CN112945236B - 一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法 - Google Patents

一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112945236B
CN112945236B CN202110150573.2A CN202110150573A CN112945236B CN 112945236 B CN112945236 B CN 112945236B CN 202110150573 A CN202110150573 A CN 202110150573A CN 112945236 B CN112945236 B CN 112945236B
Authority
CN
China
Prior art keywords
angle
frame
angular velocity
error
seeker
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
Application number
CN202110150573.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112945236A (zh
Inventor
温求遒
李馨
何沁袁
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Institute of Technology BIT
Original Assignee
Beijing Institute of Technology BIT
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Institute of Technology BIT filed Critical Beijing Institute of Technology BIT
Priority to CN202110150573.2A priority Critical patent/CN112945236B/zh
Publication of CN112945236A publication Critical patent/CN112945236A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112945236B publication Critical patent/CN112945236B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C23/00—Combined instruments indicating more than one navigational value, e.g. for aircraft; Combined measuring devices for measuring two or more variables of movement, e.g. distance, speed or acceleration
    • G01C23/005—Flight directors
    • 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
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
    • G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
    • 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
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
    • G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

本发明公开了一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，通过对传感器测得的误差角、框架角微分滤波获得误差角速度、框架角速度，结合姿态角和角度关系，经过坐标转换获得滚仰式导引头的视线角及角速度。根据本发明所述的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，具有视线角及角速度获取速度快、精度高等优点。

Description

一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法
技术领域
本发明涉及一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，属于飞行器控制领域。
背景技术
半捷联导引头光轴可以隔离弹体扰动并实现对目标的稳定跟踪，其光轴角速度可表征实际的弹目视线角速度。而滚仰式导引头由于光轴不能完全隔离弹体扰动，其光轴角速度不能表征实际的弹目视线角速度信息，因此，滚仰导引头无法直接测量得到弹目视线角速度信息，需要通过测量得到的探测器误差角、框架角和弹体角速率提取，间接获得视线角及角速度。
目前常用视线角及角速度提取模型为基于卡尔曼滤波的提取模型，其通过滤波可以估计得到弹目视线角及角速度信息，但提取精度不高，并且提取速度较慢，增加了制导控制延时，导致制导准确率降低。
由于上述原因，有必要研究一种更为准确、快速的滚仰式导引头视线角及角速度获取方法。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，提出了一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，通过对传感器测得的误差角、框架角微分滤波获得误差角速度、框架角速度，经过坐标转换获得滚仰式导引头的视线角及角速度。
具体地，该方法包括以下步骤：
S1、获取导引头误差角速度和框架角速度；
S2、对齐信号数据时间，获取姿态角；
S3、获取滚仰式导引头的视线角及角速度。
在步骤S1中，所述误差角速度通过对探测器测得的误差角微分滤波得到；
所述误差角离散微分滤波器可以表示为：
Figure GDA0004032571090000021
其中，εy(k+1)为当前时刻探测器测得的偏航误差角，εz(k+1)为当前时刻探测器测得的俯仰误差角；
Figure GDA0004032571090000022
为上一时刻的偏航误差角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000023
为当前时刻的偏航误差角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000024
为当前时刻误差角离散微分滤波器输出的偏航误差角速度；
Figure GDA0004032571090000025
为上一时刻的俯仰误差角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000026
为当前时刻的俯仰误差角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000027
为当前时刻误差角离散微分滤波器输出的俯仰误差角速度；
h表示误差角离散微分滤波器积分步长，R表示误差角离散微分滤波器可以调节微分器的响应速度，a1表示误差角离散微分滤波器调节跟踪速度，a2表示误差角离散微分滤波器调节微分特性。
进一步地，在步骤S1中，所述框架角速度通过对框架角传感器测得的框架角微分滤波得到，
所述框架角离散微分滤波器可以表示为：
Figure GDA0004032571090000031
其中，φP(k+1)为当前时刻框架角传感器测得的俯仰框架角，φR(k+1)为当前时刻框架角传感器测得的滚转框架角；
Figure GDA0004032571090000032
为上一时刻的俯仰框架角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000033
为当前时刻的俯仰框架角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000034
为当前时刻框架角离散微分滤波器输出的俯仰框架角速度；
Figure GDA0004032571090000035
为上一时刻的滚转框架角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000036
为当前时刻的滚转框架角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000037
为当前时刻框架角离散微分滤波器输出的滚转框架角速度；
h′表示框架角离散微分滤波器积分步长，R′表示框架角离散微分滤波器调节微分器的响应速度以及微分精度，α1′表示框架角离散微分滤波器调节跟踪速度，α2′表示框架角离散微分滤波器调节微分特性，β′表示框架角离散微分滤波器调节微分精度。
根据本发明，在步骤S2中，将信号数据进行时间上的对齐，所述信号数据为弹载计算机接收到的信号，包括探测器、框架角传感器、惯导的输出信号。
进一步地，在步骤S2中，在信号数据时间对齐后，进行弹体姿态角的获取，所述弹体姿态角表示为：
Figure GDA0004032571090000041
其中，
Figure GDA0004032571090000048
和γ*分别为同一时刻时弹体俯仰角、偏航角及滚转角；
Figure GDA0004032571090000049
和γ分别为惯导测得的弹体俯仰角、偏航角及滚转角；ωbx、ωby和ωbz分别为惯导测得的同一时刻下弹体姿态角速度在弹体坐标系下的分量；
tINS为惯导输出数据时刻，t为弹载计算机将信号数据对齐时刻。
进一步地，与弹体姿态角同一时刻的导引头跟踪误差角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000044
其中，
Figure GDA0004032571090000045
分别为同一时刻时导引头偏航误差角及俯仰误差角，
εy表示探测器测得的偏航误差角，εz表示探测器测得的俯仰误差角，ts为探测器输出数据时刻，t为弹载计算机将信号数据对齐时刻。
进一步地，与该弹体姿态角同一时刻的导引头框架角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000046
其中，
Figure GDA0004032571090000047
分别为同一时刻时导引头俯仰框架角及滚转框架角，φP表示框架角传感器测得的俯仰框架角、φR表示框架角传感器测得的滚转框架角，tφ为框架角传感器输出数据时刻，t为弹载计算机将信号数据对齐时刻。
在步骤S3中，通过坐标变换获取滚仰式导引头的视线角及角速度，
导引头视线角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000051
其中，
Figure GDA00040325710900000510
和γ*分别为弹体俯仰角、偏航角及滚转角；
Figure GDA0004032571090000053
分别为导引头偏航误差角、俯仰误差角；
Figure GDA0004032571090000054
分别为导引头俯仰框架角、滚转框架角。
根据本发明，在步骤S3中，偏航视线角速度
Figure GDA0004032571090000055
和俯仰视线角速度
Figure GDA0004032571090000056
分别为：
Figure GDA0004032571090000057
其中，
Figure GDA0004032571090000058
为弹体系下的弹目视线旋转角速度，
Figure GDA00040325710900000511
和γ*分别为弹体俯仰角、偏航角及滚转角。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)根据本发明提供的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，可以快速获得视线角及角速度。
(2)根据本发明提供的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，获得的视线角及角速度精度更高。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法示意图；
图2示出根据本发明一种优选实施方式的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法中信息数据时间对齐示意图；
图3示出根据本发明实施例1中偏航视线角仿真结果示意图；
图4示出根据本发明实施例1中俯仰视线角仿真结果示意图；
图5示出根据本发明实施例1中偏航视线角速度仿真结果示意图；
图6示出根据本发明实施例1中俯仰视线角速度仿真结果示意图。
具体实施方式
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
本发明提出了一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，通过对传感器测得的误差角、框架角微分滤波获得误差角速度、框架角速度，结合姿态角、框架角、误差角、视线角之间的角度关系，经过坐标转换获得滚仰式导引头的视线角及角速度。
具体地，如图1所示，该方法包括以下步骤：
S1、获取导引头误差角速度和框架角速度；
S2、对齐信号数据时间，获取姿态角；
S3、获取滚仰式导引头的视线角及角速度。
在步骤S1中，所述导引头为滚仰式导引头，所述误差角速度通过对探测器测得的误差角微分滤波得到；所述框架角速度通过对框架角传感器测得的框架角微分滤波得到。
具体地，将探测器测得的偏航误差角εy、俯仰误差角εz通过误差角离散微分滤波器进行微分滤波，所述误差角离散微分滤波器可以表示为：
Figure GDA0004032571090000071
其中，εy(k+1)为当前时刻探测器测得的偏航误差角，εz(k+1)为当前时刻探测器测得的俯仰误差角；
Figure GDA0004032571090000072
为上一时刻的偏航误差角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000073
为当前时刻的偏航误差角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000074
为当前时刻误差角离散微分滤波器输出的偏航误差角速度；
Figure GDA0004032571090000075
为上一时刻的俯仰误差角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000076
为当前时刻的俯仰误差角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000077
为当前时刻误差角离散微分滤波器输出的俯仰误差角速度；
h表示误差角离散微分滤波器积分步长，R表示误差角离散微分滤波器可以调节微分器的响应速度，a1表示误差角离散微分滤波器调节跟踪速度，a2表示误差角离散微分滤波器调节微分特性。
将框架角传感器测得的俯仰框架角φP、滚转框架角φR通过框架角离散微分滤波器进行微分滤波，所述框架角离散微分滤波器可以表示为：
Figure GDA0004032571090000081
其中，φP(k+1)为当前时刻框架角传感器测得的俯仰框架角，φR(k+1)为当前时刻框架角传感器测得的滚转框架角；
Figure GDA0004032571090000082
为上一时刻的俯仰框架角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000083
为当前时刻的俯仰框架角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000084
为当前时刻框架角离散微分滤波器输出的俯仰框架角速度；
Figure GDA0004032571090000085
为上一时刻的滚转框架角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000086
为当前时刻的滚转框架角跟踪信号，
Figure GDA0004032571090000087
为当前时刻框架角离散微分滤波器输出的滚转框架角速度；
h′表示框架角离散微分滤波器积分步长，R′表示框架角离散微分滤波器调节微分器的响应速度以及微分精度，α1′表示框架角离散微分滤波器调节跟踪速度，α2′表示框架角离散微分滤波器调节微分特性，β′表示框架角离散微分滤波器调节微分精度。
在步骤S2中，由于探测器、框架角传感器、惯导的输出信号频率不同以及信息传递延时情况，导致弹载计算机接收到的信号产生时刻并不相同，因此，在获得角度关系及弹体姿态角时需先将信号数据进行时间上的对齐，以同一时刻进行数据处理，如图2所示。
在信号数据时间对齐后，进行弹体姿态角的获取，所述弹体姿态角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000091
其中，
Figure GDA0004032571090000098
和γ*分别为同一时刻时弹体俯仰角、偏航角及滚转角；
Figure GDA0004032571090000099
和γ分别为惯导测得的弹体俯仰角、偏航角及滚转角；ωbx、ωby和ωbz分别为惯导测得的同一时刻下弹体姿态角速度在弹体坐标系下的分量；
tINS为惯导输出数据时刻，ts为探测器输出数据时刻，tφ为框架角传感器输出数据时刻，t为弹载计算机将信号数据对齐时刻。
进一步地，与该弹体姿态角同一时刻的导引头跟踪误差角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000094
其中，
Figure GDA0004032571090000095
分别为同一时刻时导引头偏航误差角及俯仰误差角。
进一步地，与该弹体姿态角同一时刻的导引头框架角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000096
其中，
Figure GDA0004032571090000097
分别为同一时刻时导引头俯仰框架角及滚转框架角。
在步骤S3中，通过坐标变换获取滚仰式导引头的视线角及角速度。
具体地，根据姿态角框架角误差角之间的坐标转换关系，惯性系到体视线系的坐标转换过程为：
Figure GDA0004032571090000101
其中：
Figure GDA0004032571090000102
Figure GDA0004032571090000103
Figure GDA0004032571090000104
根据视线角之间的坐标转换关系，惯性系到体视线系的坐标转换过程又可以表示为：
Figure GDA0004032571090000105
Figure GDA0004032571090000106
即
Figure GDA0004032571090000107
则导引头视线角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000111
其中，
Figure GDA00040325710900001112
和γ*分别为弹体俯仰角、偏航角及滚转角，由式(3)获得；
Figure GDA0004032571090000113
分别为导引头偏航误差角、俯仰误差角，由式(4)获得；
Figure GDA0004032571090000114
分别为导引头俯仰框架角、滚转框架角，由式(5)获得。
进一步地，根据滚仰导引头的坐标转换关系，弹目视线角速度可以表示为：
Figure GDA0004032571090000115
Figure GDA0004032571090000116
Figure GDA0004032571090000117
Figure GDA0004032571090000118
其中，
Figure GDA0004032571090000119
为视线相对内框的旋转角速度在弹体系的投影，
Figure GDA00040325710900001110
为内框相对弹体的旋转角速度在弹体系的投影，
Figure GDA00040325710900001111
为弹体相对惯性空间的旋转角速度在弹体系的投影。
根据上式可获得弹目视线旋转角速度为
Figure GDA0004032571090000121
进一步地，将弹体系的视线角速度转换到惯性系：
Figure GDA0004032571090000122
由式(14)可得，偏航视线角速度
Figure GDA0004032571090000123
和俯仰视线角速度
Figure GDA0004032571090000124
分别为：
Figure GDA0004032571090000125
其中，
Figure GDA0004032571090000126
为弹体系下的弹目视线旋转角速度，
Figure GDA0004032571090000127
和γ*分别为弹体俯仰角、偏航角及滚转角，由式(3)获得。
实施例
实施例1
进行仿真实验，获取某滚仰式导引头导弹视线角和角速度。
通过以下步骤进行：
S1、获取导引头误差角速度和框架角速度；
S2、对齐信号数据时间，获取姿态角；
S3、获取滚仰式导引头的视线角及角速度。
在步骤S1中，误差角速度通过对探测器测得的误差角微分滤波得到；框架角速度通过对框架角传感器测得的框架角微分滤波得到，其中，所述误差角离散微分滤波器可以表示为：
Figure GDA0004032571090000131
所述框架角离散微分滤波器可以表示为：
Figure GDA0004032571090000132
在步骤S2中，先将探测器、框架角传感器、惯导的输出信号数据进行时间上的对齐，在信号数据时间对齐后，进行弹体姿态角的获取，所述弹体姿态角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000133
进一步地，与该弹体姿态角同一时刻的导引头跟踪误差角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000134
进一步地，与该弹体姿态角同一时刻的导引头框架角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000141
在步骤S3中，通过坐标变换获取滚仰式导引头的视线角及角速度，
导引头视线角可以表示为：
Figure GDA0004032571090000142
偏航视线角速度
Figure GDA0004032571090000143
和俯仰视线角速度
Figure GDA0004032571090000144
分别为：
Figure GDA0004032571090000145
将获得的偏航视线角仿真结果与真实值比较，结果如图3所示，从图上可以看出，仿真结果与真实值基本重合；
将获得的俯仰视线角仿真结果与真实值比较，结果如图4所示，从图上可以看出，仿真结果与真实值除波峰波谷外基本重合；
将获得的偏航视线角速度仿真结果与真实值比较，结果如图5所示，从图上可以看出，仿真结果与真实值基本重合；
将获得的俯仰视线角速度仿真结果与真实值比较，结果如图6所示，从图上可以看出，仿真结果与真实值基本完全重合；
从图上可以看出，仿真结果与真实值重合度极高，即表示获得的某滚仰式导引头导弹视线角和角速度精度极高。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于本发明工作状态下的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”“相连”“连接”应作广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体的连接普通；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，通过对传感器测得的误差角、框架角微分滤波获得误差角速度、框架角速度，经过坐标转换获得滚仰式导引头的视线角及角速度；
该方法包括以下步骤：
S1、获取导引头误差角速度和框架角速度；
S2、对齐信号数据时间，获取姿态角；
S3、获取滚仰式导引头的视线角及角速度；
在步骤S1中，框架角速度通过对框架角传感器测得的框架角微分滤波得到，
框架角离散微分滤波器表示为：
Figure FDA0004032571080000011
其中，φP(k+1)为当前时刻框架角传感器测得的俯仰框架角，φR(k+1)为当前时刻框架角传感器测得的滚转框架角；
Figure FDA0004032571080000012
为上一时刻的俯仰框架角跟踪信号，
Figure FDA0004032571080000013
为当前时刻的俯仰框架角跟踪信号，
Figure FDA0004032571080000014
为当前时刻框架角离散微分滤波器输出的俯仰框架角速度；
Figure FDA0004032571080000015
为上一时刻的滚转框架角跟踪信号，
Figure FDA0004032571080000016
为当前时刻的滚转框架角跟踪信号，
Figure FDA0004032571080000017
为当前时刻框架角离散微分滤波器输出的滚转框架角速度；
h′表示框架角离散微分滤波器积分步长，R′表示框架角离散微分滤波器调节微分器的响应速度，α1′表示框架角离散微分滤波器调节跟踪速度，α2′表示框架角离散微分滤波器调节微分特性，β′表示框架角离散微分滤波器调节微分精度。
2.根据权利要求1所述的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，其特征在于，
在步骤S1中，误差角速度通过对探测器测得的误差角微分滤波得到；
误差角离散微分滤波器表示为：
Figure FDA0004032571080000021
其中，εy(k+1)为当前时刻探测器测得的偏航误差角，εz(k+1)为当前时刻探测器测得的俯仰误差角；
Figure FDA0004032571080000022
为上一时刻的偏航误差角跟踪信号，
Figure FDA0004032571080000023
为当前时刻的偏航误差角跟踪信号，
Figure FDA0004032571080000024
为当前时刻误差角离散微分滤波器输出的偏航误差角速度；
Figure FDA0004032571080000025
为上一时刻的俯仰误差角跟踪信号，
Figure FDA0004032571080000026
为当前时刻的俯仰误差角跟踪信号，
Figure FDA0004032571080000027
为当前时刻误差角离散微分滤波器输出的俯仰误差角速度；
h表示误差角离散微分滤波器积分步长，R表示误差角离散微分滤波器调节微分器的响应速度，a1表示误差角离散微分滤波器调节跟踪速度，a2表示误差角离散微分滤波器调节微分特性。
3.根据权利要求1所述的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，其特征在于，
在步骤S2中，将信号数据进行时间上的对齐，所述信号数据为弹载计算机接收到的信号，包括探测器、框架角传感器、惯导的输出信号。
4.根据权利要求3所述的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，其特征在于，
在步骤S2中，在信号数据时间对齐后，进行弹体姿态角的获取，所述弹体姿态角表示为：
Figure FDA0004032571080000031
其中，
Figure DEST_PATH_GDA0004032571090000048
和γ*分别为同一时刻时弹体俯仰角、偏航角及滚转角；
Figure DEST_PATH_GDA0004032571090000049
和γ分别为惯导测得的弹体俯仰角、偏航角及滚转角；ωbx、ωby和ωbz分别为惯导测得的同一时刻下弹体姿态角速度在弹体坐标系下的分量；
tINS为惯导输出数据时刻，t为弹载计算机将信号数据对齐时刻。
5.根据权利要求4所述的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，其特征在于，
与弹体姿态角同一时刻的导引头跟踪误差角表示为：
Figure FDA0004032571080000034
其中，
Figure FDA0004032571080000035
分别为同一时刻时导引头偏航误差角及俯仰误差角，
εy表示探测器测得的偏航误差角，εz表示探测器测得的俯仰误差角，ts为探测器输出数据时刻，t为弹载计算机将信号数据对齐时刻。
6.根据权利要求4所述的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，其特征在于，
与该弹体姿态角同一时刻的导引头框架角表示为：
Figure FDA0004032571080000041
其中，
Figure FDA0004032571080000042
分别为同一时刻时导引头俯仰框架角及滚转框架角，φP表示框架角传感器测得的俯仰框架角、φR表示框架角传感器测得的滚转框架角，tφ为框架角传感器输出数据时刻，t为弹载计算机将信号数据对齐时刻。
7.根据权利要求1所述的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，其特征在于，
在步骤S3中，通过坐标变换获取滚仰式导引头的视线角及角速度，
导引头视线角表示为：
Figure FDA0004032571080000043
其中，
Figure DEST_PATH_GDA00040325710900000510
和γ*分别为弹体俯仰角、偏航角及滚转角；
Figure FDA0004032571080000045
分别为导引头偏航误差角、俯仰误差角；
Figure FDA0004032571080000046
分别为导引头俯仰框架角、滚转框架角。
8.根据权利要求1所述的滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法，其特征在于，
在步骤S3中，偏航视线角速度
Figure FDA0004032571080000051
和俯仰视线角速度
Figure FDA0004032571080000052
分别为：
Figure FDA0004032571080000053
其中，
Figure FDA0004032571080000054
为弹体坐标系下的弹目视线旋转角速度，
Figure 288601DEST_PATH_GDA00040325710900000510
和γ*分别为弹体俯仰角、偏航角及滚转角。
CN202110150573.2A 2021-02-03 2021-02-03 一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法 Active CN112945236B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110150573.2A CN112945236B (zh) 2021-02-03 2021-02-03 一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110150573.2A CN112945236B (zh) 2021-02-03 2021-02-03 一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112945236A CN112945236A (zh) 2021-06-11
CN112945236B true CN112945236B (zh) 2023-02-24

Family

ID=76243354

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110150573.2A Active CN112945236B (zh) 2021-02-03 2021-02-03 一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112945236B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114047486B (zh) * 2021-10-28 2023-04-07 中国电子科技集团公司第二十九研究所 一种雷达导引头挂飞试验安装误差角标定方法及存储介质
CN114674181B (zh) * 2022-01-27 2023-09-08 中天长光(青岛)装备科技有限公司 一种滚仰式导引头及陀螺仪数据融合方法
CN116182647A (zh) * 2022-12-21 2023-05-30 西安现代控制技术研究所 适应图像导引头的制导弹药带落角约束制导信息提取方法
CN116520693B (zh) * 2023-04-12 2024-02-20 北京理工大学 基于几何模型分析的框架角约束变权系数自适应制导方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101603800B (zh) * 2009-07-02 2013-06-12 北京理工大学 一种半捷联寻的导引头的制导信息构造方法
JP2014092840A (ja) * 2012-11-01 2014-05-19 Nec Corp 飛翔体誘導システム、飛翔体誘導信号発生回路、飛翔体誘導方法及び飛翔体誘導プログラム
CN108534613A (zh) * 2018-02-28 2018-09-14 北京中天陆海精控科技有限公司 导引头滚转控制方法和装置
CN108594876A (zh) * 2018-02-28 2018-09-28 北京中天陆海精控科技有限公司 基于滚仰式稳定平台结构的半捷联稳定控制方法和装置
CN111043914B (zh) * 2018-10-12 2021-03-02 北京理工大学 应用于捷联导引头的弹目视线角速率获取方法及系统
CN111238474A (zh) * 2020-02-05 2020-06-05 哈尔滨工业大学 基于倾斜坐标系的捷联导引头非奇异视线角速度提取方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN112945236A (zh) 2021-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112945236B (zh) 一种滚仰式导引头视线角及角速度快速获取方法
Cohen et al. Flight tests of attitude determination using GPS compared against an inertial navigation unit
US6163021A (en) Navigation system for spinning projectiles
CN107255924B (zh) 基于扩维模型的容积卡尔曼滤波提取捷联导引头制导信息的方法
CN111426318A (zh) 基于四元数-扩展卡尔曼滤波的低成本ahrs航向角补偿方法
US7409292B2 (en) Method and system for degimbalization of vehicle navigation data
CN105157705B (zh) 一种半捷联雷达导引头视线角速度提取方法
CN103587708A (zh) 超小型无人旋翼飞行器野外定点零盲区自主软着陆方法
CN111044074A (zh) 基于外场观星的星敏感器标定装置与观星标定方法
CN108444468B (zh) 一种融合下视视觉与惯导信息的定向罗盘
CN107449444A (zh) 一种多星图姿态关联的星敏感器内参数标定方法及其装置
CN110132309B (zh) 一种采煤机摇臂惯性/视觉组合定姿装置标定方法
CN111238485B (zh) 一种基于导航敏感器拍摄火星图像的系统误差自补偿方法
CN105424034A (zh) 一种船载全天时星光惯导组合导航系统
CN114383612A (zh) 一种视觉辅助惯性差分位姿测量系统
CN109186614B (zh) 一种航天器间近距离自主相对导航方法
EP3722749A1 (en) Navigation augmentation system and method
CN116182871A (zh) 一种基于二阶混合滤波的海缆探测机器人姿态估计方法
CN110716541B (zh) 一种基于虚拟光轴的捷联导引头自抗扰非线性控制方法
CN112729305B (zh) 一种基于单飞行器导引头图像信息的多目标定位方法
CN109084772A (zh) 一种基于无迹卡尔曼的视线转率提取方法及系统
CN114383603A (zh) 一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法
CN109813302B (zh) 最佳可用导航星快速确定方法
CN111595361A (zh) 一种叠加正弦扰动的光电设备动态精度测量方法
CN117824644A (zh) 一种基于序贯容积卡尔曼滤波的仿生紧组合航姿测量方法

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