CN110398242A - 一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，首先根据GPS导航系统获取飞行器质心所在经度、纬度和海拔高度信息，求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射坐标系质心速度信息，并通过复攻角对速度高低角和速度方位角分别进行修正补偿得到弹轴高低角和弹轴方位角；然后根据经纬高信息做为地磁场模型的输入，求取出地理坐标系下的地磁分量；根据地磁传感器的测量信息得到地磁分量和地理坐标系下的地磁分量之间的等式关系，求解出后体滚转角；最后将角编码器测量的滚转角和后体滚转角求和，得到控制所需的前体滚转角，实现高旋高过载条件下双旋飞行器的姿态确定，不依赖于惯性测量原件，不会出现大幅度漂移现象，测量结果准确。

Description

一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法

技术领域

本发明涉及一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，属于飞行器姿态测量技术领域。

背景技术

在航空、航天、航海等领域中，应用最为广泛的组合导航系统是全球卫星导航系统(Global Navigation Satellite System，GNSS)/惯性导航系统(Inertial NavigationSystem,INS)。通过对GNSS/INS两套系统的结合，利用高精度的卫星信息来修正惯性导航信息，从而获得高可靠性、高精度的质心位置和空间角度信息。然而，对于一些高过载环境下的飞行器，如炮射无人机、制导炮弹等，以及一些处于高速旋转状态下的飞行器如涡轮火箭、航空炮弹等来说，GNSS/INS的组合测量及解算方式将受到极大的限制和制约。这主要由于以下三点原因：(1)在10000g以上高过载条件下，惯性测量元件将会失效，即使INS通过了高过载其陀螺元件的零位也会发生大幅度漂移；(2)目前陀螺元件的量程远远未达到飞行器处于12000rpm以上高旋状态的测试要求；(3)高旋条件的动力平衡角，GNSS/INS的组合方式无法解算。因此针对这类应用在高旋高过载飞行环境中的飞行器来说，需要提出一种新的姿态测量方案和姿态解算方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，以克服现有技术的不足。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，包括以下步骤：

步骤1)、根据飞行器GPS导航系统获取飞行器质心所在经度、纬度和海拔高度信息，求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射坐标系质心速度信息；

步骤2)、利用步骤1)所得发射坐标系质心速度信息求取速度高低角与速度方位角，将速度高低角与速度方位角代入复攻角补偿算法求取弹轴高低角与弹轴方位角；

步骤3)、利用步骤1)所得飞行器经度、纬度和海拔高度信息，根据地磁模型求取地磁场，然后通过坐标系转换求取地理坐标系地磁场分量；

步骤4)、利用飞行器高速旋转采集K圈的地磁数据，利用采集的地磁数据求取误差校正参数；

步骤5)、利用步骤4)得到的误差校正参数求取的修正后弹体坐标系地磁场分量，然后将步骤3)得到的地理坐标系地磁场分量、步骤2)得到的弹轴高低角、修正后弹体坐标系地磁场分量和弹轴方位角代入后体滚转角解算算法模块，求取双旋弹后体滚转角；

步骤6)、获取当前角编码器所测滚转角——前体相对于后体的滚转角，将步骤5)得到的双旋弹后体滚转角与角编码器所测滚转角求向量和即为前体滚转角。

进一步的，步骤1)中，通过GPS系统提供坐标系下的分速度信息 将分速度信息通过坐标转换变为地面坐标系下的速度分量(V_x，V_y，V_z，)：

其中σ是初始航向角，L和λ分别表示GPS系统给出的纬度和经度信息。

进一步的，建立地面坐标系O₁XYZ、基准坐标系OX_NY_NZ_N和弹轴坐标系Oξηζ，基准坐标系OX_NY_NZ_N由地面坐标系平移至飞行器质心O而成，随质心一起平动；弹轴坐标系可看作基准坐标系N经两次旋转而成；第一次是基准坐标系N绕OZ_N轴正向右旋角，第二次是绕Oη轴负向右旋角，为弹轴高低角，为弹轴方位角：

双旋弹前体极转动惯量为后体极转动惯量为飞行器整体赤道转动惯量为I_y；在地面坐标系下，双旋飞行器的实时质心速度分量为(V_x，V_y，V_z，)，其合速度为V；在弹轴坐标系下，后体滚转角速度为前体滚转角速度为则期望的弹轴高低角与弹轴方位角按下式计算：

速度方位角ψ与速度高低角θ：

复攻角δ_P1、δ_P2：

M、T由气动外形和大气条件参数确定；

弹轴高低角与弹轴方位角确定如下：

进一步的，地面坐标系O₁XYZ确定：双旋飞行器的起飞点为原点O₁，O₁X轴沿水平线指向发射方向，O₁Y轴铅直向上，O₁Z轴按右手法则确定；基准坐标系OX_NY_NZ_N确定：由地面坐标系平移至飞行器质心O而成，随质心一起平动；弹轴坐标系Oξηζ确定：Oξ轴为弹轴，Oη轴垂直于Oξ轴指向上方，Oζ轴按右手法则确定。

进一步的，步骤3)中，地磁模型表述为：

其中X、Y、Z分别代表地心球坐标系下地磁场的北向、东向和垂直方向的分量；φ表示地理余纬；λ表示经度；N是最高阶数；和表示地磁场的球谐系数；a是地球参考半径；r是距离地心的径向距离；是包含φ的多项式；然后通过坐标系转换求取地理坐标系地磁场分量：

进一步的，采集K圈的地磁数据后，从地磁数据中选取出地磁传感器Z轴和Y轴的最大值、最小值Y_max，Y_min，Z_max，Z_min：

计算地磁传感器Y轴和Z轴的零偏修正量：

计算地磁传感器Z轴和Y轴的刻度因子：

计算地磁传感器Y轴和Z轴之间的非正交误差项：

其中ε是地磁传感器Z轴实际非正交安装位置和理论正交安装位置之间的夹角，Z_N是Y轴输出最大时Z轴的输出值。

进一步的，建立地理坐标系OX_GY_GZ_G，原点位于飞行器质心，OX_G轴指向东向，OY_G轴指向北向，OZ_G轴指向天向；地理坐标系到基准坐标系之间的转换矩阵为：

其中σ表示初始航向角；

建立弹体坐标系OX_BY_BZ_B，原点位于飞行器质心，X_B轴沿弹体纵轴向前，Y_B轴沿弹体纵向对称平面向上，Z_B轴按右手法则确定；弹轴坐标系绕Oξ旋转γ角得到弹体坐标系，γ角为需要求解的后体滚转角；

已知地理坐标系下地磁场分量令表示弹体坐标下的地磁场分量，其中和为双轴地磁传感器测量的已知量；据此，可以列出等式：

求解该等式可以最终得出飞行器的滚转角γ。

进一步的，基准坐标系经过三次旋转得到弹体坐标系，第一次是(N)系绕OZ_N轴正向右旋角，第二次是绕Oη轴负向右旋角，第三次是绕Oξ轴正向旋转γ角；基准坐标系到弹体坐标系之间的转换矩阵为：

进一步的，滚转角γ求解过程为：

最终得出飞行器的滚转角γ如下：

γ＝arctan2(sinγ,cosγ)

式中arctan2(,)函数表示表示四象限反正切。

进一步的，K值可由飞行试验或仿真确定。

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

本发明一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，首先根据GPS导航系统获取飞行器质心所在经度、纬度和海拔高度信息，求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射坐标系质心速度信息，然后根据速度信息求取速度高低角和速度方位角，并通过复攻角对速度高低角和速度方位角分别进行修正补偿得到弹轴高低角和弹轴方位角；然后根据GNSS提供的经纬高信息做为地磁场模型的输入，求取出地理坐标系下的地磁分量；根据地磁传感器的测量信息，列出体坐标系下地磁分量和地理坐标系下的地磁分量之间的等式关系，求解出后体滚转角；最后将角编码器测量的滚转角和后体滚转角求和，即可得到控制所需的前体滚转角，从而实现高旋高过载条件下双旋飞行器的姿态确定，不依赖于惯性测量原件，不会出现大幅度漂移现象，测量结果准确。

进一步的，通过GPS系统提供坐标系下的分速度信息求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射坐标系质心速度信息，计算简单，结果准确。

进一步的，利用飞行器高速旋转采集K圈的地磁数据，利用采集的地磁数据求取误差校正参数，结果简单可测，数据准确。

附图说明

图1为本发明的高旋高过载条件双旋飞行器的姿态角确定系统框图。

图2为本发明的弹轴方位角和弹轴高低角解算流程图。

图3为本发明的地磁场东北天分量解算流程图。

图4为本发明地磁传感器的校正与补偿流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

如图1至图4所示，为了实现高旋高过载条件下的姿态角确定，提出GNSS/地磁的组合测量方案，为了实现高旋高过载条件下双旋飞行器的姿态确定，适应动态飞行的条件，包括以下步骤：

步骤(1)根据飞行器GPS系统获取飞行器质心所在经度、纬度和海拔高度信息，求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射坐标系；双旋飞行器GPS测量导航解算步骤：GPS系统提供WGS-84坐标系下的分速度信息将分速度信息通过坐标转换变为地面坐标系下的速度分量(V_x，V_y，V_z，)：

其中σ是初始航向角，L和λ分别表示GPS系统给出的纬度和经度信息。

步骤(2)双旋飞行器弹轴高低角与弹轴方位角的解算步骤：

建立地面坐标系O₁XYZ，双旋飞行器的起飞点为原点O₁，O₁X轴沿水平线指向发射方向，O₁Y轴铅直向上，O₁Z轴按右手法则确定，建立基准坐标系OX_NY_NZ_N，该坐标系是由地面坐标系平移至飞行器质心O而成，随质心一起平动，建立弹轴坐标系Oξηζ，Oξ轴为弹轴，Oη轴垂直于Oξ轴指向上方，Oζ轴按右手法则确定，弹轴坐标系可看作基准坐标系(N)经两次旋转而成；第一次是(N)系绕OZ_N轴正向右旋角，第二次是绕Oη轴负向右旋角，为弹轴高低角，为弹轴方位角。

双旋弹前体极转动惯量为后体极转动惯量为飞行器整体赤道转动惯量为I_y。在地面坐标系下，双旋飞行器的实时质心速度分量为(V_x，V_y，V_z，)，其合速度为V。在弹轴坐标系下，后体滚转角速度为前体滚转角速度为则期望的弹轴高低角与弹轴方位角按下式计算：

速度方位角ψ与速度高低角θ：

复攻角δ_P1、δ_P2：

M、T由气动外形和大气条件参数确定；

弹轴高低角与弹轴方位角确定如下：

步骤(3)双旋飞行器地理坐标系地磁场分量的解算步骤：将步骤(1)所得飞行器经度、纬度、海拔高度信息，代入地磁模型求取地磁场分量信息，地磁模型可以表述为：

其中X、Y、Z分别代表地心球坐标系下地磁场的北向、东向和垂直方向的分量(指向地心，即向下，北东地)；φ表示地理余纬(即)；λ表示经度；N是最高阶数；和表示地磁场的球谐系数；a是地球参考半径，其值为6371.2km；r是距离地心的径向距离；是包含φ的多项式。然后通过坐标系转换求取地理坐标系地磁场分量：

步骤(4)地磁传感器的测量与校正参数的解算步骤：

第一步：GPS定位前，通过飞行器后体的高速旋转采集一定量数目K圈的地磁数据(K值可由飞行试验或仿真确定)，并将其存储至数组，分别从数组中选取出地磁传感器Z轴和Y轴的最大值、最小值Y_max，Y_min，Z_max，Z_min。

计算地磁传感器Y轴和Z轴的零偏修正量：

第二步：计算地磁传感器Z轴与Y轴的零偏修正量、刻度因子和非正交误差项。

地磁传感器Y轴和Z轴的零偏修正量可表示为：

地磁传感器的刻度因子可表示为：

地磁传感器Y轴和Z轴之间的非正交误差项可表示为

其中ε是地磁传感器Z轴实际非正交安装位置和理论正交安装位置之间的夹角，Z_N是Y轴输出最大时Z轴的输出值；

第三步：将地磁传感器输出结果代入低通滤波器滤除高频噪音，地磁传感器Y轴滤波后的结果为M_y，地磁传感器Z轴滤波后的结果为M_z；

第四步：对地磁传感器滤波后的结果M_y、M_z进行零位、刻度因子、正交补偿，最终得到解算后体滚转角需要的补偿结果；

步骤(5)双旋弹后体滚转角解算步骤：

第一步：建立地理坐标系OX_GY_GZ_G，原点位于飞行器质心，OX_G轴指向东向，OY_G轴指向北向，OZ_G轴指向天向。地理坐标系到基准坐标系之间的转换矩阵为：

其中σ表示初始航向角，可由测量给出。

第二步：建立弹体坐标系OX_BY_BZ_B，原点位于飞行器质心，X_B轴沿弹体纵轴向前，Y_B轴沿弹体纵向对称平面向上，Z_B轴按右手法则确定。弹轴坐标系绕Oξ旋转γ角就可以得到弹体坐标系，γ角就是需要求解的后体滚转角。因此基准坐标系可以经过三次旋转得到弹体坐标系，第一次是(N)系绕OZ_N轴正向右旋角，第二次是绕Oη轴负向右旋角，第三次是绕Oξ轴正向旋转γ角。基准坐标系到弹体坐标系之间的转换矩阵为：

第三步：已知地理坐标系下地磁场分量令表示弹体坐标下的地磁场分量，其中和为双轴地磁传感器测量的已知量。据此，可以列出等式：

求解以上等式可以得出以下关系式：

最终得出飞行器的滚转角γ如下：

γ＝arctan2(sinγ,cosγ)

式中arctan2(,)函数表示表示四象限反正切。

步骤(6)双旋弹前体滚转角解算步骤：读取当前角编码器所测滚转角——前体相对于后体的滚转角。将步骤(5)所求后体滚转角与角编码器所测滚转角求向量和即为前体滚转角，作为输出。

Claims (10)

1.一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1)、根据飞行器GPS导航系统获取飞行器质心所在经度、纬度和海拔高度信息，求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射坐标系质心速度信息；

步骤2)、利用步骤1)所得发射坐标系质心速度信息求取速度高低角与速度方位角，将速度高低角与速度方位角代入复攻角补偿算法求取弹轴高低角与弹轴方位角；

步骤3)、利用步骤1)所得飞行器经度、纬度和海拔高度信息，根据地磁模型求取地磁场，然后通过坐标系转换求取地理坐标系地磁场分量；

步骤4)、利用飞行器高速旋转采集K圈的地磁数据，利用采集的地磁数据求取误差校正参数；

步骤5)、利用步骤4)得到的误差校正参数求取的修正后弹体坐标系地磁场分量，然后将步骤3)得到的地理坐标系地磁场分量、步骤2)得到的弹轴高低角、修正后弹体坐标系地磁场分量和弹轴方位角代入后体滚转角解算算法模块，求取双旋弹后体滚转角；

步骤6)、获取当前角编码器所测滚转角——前体相对于后体的滚转角，将步骤5)得到的双旋弹后体滚转角与角编码器所测滚转角求向量和即为前体滚转角。

2.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，步骤1)中，通过GPS系统提供坐标系下的分速度信息 将分速度信息通过坐标转换变为地面坐标系下的速度分量(V_x，V_y，V_z，)：

其中σ是初始航向角，L和λ分别表示GPS系统给出的纬度和经度信息。

3.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，建立地面坐标系O₁XYZ、基准坐标系OX_NY_NZ_N和弹轴坐标系Oξηζ，基准坐标系OX_NY_NZ_N由地面坐标系平移至飞行器质心O而成，随质心一起平动；弹轴坐标系可看作基准坐标系N经两次旋转而成；第一次是基准坐标系N绕OZ_N轴正向右旋角，第二次是绕Oη轴负向右旋角，为弹轴高低角，为弹轴方位角：

双旋弹前体极转动惯量为后体极转动惯量为飞行器整体赤道转动惯量为I_y；在地面坐标系下，双旋飞行器的实时质心速度分量为(V_x，V_y，V_z，)，其合速度为V；在弹轴坐标系下，后体滚转角速度为前体滚转角速度为则期望的弹轴高低角与弹轴方位角按下式计算：

速度方位角ψ与速度高低角θ：

复攻角δ_P1、δ_P2：

M、T由气动外形和大气条件参数确定；

弹轴高低角与弹轴方位角确定如下：

4.根据权利要求3所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，地面坐标系O₁XYZ确定：双旋飞行器的起飞点为原点O₁，O₁X轴沿水平线指向发射方向，O₁Y轴铅直向上，O₁Z轴按右手法则确定；基准坐标系OX_NY_NZ_N确定：由地面坐标系平移至飞行器质心O而成，随质心一起平动；弹轴坐标系Oξηζ确定：Oξ轴为弹轴，Oη轴垂直于Oξ轴指向上方，Oζ轴按右手法则确定。

5.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，步骤3)中，地磁模型表述为：

其中X、Y、Z分别代表地心球坐标系下地磁场的北向、东向和垂直方向的分量；φ表示地理余纬；λ表示经度；N是最高阶数；和表示地磁场的球谐系数；a是地球参考半径；r是距离地心的径向距离；是包含φ的多项式；然后通过坐标系转换求取地理坐标系地磁场分量：

6.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，采集K圈的地磁数据后，从地磁数据中选取出地磁传感器Z轴和Y轴的最大值、最小值Y_max，Y_min，Z_max，Z_min：

计算地磁传感器Y轴和Z轴的零偏修正量：

计算地磁传感器Z轴和Y轴的刻度因子：

计算地磁传感器Y轴和Z轴之间的非正交误差项：

其中ε是地磁传感器Z轴实际非正交安装位置和理论正交安装位置之间的夹角，Z_N是Y轴输出最大时Z轴的输出值。

7.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，建立地理坐标系OX_GY_GZ_G，原点位于飞行器质心，OX_G轴指向东向，OY_G轴指向北向，OZ_G轴指向天向；地理坐标系到基准坐标系之间的转换矩阵为：

其中σ表示初始航向角；

建立弹体坐标系OX_BY_BZ_B，原点位于飞行器质心，X_B轴沿弹体纵轴向前，Y_B轴沿弹体纵向对称平面向上，Z_B轴按右手法则确定；弹轴坐标系绕Oξ旋转γ角得到弹体坐标系，γ角为需要求解的后体滚转角；

已知地理坐标系下地磁场分量令表示弹体坐标下的地磁场分量，其中和为双轴地磁传感器测量的已知量；据此，可以列出等式：

求解该等式可以最终得出飞行器的滚转角γ。

8.根据权利要求7所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，基准坐标系经过三次旋转得到弹体坐标系，第一次是(N)系绕OZ_N轴正向右旋角，第二次是绕Oη轴负向右旋角，第三次是绕Oξ轴正向旋转γ角；基准坐标系到弹体坐标系之间的转换矩阵为：

9.根据权利要求8所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，滚转角γ求解过程为：

最终得出飞行器的滚转角γ如下：

γ＝arctan2(sinγ,cosγ)

式中arctan2(,)函数表示表示四象限反正切。

10.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，K值可由飞行试验或仿真确定。