【技术实现步骤摘要】
一种基于误差四元数的导弹双回路姿态控制方法
本专利技术涉及一种导弹姿态控制方法，具体涉及一种基于误差四元数的导弹双回路姿态控制方法，属于导弹控制领域。
技术介绍
传统导弹姿态控制方法大都采用欧拉角姿态信息，由导航系统输出导弹相对于导航坐标系的当前欧拉姿态角，由制导系统形成期望欧拉姿态角，姿控系统将期望姿态角与当前姿态角相减形成误差姿态角指令，再经过解耦后作为姿控外回路的控制输入。传统运用误差姿态角进行姿态控制的方法有两个缺陷：第一，运用欧拉角转动定义弹体坐标系在导航坐标系中的姿态在某些状态下会出现奇异值。若导航坐标系到弹体坐标系采用2-3-1(偏航、俯仰、滚动)的转动次序，俯仰角不能为90°，否则偏航角和滚动角无明确物理意义；若导航坐标系到弹体坐标系采用3-2-1(俯仰、偏航、滚动)的转动次序，偏航角不能为90°，否则俯仰角和滚动角无明确物理意义。对于大机动导弹来说，无论采用哪种转动次序描述导航坐标系到弹体坐标系的转换矩阵，都可能存在角度奇异问题。第二，不能直接用误差姿态角作为姿控外回路的控制输入对导弹进行控制。导弹的执行机构安装在弹体上，执行机构动作后产生的控制...
【技术保护点】
1.一种基于误差四元数的导弹双回路姿态控制方法，其特征在于：通过期望欧拉姿态角求取期望姿态四元数，并通过导航系统给出导弹当前姿态四元数，将两者结合得到误差四元数，然后通过姿态四元数跟踪回路即外回路，和弹体姿态角速度稳定回路即内回路，通过内回路和外回路结合，共同控制导弹姿态。
【技术特征摘要】
1.一种基于误差四元数的导弹双回路姿态控制方法，其特征在于：通过期望欧拉姿态角求取期望姿态四元数，并通过导航系统给出导弹当前姿态四元数，将两者结合得到误差四元数，然后通过姿态四元数跟踪回路即外回路，和弹体姿态角速度稳定回路即内回路，通过内回路和外回路结合，共同控制导弹姿态。2.根据权利要求1所述基于误差四元数的导弹双回路姿态控制方法，其特征在于：要预先定义导航坐标系oxyz和弹体坐标系o1x1y1z1导航坐标系原点取发射瞬间弹体质心在地面的投影点；ox轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向；oy轴沿发射点的铅垂线，指向上；oz轴垂直于oxy平面，构成右手坐标系，该坐标系为导航参考系，与地球固连，随地球转动；弹体坐标系原点取火箭弹质心；ox1轴沿火箭弹纵轴指向头部；oy1轴在弹体纵向对称面内，垂直ox1轴，指向上；oz1轴垂直于ox1y1平面，构成右手坐标系。3.根据权利要求2所述基于误差四元数的导弹双回路姿态控制方法，其特征在于：通过期望欧拉姿态角求取期望姿态四元数的具体步骤如下：定义导弹在导航坐标系中的三个姿态角分别为：俯仰角偏航角ψ，滚动角γ；将导弹运动需要到达的期望欧拉姿态角位置转换表示为四元数qcxqcx＝[qcx0qcx1qcx2qcx3](1)其中qcx0为实部，qcx1，qcx2，qcx3为三个虚部；当采用3-2-1转动次序(导航坐标系到弹体坐标系的转动次序为俯仰、偏航、滚动)定义欧拉姿态角时，转换公式如下：当采用2-3-1转动次序(导航坐标系到弹体坐标系的转动次序为偏航、俯仰、滚动)定义欧拉姿态角时，转换公式如下：4.根据权利要求3所述基于误差四元数的导弹双回路姿态控制方法，其特征在于：误差四元数的求解过程如下：首先，获取导弹当前姿态四元数q0q0＝[q00q01q02q03]T(4)根据得到的导弹的当前姿态四元数q...
【专利技术属性】
技术研发人员：胡洲，万文辉，游金川，陈云强，孟克子，谢金龙，刘川，黄鹏，
申请(专利权)人：四川航天系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：四川,51
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