CN107478110B - 一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法 - Google Patents

一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法。该方法包括：获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度，并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量；获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角；利用所述角速度分量、滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角，构建姿态角更新矩阵；利用姿态角更新矩阵，计算反馈增益矩阵；根据姿态角更新矩阵、反馈增益矩阵，以及旋转弹在当前时刻的姿态角，计算旋转弹在下一时刻的姿态角。本发明能够实现高速旋转弹的空中实时对准，提高高速旋转弹的打击精度。

Description

一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法
技术领域
本发明涉及高速旋转弹空中实时对准技术，尤其涉及一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法。
背景技术
高速旋转弹是一类在飞行过程中绕自身纵轴连续高速转动的弹箭类飞行器，广泛应用于各类战术和战略导弹上。高速旋转弹通过高速旋转运动产生陀螺力矩，从而减弱质量偏心、推力偏心以及加工引起的气动、结构不对称等不利条件带来的有害影响，保证了飞行器的飞行稳定性，使***具备较高的抗干扰能力，利于提高武器***的落点精度，同时还能有效削弱激光拦截武器的打击，提高其生存能力。
为提高其制导精度，需实现高速旋转弹的空中对准，并且多采用惯性导航和GPS卫星导航组合技术，通过GPS修正惯性导航***误差，提高导弹精确打击目标的能力。其中，惯性导航***是一个基于加速度二次积分的航程推算***，在惯性导航***工作之前，需要完成初始对准。处于空中飞行状态时，惯性导航***位置和速度可由GPS***给出，但姿态角无法由GPS或者惯性导航***单独给出。
进行空中自对准的有效途径是利用GPS信息解算得到相应时刻的航向角和俯仰角，通过合适的方法估计出滚转角。常用的初始对准方法采用卡尔曼滤波器，但不适用于转速较快的应用条件。如GPS外测周期为0.1秒，且高速旋转弹的旋转速度大于1500°/s的情况下，则不能满足信号复现要求，引起估计误差。因此，迫切需要一种方法能够计算出旋转弹高速旋转的情况。
发明内容
本发明解决的技术问题是：相比于现有技术，提供了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法，能够实现高速旋转弹的空中实时对准，提高高速旋转弹的打击精度。
本发明的上述目的通过以下技术方案予以实现：
本发明提供了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法，包括：
获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量和
获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量滚转角测量分量α0、俯仰角θ0和偏航角ψ0，并记录旋转弹在当前时刻的姿态角为
利用所述分量和以及所述滚转角校正分量滚转角测量分量α0、俯仰角θ0和偏航角ψ0，构建姿态角更新矩阵A；
利用所述姿态角更新矩阵A，计算反馈增益矩阵K；
根据所述姿态角更新矩阵A、所述反馈增益矩阵K和所述姿态角计算旋转弹在下一时刻的姿态角。
进一步地，所述姿态角更新矩阵A为：
式中，aij,i＝1,2,3,j＝1,2,3为姿态角更新矩阵A的元素。
进一步地，所述反馈增益矩阵K为：
进一步地，根据所述姿态角更新矩阵A、所述反馈增益矩阵K和所述姿态角计算旋转弹在下一时刻的姿态角，包括：
式中，x1表示旋转弹在下一时刻的姿态角，
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
本发明提供了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法，通过卫星导航***的辅助数据及惯导***的陀螺仪输出角速度，对高速旋转弹的姿态角进行解算，解决了高速旋转弹在空中机动状态下，不能通过惯性导航***单独进行自对准的问题，能够实现高速旋转弹的空中实时对准，且提高高速旋转弹的打击精度。
附图说明
图1是本发明实施例中的一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法的流程图；
图2是本发明实施例中各姿态角的误差收敛曲线；
图3为本发明实施例中滚转初始偏差不同对应的滚转角收敛曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
图1是本发明实施例中的一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法的流程图，参考图1，本发明提供的基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法具体可以包括如下步骤：
S110、获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量和
具体的，导航坐标系(g)与发射点对应的当地地理坐标系重合，其原点为发射点，三个坐标轴指向地理东、北、天方向；弹体坐标系(b)与载体固连，原点为弹体质心；Xb轴为载体纵轴，指向载体正前方；Zb轴位于载体纵向对称面内，与Xb轴垂直并指向上；Yb轴根据右手定则确定。由此，获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量和
S120、获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量滚转角测量分量α0、俯仰角θ0和偏航角ψ0，并记录旋转弹在当前时刻的姿态角为
具体的，利用卫星导航***，获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量滚转角测量分量α0、俯仰角θ0和偏航角ψ0，并记录旋转弹在当前时刻的姿态角为
S130、利用所述分量和以及所述滚转角校正分量滚转角测量分量α0、俯仰角θ0和偏航角ψ0，构建姿态角更新矩阵A。
可选的，所述姿态角更新矩阵A为：
式中，aij,i＝1,2,3,j＝1,2,3为姿态角更新矩阵A的元素。
S140、利用所述姿态角更新矩阵A，计算反馈增益矩阵K。
可选的，所述反馈增益矩阵K为：
S150、根据所述姿态角更新矩阵A、所述反馈增益矩阵K和所述姿态角计算旋转弹在下一时刻的姿态角。
可选的，根据所述姿态角更新矩阵A、所述反馈增益矩阵K和所述姿态角计算旋转弹在下一时刻的姿态角，包括：
式中，x1表示旋转弹在下一时刻的姿态角，
采用本发明提供的基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法，进行对准解算，解算结果如图2和图3所示。
在图2中包括滚转角误差δγ、俯仰角误差δθ和偏航角误差δψ的收敛曲线。从图2可以看出，各姿态角都能最终收敛到真值。
图3为滚转角γ的初始偏差δγ0 分别为0°、-10°、10°、-20°和20°时，误差δγ空中对准过程中的变化，从图中可以看出，滚转角γ逐渐收敛于真值，完成高速旋转弹的空中对准，收敛速度快且收敛误差小。
本实施例的技术方案提供了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法，通过卫星导航***的辅助数据及惯导***的陀螺仪输出角速度，对高速旋转弹的姿态角进行解算，解决了高速旋转弹在空中机动状态下，不能通过惯性导航***单独进行自对准的问题，能够实现高速旋转弹的空中实时对准，且提高高速旋转弹的打击精度；算法简单，收敛速度快，同时适用于载体低速运转情况。
注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (1)

1.一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法，其特征在于，包括：
获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量和其中，导航坐标系以发射点为原点，三轴方向分别为地理东、北、天方向；所述弹体坐标系以弹体质心为原点，指向载体正前方的载体纵轴为Xb轴，载体纵向对称面内垂直于Xb轴的方向为Zb轴，Yb轴根据右手定则确定；
获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量滚转角测量分量α0、俯仰角θ0和偏航角ψ0，并记录旋转弹在当前时刻的姿态角为
利用所述分量和以及所述滚转角校正分量滚转角测量分量α0、俯仰角θ0和偏航角ψ0，构建姿态角更新矩阵A，其中：
所述姿态角更新矩阵A为：
式中，aij,i＝1,2,3,j＝1,2,3为姿态角更新矩阵A的元素；
利用所述姿态角更新矩阵A，计算反馈增益矩阵K，其中：
所述反馈增益矩阵K为：
根据所述姿态角更新矩阵A、所述反馈增益矩阵K和所述姿态角计算旋转弹在下一时刻的姿态角，其中：
式中，x1表示旋转弹在下一时刻的姿态角，
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