一种旋转飞行器滚转角解算方法及系统技术方案

本发明专利技术公开了一种旋转飞行器滚转角解算方法及系统，通过建立绕飞行器质心动力学方程组为驱动方程，以地磁方位角与俯仰角、偏航角、磁偏角、磁倾角和航向角的关系方程为观测方程，以地磁方位角的实际测量值为观测量，通过扩展卡尔曼滤波估计俯仰角和偏航角；然后解算地磁矢量基准角；最后解算出高精度的滚转角；本发明专利技术的旋转飞行器滚转角解算方法及系统，提高了滚转角的解算精度。高了滚转角的解算精度。高了滚转角的解算精度。

【技术实现步骤摘要】
一种旋转飞行器滚转角解算方法及系统


[0001]本专利技术属于滚转角测算
，具体地说，是涉及一种旋转飞行器滚转角解算方法及系统。

技术介绍

[0002]随着飞行器制导化进程的推进，滚转角的实时准确测量技术成了制导或修正控制的关键技术之一，尤其是对于一些高旋高动态的旋转智能飞行器，滚转角的准确测量已经成了核心瓶颈技术之一。
[0003]目前，关于旋转飞行器滚转角测量的研究有很多，各有特色，主流测量方法包括卫星导航接收机测量、惯性导航器件测量、地磁传感器测量、太阳方位角测量以及组合测量等方法。在这些方法中，地磁传感器因其低成本、误差不累积、灵敏度高等优势，在完成误差补偿标定之后，非常适合测量低成本旋转飞行器的滚转角。
[0004]地磁传感器测量滚转角的传统方法存在着较大的局限，主要思路是根据坐标转移矩阵推导滚转角的解算公式，由于公式中存在着俯仰角和偏航角两个未知参数，传统方法会采用两个横向速度角(即速度高低角和速度方位角)分别代替两个横向姿态角(即俯仰角和偏航角)的方法。然而，通过大量实验发现，在实际的旋转飞行器的飞行轨迹中，初始段和末段会由于初始扰动、气流等原因出现纵轴(飞行器中轴线)剧烈摆动的现象，姿态角与速度角的差值较大，可以达到几度，见图1所述。图1中是一组实测轨迹的地磁方位角变化规律图，它反映出了旋转飞行器在空中的姿态摆动规律。飞行轨迹的初始段和末段，摆动剧烈，摆动幅值较大，姿态角与速度角之间存在较大的差值。若采用速度角代替姿态角来解算滚转角，则在初始段和末段会产生较大的误差。
专利
技术实现思路

[0005]本专利技术提供了一种旋转飞行器滚转角解算方法，提高了滚转角的解算精度。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术采用下述技术方案予以实现：
[0007]一种旋转飞行器滚转角解算方法，包括：
[0008](1)建立绕飞行器质心动力学方程组为驱动方程，以地磁方位角σ
M
与俯仰角偏航角磁偏角D、磁倾角I和航向角α
N
的关系方程为观测方程，以地磁方位角σ
M
的实际测量值为观测量，通过扩展卡尔曼滤波估计俯仰角和偏航角
[0009](2)解算地磁矢量基准角γ0：
[0010][0011][0012][0013]其中，T
η
、T
ζ
分别为地磁强度矢量在弹轴坐标系Oξηζ的Oη轴、Oζ轴的投影分量；在
弹轴坐标系Oξηζ中，原点O为旋转飞行器的质心，Oξ轴沿旋转飞行器中轴线方向向前为正，Oη轴位于包含飞行器中轴线的铅垂面内且垂直于Oξ轴向上为正，按右手法则，Oζ轴与Oξη面垂直且向右为正；
[0014]T
N
、T
E
、T
D
分别为地磁强度矢量在北东地地理坐标系的三个分量；
[0015](3)解算滚转角γ：
[0016]γ＝γ0+φ
S
；其中，φ
S
为自转角，
[0017]T
by
、T
bz
分别为地磁强度矢量在载体坐标系OX1Y1Z1的OY1轴、OZ1轴的投影分量；在载体坐标系OX1Y1Z1中，原点O为旋转飞行器的质心，OX1轴沿旋转飞行器中轴线方向向前为正，OY1轴和OZ1轴位于垂直于旋转飞行器中轴线的赤道面内并互相垂直。
[0018]进一步的，在所述解算滚转角之后，还包括下述步骤：对滚转角γ进行小波滤波。
[0019]又进一步的，所述绕飞行器质心动力学方程组为：
[0020][0021]其中，ω
η
、ω
ζ
、ω
ξ
分别为旋转飞行器的角速率在弹轴坐标系的η、ζ、ξ轴的投影分量；v为飞行器的飞行速度，v
x
、v
y
、v
z
为v在地面坐标系的三个分量；A为赤道转动惯量，C为极转动惯量；θ
a
为速度高低角，ψ2为速度方向角；
[0022][0023]k
zz
＝ρSldm
′
zz
/2A，k
y
＝ρSldm
″
y
/2A；ρ为空气密度，S为飞行器横截面积，l为飞行器长度，d为飞行器直径；m
′
z
为静力矩系数导数，m
′
zz
为赤道阻尼力矩系数导数，m
″
y
为马格努斯力矩系数的二阶导数。
[0024]更进一步的，所述地磁方位角σ
M
与俯仰角偏航角磁偏角D、磁倾角I和航向角α
N
的关系方程为：
[0025][0026]再进一步的，地磁方位角σ
M
的实际测量值通过如下公式求得：
[0027][0028]T
bx
、T
by
、T
bz
分别由安装在旋转飞行器上的地磁传感器的三个敏感轴S
x
、S
y
、S
z
实际测得；三个敏感轴S
x
、S
y
、S
z
的方向分别对应载体坐标系OX1Y1Z1的OX1轴、OY1轴、OZ1轴的方向。
[0029]一种旋转飞行器滚转角解算系统，包括：
[0030]俯仰角和偏航角估计模块，用于建立绕飞行器质心动力学方程组为驱动方程，以地磁方位角σ
M
与俯仰角偏航角磁偏角D、磁倾角I和航向角α
N
的关系方程为观测方程，以地磁方位角σ
M
的实际测量值为观测量，通过扩展卡尔曼滤波估计俯仰角和偏航角
[0031]基准角解算模块，用于解算地磁矢量基准角γ0：
[0032][0033][0034][0035]其中，T
η
、T
ζ
分别为地磁强度矢量在弹轴坐标系Oξηζ的Oη轴、Oζ轴的投影分量；在弹轴坐标系Oξηζ中，原点O为旋转飞行器的质心，Oξ轴沿旋转飞行器中轴线方向向前为正，Oη轴位于包含飞行器中轴线的铅垂面内且垂直于Oξ轴向上为正，按右手法则，Oζ轴与Oξη面垂直且向右为正；T
N
、T
E
、T
D
分别为地磁强度矢量在北东地地理坐标系的三个分量；
[0036]自转角解算模块，用于解算自转角φ
S
；
[0037]T
by
、T
bz
分别为地磁强度矢量在载体坐标系OX1Y1Z1的OY1轴、OZ1轴的投影分量；在载体坐标系OX1Y1Z1中，原点O为旋转飞行器的质心，OX1轴沿旋转飞行器中轴线方向向前为正，OY1轴和OZ1轴位于垂直于旋转飞行器中轴线的赤道面内并互相垂直；
[0038]滚转角计算模块，用于解算滚转角γ；γ＝γ0+φ
S
。本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种旋转飞行器滚转角解算方法，其特征在于：包括：(1)建立绕飞行器质心动力学方程组为驱动方程，以地磁方位角σ
M
与俯仰角偏航角磁偏角D、磁倾角I和航向角α
N
的关系方程为观测方程，以地磁方位角σ
M
的实际测量值为观测量，通过扩展卡尔曼滤波估计俯仰角和偏航角(2)解算地磁矢量基准角γ0：：：其中，T
η
、T
ζ
分别为地磁强度矢量在弹轴坐标系Oξηζ的Oη轴、Oζ轴的投影分量；在弹轴坐标系Oξηζ中，原点O为旋转飞行器的质心，Oξ轴沿旋转飞行器中轴线方向向前为正，Oη轴位于包含飞行器中轴线的铅垂面内且垂直于Oξ轴向上为正，按右手法则，Oζ轴与Oξη面垂直且向右为正；T
N
、T
E
、T
D
分别为地磁强度矢量在北东地地理坐标系的三个分量；(3)解算滚转角γ：γ＝γ0+φ
S
；其中，φ
S
为自转角，T
by
、T
bz
分别为地磁强度矢量在载体坐标系OX1Y1Z1的OY1轴、OZ1轴的投影分量；在载体坐标系OX1Y1Z1中，原点O为旋转飞行器的质心，OX1轴沿旋转飞行器中轴线方向向前为正，OY1轴和OZ1轴位于垂直于旋转飞行器中轴线的赤道面内并互相垂直。2.根据权利要求1所述的旋转飞行器滚转角解算方法，其特征在于：在所述解算滚转角之后，还包括下述步骤：对滚转角γ进行小波滤波。3.根据权利要求1所述的旋转飞行器滚转角解算方法，其特征在于：所述绕飞行器质心动力学方程组为：其中，ω
η
、ω
ζ
、ω
ξ
分别为旋转飞行器的角速率在弹轴坐标系的η、ζ、ξ轴的投影分量；v为飞行器的飞行速度，v
x
、v
y
、v
z
为v在地面坐标系的三个分量；
轴和OZ1轴位于垂直于旋转飞行器中轴线的赤道面内并互相垂直；滚转角计算模块，用于解算滚转角γ；γ＝γ0+φ

【专利技术属性】
技术研发人员：安亮亮，周胜洪，魏培平，张玉国，陈晓智，郭建，曲春凯，王翀，林治浩，陶楠楠，王雪松，侯现钦，曹睿，周子坤，刘智勇，
申请(专利权)人：青岛杰瑞自动化有限公司，
类型：发明
国别省市：