CN102901977A - 一种飞行器的初始姿态角的确定方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器的初始姿态角的确定方法，根据GPS接收机获得的速度信息计算俯仰姿态角

和偏航姿态角ψ；通过双轴地磁传感器获得地磁信息My1和Mz1；根据如下公式计算滚动姿态角γ；

其中，a、β为飞行器当前位置的磁偏角和磁倾角。本发明的方法成本低、方法简单、精度高。能够实现小型飞行器的空中姿态测量。

Description

一种飞行器的初始姿态角的确定方法

技术领域

本发明涉及一种姿态角确定方法。

背景技术

小型高动态飞行器(以下简称飞行器)在空中加电后，需导航***自主辨识出初始姿态信息，完成空中定姿，才能进行后续导航计算。但由于存在着高过载、小体积的特点，故飞行器的空中定姿只能采用MEMS器件来完成。但是MEMS惯性器件存在漂移大、精度低等缺点。

目前国内文章采用地磁方法进行空中姿态辨识。如中北大学的曹红松等人提出了地磁传感芯片和硅微陀螺构建低成本姿态探测***，在仿真条件下可以得到较高精度的姿态信息(见《弹箭与制导学报》2006年第三期的《地磁陀螺组合弹药姿态技术研究》)。但该方法需要三轴地磁信息和两个先验姿态信息才能完成第三姿态角计算，计算复杂。且测量精度受制于多个传感器精度的影响，另外该方法地磁利用三轴地磁信息，定姿的精度受到传感器本身因素的影响，使用条件高。

利用GPS测量姿态，利用GPS载波相位进行空中定姿，由于该方法需要两个以上的天线才能定姿，而且基线长度要有一定的距离，故该方法一般适用于空间较大的飞行器进行空间定姿，对于小型飞行器不适用(见2008年南京航空航天大学的李雪涛的博士论文《双天线GPS/SINS组合导航***研究》)。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对小型飞行器空中自对准的要求提供一种成本低、方法简单、精度高的初始姿态角的确定方法，能够实现小型飞行器的空中姿态测量。

本发明包括如下技术方案：

一种飞行器的初始姿态角的确定方法，包括如下步骤：

根据GPS接收机获得的速度信息计算俯仰姿态角

和偏航姿态角ψ；

根据双轴地磁传感器输出的信号获得地磁信息My1和Mz1；

根据如下公式计算滚动姿态角γ；

其中，a、β为飞行器当前位置的磁偏角和磁倾角。

所述GPS接收机获得的速度信息包括北向、天向、东向速度v_N、v_U、v_E，

俯仰姿态角

和偏航姿态角ψ的计算公式如下：

ψ＝A₀-tan^-1(v_E/v_N)

其中A₀为导航坐标系方位角。

对双轴地磁传感器输出的信号进行零位补偿和比例系数补偿获得地磁信息My1和Mz1。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

1)为降低成本，飞行器的姿态测量多采用MEMS惯组，其中MEMS惯组零偏大，且受发射过载冲击影响大；而本发明的方法仅需GPS接收机和双轴地磁传感器实现，该器件受小型飞行器发射过载影响小；规避了对惯组的依赖，适应性强；

2)传统的空中对准方法依赖的条件较多，比如传统的基于Kalman滤波的空中对准方法需要飞行器进行长时间的横向机动，利用INS积分的速度位置信息与GPS接收机定位速度位置信息进行最优估计，获取弹体姿态信息。而本发明的方法不依赖任何其他先验弹道信息，也无需飞行器进行横向机动，只需提供双轴地磁信息、GPS信息、三个地磁参数就可以获得三个姿态信息，从而完成空中对准。本方法不但简单，而且实时性高，也不存在算法收敛问题，易于工程实现。

3)本发明基于双轴地磁传感器和GPS进行空中定姿的方法，该方法无需惯性器件就能进行空中定姿的方法，这样可以大大降低成本，而且也能提高精度。该方法采用飞行器截面双轴上地磁信息相除运算就获得滚转角，该方法简单，而且有效地减少多种磁干扰。

附图说明

图1为本发明的姿态角确定方法的流程图。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

由于小型飞行器在空中加电后，无法获取弹体初始姿态信息，需要通过控制***进行空中定姿，由于GPS可以获得北东天坐标系下的三方向速度v_N、v_U、v_E。随着器件水平的提高，GPS接收机解算速度及数据刷新率也不断提高，目前GPS接收机数据刷新频率能够达到10～100Hz，一般来说GPS接收机定位速度偏差很小，约在0.2m/s以内，本发明利用GPS接收机定位相对速度比较准确的特点，来获得初始俯仰姿态角、偏航姿态角信息。而初始滚转姿态角信息必然会叠加在双轴地磁信息上，故通过地磁信息、GPS获得初始姿态信息、地磁场基本参数即可得到初始滚转角信息。

如图1所示，本发明的具体实现步骤如下：

1)根据GPS接收机获得的速度信息计算俯仰姿态角

和偏航姿态角ψ

选用的GPS接收机为单天线的普通接收机，通过GPS定位的北向、天向、东向速度v_N、v_U、v_E计算得到俯仰姿态角和偏航姿态角，其中

ψ＝A₀-tan^-1(v_E/v_N)tan^-1(v_E/v_N)∈[0，2π]，ψ∈[-π，π]

其中A₀为导航坐标系方位角，其计算方法属于公知技术。

2)通过双轴地磁传感器获得地磁信息My1和Mz1

双轴地磁传感器使用的是微机械磁阻传感器，可以直接输出地磁信号，设地磁传感器敏感的信息为By1，Bz1，可以对By1，Bz1进行地磁信息零位补偿和比例系数补偿；补偿方法如下：

零位补偿：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{By}1=\mathrm{By}1-(\mathrm{By}1\_\max +\mathrm{By}1\_\min )/2\\ \mathrm{Bz}1=\mathrm{Bz}1-(\mathrm{Bz}1\_\max +\mathrm{Bz}1\_\min )/2\end{array}\right.---\left(1\right)$

By1、Bz1为飞行器体系坐标系下y1，z1轴向的地磁信息，该坐标系定义如下：原点位于飞行器质心，x1轴与飞行器纵轴重合，指向头部为正；y1轴位于飞行器纵向对称面内与x1轴垂直，向上为正，z1轴垂直于x1和y1轴，按照右手坐标系法则确定。

By1_max，By1_min为飞行器自身旋转一周内，y向输出的最大和最小磁信号。同理z向也如此。

比例系数补偿：

$\left\{\begin{array}{c}\mathrm{My}1=2\×\mathrm{By}1/(\mathrm{By}1\_\max -\mathrm{By}1\_\min )\\ \mathrm{Mz}1=2\×\mathrm{Bz}1/(\mathrm{Bz}1\_\max -\mathrm{Bz}1\_\min )\end{array}\right.---\left(2\right)$

My1和Mz1分别为经过补偿后的飞行器体系坐标系下的y、z轴的地磁分量。

经过上述补偿后地磁信息可以去除大部分的磁干扰，得到一定精度的磁信息。

3)计算滚动姿态角γ

弹体系地磁信息与导航系的地磁信息的关系如下：

$\left[\begin{array}{c}\mathrm{Mx}1\\ \mathrm{My}1\\ \mathrm{Mz}1\end{array}\right]=S*\left[\begin{array}{c}\mathrm{Bx}\\ \mathrm{By}\\ \mathrm{Bz}\end{array}\right]=S*\left[\begin{array}{c}B\cos \mathrm{\β}\\ B\sin \mathrm{\β}\\ 0\end{array}\right]---\left(3\right)$

其中S为弹体与导航系的姿态转移矩阵，

由上式可知：

其中B为飞行器当前位置的地磁总量，a、β为飞行器当前位置的磁偏角和磁倾角。

根据公式(4)可以确定出滚动姿态角的计算公式：

其中ψ，

通过步骤1)获得。a、β可以通过查阅地磁场模型库获得。飞行器的当前位置通过GPS接收机获得。Mz1，My1通过步骤2)得到。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (3)

1.一种飞行器的初始姿态角的确定方法，其特征在于，包括如下步骤：

根据GPS接收机获得的速度信息计算俯仰姿态角和偏航姿态角ψ；

根据双轴地磁传感器输出的信号获得地磁信息My1和Mz1；

根据如下公式计算滚动姿态角γ；

其中，a、β为飞行器当前位置的磁偏角和磁倾角。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于：所述GPS接收机获得的速度信息包括北向、天向、东向速度v_N、v_U、v_E，

俯仰姿态角

和偏航姿态角ψ的计算公式如下：

ψ＝A₀-tan^-1(v_E/v_N)

其中A₀为导航坐标系方位角。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于：对双轴地磁传感器输出的信号进行零位补偿和比例系数补偿获得地磁信息My1和Mz1。

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