的敏感项为磁矢量B在弹体坐标系oy和oz上的分量；因此，当地磁传感器的敏感方向为磁矢量B在o-yz平面的正投影时，信号处于波峰，反之位于正投影的反方向时信号处于波谷；以弹丸无滚转时的弹体oy轴为滚转角零基准，在o-yz平面内磁传感器波峰值对应的绝对滚转角关系式如式(5)所示：

其中b_y和b_z为地磁矢量B在弹体坐标系上的投影分量，可得地磁传感器波峰值对应的绝对滚转角值为：

5.如权利要求3所述的用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法，其特征在于：火箭弹发射前，预先装定地磁参数，根据卫星接收机测量到的速度信息，反算弹丸飞行俯仰角，如果俯仰角和当地的地磁倾角小于某一值时，判断放弃使用地磁数据，冻结脉冲推冲器使用和作用，直到满足测量要求。