[發(fā)明專利]利用地磁信息和加速計(jì)解算飛行器姿態(tài)的方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201910231418.6
• 申請日: 2019-03-26
• 公開（公告）號(hào): CN110017808B
• 公開（公告）日: 2021-08-27
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李虹言;林德福;王江;王偉;王輝;楊世超;段鑫堯;陳斯;程文伯;王亞東
• 申請（專利權(quán)）人: 北京理工大學(xué)
• 主分類號(hào): G01C1/00
• 分類號(hào): G01C1/00;G01C21/00;G01C21/08;G01C21/20;G05D1/08
• 代理公司: 北京康思博達(dá)知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11426
• 代理人: 范國鋒;劉冬梅

本發(fā)明提供了一種利用地磁信息和加速計(jì)解算飛行器姿態(tài)的方法，以磁阻傳感器和加速計(jì)的測量誤差為權(quán)重，對飛行器縱軸與地磁矢量夾角變化確定的測量噪聲協(xié)方差矩陣進(jìn)行調(diào)整，以實(shí)現(xiàn)對飛行器滾轉(zhuǎn)角的最優(yōu)估計(jì)。該方法通過地磁信息和加速計(jì)配合使用，可以消除飛行器測量盲區(qū)的影響。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種利用地磁信息和加速計(jì)解算飛行體姿態(tài)的方法，特別涉及一種利用地磁信息和加速計(jì)解算飛行體滾轉(zhuǎn)角的空間盲區(qū)及固有偏差的方法。

背景技術(shù)

地球是一個(gè)天然的磁石，它近似于一個(gè)置于地心的偶極子。地面上任意一點(diǎn)都具有一定的磁場強(qiáng)度和方向，故可認(rèn)為地磁場為一個(gè)已知的矢量場。根據(jù)矢量定姿的原理，若可以通過固連于飛行器上的傳感器測量出地磁矢量的方向，則可利用矢量運(yùn)算解算出飛行器的姿態(tài)角。磁阻傳感器由于其尺寸小、成本低、可抗高過載的特性，被廣泛應(yīng)用于飛行體特別是導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)姿態(tài)測量系統(tǒng)中。在實(shí)際應(yīng)用中，磁阻傳感器的其敏感軸之一與彈軸向平行，當(dāng)導(dǎo)彈軸向方向靠近磁北向附近時(shí)，滾轉(zhuǎn)姿態(tài)解算會(huì)出現(xiàn)較大誤差。

產(chǎn)生這些誤差的原因，普遍認(rèn)為是由于當(dāng)導(dǎo)彈的彈體軸(x軸)靠近磁北向時(shí)，與彈體軸垂直截面(Oyz面)上地磁場分量較小，導(dǎo)致y軸和z軸上磁阻傳感器的測量值過于微弱，輸出信號(hào)信噪比太低，從而導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)姿態(tài)解算存在誤差。本領(lǐng)域人員普遍認(rèn)為，可以通過提高傳感器的測量精度和提升傳感器輸出信號(hào)的信噪比來減小甚至消除此誤差。

然而，本發(fā)明人通過基于磁阻傳感器的彈體姿態(tài)測量技術(shù)，理論推導(dǎo)出了依靠磁阻傳感器信息解算導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)角的算法，發(fā)現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)角誤差的主要來源，不僅與磁阻傳感器的測量誤差有關(guān)，還與導(dǎo)彈的俯仰角和偏航角的測量誤差有關(guān)。即使磁阻傳感器的測量精度達(dá)到理想的狀態(tài)，當(dāng)彈體軸與磁北向夾角較小時(shí)，因俯仰角和偏航角的測量存在誤差，也會(huì)導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)角的解算誤差在一定程度上趨于發(fā)散。

本發(fā)明人發(fā)現(xiàn)，對于低速滾轉(zhuǎn)的飛行體，如導(dǎo)彈、衛(wèi)星等飛行體，在發(fā)射方向和磁北向夾角較小的時(shí)候，使用地磁傳感器解算滾轉(zhuǎn)角時(shí)會(huì)存在解算盲區(qū)。

為了解決現(xiàn)有技術(shù)中的上述問題，本發(fā)明人通過引入加速度計(jì)，提供了一種利用地磁信息和加速計(jì)解算飛行體姿態(tài)的方法。

發(fā)明內(nèi)容

為了解決上述問題，本發(fā)明人進(jìn)行了銳意研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)：通過地磁信息和加速計(jì)配合使用，采用自適應(yīng)最小二乘濾波法，可以消除測量盲區(qū)的影響，從而完成了本發(fā)明。

本發(fā)明的目的在于提供一種利用地磁信息和加速計(jì)解算飛行器姿態(tài)的方法，加速計(jì)每一時(shí)刻的測量值解算出的滾轉(zhuǎn)角γ_A由以下式Ⅱ給出：

式Ⅱ

其中，ω_x為加速度計(jì)測量的滾轉(zhuǎn)角，t₀為積分起始點(diǎn)，t_f為計(jì)算滾轉(zhuǎn)角的時(shí)刻。

飛行器質(zhì)心位置與加速度計(jì)安裝位置的矢量為d，飛行器的滾轉(zhuǎn)角速度矢量為ω_x，根據(jù)加速度計(jì)的臂桿效應(yīng)，加速度計(jì)的徑向測量值a_γ為

a_r＝ω_x²d

根據(jù)上式可解算得到滾轉(zhuǎn)角速度ω_x。

其中，所述加速計(jì)測量值解算出的滾轉(zhuǎn)角γ_A＝γ+δγ_A；

γ表示飛行器的真實(shí)滾轉(zhuǎn)角；

δγ_A為解算誤差，誤差δγ_A～N(0,σ_A²)，σ_A²根據(jù)選用的加速計(jì)的性能參數(shù)確定。