[發明專利]一種飛行器的初始姿態角的確定方法

有效

• 申請號: 201210413789.4
• 申請日: 2012-10-24
• 公開（公告）號: CN102901977A
• 公開（公告）日: 2013-01-30
• 發明（設計）人: 施國興;鞏慶海;呂新廣;孫友
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G01S19/53
• 分類號: G01S19/53;G01C21/08
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 褚鵬蛟

技術領域

本發明涉及一種姿態角確定方法。

背景技術

小型高動態飛行器(以下簡稱飛行器)在空中加電后，需導航系統自主辨識出初始姿態信息，完成空中定姿，才能進行后續導航計算。但由于存在著高過載、小體積的特點，故飛行器的空中定姿只能采用MEMS器件來完成。但是MEMS慣性器件存在漂移大、精度低等缺點。

目前國內文章采用地磁方法進行空中姿態辨識。如中北大學的曹紅松等人提出了地磁傳感芯片和硅微陀螺構建低成本姿態探測系統，在仿真條件下可以得到較高精度的姿態信息(見《彈箭與制導學報》2006年第三期的《地磁陀螺組合彈藥姿態技術研究》)。但該方法需要三軸地磁信息和兩個先驗姿態信息才能完成第三姿態角計算，計算復雜。且測量精度受制于多個傳感器精度的影響，另外該方法地磁利用三軸地磁信息，定姿的精度受到傳感器本身因素的影響，使用條件高。

利用GPS測量姿態，利用GPS載波相位進行空中定姿，由于該方法需要兩個以上的天線才能定姿，而且基線長度要有一定的距離，故該方法一般適用于空間較大的飛行器進行空間定姿，對于小型飛行器不適用(見2008年南京航空航天大學的李雪濤的博士論文《雙天線GPS/SINS組合導航系統研究》)。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是針對小型飛行器空中自對準的要求提供一種成本低、方法簡單、精度高的初始姿態角的確定方法，能夠實現小型飛行器的空中姿態測量。

本發明包括如下技術方案：

一種飛行器的初始姿態角的確定方法，包括如下步驟：

根據GPS接收機獲得的速度信息計算俯仰姿態角和偏航姿態角ψ；

根據雙軸地磁傳感器輸出的信號獲得地磁信息My1和Mz1；

根據如下公式計算滾動姿態角γ；

其中，a、β為飛行器當前位置的磁偏角和磁傾角。

所述GPS接收機獲得的速度信息包括北向、天向、東向速度v_N、v_U、v_E，

俯仰姿態角和偏航姿態角ψ的計算公式如下：

ψ＝A₀-tan^-1(v_E/v_N)

其中A₀為導航坐標系方位角。

對雙軸地磁傳感器輸出的信號進行零位補償和比例系數補償獲得地磁信息My1和Mz1。

本發明與現有技術相比具有如下優點：

1)為降低成本，飛行器的姿態測量多采用MEMS慣組，其中MEMS慣組零偏大，且受發射過載沖擊影響大；而本發明的方法僅需GPS接收機和雙軸地磁傳感器實現，該器件受小型飛行器發射過載影響小；規避了對慣組的依賴，適應性強；

2)傳統的空中對準方法依賴的條件較多，比如傳統的基于Kalman濾波的空中對準方法需要飛行器進行長時間的橫向機動，利用INS積分的速度位置信息與GPS接收機定位速度位置信息進行最優估計，獲取彈體姿態信息。而本發明的方法不依賴任何其他先驗彈道信息，也無需飛行器進行橫向機動，只需提供雙軸地磁信息、GPS信息、三個地磁參數就可以獲得三個姿態信息，從而完成空中對準。本方法不但簡單，而且實時性高，也不存在算法收斂問題，易于工程實現。

3)本發明基于雙軸地磁傳感器和GPS進行空中定姿的方法，該方法無需慣性器件就能進行空中定姿的方法，這樣可以大大降低成本，而且也能提高精度。該方法采用飛行器截面雙軸上地磁信息相除運算就獲得滾轉角，該方法簡單，而且有效地減少多種磁干擾。

附圖說明

圖1為本發明的姿態角確定方法的流程圖。

具體實施方式

下面就結合附圖對本發明做進一步介紹。

由于小型飛行器在空中加電后，無法獲取彈體初始姿態信息，需要通過控制系統進行空中定姿，由于GPS可以獲得北東天坐標系下的三方向速度v_N、v_U、v_E。隨著器件水平的提高，GPS接收機解算速度及數據刷新率也不斷提高，目前GPS接收機數據刷新頻率能夠達到10～100Hz，一般來說GPS接收機定位速度偏差很小，約在0.2m/s以內，本發明利用GPS接收機定位相對速度比較準確的特點，來獲得初始俯仰姿態角、偏航姿態角信息。而初始滾轉姿態角信息必然會疊加在雙軸地磁信息上，故通過地磁信息、GPS獲得初始姿態信息、地磁場基本參數即可得到初始滾轉角信息。

如圖1所示，本發明的具體實現步驟如下：