CN111765810A - 一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法，具体过程如下：(1)根据导引头内部电位计输出的框架角，计算框架系下的视线角速度；(2)将求得的视线角速度、框架角及导引头内部陀螺仪输出的框架系下惯性角速度，发送至武器控制器；(3)武器控制器计算弹体到框架的转换矩阵；(4)根据得到的视线角速度、惯性角速度和转换矩阵，求取弹体惯性角速度；(5)根据弹体惯性角速度，求解弹体姿态矩阵；(6)已知目标和弹体在导航系上的相对位置，根据姿态矩阵求取相对位置弹体系上的投影；(7)根据相对位置投影，求得平台导引头预置角。本发明有效提高导航精度和导引头指向精度，有效提高中末制导交接成功率。

Description

一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法
技术领域
本发明涉及一种平台导引头框架预置角计算方法，尤其是一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法，属于制导控制系统设计技术领域。
背景技术
随着察打一体无人机/直升机作战模式的发展,市场上开始涌现出多种型号近程空地制导武器。考虑到精准点杀伤需求、小平台无人机系统挂载能力以及作战效费比，对精确制导武器命中精度、产品重量以及生产成本等提出了越来越高的要求，半主动激光导引头与红外导引头体制成为多数小型空地制导武器型号的主要选择。
捷联式导引头体制受产品量测噪声与导航精度影响，武器命中精度与脱靶量稳定性很难保证，平台式导引头成为小型近程空地制导武器的首选。此类武器受限于导引头截获距离，大多数采用惯性中制导+末制导的复合制导体制，这就对中制导段导引头预置精度提出了要求。目前导引头预置角均是由弹载惯导系统信息计算，但因小型制导武器成本限制，其搭载的惯导系统精度较差，导致中制导阶段导引头预置角度存在较大偏差。
发明内容
有鉴于此，本发明提供一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法，该方法使用平台导引头内部陀螺仪和电位计作为框架预置角的计算来源，由于平台式导引头内部陀螺仪和电位计精度较高，因此可以替代弹载惯导系统的陀螺仪，提供更准确的弹体姿态角，提升中制导精度。
本发明的技术解决问题是：针对小型制导武器，有效提高中制导精度，节省制造成本，减轻产品重量。
实现本发明的技术方案如下：
一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法，具体过程如下：
(1)导引头处理器根据采集的导引头内部电位计输出的偏航框架角Bs和俯仰框架角Es，计算框架系下的视线角速度ωfb；
(2)导引头处理器将求得的视线角速度ωfb、偏航/俯仰框架角及导引头内部陀螺仪输出的框架系下惯性角速度ωfi，发送至武器控制器；
(3)武器控制器根据偏航框架角和俯仰框架角计算弹体到框架的转换矩阵Afb；
(4)根据得到的视线角速度ωfb、惯性角速度ωfi和转换矩阵Afb，求取弹体惯性角速度ωbi；
(5)根据所述弹体惯性角速度ωbi，求解弹体姿态矩阵
Figure BDA0002489373140000021
(6)已知目标和弹体在导航系上的相对位置X，根据姿态矩阵
Figure BDA0002489373140000022
求取相对位置弹体系上的投影：
Figure BDA0002489373140000023
(7)根据相对位置投影，利用下式求得平台导引头预置角；
esm＝arctan(L2/L1)
Figure BDA0002489373140000024
其中，
Figure BDA0002489373140000025
esm表示偏航预置角，bsm表示俯仰预置角。
进一步地，本发明所述姿态矩阵的求解过程为：
计算初始姿态矩阵
Figure BDA0002489373140000026
由武器平台装订姿态计算得到：
Figure BDA0002489373140000027
其中，ψ为初始装订的航向角，θ为初始装订的俯仰角，γ为初始装订的横滚角；
根据初始姿态矩阵计算初始q值：
Figure BDA0002489373140000031
其中，
Figure BDA0002489373140000032
表示姿态矩阵
Figure BDA0002489373140000033
第1行第1列的元素，其他含义因此类推。
使用四阶龙哥库塔法求解四元数微分方程，求得实时的q值；
根据所求解的实时q，带入下式中即可得到实时姿态矩阵，
Figure BDA0002489373140000034
有益效果：
(1)本发明解决了小型制导武器惯导系统精度较差引起的中制导精度问题。通过使用平台导引头内部的高精度陀螺仪和电位计，计算更高精度的弹体姿态和导引头预置角，有效提高导航精度和导引头指向精度，有效提高中末制导交接成功率。
(2)本发明使用平台导引头内部陀螺仪和电位计作为框架预置角的计算来源，由于平台式导引头内部陀螺仪和电位计精度较高，因此可以替代弹载惯导系统的陀螺仪，有效降低制造成本；同时可以节省小型制导武器惯导设备的占用空间、重量，进一步满足制导武器小型化需求。
附图说明
图1为本发明计算方法的流程图。
图2为本发明涉及的弹体系和框架系示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
(1)计算框架系下的视线角速度ωfb。
平台导引头内部安装有高精度电位计，根据平台导引头内部安装的高精度电位计输出的高精度偏航框架角Bs和俯仰框架角Es，利用四阶中心型差分方法求取框架系下的视线角速度ωfb；
四阶中心型差分的公式可以表示为：
Figure BDA0002489373140000041
偏航和俯仰框架转动角速度为：
Figure BDA0002489373140000042
导引头框架转动顺序为先俯仰后偏航，所以框架系下的视线角速度为：
Figure BDA0002489373140000043
(2)导引头处理器在求得视线角速度ωfb后，与框架角、内部陀螺仪输出的框架系下惯性角速度ωfi一起，发送至武器控制器；步骤(1)中的框架角的采集可以是按照1ms周期，发送至武器控制器可以是按照2.5ms周期；
(3)根据偏航框架角和俯仰框架角，计算弹体系到框架系的转换矩阵Afb。
Figure BDA0002489373140000044
(4)计算弹体的惯性角速度ωbi。
根据步骤(1)、(2)和(3)得到的视线角速度ωfb、惯性角速度ωfi和转换矩阵Afb，然后利于公式ωfi＝Afbωbi+ωfb求取弹体的惯性角速度ωbi：
Figure BDA0002489373140000051
(5)根据所述弹体惯性角速度ωbi，计算弹体姿态矩阵
Figure BDA0002489373140000052
本实施例小型制导武器飞行时间较短，大约数秒到数十秒，可以忽略地球自转和导航系旋转的影响，使用四元数求解姿态矩阵如下：
初始姿态矩阵
Figure BDA0002489373140000053
由武器平台装订姿态计算得到：
Figure BDA0002489373140000054
其中：ψ为航向角，θ为俯仰角，γ为横滚角。
四元数微分方程由下式描述：
Figure BDA0002489373140000055
初始q值计算如下：
Figure BDA0002489373140000056
使用四阶龙哥库塔法求解四元数微分方程，求得实时的q值，带入下式中即可得到两者之间的转移矩阵：
Figure BDA0002489373140000057
(6)计算弹目相对位置在弹体系上的投影。
已知目标和弹体在导航系上的相对位置X，根据姿态矩阵
Figure BDA0002489373140000058
求取相对位置弹体系上的投影：
Figure BDA0002489373140000059
(7)计算平台导引头预置角。
根据步骤(6)得到的相对位置投影L，利用下式求得平台导引头预置角：
esm＝arctan(L2/L1)
Figure BDA0002489373140000061
其中，
导引头利用高精度预置角，实现对目标的精确瞄准。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (2)

1.一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法，其特征在于，具体过程如下：
(1)导引头处理器根据采集的导引头内部电位计输出的偏航框架角Bs和俯仰框架角Es，计算框架系下的视线角速度ωfb；
(2)导引头处理器将求得的视线角速度ωfb、偏航/俯仰框架角及导引头内部陀螺仪输出的框架系下惯性角速度ωfi，发送至武器控制器；
(3)武器控制器根据偏航框架角和俯仰框架角计算弹体到框架的转换矩阵Afb；
(4)根据得到的视线角速度ωfb、惯性角速度ωfi和转换矩阵Afb，求取弹体惯性角速度ωbi；
(5)根据所述弹体惯性角速度ωbi，求解弹体姿态矩阵
Figure FDA0002489373130000011
(6)已知目标和弹体在导航系上的相对位置X，根据姿态矩阵
Figure FDA0002489373130000012
求取相对位置弹体系上的投影：
Figure FDA0002489373130000013
(7)根据相对位置投影，利用下式求得平台导引头预置角；
esm＝arctan(L2/L1)
Figure FDA0002489373130000014
其中，
Figure FDA0002489373130000015
esm表示偏航预置角，bsm表示俯仰预置角。
2.根据权利要求1所述基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法，其特征在于，所述姿态矩阵的求解过程为：
计算初始姿态矩阵
Figure FDA0002489373130000016
由武器平台装订姿态计算得到：
Figure FDA0002489373130000017
其中，ψ为初始装订的航向角，θ为初始装订的俯仰角，γ为初始装订的横滚角；
根据初始姿态矩阵计算初始q值：
Figure FDA0002489373130000021
其中，
Figure FDA0002489373130000022
表示姿态矩阵
Figure FDA0002489373130000023
第1行第1列的元素，其他含义因此类推。
使用四阶龙哥库塔法求解四元数微分方程，求得实时的q值；
根据所求解的实时q，带入下式中即可得到实时姿态矩阵，
Figure FDA0002489373130000024
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7341221B1 (en) * 2005-07-28 2008-03-11 The United States Of America As Represented By The Sectretary Of The Army Attitude determination with magnetometers for gun-launched munitions
CN106342284B (zh) * 2008-08-18 2011-11-23 西北工业大学 一种飞行载体姿态确定方法
CN102997913A (zh) * 2011-09-14 2013-03-27 意法半导体(中国)投资有限公司 用于确定物体姿态的方法及装置
CN106507916B (zh) * 2010-05-20 2014-01-01 西北工业大学 一种基于角速度和fpga的四元数直接输出方法
CN106950981A (zh) * 2017-04-25 2017-07-14 深圳大学 一种无人机高度控制方法及系统
CN206330482U (zh) * 2016-11-29 2017-07-14 贵州大学 一种目标空间角位置模拟器
CN107941089A (zh) * 2017-11-23 2018-04-20 上海航天测控通信研究所 一种基于模块化的摇摆台
CN108594217A (zh) * 2018-05-21 2018-09-28 北京理工大学 一种空间目标俯仰和方位二维角度闭环跟踪系统

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7341221B1 (en) * 2005-07-28 2008-03-11 The United States Of America As Represented By The Sectretary Of The Army Attitude determination with magnetometers for gun-launched munitions
CN106342284B (zh) * 2008-08-18 2011-11-23 西北工业大学 一种飞行载体姿态确定方法
CN106507916B (zh) * 2010-05-20 2014-01-01 西北工业大学 一种基于角速度和fpga的四元数直接输出方法
CN102997913A (zh) * 2011-09-14 2013-03-27 意法半导体(中国)投资有限公司 用于确定物体姿态的方法及装置
CN206330482U (zh) * 2016-11-29 2017-07-14 贵州大学 一种目标空间角位置模拟器
CN106950981A (zh) * 2017-04-25 2017-07-14 深圳大学 一种无人机高度控制方法及系统
CN107941089A (zh) * 2017-11-23 2018-04-20 上海航天测控通信研究所 一种基于模块化的摇摆台
CN108594217A (zh) * 2018-05-21 2018-09-28 北京理工大学 一种空间目标俯仰和方位二维角度闭环跟踪系统

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