一种基于旋转调制法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，具体公开了一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，导弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态至第一时刻，记录弹体稳定后至第一时刻之间陀螺仪数据；使导弹绕x轴旋转180

【技术实现步骤摘要】
一种基于旋转调制法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，具体涉及一种基于旋转调制法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定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旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，是从误差调制的角度来进行滚转角辨识。通过转动可以将器件偏差相对于旋转轴对称分布，以此实现器件偏差的正负抵消，等价于提高了陀螺的精度，因此可以基于速度矢量进行姿态辨识。

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旋转调制法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：一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，包括如下步骤：S1、导弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态至第一时刻，记录弹体稳定后至第一时刻之间陀螺仪数据；S2、使导弹绕x轴旋转180
°
并保持滚转角稳定状态至第二时刻，记录弹体稳定后至第二时刻的陀螺仪数据；S3、将步骤S1和步骤S2记录下的陀螺仪数据分别求均值，并消除两次数据中的陀螺仪常值漂移，将消除常值漂移后的陀螺仪真值带入滚转角计算公式，完成姿态辨识。
[0006]进一步的，所述S1中的陀螺仪数据包括：其中，为旋转180
°
前弹体的俯仰角速率测量值，为旋转180
°
前弹体的偏航角
速率测量值，为俯仰角速率真值，为偏航角速率真值且和均为恒定值，和为旋转180
°
前陀螺仪的常值漂移分量。
[0007]进一步的，所述S2中的陀螺仪数据包括：其中，为旋转180
°
后弹体的俯仰角速率测量值，为旋转180
°
后弹体的偏航角速率测量值，和为旋转180
°
后陀螺仪的常值漂移分量。
[0008]进一步的，所述S3中消除两次数据中的陀螺仪常值漂移后的陀螺仪真值表示为：其中，为旋转180
°
前弹体的俯仰角速率测量值，为旋转180
°
前弹体的偏航角速率测量值，为俯仰角速率真值，为偏航角速率真值且和均为恒定值，为旋转180
°
后弹体的俯仰角速率测量值，为旋转180
°
后弹体的偏航角速率测量值。
[0009]进一步的，所述S2中保持滚转角稳定状态至第二时刻的时间长度为：其中，为旋转开始时刻，为转动周期，保持滚转角稳定状态至第二时刻的时间长度。
[0010]进一步的，所述S3中滚转角的计算公式为：。
[0011]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，提出一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，可以满足制导炮弹空中对准的高精度要求。
附图说明
[0012]图1为本专利技术一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法流程示意图。
[0013]图2为本专利技术实施例弹体坐标系和伪弹体坐标系关系示意图。
[0014]图3为本专利技术实施例发射坐标系和弹体坐标系关系示意图。
[0015]图4为本专利技术实施例绕x轴转180度示意图。
具体实施方式
[0016]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。
[0017]本文使用到以下坐标系及坐标系转换1）地心地固坐标系（e系）地心地固坐标系（Earth
‑
CenteredEarth
‑
Fixedframe，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。
[0018]2）弹体坐标系（b系）弹体坐标系（Bodyframe），坐标系原点O
b
为弹体质心，x
b
轴沿弹体纵轴指向弹体正前，y
b
轴在弹体主对称轴平面内并且指向弹体上方，z
b
轴与y
b
轴、x
b
轴构成右手直角坐标系并且指向弹体右方。
[0019]3）伪弹体坐标系（w系）伪弹体坐标系是为旋转调制系统需求设定的坐标系。伪弹体坐标系和弹体坐标系的关系如图1所示，结合弹体坐标系给出伪弹体坐标系的定义：在弹体绕x
b
轴以角速度旋转开始时刻，伪弹体坐标系与弹体坐标系重合，伪弹体坐标系原点O
b
为弹体质心，x
w
轴沿弹体纵轴指向弹体正前，y
w
轴在弹体主对称轴平面内并且指向弹体上方，z
w
轴与x
w
轴、y
w
轴构成右手直角坐标系并且指向弹体右方。旋转开始后，伪弹体坐标系三轴指向不变，仍保持为旋转开始时刻的指向。
[0020]4）弹体坐标系与伪弹体坐标系之间的转换关系如图2所示，旋转开始时刻伪弹体坐标系与弹体坐标系重合，在弹体绕轴以角速度开始旋转后，t时刻伪弹体坐标系与弹体坐标系之间的关系为（1）；其中，为伪弹体坐标系到弹体坐标系的转换矩阵，为弹体坐标系到伪弹体坐标系的转换矩阵5）滚转角的估算如图3所示，发射坐标系按照3、2、1的顺序依次旋转、、，则与弹体坐标系对应轴平行。因此，导弹相对发射坐标系的转动角速度为：（2）；其中，、、分别为俯仰角、偏航角和滚转角，
·
为微分运算。
[0021]利用坐标转换的方法可以将转动角速度投影到弹体坐标系：
（3）；经过矩阵运算得转动角速度在弹体坐标系中的分量为：为弹体坐标系下转动角速度的分量。
[0022]（4）；于是，得到关于姿态角的三个微分方程（5）；整理得（6）；由式（6）解得滚转角为：（7）；当时，式（7）可简化为（8）；，式（8）可化为（9）；由式（9）知，有了和，就可以进行滚转角辨识。通常，制导炮弹的弹道倾角变化率很小（通本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于旋转调制法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、导弹升空后弹体消旋并保持滚转角稳定状态至第一时刻，记录弹体稳定后至第一时刻之间陀螺仪数据；S2、使导弹绕x轴旋转180
°
并保持滚转角稳定状态至第二时刻，记录弹体稳定后至第二时刻的陀螺仪数据；S3、将步骤S1和步骤S2记录下的陀螺仪数据分别求均值，并消除两次数据中的陀螺仪常值漂移，将消除常值漂移后的陀螺仪真值带入滚转角计算公式，完成姿态辨识。2.根据权利要求1所述的一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S1中的陀螺仪数据包括：其中，为旋转180
°
前弹体的俯仰角速率测量值，为旋转180
°
前弹体的偏航角速率测量值，为俯仰角速率真值，为偏航角速率真值且和均为恒定值，和为旋转180
°
前陀螺仪的常值漂移分量。3.根据权利要求2所述的一种基于旋转调制法的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S2中的陀螺仪数据包括：其中，为旋转180
°
后...

【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：