CN114383603B - 一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于导弹姿态检测领域，具体公开了一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，导弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态至第一时刻，记录弹体稳定后至第一时刻之间陀螺仪数据；使导弹绕x轴旋转180°并保持滚转角稳定状态至第二时刻，记录弹体稳定后至第二时刻时间的陀螺仪数据；在记录下的陀螺仪数据分别求均值，并消除两次数据中的陀螺仪常值漂移，将消除常值漂移后的陀螺仪真值带入滚转角计算公式，完成姿态辨识，通过上述方式，从误差调制的角度来进行滚转角辨识。通过转动可以将器件偏差相对于旋转轴对称分布，以此实现器件偏差的正负抵消，等价于提高了陀螺的精度，因此可以基于速度矢量进行姿态辨识。

Description

一种基于旋转调制法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，具体涉及一种基于旋转调制法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定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旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，是从误差调制的角度来进行滚转角辨识。通过转动可以将器件偏差相对于旋转轴对称分布，以此实现器件偏差的正负抵消，等价于提高了陀螺的精度，因此可以基于速度矢量进行姿态辨识。
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旋转调制法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：
一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，包括如下步骤：
S1、导弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态至第一时刻，记录弹体稳定后至第一时刻之间陀螺仪数据；
S2、使导弹绕x轴旋转180°并保持滚转角稳定状态至第二时刻，记录弹体稳定后至第二时刻的陀螺仪数据；
S3、将步骤S1和步骤S2记录下的陀螺仪数据分别求均值，并消除两次数据中的陀螺仪常值漂移，将消除常值漂移后的陀螺仪真值带入滚转角计算公式，完成姿态辨识。
进一步的，所述S1中的陀螺仪数据包括：
Figure DEST_PATH_IMAGE001
其中，
Figure 320478DEST_PATH_IMAGE002
为旋转180°前弹体的俯仰角速率测量值，
Figure 951311DEST_PATH_IMAGE003
为旋转180°前弹体的偏航 角速率测量值，
Figure 543966DEST_PATH_IMAGE004
为俯仰角速率真值，
Figure 234842DEST_PATH_IMAGE005
为偏航角速率真值且
Figure 178527DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 613051DEST_PATH_IMAGE005
均为恒定值，
Figure 325792DEST_PATH_IMAGE006
和
Figure 921989DEST_PATH_IMAGE007
为旋转180°前陀螺仪的常值漂移分量。
进一步的，所述S2中的陀螺仪数据包括：
Figure 352971DEST_PATH_IMAGE008
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为旋转180°后弹体的俯仰角速率测量值，
Figure 856764DEST_PATH_IMAGE010
为旋转180°后弹体的偏航 角速率测量值，
Figure 892853DEST_PATH_IMAGE011
和
Figure 456690DEST_PATH_IMAGE012
为旋转180°后陀螺仪的常值漂移分量。
进一步的，所述S3中消除两次数据中的陀螺仪常值漂移后的陀螺仪真值表示为：
Figure 250334DEST_PATH_IMAGE013
其中，
Figure 151294DEST_PATH_IMAGE002
为旋转180°前弹体的俯仰角速率测量值，
Figure 448414DEST_PATH_IMAGE003
为旋转180°前弹体的偏航 角速率测量值，
Figure 776627DEST_PATH_IMAGE004
为俯仰角速率真值，
Figure 119884DEST_PATH_IMAGE005
为偏航角速率真值且
Figure 711619DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 253459DEST_PATH_IMAGE005
均为恒定值，
Figure 627940DEST_PATH_IMAGE009
为旋转180°后弹体的俯仰角速率测量值，
Figure 255230DEST_PATH_IMAGE010
为旋转180°后弹体的偏航角速率测量值。
进一步的，所述S2中保持滚转角稳定状态至第二时刻的时间长度为：
Figure 373359DEST_PATH_IMAGE014
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE015
为旋转开始时刻，
Figure 176230DEST_PATH_IMAGE016
为转动周期，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
保持滚转角稳定状态至第二时刻的时 间长度。
进一步的，所述S3中滚转角
Figure 252770DEST_PATH_IMAGE018
的计算公式为：
Figure 632936DEST_PATH_IMAGE019
。
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，提出一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，可以满足制导炮弹空中对准的高精度要求。
附图说明
图1为本发明一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法流程示意图。
图2为本发明实施例弹体坐标系和伪弹体坐标系关系示意图。
图3为本发明实施例发射坐标系和弹体坐标系关系示意图。
图4为本发明实施例绕x轴转180度示意图。
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。
本文使用到以下坐标系及坐标系转换
1）地心地固坐标系（e系）
地心地固坐标系（Earth-Centered Earth-Fixed frame，ECEF），原点为地球中心
Figure 289176DEST_PATH_IMAGE020
，
Figure 805608DEST_PATH_IMAGE021
轴在赤道平面内并且指向本初子午线，
Figure 521892DEST_PATH_IMAGE022
轴为地球自转轴并且指向北极，
Figure 123774DEST_PATH_IMAGE023
轴在赤 道平面内并且与
Figure 583706DEST_PATH_IMAGE021
轴、
Figure 954644DEST_PATH_IMAGE022
轴构成右手直角坐标系。
2）弹体坐标系（b系）
弹体坐标系（Body frame），坐标系原点O b 为弹体质心，x b 轴沿弹体纵轴指向弹体正前，y b 轴在弹体主对称轴平面内并且指向弹体上方，z b 轴与y b 轴、x b 轴构成右手直角坐标系并且指向弹体右方。
3）伪弹体坐标系（w系）
伪弹体坐标系是为旋转调制系统需求设定的坐标系。伪弹体坐标系和弹体坐标系 的关系如图1所示，结合弹体坐标系给出伪弹体坐标系的定义：在弹体绕x b 轴以角速度
Figure 841829DEST_PATH_IMAGE024
旋 转开始时刻，伪弹体坐标系与弹体坐标系重合，伪弹体坐标系原点O b 为弹体质心，x w 轴沿弹 体纵轴指向弹体正前，y w 轴在弹体主对称轴平面内并且指向弹体上方，z w 轴与x w 轴、y w 轴构 成右手直角坐标系并且指向弹体右方。旋转开始后，伪弹体坐标系三轴指向不变，仍保持为 旋转开始时刻的指向。
4）弹体坐标系与伪弹体坐标系之间的转换关系
如图2所示，旋转开始时刻伪弹体坐标系与弹体坐标系重合，在弹体绕
Figure 665428DEST_PATH_IMAGE025
轴以角 速度
Figure 929050DEST_PATH_IMAGE024
开始旋转后，t时刻伪弹体坐标系与弹体坐标系之间的关系为
Figure 357758DEST_PATH_IMAGE026
（1）；
其中，
Figure 540477DEST_PATH_IMAGE027
为伪弹体坐标系到弹体坐标系的转换矩阵，
Figure 992318DEST_PATH_IMAGE028
为弹体坐标系到伪弹体 坐标系的转换矩阵
5）滚转角的估算
如图3所示，发射坐标系按照3、2、1的顺序依次旋转
Figure 918686DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 874004DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure 493204DEST_PATH_IMAGE018
，则与弹体坐标系对 应轴平行。因此，导弹相对发射坐标系的转动角速度为：
Figure 166762DEST_PATH_IMAGE031
（2）；
其中，
Figure 896821DEST_PATH_IMAGE029
、
Figure 706645DEST_PATH_IMAGE030
、
Figure 496746DEST_PATH_IMAGE018
分别为俯仰角、偏航角和滚转角，·为微分运算。
利用坐标转换的方法可以将转动角速度投影到弹体坐标系：
Figure 657600DEST_PATH_IMAGE032
（3）；
经过矩阵运算得转动角速度在弹体坐标系中的分量为：
Figure 191350DEST_PATH_IMAGE033
为弹体坐标系下转 动角速度的分量。
Figure 855680DEST_PATH_IMAGE034
（4）；
于是，得到关于姿态角的三个微分方程
Figure 82262DEST_PATH_IMAGE035
（5）；
整理得
Figure 199254DEST_PATH_IMAGE036
（6）；
由式（6）解得滚转角为：
Figure 271115DEST_PATH_IMAGE037
（7）；
当
Figure 586690DEST_PATH_IMAGE038
时，式（7）可简化为
Figure 453015DEST_PATH_IMAGE039
（8）；
Figure 588461DEST_PATH_IMAGE040
，式（8）可化为
Figure 198434DEST_PATH_IMAGE041
（9）；
由式（9）知，有了
Figure 102936DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 140162DEST_PATH_IMAGE003
，就可以进行滚转角辨识。通常，制导炮弹的弹道倾角变 化率很小（通常在1°/s以下），导致
Figure 762905DEST_PATH_IMAGE002
和
Figure 176569DEST_PATH_IMAGE003
的测量的数值很小。当陀螺常值漂移很大时，式 （9）的辨识结果不好，因此本申请引入旋转调制法进行改进，具体方式为：
一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，包括如下步骤：
S1、导弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态至第一时刻，记录弹体稳定后至第一时刻之间陀螺仪数据。
设旋转开始时刻为
Figure 935577DEST_PATH_IMAGE015
，转动角速度为
Figure 409284DEST_PATH_IMAGE024
，转动周期为T，设旋转到指定位置的时刻 为
Figure 253743DEST_PATH_IMAGE017
。由式（10）可以得到，
Figure 408781DEST_PATH_IMAGE015
和
Figure 412509DEST_PATH_IMAGE017
时刻的惯性器件偏差的调制形式
Figure 666904DEST_PATH_IMAGE042
、
Figure 123293DEST_PATH_IMAGE043
分别为
Figure 754126DEST_PATH_IMAGE044
（11）；
Figure 612360DEST_PATH_IMAGE045
（12）。
如图4所示，给一个恒定的俯仰角和偏航角的角速率变化
Figure 303236DEST_PATH_IMAGE004
和
Figure 246921DEST_PATH_IMAGE005
。绕滚转轴（x 轴）转180度前，由于常值漂移
Figure 415865DEST_PATH_IMAGE046
的存在，此时，惯性元件测量 值为：
Figure 128606DEST_PATH_IMAGE047
（13）。
S2、使导弹绕x轴旋转180°并保持滚转角稳定状态至第二时刻，记录弹体稳定后至第二时刻的陀螺仪数据；
绕x轴转180度后，由于常值漂移
Figure 990383DEST_PATH_IMAGE048
的存在，此时，惯 性元件测量值为
Figure 421364DEST_PATH_IMAGE049
（14）。
S3、将步骤S1和步骤S2记录下的陀螺仪数据分别求均值，并消除两次数据中的陀螺仪常值漂移，将消除常值漂移后的陀螺仪真值带入滚转角计算公式，完成姿态辨识。
由式（13）和式（14）得
Figure 394000DEST_PATH_IMAGE050
（15）；
转180度方案中，有
Figure 961247DEST_PATH_IMAGE051
（16）；
将式（16）代入式（12），得
Figure 993925DEST_PATH_IMAGE052
（17）；
将式（11）和式（17）代入（15），可以消去陀螺仪的常值漂移，得
Figure 912203DEST_PATH_IMAGE053
（18）；
根据式（18）可将式（9）转化为：
Figure 422950DEST_PATH_IMAGE054
（19）。
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 (2)

1.一种基于旋转调制法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、导弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态至第一时刻，记录弹体稳定后至第一时刻之间陀螺仪数据，包括：
Figure FDA0003639020780000011
其中，ωy为旋转180°前弹体的俯仰角速率测量值，ωz为旋转180°前弹体的偏航角速率测量值，
Figure FDA0003639020780000012
为俯仰角速率真值，
Figure FDA0003639020780000013
为偏航角速率真值且
Figure FDA0003639020780000014
和
Figure FDA0003639020780000015
均为恒定值，
Figure FDA0003639020780000016
和
Figure FDA0003639020780000017
为旋转180°前陀螺仪的常值漂移分量；
S2、使导弹绕x轴旋转180°并保持滚转角稳定状态至第二时刻，记录弹体稳定后至第二时刻的陀螺仪数据，包括：
Figure FDA0003639020780000018
其中，ωy′为旋转180°后弹体的俯仰角速率测量值，ωz′为旋转180°后弹体的偏航角速率测量值，
Figure FDA0003639020780000019
和
Figure FDA00036390207800000110
为旋转180°后陀螺仪的常值漂移分量；
S3、将步骤S1和步骤S2记录下的陀螺仪数据分别求均值，并消除两次数据中的陀螺仪常值漂移，消除两次数据中的陀螺仪常值漂移后的陀螺仪真值表示为：
Figure FDA00036390207800000111
其中，ωy为旋转180°前弹体的俯仰角速率测量值，ωz为旋转180°前弹体的偏航角速率测量值，
Figure FDA00036390207800000112
为俯仰角速率真值，
Figure FDA00036390207800000113
为偏航角速率真值且
Figure FDA00036390207800000114
和
Figure FDA00036390207800000115
均为恒定值，ωy′为旋转180°后弹体的俯仰角速率测量值，ωz′为旋转180°后弹体的偏航角速率测量值；将消除常值漂移后的陀螺仪真值带入滚转角计算公式，完成姿态辨识，其中，
滚转角γ的计算公式为：
Figure FDA0003639020780000021
2.根据权利要求1所述的一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S2中保持滚转角稳定状态至第二时刻的时间长度为：
Figure FDA0003639020780000022
其中，t0为旋转开始时刻，T为转动周期，t1为保持滚转角稳定状态至第二时刻的时间长度。
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