CN112363518B - 一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，包括步骤如下：步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量；步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量；步骤3、分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角。本发明的方法改进了姿态角简单计算方式，减少飞行控制软件前台运算时间。

Description

一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法
技术领域
本发明涉及一种姿态角简单计算方法。
背景技术
为保证姿控系统控制信号的实时性，减小信号采样与控制输出的时间间隔，姿控飞行控制软件通常分解为前台计算和后台计算两个模块，前台计算主要计算控制指令并输出，应具有尽可能少的计算量，后台计算完成姿控软件的其余部分功能，为下一周期的实时控制信号的计算作好准备。
运载火箭三通道欧拉角控制情况下，飞行控制软件需要在每个控制周期计算姿态角，耗时较长且计算的姿态角不够精确。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法。改进了姿态角简单计算方式，减少飞行控制软件前台运算时间。
本发明所采用的技术方案是：一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，包括步骤如下：
步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)，其中nT表示当前控制周期；T表示周期，n为正整数；
步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量ΔθxJ(nT)、ΔθyJ(nT)、ΔθzJ(nT)；
步骤3、分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角
Figure BDA0002700029280000011
ψ(nT)、γ(nT)。
步骤2中，若满足|cosψ[(n-1)T]|>10-12，则
Figure BDA0002700029280000021
若满足|cosψ[(n-1)T]|≤10-12，则
Figure BDA0002700029280000022
其中，
Figure BDA0002700029280000023
ψ[(n-1)T]、γ[(n-1)T]为上一周期制导系统经过冗余和四元数计算的精确姿态角。
步骤3中，当前控制周期的惯性系姿态角
Figure BDA0002700029280000024
ψ(nT)、γ(nT)的计算公式如下：
Figure BDA0002700029280000025
γ(nT)＝γ[(n-1)T]+ΔθxJ(nT)。
一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算系统，包括：
第一模块、接收捷联惯性导航系统发送的当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)，发送给第二模块；
其中，nT表示当前控制周期；T表示周期，n为正整数；
第二模块、用于将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量ΔθxJ(nT)、ΔθyJ(nT)、ΔθzJ(nT)；
第三模块、用于分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角
Figure BDA0002700029280000026
ψ(nT)、γ(nT)。
第二模块中，若满足|cosψ[(n-1)T]|>10-12，则
Figure BDA0002700029280000027
若满足|cosψ[(n-1)T]|≤10-12，则
Figure BDA0002700029280000031
其中，
Figure BDA0002700029280000032
ψ[(n-1)T]、γ[(n-1)T]为上一周期制导系统经过冗余和四元数计算的精确姿态角。
第三模块中，当前控制周期的惯性系姿态角
Figure BDA0002700029280000033
ψ(nT)、γ(nT)的计算公式如下：
Figure BDA0002700029280000034
γ(nT)＝γ[(n-1)T]+ΔθxJ(nT)。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明为了减少运载火箭飞行软件前台运算时间，在捷联惯性组合、速率陀螺和捷联加速度测量装置采样脉冲完成后，立刻进行姿态角简单计算，以便于后续的校正网络计算，相比于传统控制方式在每个控制周期姿态角精确解算，可极大减少飞行控制软件前台计算时间。
(2)本发明的简单清晰，易于实现，通过姿态角简单计算，避免在飞行控制软件前台进行复杂冗余和四元数计算，减少前台运算时间，相比于传统姿态角简单计算，该方法将箭体坐标系简单姿态角增量转换到惯性系，提高了简单姿态角计算的准确性。
附图说明
图1为简单姿态角计算流程图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
实施例1
在捷联惯性组合、速率陀螺和捷联加速度测量装置脉冲采样完成后，箭上飞行控制软件将采样的惯组脉冲折合，计算出每个控制周期三通道箭体坐标系简单姿态角增量，通过箭体坐标系向惯性坐标系转换求解惯性系三通道简单姿态角增量，将惯性系简单姿态角增量叠加到上一周期制导系统经过冗余和四元数计算的精确姿态角，即可实现姿态角的简单计算。
如图1所示，一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，包括步骤如下：
步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)，其中nT表示当前控制周期；T表示周期，n为正整数；
步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量ΔθxJ(nT)、ΔθyJ(nT)、ΔθzJ(nT)，若满足|cosψ[(n-1)T]|>10-12，则
Figure BDA0002700029280000041
若满足|cosψ[(n-1)T]|≤10-12，则
Figure BDA0002700029280000042
其中，
Figure BDA0002700029280000043
ψ[(n-1)T]、γ[(n-1)T]为上一周期制导系统经过冗余和四元数计算的精确姿态角；
步骤3、根据如下公式分别计算出当前控制周期的惯性系简单姿态角
Figure BDA0002700029280000044
ψ(nT)、γ(nT)。
Figure BDA0002700029280000045
ψ(nT)＝ψ[(n-1)T]+ΔθyJ(nT)，
γ(nT)＝γ[(n-1)T]+ΔθxJ(nT)。
基于上述减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法建立的姿态角计算系统，包括：
第一模块、接收捷联惯性导航系统发送的当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)，发送给第二模块；
其中，nT表示当前控制周期；T表示周期，n为正整数；
第二模块、用于将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量ΔθxJ(nT)、ΔθyJ(nT)、ΔθzJ(nT)；
第三模块、用于分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角
Figure BDA0002700029280000051
ψ(nT)、γ(nT)。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (2)

1.一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算方法，其特征在于，包括步骤如下：
步骤1、捷联惯性导航系统对箭体的姿态角进行采样，通过脉冲折合计算，求解当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)，其中nT表示当前控制周期；T表示周期，n为正整数；
步骤2、将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量ΔθxJ(nT)、ΔθyJ(nT)、ΔθzJ(nT)；
步骤3、分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角
Figure FDA0004224004310000011
ψ(nT)、γ(nT)；
步骤2中，若满足|cosψ[(n-1)T]|＞10-12，则
Figure FDA0004224004310000012
若满足|cosψ[(n-1)T]|≤10-12，则
Figure FDA0004224004310000013
其中，
Figure FDA0004224004310000014
ψ[(n-1)T]、γ[(n-1)T]为上一周期制导系统经过冗余和四元数计算的精确姿态角；
步骤3中，当前控制周期的惯性系姿态角
Figure FDA0004224004310000015
ψ(nT)、γ(nT)的计算公式如下：
Figure FDA0004224004310000016
ψ(nT)＝ψ[(n-1)T]+ΔθyJ(nT)，γ(nT)＝γ[(n-1)T]+ΔθxJ(nT)。
2.一种减少火箭飞行软件前台运算时间的姿态角计算系统，其特征在于，包括：
第一模块、接收捷联惯性导航系统发送的当前控制周期箭体坐标系姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)，发送给第二模块；
其中，nT表示当前控制周期；T表示周期，n为正整数；
第二模块、用于将当前控制周期箭体坐标系的姿态角增量的三轴分量Δθx1J(nT)、Δθy1J(nT)、Δθz1J(nT)转换成当前控制周期惯性系三通道姿态角增量的三轴分量ΔθxJ(nT)、ΔθyJ(nT)、ΔθzJ(nT)；
第三模块、用于分别计算出当前控制周期的惯性系姿态角
Figure FDA0004224004310000021
ψ(nT)、γ(nT)；
第二模块中，若满足|cosψ[(n-1)T]|＞10-12，则
Figure FDA0004224004310000022
若满足|cosψ[(n-1)T]|≤10-12，则
Figure FDA0004224004310000023
其中，
Figure FDA0004224004310000024
ψ[(n-1)T]、γ[(n-1)T]为上一周期制导系统经过冗余和四元数计算的精确姿态角；
第三模块中，当前控制周期的惯性系姿态角
Figure FDA0004224004310000025
ψ(nT)、γ(nT)的计算公式如下：
Figure FDA0004224004310000026
ψ(nT)＝ψ[(n-1)T]+ΔθyJ(nT)，γ(nT)＝γ[(n-1)T]+ΔθxJ(nT)。
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CN100547352C (zh) * 2007-12-03 2009-10-07 哈尔滨工程大学 适合于光纤陀螺捷联惯性导航系统的地速检测方法
JP5338464B2 (ja) * 2009-05-08 2013-11-13 株式会社Ｉｈｉ 慣性航法装置、飛翔体及び航法データ算出方法
CN103983267A (zh) * 2014-06-03 2014-08-13 中北大学 基于螺旋矢量的捷联姿态位置一体化更新算法
CN106767788B (zh) * 2017-01-04 2019-07-19 北京航天自动控制研究所 一种组合导航方法和系统
CN110057382B (zh) * 2019-04-23 2021-07-09 西北工业大学 一种基于发射坐标系的捷联惯导数值更新方法

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