[發明專利]基于磁測滾轉角速率信息的旋轉彈飛行姿態高精度估計方法

有效

• 申請號: 201811493891.3
• 申請日: 2018-12-07
• 公開（公告）號: CN109596018B
• 公開（公告）日: 2021-08-03
• 發明（設計）人: 龍達峰;曹建忠;魏曉慧;羅中良;徐瑜;徐德明;孫俊麗;謝珩;蔡遠創
• 申請（專利權）人: 惠州學院
• 主分類號: F42B35/02
• 分類號: F42B35/02
• 代理公司: 太原科衛專利事務所(普通合伙) 14100
• 代理人: 朱源;武建云

本發明針對旋轉彈發射高過載、高自旋轉和高動態的“三高”限制了現有成熟的彈載姿態測量系統無法直接移植應用于旋轉彈的問題。采用了基于三軸地磁傳感器、兩個單軸陀螺儀和衛星接收機組成旋轉彈飛行姿態測量方案，針對該測量方案提出了一種適用于旋轉彈飛行姿態高精度濾波估計方法，包括如下步驟：（1）、旋轉彈飛行姿態組合測量，包括1.1、彈載傳感器及安裝方式，1.2、彈體飛行姿態高精度組合濾波結構；（2）、旋轉彈高精度誤差模型，包括2.1、旋轉彈姿態誤差模型，2.2、旋轉彈速度誤差模型，2.3、位置誤差方程；（3）、彈體姿態高階非線性濾波模型；（4）、彈體姿態高精度實時濾波算法，進行濾波更新過程。

技術領域

本發明涉及飛行器或者彈體空間三維姿態的測量方法，具體為一種適用于的旋轉彈飛行姿態高精度測量方法。

背景技術

由于旋轉彈發射高過載、高自旋轉和高動態的“三高”特殊的彈載應用環境，現有成熟的彈載姿態測量系統無法直接移植應用于旋轉彈藥，存在可靠性差、飛行三維姿態參數測試不全或測量精度較低等問題。為解決上述問題，目前通常采用INS+GPS組合、地磁+GPS或地磁+INS+GPS等組合測量方案，并采用相應濾波算法完成彈體飛行姿態參數的估計，但所采用濾波器結構、濾波模型或濾波算法等存在一定的局限性，所設計濾波器的收斂性、實時性以及估計精度不理想。比如采用現有基于小失準誤差角假設的姿態濾波模型，其忽略了高階項的濾波模型并不能精確地描述旋轉彈系統的強非線性特性，這些將直接影響到所設計彈體姿態濾波器的收斂速度與濾波精度，甚至濾波發散等問題，也會造成濾波器大誤差參數估計結果。

因此，尋求一種適用于旋轉彈飛行姿態高精度測量方法，對解決旋轉彈制導化改造中飛行姿態測量難題具有重要的理論價值與現實意義。

發明內容

本發明針對旋轉彈發射高過載、高自旋轉和高動態的“三高”限制了現有成熟的彈載姿態測量系統無法直接移植應用于旋轉彈的問題，采用了基于三軸地磁傳感器、兩個單軸陀螺儀和衛星接收機組成旋轉彈飛行姿態測量方案，針對該測量方案提出了一種適用于旋轉彈飛行姿態高精度濾波估計方法。

本發明是采用如下技術方案實現的：

一種基于磁測滾轉角速率信息的旋轉彈飛行姿態高精度估計方法，包括如下步驟：

(1)、旋轉彈飛行姿態組合測量

1.1、彈載傳感器及安裝方式

彈載傳感器采用三軸地磁傳感器、兩個單軸陀螺儀和衛星接收機，其中，三軸地磁傳感器用于測量彈體內的地磁場矢量信息，其各敏感軸方向Mx、My和Mz與彈體坐標系OX_bY_bZ_b各軸方向完全一致；兩個單軸陀螺儀Gy和Gz分別捷聯安裝于Y_b和Z_b軸上，陀螺儀用于測量彈體Y軸和Z軸角速率信息，X軸向角速率信息由地磁傳感器測量信息濾波估算得到；衛星接收機用于測量彈體速度和位置信息，接收機天線環形安裝于彈體表面。

1.2、彈體飛行姿態高精度組合濾波結構

組合濾波器由滾轉角速率估計濾波器和彈體飛行姿態高精度濾波器兩個濾波器組成，分別用于完成彈體滾轉速率的估計和彈體飛行姿態參數的高精度估計。

(2)、旋轉彈高精度誤差模型

2.1、旋轉彈姿態誤差模型

根據捷聯慣性導航理論，彈體坐標系到導航坐標系的姿態四元數的微分方程表示為：

上式中，為四元數矩陣，是反對陣矩陣形式：