CN114353784B - 一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法 - Google Patents

一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114353784B
CN114353784B CN202210262936.6A CN202210262936A CN114353784B CN 114353784 B CN114353784 B CN 114353784B CN 202210262936 A CN202210262936 A CN 202210262936A CN 114353784 B CN114353784 B CN 114353784B
Authority
CN
China
Prior art keywords
coordinate system
projectile
pseudo
vector
acceleration
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
CN202210262936.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114353784A (zh
Inventor
陈凯
房琰
刘尚波
杨睿华
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.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
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 Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN202210262936.6A priority Critical patent/CN114353784B/zh
Publication of CN114353784A publication Critical patent/CN114353784A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114353784B publication Critical patent/CN114353784B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

本发明属于导弹姿态检测领域，提出了一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，在求解原理上做出创新，在低精度陀螺和不增加额外测量元件的情况下，从运动矢量的角度来进行滚转角辨识。当制导炮弹在空中消旋后进入静稳定状态时，对其施加横向/法向过载，由于弹体是静稳定的，弹体受力后其运动矢量会发生相应的变化，运动矢量的变化包含了滚转角信息，因此可以基于运动矢量进行姿态辨识。

Description

一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法
技术领域
本发明涉及制导炮弹空中对准领域，具体涉及一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法。
背景技术
制导炮弹从平台发射过程中，承受高过载、高转速等恶劣条件。制导炮弹发射时通常采用弹体高速旋转方案，进入有控段后才使弹体倾斜稳定或低速旋转，惯性导航系统要在发射后在空中重新进行对准。在粗对准时，位置、速度和俯仰角、偏航角等的初值可以直接从装订的弹道数据或卫星接收机测量数据中获得。但较为特殊的是，由于发射过程中弹体旋转，不易获得滚转角初始值。因此，研究制导炮弹在空中进行对准时，进行弹体初始滚转角辨识是该领域的技术难点。
一些制导炮弹上采用地磁测量元件来获得滚转角，但这样需要在弹上增加地磁测量元件；一些制导炮弹上直接利用陀螺的测量数据来估计滚转角，但陀螺精度低的情况下滚转角估计精度不高。在低精度陀螺和不增加额外测量元件的情况下，为了满足制导炮弹空中对准的高精度要求，需要在求解原理上做出创新，本发明提出的一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，是从运动矢量的角度来进行滚转角辨识。当制导炮弹在空中消旋后进入静稳定状态时，对其施加横向/法向过载，由于弹体是静稳定的，弹体受力后其运动矢量会发生相应的变化，运动矢量的变化包含了滚转角信息，因此可以基于运动矢量进行姿态辨识。
发明内容
针对现有技术中的上述不足，本发明提供了一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法。
为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：
一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，包括如下步骤：
S1、制导炮弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态，等待卫星接收机定位稳定后，施加机动指令；
S2、当制导炮弹接收到机动指令后开始机动，利用机动开始时刻的东北天坐标系下的速度求解制导炮弹的俯仰角和偏航角，并根据俯仰角计算发射坐标系到伪发射坐标系的姿态矩阵；
S3、将制导炮弹每个时刻东北天坐标系下的运动变量转换为发射坐标系下的运动变量，并将其转换成运动矢量；
S4、利用S2中的姿态矩阵将发射坐标系下的重力加速度和S3中的运动矢量转换到伪发射坐标系，并根据转换之后的运动矢量和重力加速度计算滚转角，完成姿态辨识。
进一步的，所述S2中俯仰角和偏航角计算方式表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 214266DEST_PATH_IMAGE002
为弹道倾角，
Figure 886556DEST_PATH_IMAGE003
为弹道偏角，
Figure 587796DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 454383DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 670600DEST_PATH_IMAGE006
分别为东北天坐标系下的制导炮 弹速度分量，
Figure 21947DEST_PATH_IMAGE007
为俯仰角，
Figure 702327DEST_PATH_IMAGE008
为偏航角。
进一步的，所述S2中姿态矩阵表示为：
Figure 113717DEST_PATH_IMAGE009
；
其中，
Figure 145127DEST_PATH_IMAGE010
为制导炮弹伪发射坐标系相对发射坐标系的姿态角为机动开始时刻的 弹道倾角。
进一步的，所述S3中运动变量包括弹体的速度、加速度或位置中的任意一种，对应转换后的矢量为速度矢量、加速度矢量或位置矢量。
进一步的，所述S3中，若以速度为参考量，其速度矢量表示为：
Figure 34586DEST_PATH_IMAGE011
；
其中，
Figure 772735DEST_PATH_IMAGE012
为机动开始后第
Figure 479659DEST_PATH_IMAGE013
秒弹体相对于发射坐标系下的速度，
Figure 608152DEST_PATH_IMAGE014
为机动开始时 刻弹体相对于发射坐标系下的速度；
若以加速度为参考量，其加速度矢量表示为：
Figure 930330DEST_PATH_IMAGE015
；
若以位置为参考量，其位置矢量表示为：
Figure 460669DEST_PATH_IMAGE016
。
其中，
Figure 10599DEST_PATH_IMAGE017
为机动开始后第
Figure 16601DEST_PATH_IMAGE013
秒弹体相对于发射坐标系下的位置；
Figure 247862DEST_PATH_IMAGE018
为机动开始时 刻弹体相对于发射坐标系下的位置。
进一步的，所述S4中若以速度为参考量，伪发射坐标系下的速度矢量和重力加速度示分别表示为：
Figure 22920DEST_PATH_IMAGE019
；
其中，
Figure 681435DEST_PATH_IMAGE020
为伪发射坐标系下的速度矢量，
Figure 846837DEST_PATH_IMAGE021
为伪发射坐标系下的重力加速度，
Figure 6423DEST_PATH_IMAGE022
为发射坐标系下的重力加速度
若以加速度为参考量，伪发射坐标系下的加速度矢量和重力加速度示分别表示为：
Figure 511353DEST_PATH_IMAGE023
；
其中，
Figure 966868DEST_PATH_IMAGE024
为伪发射坐标系下的加速度矢量；
若以位置为参考量，伪发射坐标系下的位置矢量和重力加速度示分别表示为：
Figure DEST_PATH_IMAGE025
；
其中，
Figure 88407DEST_PATH_IMAGE026
为伪发射坐标系下的位置矢量。
进一步的，所述S4中滚转角的计算方式为：
当以速度为参考量时：
Figure 786105DEST_PATH_IMAGE027
其中，
Figure 145542DEST_PATH_IMAGE028
为滚转角，
Figure 208176DEST_PATH_IMAGE029
为弹体在弹体坐标系的
Figure 410487DEST_PATH_IMAGE030
轴上的机动量，
Figure DEST_PATH_IMAGE031
为弹体在伪 发射坐标系的y轴上的速度分量，
Figure 380717DEST_PATH_IMAGE032
为弹体在弹体坐标系的z轴上的机动量，
Figure DEST_PATH_IMAGE033
为弹体在 伪发射坐标系的z轴上的速度分量；
当以加速度为参考量时：
Figure 125819DEST_PATH_IMAGE034
；
其中，
Figure 185786DEST_PATH_IMAGE035
为弹体在伪发射坐标系的y轴上的加速度分量，
Figure 485180DEST_PATH_IMAGE036
为弹体在伪发射坐标 系的z轴上的速度分量；
当以位置为参考量时：
Figure 790260DEST_PATH_IMAGE037
；
其中，
Figure 921027DEST_PATH_IMAGE038
为弹体在伪发射坐标系的y轴上的位置分量，
Figure 528726DEST_PATH_IMAGE039
为弹体在伪发射坐标系 的z轴上的速度分量。
本发明具有以下有益效果：
在低精度陀螺和不增加额外测量元件的情况下，本发明在求解原理上做出创新，提出一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，满足制导炮弹空中对准的高精度要求。
附图说明
图1为本发明一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法流程示意图。
图2为本发明实施例发射坐标系与地心坐标系的关系示意图。
图3为本发明实施例发射坐标系和伪发射坐标系的关系示意图。
图4为本发明实施例伪发射坐标系和弹体坐标系的关系示意图。
图5a为以速度为参考量时滚转角计算方式示意图。
图5b为以加速度为参考量时滚转角计算方式示意图。
图5c为以位置为参考量时滚转角计算方式示意图。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，如图1所示，包括如下步骤：
S1、制导炮弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态，等待接收卫星接收机施加的机动指令；
制导炮弹升空后具有如下几个坐标系关系：
1、地心地固坐标系（e系），如图2所示，地心地固坐标系（Earth-Centered Earth- Fixed frame，ECEF），原点为地球中心
Figure 440050DEST_PATH_IMAGE040
，
Figure DEST_PATH_IMAGE041
轴在赤道平面内并且指向本初子午线，
Figure 424186DEST_PATH_IMAGE042
轴 为地球自转轴并且指向北极，
Figure DEST_PATH_IMAGE043
轴在赤道平面内并且与
Figure 471777DEST_PATH_IMAGE041
轴、
Figure 610896DEST_PATH_IMAGE042
轴构成右手直角坐标系。
2、发射坐标系（g系），如图2所示，发射坐标系（Launch-Centered Earth-Fixed frame，LCEF），坐标系原点
Figure 150462DEST_PATH_IMAGE044
为发射点，
Figure 469448DEST_PATH_IMAGE045
轴在发射点水平面内并且指向发射瞄准方向，
Figure 902703DEST_PATH_IMAGE046
轴垂直于发射点水平面并且指向上方，
Figure 586625DEST_PATH_IMAGE047
轴与
Figure 472542DEST_PATH_IMAGE045
轴、
Figure 595219DEST_PATH_IMAGE046
轴构成右手直角坐标系，发射 坐标系与地球固连。发射点的地理纬度
Figure 758347DEST_PATH_IMAGE048
、经度
Figure 737804DEST_PATH_IMAGE049
、高度
Figure 251962DEST_PATH_IMAGE050
和发射方位角
Figure 912750DEST_PATH_IMAGE051
确定了发射 坐标系与地球之间的关系。
3、弹体坐标系（b系），弹体坐标系（Body frame），原点
Figure 547695DEST_PATH_IMAGE052
为弹体质心，
Figure 104578DEST_PATH_IMAGE053
轴沿弹体 纵轴指向弹体正前，
Figure 699507DEST_PATH_IMAGE054
轴在弹体主对称轴平面内指向弹体上方，
Figure 367249DEST_PATH_IMAGE055
轴与
Figure 36128DEST_PATH_IMAGE053
轴、
Figure 888546DEST_PATH_IMAGE054
轴构成 右手直角坐标系指向弹体右方。
4、东北天坐标系（l系），原点
Figure 846138DEST_PATH_IMAGE052
为惯性仪表中心，
Figure 176625DEST_PATH_IMAGE056
轴指向东，
Figure 965589DEST_PATH_IMAGE057
轴指向北，
Figure 864275DEST_PATH_IMAGE058
轴 与
Figure 669683DEST_PATH_IMAGE056
轴、
Figure 679227DEST_PATH_IMAGE057
轴构成右手直角坐标系，且与地球椭球面垂直向上。采用东北天坐标系作为导 航坐标系(n系)。
S2、当制导炮弹接收到机动指令后开始机动，利用机动开始时刻的东北天坐标系下的速度求解制导炮弹的俯仰角和偏航角，并根据俯仰角计算发射坐标系到伪发射坐标系的姿态矩阵。
根据制导炮弹的特点，弹体在无控静稳定状态时攻角和侧滑角都很小，可以用弹 道倾角作为俯仰角的近似值，因此用卫星接收机提供的东北天速度分量
Figure 181752DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 985760DEST_PATH_IMAGE005
、
Figure 308157DEST_PATH_IMAGE006
解算制 导炮弹的俯仰角和偏航角，计算公式如下
Figure 855813DEST_PATH_IMAGE059
（1）
其中，
Figure 947266DEST_PATH_IMAGE002
是弹道倾角，
Figure 922175DEST_PATH_IMAGE003
是弹道偏角，
Figure 230403DEST_PATH_IMAGE007
为俯仰角，
Figure 316171DEST_PATH_IMAGE008
为偏航角。
发射坐标系与伪发射坐标系的关系如图3所示，发射坐标系到伪发射坐标系的姿 态矩阵为
Figure 262130DEST_PATH_IMAGE060
，伪发射坐标系相对发射坐标系的姿态角为机动开始时刻的弹道倾角
Figure 673520DEST_PATH_IMAGE010
，由 发射坐标系转到伪发射坐标系的姿态矩阵如（2）式所示。
Figure 704930DEST_PATH_IMAGE009
（2）
其中，
Figure 391126DEST_PATH_IMAGE010
为制导炮弹伪发射坐标系相对发射坐标系的姿态角为机动开始时刻的 弹道倾角。
S3、将制导炮弹每个时刻东北天坐标系下的运动变量转换为发射坐标系下的运动变量，并将其转换成运动矢量；
本实施例里，运动变量以速度、加速度和位置为参考量加以说明。
（1）位置信息的转换
将东北天坐标系下的位置信息
Figure 332538DEST_PATH_IMAGE061
转换到地心地固坐标系下，转换 关系如式（3）所示。
Figure 508304DEST_PATH_IMAGE062
（3）
其中，
Figure 902376DEST_PATH_IMAGE063
是地心地固坐标系中的空间直角坐标，
Figure 392263DEST_PATH_IMAGE064
是卯酉圈曲 率半径且
Figure 814280DEST_PATH_IMAGE065
，
Figure 567472DEST_PATH_IMAGE066
是制导炮弹的高度，
Figure 307895DEST_PATH_IMAGE067
是制导炮弹的经度，
Figure 539156DEST_PATH_IMAGE068
是制导炮弹的 纬度，
Figure 986318DEST_PATH_IMAGE069
是偏心率。
Figure 35046DEST_PATH_IMAGE070
为地心地固坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵，如式（4）所示。
Figure 138131DEST_PATH_IMAGE071
（4）
其中，
Figure 297717DEST_PATH_IMAGE072
为发射方位角，
Figure 599385DEST_PATH_IMAGE073
为发射点位置的纬度，
Figure 694380DEST_PATH_IMAGE074
为发射点位置的经度。
将地心地固坐标系下的位置信息转换到发射坐标系下，转换关系如式（5）所示。
Figure 913790DEST_PATH_IMAGE075
（5）
其中，
Figure 486853DEST_PATH_IMAGE076
为发射点位置。
（2）速度信息的转换
将东北天坐标系下的速度信息
Figure 908607DEST_PATH_IMAGE077
转换到发射坐标系下，转换关系如式（6）所示。
Figure 299137DEST_PATH_IMAGE078
（6）
其中，
Figure 111236DEST_PATH_IMAGE079
为地心地固坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵，如式（7）所示。
Figure 878203DEST_PATH_IMAGE080
（7）
1、速度
将每个时刻东北天坐标系下的速度
Figure 154464DEST_PATH_IMAGE077
转换为发射坐标系下的速度
Figure 591262DEST_PATH_IMAGE081
。机动开始 时刻，发射坐标系下的速度为
Figure 15290DEST_PATH_IMAGE082
。设机动时间为
Figure DEST_PATH_IMAGE083
秒，机动开始后第
Figure 195735DEST_PATH_IMAGE084
秒发射坐标系 下速度为
Figure DEST_PATH_IMAGE085
，则机动开始后第
Figure 624705DEST_PATH_IMAGE084
秒的速度矢量
Figure 357037DEST_PATH_IMAGE086
。
2、加速度
将每个时刻东北天坐标系下的速度
Figure DEST_PATH_IMAGE087
转换为发射坐标系下的速度
Figure 674886DEST_PATH_IMAGE081
。机 动开始时刻，发射坐标系下的速度为
Figure 518077DEST_PATH_IMAGE082
。设机动时间为
Figure 706613DEST_PATH_IMAGE083
秒，机动开始后第
Figure 609847DEST_PATH_IMAGE084
秒发射 坐标系下速度为
Figure 149413DEST_PATH_IMAGE085
，则机动开始后第
Figure 468399DEST_PATH_IMAGE084
秒的加速度为
Figure 400189DEST_PATH_IMAGE088
。
3、位置
将每个时刻东北天坐标系下的位置
Figure 84112DEST_PATH_IMAGE089
转换为发射坐标系下的位置
Figure 970028DEST_PATH_IMAGE090
。机动开始 时刻，发射坐标系下的位置为
Figure 92705DEST_PATH_IMAGE091
。设机动时间为
Figure 255833DEST_PATH_IMAGE083
秒，机动开始后第
Figure 235290DEST_PATH_IMAGE084
秒发射坐标系 下位置为
Figure 749448DEST_PATH_IMAGE092
，则机动开始后第
Figure 410237DEST_PATH_IMAGE084
秒的位置矢量为
Figure DEST_PATH_IMAGE093
。
S4、利用S2中的姿态矩阵将重力加速度和S3中的运动矢量转换到伪发射坐标系，并根据转换之后的运动矢量和重力加速度计算滚转角，完成姿态辨识。
伪发射坐标系到弹体坐标系的转换关系如图4所示，本实施例里，若以速度为参考量，发射坐标系下的速度微分方程如式（8）所示：
Figure 755767DEST_PATH_IMAGE094
（8）
在制导炮弹滚转角辨识中，
Figure 938749DEST_PATH_IMAGE095
为小量，可忽略，式（9）左乘转换矩阵
Figure 471362DEST_PATH_IMAGE096
，得
Figure 873524DEST_PATH_IMAGE097
（9）
记
Figure 870299DEST_PATH_IMAGE098
，
Figure 598084DEST_PATH_IMAGE099
，
Figure 352413DEST_PATH_IMAGE100
，式（9）可表示为伪发射坐标系下 的速度微分方程：
Figure 948479DEST_PATH_IMAGE101
（10）
式（10）中，
Figure 675127DEST_PATH_IMAGE102
为伪发射坐标系中的速度矢量变化量，
Figure 432867DEST_PATH_IMAGE103
为弹体在伪发射坐标系 中的姿态矩阵，
Figure 940072DEST_PATH_IMAGE104
；
Figure 949616DEST_PATH_IMAGE105
为弹体在伪发射坐标系中的重力矢量，
Figure 171518DEST_PATH_IMAGE106
为弹体坐标 系下的机动量，
Figure 241105DEST_PATH_IMAGE107
为伪发射坐标系和弹体坐标系的转换矩阵，两者关系如图4所示，
Figure 297922DEST_PATH_IMAGE108
在伪发射坐标系下，
Figure 907895DEST_PATH_IMAGE109
和
Figure 874714DEST_PATH_IMAGE110
均为小值，
Figure 708678DEST_PATH_IMAGE111
为需要辨识的滚转角
式（10）移项并展开，得
Figure 393737DEST_PATH_IMAGE112
（11）
对式（11）积分，得
Figure 869718DEST_PATH_IMAGE113
（12）
记
Figure 487781DEST_PATH_IMAGE114
根据
Figure 633592DEST_PATH_IMAGE115
平面内的速度矢量，由式（12）可得关于滚转角
Figure 900887DEST_PATH_IMAGE116
的表达式为：
Figure 55925DEST_PATH_IMAGE117
（13）
由式（13）可得，滚转角求解公式为
Figure 528495DEST_PATH_IMAGE027
（14）
制导炮弹做机动时，尽量减少滚转角估计算法的复杂性，只做横向或法向机动，即只在弹体y轴做机动或只在弹体z轴做机动，分为下面四种情况：
1）只在y轴上做正向机动
Figure 969840DEST_PATH_IMAGE118
，则
Figure 363913DEST_PATH_IMAGE119
数值变化大，而
Figure 181696DEST_PATH_IMAGE120
。式（14）可化为
Figure DEST_PATH_IMAGE121
（15）
2）只在y轴上做负向机动
Figure 243193DEST_PATH_IMAGE122
，则
Figure 855440DEST_PATH_IMAGE119
数值变化大，而
Figure 267967DEST_PATH_IMAGE120
。式（14）可化为
Figure 764807DEST_PATH_IMAGE123
（16）
3）只在z轴上做正向机动
Figure 38400DEST_PATH_IMAGE124
，则
Figure 696915DEST_PATH_IMAGE125
数值变化大，而
Figure 190213DEST_PATH_IMAGE126
。式（14）可化为
Figure 21903DEST_PATH_IMAGE127
（17）
4）只在z轴上做负向机动
Figure 261254DEST_PATH_IMAGE128
，则
Figure 480883DEST_PATH_IMAGE125
数值变化大，而
Figure 868002DEST_PATH_IMAGE126
。式（14）可化为
Figure 706645DEST_PATH_IMAGE129
（18）
由式（15）~式（18）可知，
Figure 190716DEST_PATH_IMAGE111
为伪发射坐标系下速度矢量投影到
Figure 456612DEST_PATH_IMAGE115
平面内 的角度。只在弹体y轴做正向机动的情况下，滚转角计算如图5a所示。伪发射坐标系下的速 度矢量和重力加速度示分别表示为：
Figure 331027DEST_PATH_IMAGE130
（19）
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE131
为伪发射坐标系下的速度矢量，
Figure 537143DEST_PATH_IMAGE105
为伪发射坐标系下的重力加速度，
Figure 141299DEST_PATH_IMAGE132
为发射坐标系下的重力加速度。
将
Figure 578097DEST_PATH_IMAGE131
和
Figure 939808DEST_PATH_IMAGE105
代入滚转角计算公式后，根据机动后第
Figure 979308DEST_PATH_IMAGE084
秒的速度矢量辨识 出多个滚转角值，取均值作为滚转角估计值，完成姿态辨识。
若以加速度为参考量，发射坐标系下的速度微分方程如式（20）所示：
Figure DEST_PATH_IMAGE133
（20）
在制导炮弹滚转角辨识中，
Figure 844496DEST_PATH_IMAGE095
为小量，可忽略，式（20）左乘转换矩阵
Figure 576829DEST_PATH_IMAGE096
， 得
Figure 97940DEST_PATH_IMAGE134
（21）
记
Figure 711105DEST_PATH_IMAGE135
，
Figure 165220DEST_PATH_IMAGE099
，
Figure 740558DEST_PATH_IMAGE100
，式（21）可表示为伪发射坐标系 下的速度微分方程：
Figure 139178DEST_PATH_IMAGE136
（22）
式（22）中，
Figure DEST_PATH_IMAGE137
为伪发射坐标系中的加速度，
Figure 989322DEST_PATH_IMAGE103
为弹体在伪发射坐标系中的姿态 矩阵，
Figure 94682DEST_PATH_IMAGE104
；
Figure 44183DEST_PATH_IMAGE105
为弹体在伪发射坐标系中的重力加速度。
式（22）移项并展开，得
Figure 195679DEST_PATH_IMAGE138
（23）
记
Figure 990459DEST_PATH_IMAGE139
根据
Figure 45265DEST_PATH_IMAGE115
平面内的加速度，由式（23）可得关于滚转角
Figure 962406DEST_PATH_IMAGE116
的表达式为
Figure 210985DEST_PATH_IMAGE140
（24）
由式（24）可得，滚转角求解公式为
Figure 934090DEST_PATH_IMAGE141
（25）
制导炮弹做机动时，尽量减少滚转角估计算法的复杂性，只做横向或法向机动，即只在弹体y轴做机动或只在弹体z轴做机动，分为下面四种情况：
1）只在y轴上做正向机动
Figure 217304DEST_PATH_IMAGE118
，则
Figure 633242DEST_PATH_IMAGE119
数值变化大，而
Figure 165854DEST_PATH_IMAGE120
。式（25）可化为
Figure 568017DEST_PATH_IMAGE142
（26）
2）只在y轴上做负向机动
Figure 830371DEST_PATH_IMAGE122
，则
Figure 292576DEST_PATH_IMAGE119
数值变化大，而
Figure 312485DEST_PATH_IMAGE120
。式（25）可化为
Figure 407086DEST_PATH_IMAGE143
（27）
3）只在z轴上做正向机动
Figure 399313DEST_PATH_IMAGE124
，则
Figure 891474DEST_PATH_IMAGE125
数值变化大，而
Figure 601941DEST_PATH_IMAGE126
。式（25）可化为
Figure 408223DEST_PATH_IMAGE144
（28）
4）只在z轴上做负向机动
Figure 379590DEST_PATH_IMAGE128
，则
Figure 183598DEST_PATH_IMAGE125
数值变化大，而
Figure 240416DEST_PATH_IMAGE126
。式（25）可化为
Figure 850389DEST_PATH_IMAGE145
（29）
由式（26）~式（29）可知，
Figure 551629DEST_PATH_IMAGE116
为伪发射坐标系下加速度投影到
Figure 418216DEST_PATH_IMAGE115
平面内的 角度。只在弹体y轴做正向机动的情况下，滚转角计算示意图如图5b所示。伪发射坐标系下 的加速度矢量和重力加速度示分别表示为：
Figure 572116DEST_PATH_IMAGE146
（30）
其中，
Figure 48097DEST_PATH_IMAGE147
为伪发射坐标系下的加速度矢量；
将
Figure 869423DEST_PATH_IMAGE147
和
Figure 77550DEST_PATH_IMAGE105
代入滚转角计算公式后，根据机动后第
Figure 108960DEST_PATH_IMAGE084
秒的速度矢量辨识 出多个滚转角值，取均值作为滚转角估计值，完成姿态辨识。
若以位置为参考量，发射坐标系下的位置微分方程如式（31）所示：
Figure 263998DEST_PATH_IMAGE148
（31）
发射坐标系下的速度微分方程如式（32）所示：
Figure 64464DEST_PATH_IMAGE094
（32）
在制导炮弹滚转角辨识中，
Figure 381175DEST_PATH_IMAGE095
为小量，可忽略。对式（31）取微分，代入式 （32）得
Figure 392557DEST_PATH_IMAGE149
（33）
式（33）左乘转换矩阵
Figure 882444DEST_PATH_IMAGE096
，得
Figure 678362DEST_PATH_IMAGE150
（34）
记
Figure 25030DEST_PATH_IMAGE151
，
Figure 906398DEST_PATH_IMAGE099
，
Figure 199976DEST_PATH_IMAGE100
，式（34）可表示为伪发射坐标系 下的位置微分方程：
Figure 975034DEST_PATH_IMAGE152
（35）
式（35）中，
Figure 633549DEST_PATH_IMAGE153
为伪发射坐标系中的位置的二阶导数，
Figure 861268DEST_PATH_IMAGE103
为弹体在伪发射坐标系 中的姿态矩阵，
Figure 692957DEST_PATH_IMAGE104
；
Figure 463467DEST_PATH_IMAGE105
为弹体在伪发射坐标系中的重力矢量。
式（35）移项并展开，得
Figure 918982DEST_PATH_IMAGE154
（36）
对式（36）积分两次，得
Figure 509363DEST_PATH_IMAGE155
（37）
记
Figure 144744DEST_PATH_IMAGE156
根据
Figure 894394DEST_PATH_IMAGE115
平面内的位置矢量，由式（37）可得关于滚转角
Figure 894711DEST_PATH_IMAGE116
的表达式为
Figure 97022DEST_PATH_IMAGE157
（38）
由式（38）可得，滚转角求解公式为
Figure 270514DEST_PATH_IMAGE158
（39）
制导炮弹做机动时，尽量减少滚转角估计算法的复杂性，只做横向或法向机动，即只在弹体y轴做机动或只在弹体z轴做机动，分为下面四种情况：
1）只在y轴上做正向机动
Figure 750037DEST_PATH_IMAGE118
，则
Figure 311469DEST_PATH_IMAGE119
数值变化大，而
Figure 610863DEST_PATH_IMAGE120
。式（39）可化为
Figure 414478DEST_PATH_IMAGE159
（40）
2）只在y轴上做负向机动
Figure 748507DEST_PATH_IMAGE122
，则
Figure 152943DEST_PATH_IMAGE119
数值变化大，而
Figure 329847DEST_PATH_IMAGE120
。式（39）可化为
Figure 48404DEST_PATH_IMAGE160
（41）
3）只在z轴上做正向机动
Figure 361574DEST_PATH_IMAGE124
，则
Figure 936912DEST_PATH_IMAGE125
数值变化大，而
Figure 476477DEST_PATH_IMAGE126
。式（39）可化为
Figure 123359DEST_PATH_IMAGE161
（42）
4）只在z轴上做负向机动
Figure 166402DEST_PATH_IMAGE128
，则
Figure 742002DEST_PATH_IMAGE125
数值变化大，而
Figure 565601DEST_PATH_IMAGE126
。式（39）可化为
Figure 625961DEST_PATH_IMAGE162
（43）
由式（40）~式（43）可知，
Figure 648144DEST_PATH_IMAGE111
为伪发射坐标系下位置矢量投影到
Figure 34126DEST_PATH_IMAGE115
平面内 的角度。只在弹体y轴做正向机动的情况下，滚转角计算示意图如图5c所示。伪发射坐标系 下的位置矢量和重力加速度示分别表示为：
Figure 407338DEST_PATH_IMAGE163
（44）
其中，
Figure 68127DEST_PATH_IMAGE164
为伪发射坐标系下的位置矢量。
将
Figure 85761DEST_PATH_IMAGE165
和
Figure 501699DEST_PATH_IMAGE105
代入滚转角计算公式后，根据机动后第
Figure 34312DEST_PATH_IMAGE084
秒的速度矢量辨识 出多个滚转角值，取均值作为滚转角估计值，完成姿态辨识。
本发明中应用了具体实施例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
本领域的普通技术人员将会意识到，这里所述的实施例是为了帮助读者理解本发明的原理，应被理解为本发明的保护范围并不局限于这样的特别陈述和实施例。本领域的普通技术人员可以根据本发明公开的这些技术启示做出各种不脱离本发明实质的其它各种具体变形和组合，这些变形和组合仍然在本发明的保护范围内。

Claims (3)

1.一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、制导炮弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态，等待卫星接收机定位稳定后施加机动指令；
S2、当制导炮弹接收到机动指令后开始机动，利用机动开始时刻的东北天坐标系下的速度求解制导炮弹的俯仰角和偏航角，并根据俯仰角计算发射坐标系到伪发射坐标系的姿态矩阵；
S3、将制导炮弹每个时刻东北天坐标系下的运动变量转换为发射坐标系下的运动变量，并将发射坐标系下的运动变量转换成运动矢量，其中，运动变量包括弹体的速度、加速度或位置中的任意一种，对应转换后的矢量为速度矢量、加速度矢量或位置矢量，具体而言，若以速度为参考量，其速度矢量表示为：
Figure FDA0003633546410000011
其中，
Figure FDA0003633546410000012
为机动开始后第i秒弹体相对于发射坐标系下的速度，
Figure FDA0003633546410000013
为机动开始时刻弹体相对于发射坐标系下的速度；
若以加速度为参考量，其加速度矢量表示为：
Figure FDA0003633546410000014
若以位置为参考量，其位置矢量表示为：
Figure FDA0003633546410000015
其中，
Figure FDA0003633546410000016
为机动开始后第i秒弹体相对于发射坐标系下的位置；
Figure FDA0003633546410000017
为机动开始时刻弹体相对于发射坐标系下的位置；
S4、利用S2中的姿态矩阵将发射坐标系下的重力加速度和S3中的运动矢量转换到伪发射坐标系，其中，若以速度为参考量，伪发射坐标系下的速度矢量和重力加速度分别表示为：
Figure FDA0003633546410000021
其中，
Figure FDA0003633546410000022
为伪发射坐标系下的速度矢量，gw为伪发射坐标系下的重力加速度，gg为发射坐标系下的重力加速度；
若以加速度为参考量，伪发射坐标系下的加速度矢量和重力加速度分别表示为：
Figure FDA0003633546410000023
其中，
Figure FDA0003633546410000024
为伪发射坐标系下的加速度矢量；
若以位置为参考量，伪发射坐标系下的位置矢量和重力加速度分别表示为：
Figure FDA0003633546410000025
其中，
Figure FDA0003633546410000026
为伪发射坐标系下的位置矢量；
并根据转换之后的运动矢量和重力加速度计算滚转角，完成姿态辨识，具体滚转角计算方式为：
当以速度为参考量时：
Figure FDA0003633546410000027
其中，γw为滚转角，
Figure FDA0003633546410000028
为弹体在弹体坐标系的y轴上的机动量，
Figure FDA0003633546410000029
为弹体在伪发射坐标系的y轴上的速度分量，
Figure FDA0003633546410000031
为弹体在弹体坐标系的z轴上的机动量，
Figure FDA0003633546410000032
为弹体在伪发射坐标系的z轴上的速度分量；当以加速度为参考量时：
Figure FDA0003633546410000033
其中，
Figure FDA0003633546410000034
为弹体在伪发射坐标系的y轴上的加速度分量，
Figure FDA0003633546410000035
为弹体在伪发射坐标系的z轴上的速度分量；
当以位置为参考量时：
Figure FDA0003633546410000036
其中，
Figure FDA0003633546410000037
为弹体在伪发射坐标系的y轴上的位置分量，
Figure FDA0003633546410000038
为弹体在伪发射坐标系的z轴上的速度分量。
2.根据权利要求1所述的一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S2中俯仰角和偏航角计算方式表示为：
Figure FDA0003633546410000039
其中，θ为弹道倾角，ψv为弹道偏角，vE、vN、vU分别为东北天坐标系下的制导炮弹速度分量，
Figure FDA00036335464100000310
为俯仰角，ψ为偏航角。
3.根据权利要求1所述的一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S2中姿态矩阵表示为：
Figure FDA0003633546410000041
其中，
Figure FDA0003633546410000042
为制导炮弹伪发射坐标系相对发射坐标系的姿态角为机动开始时刻的弹道倾角。
CN202210262936.6A 2022-03-17 2022-03-17 一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法 Active CN114353784B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210262936.6A CN114353784B (zh) 2022-03-17 2022-03-17 一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210262936.6A CN114353784B (zh) 2022-03-17 2022-03-17 一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114353784A CN114353784A (zh) 2022-04-15
CN114353784B true CN114353784B (zh) 2022-06-07

Family

ID=81094442

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210262936.6A Active CN114353784B (zh) 2022-03-17 2022-03-17 一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114353784B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN115060256B (zh) * 2022-07-05 2022-11-08 西北工业大学 一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109211231A (zh) * 2018-09-07 2019-01-15 东南大学 一种基于牛顿迭代法的炮弹姿态估计方法
CN109373833A (zh) * 2018-12-07 2019-02-22 惠州学院 适用于旋转弹初始姿态和速度联合测量方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10346001B4 (de) * 2003-10-02 2006-01-26 Buck Neue Technologien Gmbh Vorrichtung zum Schützen von Schiffen vor endphasengelenkten Flugkörpern
CN108827343B (zh) * 2018-06-22 2020-06-30 中国人民解放军国防科技大学 一种基于试验设计与进化寻优的制导工具误差辨识方法
CN109211232B (zh) * 2018-09-07 2021-07-27 东南大学 一种基于最小二乘滤波的炮弹姿态估计方法
CN109059914B (zh) * 2018-09-07 2021-11-02 东南大学 一种基于gps和最小二乘滤波的炮弹滚转角估计方法
CN109489690B (zh) * 2018-11-23 2020-10-23 北京宇航系统工程研究所 一种适用于高动态翻滚再入的助推器导航定位解算方法
CN113959279B (zh) * 2021-10-14 2023-08-22 北京理工大学 一种利用多传感器信息融合的弹道环境特征辨识方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109211231A (zh) * 2018-09-07 2019-01-15 东南大学 一种基于牛顿迭代法的炮弹姿态估计方法
CN109373833A (zh) * 2018-12-07 2019-02-22 惠州学院 适用于旋转弹初始姿态和速度联合测量方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN114353784A (zh) 2022-04-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3260815B1 (en) Inertial navigation system
EP3111166B1 (en) Inertial navigation system
US8946606B1 (en) Determining angular rate for line-of-sight to a moving object, with a body-fixed imaging sensor
CN105180728B (zh) 基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法
CN111897357A (zh) 一种卫星对地扫描的姿态跟踪控制方法
CN113050143B (zh) 一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法
CN109489690A (zh) 一种适用于高动态翻滚再入的助推器导航定位解算方法
CN102879011A (zh) 一种基于星敏感器辅助的月面惯导对准方法
de Celis et al. Hybridized attitude determination techniques to improve ballistic projectile navigation, guidance and control
CN109724624A (zh) 一种适用于机翼挠曲变形的机载自适应传递对准算法
CN114353784B (zh) 一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法
CN114993305A (zh) 一种基于发射坐标系的制导炮弹组合导航方法
Ali et al. An algorithm for astro-inertial navigation using CCD star sensors
CN114383603B (zh) 一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法
Zhu et al. A high-accuracy SINS/CNS integrated navigation scheme based on overall optimal correction
CN115060256B (zh) 一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法
CN114295145A (zh) 一种基于车载发射平台的捷联惯导系统轨迹发生器设计方法
CN113218423A (zh) 发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法
CN114383614B (zh) 一种弹道环境下的多矢量空中对准方法
CN116932987A (zh) 一种基于速度积分的发射坐标系制导炮弹滚转角辨识方法
CN116070066B (zh) 一种制导炮弹滚动角计算方法
Vodicheva et al. A Technique for Initial Self-Alignment of a Strapdown INS for Space Launch Vehicles
JP2525072B2 (ja) 飛翔体誘導装置の初期化方法
CN113031645B (zh) 一种基于ukf滤波的弹体角速率增稳捷联制导方法
CN116552817B (zh) 优化卫星轨道控制的方法、设备和存储介质

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