CN111765810A - 一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法,具体过程如下:(1)根据导引头内部电位计输出的框架角,计算框架系下的视线角速度;(2)将求得的视线角速度、框架角及导引头内部陀螺仪输出的框架系下惯性角速度,发送至武器控制器;(3)武器控制器计算弹体到框架的转换矩阵;(4)根据得到的视线角速度、惯性角速度和转换矩阵,求取弹体惯性角速度;(5)根据弹体惯性角速度,求解弹体姿态矩阵;(6)已知目标和弹体在导航系上的相对位置,根据姿态矩阵求取相对位置弹体系上的投影;(7)根据相对位置投影,求得平台导引头预置角。本发明有效提高导航精度和导引头指向精度,有效提高中末制导交接成功率。
Description
技术领域
本发明涉及一种平台导引头框架预置角计算方法,尤其是一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法,属于制导控制***设计技术领域。
背景技术
随着察打一体无人机/直升机作战模式的发展,市场上开始涌现出多种型号近程空地制导武器。考虑到精准点杀伤需求、小平台无人机***挂载能力以及作战效费比,对精确制导武器命中精度、产品重量以及生产成本等提出了越来越高的要求,半主动激光导引头与红外导引头体制成为多数小型空地制导武器型号的主要选择。
捷联式导引头体制受产品量测噪声与导航精度影响,武器命中精度与脱靶量稳定性很难保证,平台式导引头成为小型近程空地制导武器的首选。此类武器受限于导引头截获距离,大多数采用惯性中制导+末制导的复合制导体制,这就对中制导段导引头预置精度提出了要求。目前导引头预置角均是由弹载惯导***信息计算,但因小型制导武器成本限制,其搭载的惯导***精度较差,导致中制导阶段导引头预置角度存在较大偏差。
发明内容
有鉴于此,本发明提供一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法,该方法使用平台导引头内部陀螺仪和电位计作为框架预置角的计算来源,由于平台式导引头内部陀螺仪和电位计精度较高,因此可以替代弹载惯导***的陀螺仪,提供更准确的弹体姿态角,提升中制导精度。
本发明的技术解决问题是:针对小型制导武器,有效提高中制导精度,节省制造成本,减轻产品重量。
实现本发明的技术方案如下:
一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法,具体过程如下:
(1)导引头处理器根据采集的导引头内部电位计输出的偏航框架角Bs和俯仰框架角Es,计算框架系下的视线角速度ωfb;
(2)导引头处理器将求得的视线角速度ωfb、偏航/俯仰框架角及导引头内部陀螺仪输出的框架系下惯性角速度ωfi,发送至武器控制器;
(3)武器控制器根据偏航框架角和俯仰框架角计算弹体到框架的转换矩阵Afb;
(4)根据得到的视线角速度ωfb、惯性角速度ωfi和转换矩阵Afb,求取弹体惯性角速度ωbi;
(7)根据相对位置投影,利用下式求得平台导引头预置角;
esm=arctan(L2/L1)
进一步地,本发明所述姿态矩阵的求解过程为:
其中,ψ为初始装订的航向角,θ为初始装订的俯仰角,γ为初始装订的横滚角;
根据初始姿态矩阵计算初始q值:
使用四阶龙哥库塔法求解四元数微分方程,求得实时的q值;
根据所求解的实时q,带入下式中即可得到实时姿态矩阵,
有益效果:
(1)本发明解决了小型制导武器惯导***精度较差引起的中制导精度问题。通过使用平台导引头内部的高精度陀螺仪和电位计,计算更高精度的弹体姿态和导引头预置角,有效提高导航精度和导引头指向精度,有效提高中末制导交接成功率。
(2)本发明使用平台导引头内部陀螺仪和电位计作为框架预置角的计算来源,由于平台式导引头内部陀螺仪和电位计精度较高,因此可以替代弹载惯导***的陀螺仪,有效降低制造成本;同时可以节省小型制导武器惯导设备的占用空间、重量,进一步满足制导武器小型化需求。
附图说明
图1为本发明计算方法的流程图。
图2为本发明涉及的弹体系和框架系示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明,但不以任何形式限制本发明。应当指出的是,对本领域的普通技术人员来说,在不脱离本发明构思的前提下,还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
(1)计算框架系下的视线角速度ωfb。
平台导引头内部安装有高精度电位计,根据平台导引头内部安装的高精度电位计输出的高精度偏航框架角Bs和俯仰框架角Es,利用四阶中心型差分方法求取框架系下的视线角速度ωfb;
四阶中心型差分的公式可以表示为:
偏航和俯仰框架转动角速度为:
导引头框架转动顺序为先俯仰后偏航,所以框架系下的视线角速度为:
(2)导引头处理器在求得视线角速度ωfb后,与框架角、内部陀螺仪输出的框架系下惯性角速度ωfi一起,发送至武器控制器;步骤(1)中的框架角的采集可以是按照1ms周期,发送至武器控制器可以是按照2.5ms周期;
(3)根据偏航框架角和俯仰框架角,计算弹体系到框架系的转换矩阵Afb。
(4)计算弹体的惯性角速度ωbi。
根据步骤(1)、(2)和(3)得到的视线角速度ωfb、惯性角速度ωfi和转换矩阵Afb,然后利于公式ωfi=Afbωbi+ωfb求取弹体的惯性角速度ωbi:
本实施例小型制导武器飞行时间较短,大约数秒到数十秒,可以忽略地球自转和导航系旋转的影响,使用四元数求解姿态矩阵如下:
其中:ψ为航向角,θ为俯仰角,γ为横滚角。
四元数微分方程由下式描述:
初始q值计算如下:
使用四阶龙哥库塔法求解四元数微分方程,求得实时的q值,带入下式中即可得到两者之间的转移矩阵:
(6)计算弹目相对位置在弹体系上的投影。
(7)计算平台导引头预置角。
根据步骤(6)得到的相对位置投影L,利用下式求得平台导引头预置角:
esm=arctan(L2/L1)
其中,
导引头利用高精度预置角,实现对目标的精确瞄准。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是,本发明并不局限于上述特定实施方式,本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改,这并不影响本发明的实质内容。
Claims (2)
1.一种基于平台导引头陀螺信息的框架预置角计算方法,其特征在于,具体过程如下:
(1)导引头处理器根据采集的导引头内部电位计输出的偏航框架角Bs和俯仰框架角Es,计算框架系下的视线角速度ωfb;
(2)导引头处理器将求得的视线角速度ωfb、偏航/俯仰框架角及导引头内部陀螺仪输出的框架系下惯性角速度ωfi,发送至武器控制器;
(3)武器控制器根据偏航框架角和俯仰框架角计算弹体到框架的转换矩阵Afb;
(4)根据得到的视线角速度ωfb、惯性角速度ωfi和转换矩阵Afb,求取弹体惯性角速度ωbi;
(7)根据相对位置投影,利用下式求得平台导引头预置角;
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