一种飞行器发射后效期时间与距离测量的方法及系统技术方案

本发明专利技术涉及一种飞行器发射后效期时间与距离测量方法及系统，其中方法包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离；输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度。本发明专利技术解决高速数字摄像法存在的信息采集工作量大、图像处理算法复杂等问题。

A method and system for measuring the time and distance of the aircraft launch aftereffect

The invention relates to an aircraft launch time and distance measurement method and system after effect period, wherein the method comprises the following steps: by measuring the data of micro inertial sensor and magnetoresistive electronic compass vehicle acquisition and processing; according to the changes of the measured data, which can be decomposed into static data and dynamic data, static data; initial attitude angular alignment calculation; the dynamic data and obtain the initial aircraft attitude angle, calculate the aircraft attitude information, and then calculate the vehicle speed information and position information of the aircraft; aircraft position information transmitting device and leave time calculation of aircraft gas emission at the end of the corresponding, and then get the launch aircraft aftereffect period range; effect from the output of aircraft launch and aftereffect period collected before the aircraft Time length of emission aftereffect. The invention solves the problems of large workload of information collection and complex image processing algorithm in the high-speed digital camera method.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及电学
，尤其涉及一种飞行器发射后效期时间与距离测量的方法及系统。
技术介绍
由于飞行器发射后效期属于高温、高压、高速的三元非定常流，其气流运动现象非常复杂，且时间非常短暂，只有几毫秒，故不论是在理论研究还是在实验测量方面的验证都有很大的困难。迄今为止，对于飞行器发射后效期时间长度与作用距离这2个重要参数还没有成熟、方便、实用的测量方法。如常用的阴影照相法虽然可以观察后效期的一些物理现象，但只能得到离散的几张图片，很难准确拍到飞行器发射后效期的结束时刻，从而难于得到飞行器发射后效期的时间长度与作用距离；而高速数字摄像法则存在信息采集工作量大、图像处理算法复杂、数据处理困难、硬件设备成本高及测量精度不高等问题，因此，现有的后效期时间与距离测量方法由于各种原因的限制，无法满足飞行器发射试验测量需求。
技术实现思路
鉴于上述的分析，本专利技术旨在提供一种飞行器发射后效期时间与距离测量的方法及系统，用以解决现有解决高速数字摄像法存在的信息采集工作量大、图像处理算法复杂、数据处理困难、硬件设备成本高及测量精度不高等问题。本专利技术的目的主要是通过以下技术方案实现的：本专利技术提供了一种飞行器发射后效期时间与距离测量方法，包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离；输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度，并进行显示。进一步地，所述微惯性传感器具体包括：三轴微惯性传感器和三轴微陀螺仪，则所述方法还包括：分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型；根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿。进一步地，建立三轴微惯性加速度计的误差模型为：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A为三轴微惯性加速度计输出值；A0为三轴微惯性加速度计零偏；KA为三轴微惯性加速度计标度系数；Fij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性加速度计i轴对j轴的正交误差系数；a为飞行器运动输入加速度；δ为三轴微惯性加速度计随机误差；建立三轴微陀螺仪的误差模型为：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G为三轴微陀螺仪输出值；G0为三轴微陀螺仪的零偏；KG为三轴微陀螺仪的标度系数；ω为飞行器运动输入角速度；ε为三轴微陀螺仪随机误差；Eij(i,j＝x,y,z)为三轴微陀螺仪i轴对j轴的安装误差系数；Dij(i,j＝x,y,z)为与加速度有关的一次项误差系数；建立磁阻电子罗盘的误差模型为：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)式中，ψ为磁阻电子罗盘的输出值；ψc为预先输入的飞行器航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5为磁阻电子罗盘的补偿系数。进一步地，对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算的过程具体包括：由三轴微惯性加速度计输出的加速度静态信息确定初始时刻飞行器的俯仰角θ0和横滚角γ0，公式为： θ 0 = arctan ( a y / ( a x ) 2 + ( a z ) 2 ) - - - ( 7 ) ]]>γ0＝arctan(-ax/az) (8)由磁阻电子罗盘确定初始时刻飞行器的航向角ψ0：ψ0＝ψc (9)通过式(7)、式(8)、式(9)得到飞行器初始静止状态下的初始姿态角：俯仰角θ0、横滚角γ0、航向角ψ0。进一步地，对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，采用捷联惯性导航算法对结果进行连续积分处理，并转换到导航坐标系中，先计算出飞行器的姿态角信息：俯仰角θ、航向角ψ和横滚角γ；再计算出飞行器的速度信息：横向速度vx、前向速度vy和纵向速度vz；最后计算出飞行器的位置信息横向位移x、前向位移y和纵向位移z。进一步地，所述飞行器发射后效期时间长度t＝t2-t1，t1为飞行器离开发射装置时刻，t2为发射气体作用结束时刻；根据如下公式计算所述飞行器发射后效期的作用距离：其中，x1、y1、z1为飞行器离开发射装置时刻对应的飞行器位置；x2、y2、z2为发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置；L为飞行器发射后效期作用距离。本专利技术还提供了一种飞行器发射后效期时间与距离测量系统，包括：微惯性传感器和磁阻电子罗盘、信息采集处理装置、后效期解散处理器以及显控装置；微惯性传感器与磁阻电子罗盘封装于一体，并通过通信总线与信息采集处理装置连接；信息采集处理装置通过通信总线与后效期计算处理器连接；后效期计算处理器通过通信总线与显控装置连接；所述微惯性传感器、磁阻电子罗盘，用于采集飞行器的测量数据并通过通信总线发送给所述信息采集处理装置；所述信息采集处理装置，用于将接收到的测量数据进行信号转换后发送给所述后效期解散处理器；所述后效期解散处理器，用于根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离；输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度给所述显控装置进行显示。进一步地，所述后效期解散处理器具体包括：误差补偿模块，用于分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型，并根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿；静动态测量数据辨识模块，用于根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；初始对准模块，用于对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算，并将计算得到的初始姿态角发送给参数计算模块；参数计算模块，用于对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，采用捷联惯性导航算法对结果进行连续积分处理，并转换到导航坐标系中，先计算出飞行器的姿态角信息，进本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器发射后效期时间与距离测量方法，其特征在于，包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离；输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度，并进行显示。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器发射后效期时间与距离测量方法，其特征在于，包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离；输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度，并进行显示。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述微惯性传感器具体包括：三轴微惯性传感器和三轴微陀螺仪，则所述方法还包括：分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型；根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，建立三轴微惯性加速度计的误差模型为：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A为三轴微惯性加速度计输出值；A0为三轴微惯性加速度计零偏；KA为三轴微惯性加速度计标度系数；Fij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性加速度计i轴对j轴的正交误差系数；a为飞行器运动输入加速度；δ为三轴微惯性加速度计随机误差；建立三轴微陀螺仪的误差模型为：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G为三轴微陀螺仪输出值；G0为三轴微陀螺仪的零偏；KG为三轴微陀螺仪的标度系数；ω为飞行器运动输入角速度；ε为三轴微陀螺仪随机误差；Eij(i,j＝x,y,z)为三轴微陀螺仪i轴对j轴的安装误差系数；Dij(i,j＝x,y,z)为与加速度有关的一次项误差系数；建立磁阻电子罗盘的误差模型为：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)式中，ψ为磁阻电子罗盘的输出值；ψc为预先输入的飞行器航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5为磁阻电子罗盘的补偿系数。4.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算的过程具体包括：由三轴微惯性加速度计输出的加速度静态信息确定初始时刻飞行器的俯仰角θ0和横滚角γ0，公式为：γ0＝arctan(-ax/az) (8)由磁阻电子罗盘确定初始时刻飞行器的航向角ψ0：ψ0＝ψc (9)通过式(7)、式(8)、式(9)得到飞行器初始静止状态下的初始姿态角：俯仰角θ0、横滚角γ0、航向角ψ0。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，采用捷联惯性导航算法对结果进行连续积分处理，并转换到导航坐标系中，先计算出飞行器的姿态角信息：俯仰角θ、航向角ψ和横滚角γ；再计算出飞行器的速度信息：横向速度vx、前向速度vy和纵向速度vz；最后计算出飞行器的位置信息横向位移x、前向位移y和纵向位移z。6.根据权利要求1到5中任意一项所述的方法，其特征在于，所述飞行器发射后效期时间长度t＝t2-t1，t1为飞行器离开发射装置时刻，t2为发射气体作用结束时刻；根据如下公式计算所述飞行器发射后效期的作用距离：其中，x1、y1、z1为飞行器离开发射装置时刻对应的飞行器位置；x2、y2、z2为发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置；L为飞行器发射后效期作用距离。7.一种飞行器发射后效期时间与距离测量系统，其特征在于，包括：微惯性传感器和磁阻电子罗盘、信...

【专利技术属性】
技术研发人员：卞伟伟，邱旭阳，杨静伟，李佳辉，
申请(专利权)人：北京机械设备研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11