CN114963873B - 一种基于加速度信息的旋转弹快速对准方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于加速度信息的旋转弹快速对准方法，所述方法包括：实时获取对准期间微惯导系统的加速度信息；基于微惯导系统的加速度信息获取微惯导系统的滚动角；基于微惯导系统的滚动角获取与当前时刻的滚动角相对应的初始滚动角；建立对准期间每个时刻的初始滚动角与预设的最佳初始滚动角的均方误差方程；基于均方误差方程获取预设的最佳初始滚动角；基于预设的最佳初始滚动角、对准期间微惯导系统的陀螺角速率信息和导航周期获取微惯导系统补偿后的滚动角，以完成旋转弹的对准。本发明能够解决现有技术中微惯导系统对无控飞行的旋转弹对准精度较差，难以满足初始对准精度要求的技术问题。

Description

一种基于加速度信息的旋转弹快速对准方法

技术领域

本发明涉及微惯导系统对准技术领域，尤其涉及一种基于加速度信息的旋转弹快速对准方法。

背景技术

制导弹药将在未来高技术条件下的战争中发挥非常重要的作用，目前，世界各国已经成功或正在研制多种采用不同制导方式的制导弹药。微惯导系统具有体积小、重量轻、自主性强、隐蔽性好等特点，在制导弹药领域有着广阔的应用前景。

初始对准是微惯导系统正常工作的前提，由于制导弹药飞行时间较短，初始对准的速度也在很大程度上决定了制导弹药能够进行制导控制的时间，对于增加射程，提高打击精度具有重要意义。对于制导弹药用微惯导系统，其初始对准算法既要求对准精度高，又要求对准时间短。

制导弹药在飞行过程中会同时存在旋转运动，即一边前进一边绕其弹体纵轴旋转，可以通过高速旋转所产生的陀螺效应获得一定的稳定性。炮弹导航不仅需要提供炮弹的位置速度信息，还需要提供姿态信息。在姿态初始对准过程中，由于弹体飞行过程中的高速旋转，准确获得弹体的初始滚转角显得尤为重要，是旋转制导弹药初始对准成败的关键因素。

在制导弹药微惯导系统初始对准方面，美国霍尼韦尔试验室采用锁相环方法，利用弹体在空中高速旋转时，Y轴、Z轴加速度计(或者Y轴、Z轴陀螺)上敏感到的正弦信号，采用锁相环(PLL)及相关运算的原理，解调出该信号的相位，从而达到解算初始滚转角的目的，该方法步骤复杂，计算量大，工程实现难度较大，国内在制导弹药微惯导系统初始对准的研究主要在原有晃动基座初始对准方法基础之上进行改进，使之适应制导弹药高速旋转高速飞行的情况，但是此类方法均需要微惯导系统能够敏感到重力加速度，对于无控飞行的制导弹药，对准精度较差，难以满足初始对准精度的要求。

发明内容

本发明提供了一种基于加速度信息的旋转弹快速对准方法，能够解决现有技术中微惯导系统对无控飞行的旋转弹对准精度较差，难以满足初始对准精度要求的技术问题。

根据本发明的一方面，提供了一种基于加速度信息的旋转弹快速对准方法，所述方法包括：

实时获取对准期间微惯导系统的加速度信息；

基于微惯导系统的加速度信息获取微惯导系统的滚动角；

基于微惯导系统的滚动角获取与当前时刻的滚动角相对应的初始滚动角；

建立对准期间每个时刻的初始滚动角与预设的最佳初始滚动角的均方误差方程；

基于均方误差方程获取预设的最佳初始滚动角；

基于预设的最佳初始滚动角、对准期间微惯导系统的陀螺角速率信息和导航周期获取微惯导系统补偿后的滚动角，以完成旋转弹的对准。

优选的，通过下式获取微惯导系统的滚动角：

式中，γ为微惯导系统的滚动角，f_by、f_bz分别为加速度计所测量的加速度在载体坐标系Y轴、Z轴的投影。

优选的，通过下式获取与当前时刻的滚动角相对应的初始滚动角：

式中，γ_0i为第i时刻的滚动角对应的初始滚动角，γ_i为第i时刻的滚动角，ω_bxi为第i时刻的X轴陀螺角速率，T为导航周期，n为结束初始对准时刻。

优选的，通过下式建立对准期间每个时刻的初始滚动角与预设的最佳初始滚动角的均方误差方程：

式中，f为均方误差，

为预设的最佳初始滚动角。

优选的，基于均方误差方程获取预设的最佳初始滚动角包括：

获取均方误差的一阶导数；

令均方误差的一阶导数为零，以使均方误差最小，从而获取预设的最佳初始滚动角。

优选的，通过下式获取均方误差的一阶导数：

优选的，通过下式获取预设的最佳初始滚动角：

优选的，通过下式获取微惯导系统补偿后的滚动角：

式中，γ_i′为微惯导系统补偿后的滚动角。

根据本发明的又一方面，提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一所述方法。

应用本发明的技术方案，实时获取对准期间微惯导系统的加速度信息，并根据Y轴、Z轴加速度与滚动角之间的映射关系，得到任意时刻微惯导系统的滚动角，再利用X轴陀螺测量信息对滚动角误差进行抑制，提高了滚动角的快速对准精度。本发明的方法适用于发射后空中通电且飞行过程中高速旋转的制导炮弹快速对准，该方法便于工程实现，对制导弹药用微惯导系统具有非常重要的意义。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的一种实施例提供的基于加速度信息的旋转弹快速对准方法的流程图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，本发明提供了一种基于加速度信息的旋转弹快速对准方法，所述方法包括：

S10、实时获取对准期间微惯导系统的加速度信息；

S20、基于微惯导系统的加速度信息获取微惯导系统的滚动角；

S30、基于微惯导系统的滚动角获取与当前时刻的滚动角相对应的初始滚动角；

S40、建立对准期间每个时刻的初始滚动角与预设的最佳初始滚动角的均方误差方程；

S50、基于均方误差方程获取预设的最佳初始滚动角；

S60、基于预设的最佳初始滚动角、对准期间微惯导系统的陀螺角速率信息和导航周期获取微惯导系统补偿后的滚动角，以完成旋转弹的对准。

本发明实时获取对准期间微惯导系统的加速度信息，并根据Y轴、Z轴加速度与滚动角之间的映射关系，得到任意时刻微惯导系统的滚动角，再利用X轴陀螺测量信息对滚动角误差进行抑制，提高了滚动角的快速对准精度。本发明的方法适用于发射后空中通电且飞行过程中高速旋转的制导炮弹快速对准，该方法便于工程实现，对制导弹药用微惯导系统具有非常重要的意义。

在本发明中，根据惯性导航系统的比力方程可得：

式中，

为加速度计所测量的加速度在导航坐标系的投影，/>

为微惯导系统速度在导航坐标系的投影，(2ω_ie+ω_en)×V_en是由于地球自转和载体相对于地球运动而产生的有害加速度，gⁿ为重力加速度向量在导航坐标系的投影，其中，gⁿ＝[0 g 0]^T，g为微惯导系统的重力加速度。

将上式两边同乘以姿态转换矩阵

可得：

式中，

为加速度计所测量的加速度在载体坐标系的投影，/>

为导航坐标系到载体坐标系的姿态转换矩阵。

其中，

式中，f_bx、f_by、f_bz分别为加速度计所测量的加速度在载体坐标系X轴、Y轴、Z轴的投影，γ为微惯导系统的滚动角，θ为微惯导系统的俯仰角，ψ为微惯导系统的航向角。

制导炮弹在空中高速飞行时，可忽略微惯导系统的速度变化，并且可不考虑有害加速度的影响，此时，将上式展开可得到：

由于在微惯导系统对准期间，制导炮弹处于无控飞行状态，弹体绕X轴高速旋转，因此可根据上式中的f_by、f_bz获取S20中微惯导系统的滚动角：

即：

通过上式即可得到开始初始对准时刻的滚动角：

同样，也能够得到对准期间任意时刻的滚动角：

式中，γ₀为开始初始对准时刻的滚动角，f_by0、f_bz0分别为开始初始对准时刻加速度计所测量的加速度在载体坐标系Y轴、Z轴的投影，γ_i为第i时刻的滚动角，f_byi、f_bzi分别为第i时刻加速度计所测量的加速度在载体坐标系Y轴、Z轴的投影，n为结束初始对准时刻。

由于通过上述公式

计算出的开始初始对准时刻的滚动角容易受到瞬时弹体扰动的影响，造成较大的误差，因此，本发明利用对准期间X轴陀螺角速率进行误差抑制。

具体地，在本发明中，对准期间弹体高速旋转，结合X轴陀螺角速率信息可以得到任意时刻的滚动角推算出的n个初始滚动角，也就是说，对准期间每个时刻的滚动角对应一个推算出的初始滚动角：

式中，γ_0i为第i时刻的滚动角对应的初始滚动角，γ_i为第i时刻的滚动角，ω_bxi为第i时刻的X轴陀螺角速率，T为导航周期，n为结束初始对准时刻。

根据本发明的一种实施例，在本发明的S40中，通过下式建立对准期间每个时刻的初始滚动角与预设的最佳初始滚动角的均方误差方程：

即：

式中，f为均方误差，

为预设的最佳初始滚动角，γ₀₁、γ₀₂、……γ_0n分别为第一时刻、第二时刻、......、第n时刻的滚动角对应的初始滚动角。

根据本发明的一种实施例，在本发明的S50中，基于均方误差方程获取预设的最佳初始滚动角包括：

S51、获取均方误差的一阶导数；

S52、令均方误差的一阶导数为零，以使均方误差最小，从而获取预设的最佳初始滚动角。

具体地，在本发明的S51中，通过下式获取均方误差的一阶导数：

在本发明的S52中，通过下式获取预设的最佳初始滚动角：

根据本发明的一种实施例，在本发明的S60中，通过下式获取微惯导系统补偿后的滚动角：

式中，γ_i′为微惯导系统补偿后的滚动角。

本发明还提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述任一所述方法。

综上所述，本发明提供了一种基于加速度信息的旋转弹快速对准方法，该方法实时获取对准期间微惯导系统的加速度信息，并根据Y轴、Z轴加速度与滚动角之间的映射关系，得到任意时刻微惯导系统的滚动角，再利用X轴陀螺测量信息对滚动角误差进行抑制，提高了滚动角的快速对准精度。本发明的方法适用于发射后空中通电且飞行过程中高速旋转的制导炮弹快速对准，该方法便于工程实现，对制导弹药用微惯导系统具有非常重要的意义。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种基于加速度信息的旋转弹快速对准方法，其特征在于，所述方法包括：

实时获取对准期间微惯导系统的加速度信息；

基于微惯导系统的加速度信息获取微惯导系统的滚动角；

基于微惯导系统的滚动角获取与当前时刻的滚动角相对应的初始滚动角；

建立对准期间每个时刻的初始滚动角与预设的最佳初始滚动角的均方误差方程；

基于均方误差方程获取预设的最佳初始滚动角；

基于预设的最佳初始滚动角、对准期间微惯导系统的陀螺角速率信息和导航周期获取微惯导系统补偿后的滚动角，以完成旋转弹的对准；

其中，通过下式获取与当前时刻的滚动角相对应的初始滚动角：

式中，γ_0i为第i时刻的滚动角对应的初始滚动角，γ_i为第i时刻的滚动角，ω_bxi为第i时刻的X轴陀螺角速率，T为导航周期，n为结束初始对准时刻；

通过下式建立对准期间每个时刻的初始滚动角与预设的最佳初始滚动角的均方误差方程：

式中，f为均方误差，

为预设的最佳初始滚动角；

通过下式获取预设的最佳初始滚动角：

通过下式获取微惯导系统补偿后的滚动角：

式中，γ_i′为微惯导系统补偿后的滚动角。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过下式获取微惯导系统的滚动角：

式中，γ为微惯导系统的滚动角，f_by、f_bz分别为加速度计所测量的加速度在载体坐标系Y轴、Z轴的投影。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于均方误差方程获取预设的最佳初始滚动角包括：

获取均方误差的一阶导数；

令均方误差的一阶导数为零，以使均方误差最小，从而获取预设的最佳初始滚动角。

4.根据权利要求1或3所述的方法，其特征在于，通过下式获取均方误差的一阶导数：

5.一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至4任一所述方法。

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