一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法技术

本发明专利技术属于导弹姿态检测领域，提出了一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，在求解原理上做出创新，在低精度陀螺和不增加额外测量元件的情况下，从运动矢量的角度来进行滚转角辨识。当制导炮弹在空中消旋后进入静稳定状态时，对其施加横向/法向过载，由于弹体是静稳定的，弹体受力后其运动矢量会发生相应的变化，运动矢量的变化包含了滚转角信息，因此可以基于运动矢量进行姿态辨识。可以基于运动矢量进行姿态辨识。可以基于运动矢量进行姿态辨识。

【技术实现步骤摘要】
一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法


[0001]本专利技术涉及制导炮弹空中对准领域，具体涉及一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法。

技术介绍

[0002]制导炮弹从平台发射过程中，承受高过载、高转速等恶劣条件。制导炮弹发射时通常采用弹体高速旋转方案，进入有控段后才使弹体倾斜稳定或低速旋转，惯性导航系统要在发射后在空中重新进行对准。在粗对准时，位置、速度和俯仰角、偏航角等的初值可以直接从装订的弹道数据或卫星接收机测量数据中获得。但较为特殊的是，由于发射过程中弹体旋转，不易获得滚转角初始值。因此，研究制导炮弹在空中进行对准时，进行弹体初始滚转角辨识是该领域的技术难点。
[0003]一些制导炮弹上采用地磁测量元件来获得滚转角，但这样需要在弹上增加地磁测量元件；一些制导炮弹上直接利用陀螺的测量数据来估计滚转角，但陀螺精度低的情况下滚转角估计精度不高。在低精度陀螺和不增加额外测量元件的情况下，为了满足制导炮弹空中对准的高精度要求，需要在求解原理上做出创新，本专利技术提出的一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，是从运动矢量的角度来进行滚转角辨识。当制导炮弹在空中消旋后进入静稳定状态时，对其施加横向/法向过载，由于弹体是静稳定的，弹体受力后其运动矢量会发生相应的变化，运动矢量的变化包含了滚转角信息，因此可以基于运动矢量进行姿态辨识。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的上述不足，本专利技术提供了一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法。
[0005]为了达到上述专利技术目的，本专利技术采用的技术方案为：一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，包括如下步骤：S1、制导炮弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态，等待卫星接收机定位稳定后，施加机动指令；S2、当制导炮弹接收到机动指令后开始机动，利用机动开始时刻的东北天坐标系下的速度求解制导炮弹的俯仰角和偏航角，并根据俯仰角计算发射坐标系到伪发射坐标系的姿态矩阵；S3、将制导炮弹每个时刻东北天坐标系下的运动变量转换为发射坐标系下的运动变量，并将其转换成运动矢量；S4、利用S2中的姿态矩阵将发射坐标系下的重力加速度和S3中的运动矢量转换到伪发射坐标系，并根据转换之后的运动矢量和重力加速度计算滚转角，完成姿态辨识。
[0006]进一步的，所述S2中俯仰角和偏航角计算方式表示为：
其中，为弹道倾角，为弹道偏角，、、分别为东北天坐标系下的制导炮弹速度分量，为俯仰角，为偏航角。
[0007]进一步的，所述S2中姿态矩阵表示为：；其中，为制导炮弹伪发射坐标系相对发射坐标系的姿态角为机动开始时刻的弹道倾角。
[0008]进一步的，所述S3中运动变量包括弹体的速度、加速度或位置中的任意一种，对应转换后的矢量为速度矢量、加速度矢量或位置矢量。
[0009]进一步的，所述S3中，若以速度为参考量，其速度矢量表示为：；其中，为机动开始后第秒弹体相对于发射坐标系下的速度，为机动开始时刻弹体相对于发射坐标系下的速度；若以加速度为参考量，其加速度矢量表示为：；若以位置为参考量，其位置矢量表示为：。
[0010]其中，为机动开始后第秒弹体相对于发射坐标系下的位置；为机动开始时刻弹体相对于发射坐标系下的位置。
[0011]进一步的，所述S4中若以速度为参考量，伪发射坐标系下的速度矢量和重力加速度示分别表示为：；其中，为伪发射坐标系下的速度矢量，为伪发射坐标系下的重力加速度，
为发射坐标系下的重力加速度若以加速度为参考量，伪发射坐标系下的加速度矢量和重力加速度示分别表示为：；其中，为伪发射坐标系下的加速度矢量；若以位置为参考量，伪发射坐标系下的位置矢量和重力加速度示分别表示为：；其中，为伪发射坐标系下的位置矢量。
[0012]进一步的，所述S4中滚转角的计算方式为：当以速度为参考量时：其中，为滚转角，为弹体在弹体坐标系的轴上的机动量，为弹体在伪发射坐标系的y轴上的速度分量，为弹体在弹体坐标系的z轴上的机动量，为弹体在伪发射坐标系的z轴上的速度分量；当以加速度为参考量时：；其中，为弹体在伪发射坐标系的y轴上的加速度分量，为弹体在伪发射坐标系的z轴上的速度分量；当以位置为参考量时：
；其中，为弹体在伪发射坐标系的y轴上的位置分量，为弹体在伪发射坐标系的z轴上的速度分量。
[0013]本专利技术具有以下有益效果：在低精度陀螺和不增加额外测量元件的情况下，本专利技术在求解原理上做出创新，提出一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，满足制导炮弹空中对准的高精度要求。
附图说明
[0014]图1为本专利技术一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法流程示意图。
[0015]图2为本专利技术实施例发射坐标系与地心坐标系的关系示意图。
[0016]图3为本专利技术实施例发射坐标系和伪发射坐标系的关系示意图。
[0017]图4为本专利技术实施例伪发射坐标系和弹体坐标系的关系示意图。
[0018]图5a为以速度为参考量时滚转角计算方式示意图。
[0019]图5b为以加速度为参考量时滚转角计算方式示意图。
[0020]图5c为以位置为参考量时滚转角计算方式示意图。
具体实施方式
[0021]下面对本专利技术的具体实施方式进行描述，以便于本
的技术人员理解本专利技术，但应该清楚，本专利技术不限于具体实施方式的范围，对本
的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本专利技术的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本专利技术构思的专利技术创造均在保护之列。
[0022]一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，如图1所示，包括如下步骤：S1、制导炮弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态，等待接收卫星接收机施加的机动指令；制导炮弹升空后具有如下几个坐标系关系：1、地心地固坐标系（e系），如图2所示，地心地固坐标系（Earth
‑
Centered Earth
‑
Fixed frame，ECEF），原点为地球中心，轴在赤道平面内并且指向本初子午线，轴为地球自转轴并且指向北极，轴在赤道平面内并且与轴、轴构成右手直角坐标系。
[0023]2、发射坐标系（g系），如图2所示，发射坐标系（Launch
‑
Centered Earth
‑
Fixed frame，LCEF），坐标系原点为发射点，轴在发射点水平面内并且指向发射瞄准方向，
轴垂直于发射点水平面并且指向上方，轴与轴、轴构成右手直角坐标系，发射坐标系与地球固连。发射点的地理纬度、经度、高度和发射方位角确定了发射坐标系与地球之间的关系。
[0024]3、弹体坐标系（b系），弹体坐标系（Body frame），原点为弹体质心，轴沿弹体纵轴指向弹体正前，轴在弹体主对称轴平面内指向弹体上方，轴与轴、轴构成右手直角坐标系指向弹体右方。
[0025]4、东北天坐标系（l系），原点为惯性仪表中心，轴指向东，轴指向北，轴与轴、轴构成右手直角坐标系，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、制导炮弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态，等待卫星接收机定位稳定后施加机动指令；S2、当制导炮弹接收到机动指令后开始机动，利用机动开始时刻的东北天坐标系下的速度求解制导炮弹的俯仰角和偏航角，并根据俯仰角计算发射坐标系到伪发射坐标系的姿态矩阵；S3、将制导炮弹每个时刻东北天坐标系下的运动变量转换为发射坐标系下的运动变量，并将发射坐标系下的运动变量转换成运动矢量；S4、利用S2中的姿态矩阵将发射坐标系下的重力加速度和S3中的运动矢量转换到伪发射坐标系，并根据转换之后的运动矢量和重力加速度计算滚转角，完成姿态辨识。2.根据权利要求1所述的一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S2中俯仰角和偏航角计算方式表示为：其中，为弹道倾角，为弹道偏角，、、分别为东北天坐标系下的制导炮弹速度分量，为俯仰角，为偏航角。3.根据权利要求1所述的一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S2中姿态矩阵表示为：；其中，为制导炮弹伪发射坐标系相对发射坐标系的姿态角为机动开始时刻的弹道倾角。4.根据权利要求1所述的一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S3中运动变量包括弹体的速度、加速度或位置中的任意一种，对应转换后的矢量为速度矢量、加速度矢量或位置矢量。5.根据权利要求4所述的一种基于运动矢量的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S3中，若以速度为参考量，其速度矢量...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈凯，房琰，刘尚波，杨睿华，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：