一种飞行器发射初始参数获取方法及系统技术方案

本发明专利技术涉及一种飞行器初始参数获取方法及系统，包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与之前获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器初始参数信，包括：飞行器姿态角信息飞行器速度信息以及飞行器位置信息；输出飞行器初始参数信息。本发明专利技术解决了无线测量常因信号失真、规律异常、离散性过大，有线测量精度不高的问题。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及电学
，尤其涉及一种飞行器发射初始参数获取方法及系统。
技术介绍
目前，飞行器发射时初始参数的获取通常采用无线测量与有线测量作为遥测的辅助手段。由于飞行器发射时，力学环境复杂，飞行器动态变化激烈，无线测量常因信号失真、规律异常、离散性过大，造成初始参数获取困难，不能得到满意的结果；而有线测量需要在飞行器上选择线缆合适的剥离点、分离点和线缆敷设位置，造成了飞行器发射环境的复杂，且受线缆敷设的限制，测量精度不高。因此，现有的飞行器初始参数获取方法由于诸多原因的限制，越来越难以满足日益提高的飞行器初始参数采集精度的要求。
技术实现思路
鉴于上述的分析，本专利技术旨在提供一种飞行器发射初始参数获取方法及系统，解决无线测量常因信号失真、规律异常、离散性过大，有线测量精度不高的问题。本专利技术的目的主要是通过以下技术方案实现的：本专利技术提供了一种飞行器初始参数获取方法，包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与之前获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器初始参数信，包括：飞行器姿态角信息飞行器速度信息以及飞行器位置信息；输出飞行器初始参数信息。进一步地，所述微惯性传感器包括：三轴微惯性传感器和三轴微陀螺仪，则所述方法还包括：分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型；根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿。进一步地，建立三轴微惯性加速度计的误差模型为：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A为三轴微惯性加速度计输出值；A0为三轴微惯性加速度计零偏；KA为三轴微惯性加速度计标度系数；Fij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性加速度计i轴对j轴的正交误差系数；a为飞行器运动输入加速度；δ为三轴微惯性加速度计随机误差；建立三轴微陀螺仪的误差模型为：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G为三轴微陀螺仪输出值；G0为三轴微陀螺仪的零偏；KG为三轴微陀螺仪的标度系数；ω为飞行器运动输入角速度；ε为三轴微陀螺仪随机误差；Eij(i,j＝x,y,z)为三轴微陀螺仪i轴对j轴的安装误差系数；Dij(i,j＝x,y,z)为与加速度有关的一次项误差系数；建立磁阻电子罗盘的误差模型为：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)式中，ψ为磁阻电子罗盘的输出值；ψc为预先输入的飞行器航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5为磁阻电子罗盘的补偿系数。进一步地，对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算的过程具体包括：由三轴微惯性加速度计输出的加速度静态信息确定初始时刻飞行器的俯仰角θ0和横滚角γ0，公式为：γ0＝arctan(-ax/az)(8)由磁阻电子罗盘确定初始时刻飞行器的航向角ψ0：ψ0＝ψc(9)通过式(7)、式(8)、式(9)得到飞行器初始静止状态下的初始姿态角：俯仰角θ0、横滚角γ0、航向角ψ0。飞行器的航向角ψ＝ψc，ψc为预先输入磁阻电子罗盘的飞行器航向角。进一步地，对动态数据与之前获得的飞行器初始姿态角，采用捷联惯性导航算法对结果进行连续积分处理，并转换到导航坐标系中，先计算出飞行器的姿态角信息：俯仰角θ、航向角ψ和横滚角γ；再计算出飞行器的速度信息：横向速度vx、前向速度vy和纵向速度vz；最后计算出飞行器的位置信息横向位移x、前向位移y和纵向位移z。进一步地，飞行器的姿态角信息计算：飞行器坐标系b至导航坐标系n的姿态矩阵T为：姿态矩阵T与四元数q＝[q0q1q2q3]T的关系如下：由初始姿态角通过公式(10)得到初始状态矩阵T0，为飞行器的姿态更新提供了初值。根据式(11)，由初始状态矩阵T0即可求出四元数q＝[q0q1q2q3]T的初始值q0；此外，用经过误差补偿的三轴微惯性陀螺仪测量的角速度对式(16)进行四阶龙格—库塔法计算，并依据式(17)做归一化处理，即可实现四元数的实时更新；经过式(16)式和(17)实时计算出四元数后，由式(11)完成姿态矩阵的更新，并可根据式(10)和式(11)的转换关系即可反算获得飞行器的姿态角信息：俯仰角θ、航向角ψ、横滚角γ；飞行器的速度信息计算：经过补偿的三轴微惯性加速度计测量的加速度信息ax、ay、az，通过姿态矩阵T与发射坐标系的关系转化到导航坐标系，通过一次积分进行导航坐标系内飞行器的速度更新。式中，g为地球重力加速度；结合前面计算出的飞行器的姿态角信息，对式(18)进行二阶龙格-库塔法计算，得到飞行器的速度信息：飞行器的位置信息计算：对式(19)再进行一次积分计算，即得到飞行器的位置信息：x、y、z。本专利技术还提供了一种飞行器初始参数获取系统，包括：微惯性传感器和磁阻电子罗盘、信息采集处理装置、初始参数解散处理器以及显控装置；微惯性传感器与磁阻电子罗盘封装于一体，并通过通信总线与信息采集处理装置连接；信息采集处理装置通过通信总线与初始参数解算处理器连接；初始参数解算处理器通过通信总线与显控装置连接；所述微惯性传感器、磁阻电子罗盘，用于采集飞行器的测量数据并通过通信总线发送给所述信息采集处理装置；所述信息采集处理装置，用于将接收到的测量数据进行信号转换后发送给所述初始参数解散处理器；所述初始参数解散处理器，用于根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与之前获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器初始参数信，包括：飞行器姿态角信息、飞行器速度信息以及飞行器位置信息；所述显控装置，用于显示飞行器初始参数信息。进一步地，所述初始参数解散处理器具体包括：误差补偿模块，用于分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型，并根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿；静动态测量数据辨识模块，用于根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；初始对准模块，用于对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算，并将计算得到的初始姿态角发送给参数计算模块；捷联惯性解算模块，用于对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，采用捷联惯性导航算法对结果进行连续积分处理，并转换到导航坐标系中，先计算出飞行器的姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息，并输出给所述显控装置。进一步地，所述误差补偿模块建立的三轴微惯性加速度计的误差模型为：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A为三轴微惯性加速度计输出值；A0为三轴微惯性加速度计零偏；KA为三轴微惯性加速度计标度系数；Fij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性加速度计i轴对j轴的正交误差系数；a为飞行器运动输入加速度；δ为三轴微惯性加速度计随机误差；建立的三轴微陀螺仪的误差模型为：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G为三轴微陀螺仪输出值；G0为三轴微陀螺仪(10)的零偏；KG为三轴微陀螺仪(10)的标度系数；ω为飞行器运动输入角速度；ε为三轴微陀螺仪随机误差；Eij(i,j＝x,y,z)为三轴微陀螺仪i轴对j轴的安装误差系数；Dij(i,j＝x,y,z)为与加速度有关的一次项误差系数。建立的磁阻电本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器初始参数获取方法，其特征在于，包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与之前获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器初始参数信，包括：飞行器姿态角信息飞行器速度信息以及飞行器位置信息；输出飞行器初始参数信息。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器初始参数获取方法，其特征在于，包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与之前获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器初始参数信，包括：飞行器姿态角信息飞行器速度信息以及飞行器位置信息；输出飞行器初始参数信息。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述微惯性传感器包括：三轴微惯性传感器和三轴微陀螺仪，则所述方法还包括：分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型；根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，建立三轴微惯性加速度计的误差模型为：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A为三轴微惯性加速度计输出值；A0为三轴微惯性加速度计零偏；KA为三轴微惯性加速度计标度系数；Fij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性加速度计i轴对j轴的正交误差系数；a为飞行器运动输入加速度；δ为三轴微惯性加速度计随机误差；建立三轴微陀螺仪的误差模型为：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G为三轴微陀螺仪输出值；G0为三轴微陀螺仪的零偏；KG为三轴微陀螺仪的标度系数；ω为飞行器运动输入角速度；ε为三轴微陀螺仪随机误差；Eij(i,j＝x,y,z)为三轴微陀螺仪i轴对j轴的安装误差系数；Dij(i,j＝x,y,z)为与加速度有关的一次项误差系数；建立磁阻电子罗盘的误差模型为：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)式中，ψ为磁阻电子罗盘的输出值；ψc为预先输入的飞行器航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5为磁阻电子罗盘的补偿系数。4.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算的过程具体包括：由三轴微惯性加速度计输出的加速度静态信息确定初始时刻飞行器的俯仰角θ0和横滚角γ0，公式为：θ0=arctan(ay/(ax)2+(az)2)---(7)]]>γ0＝arctan(-ax/az)(8)由磁阻电子罗盘确定初始时刻飞行器的航向角ψ0：ψ0＝ψc(9)通过式(7)、式(8)、式(9)得到飞行器初始静止状态下的初始姿态角：俯仰角θ0、横滚角γ0、航向角ψ0。飞行器的航向角ψ＝ψc，ψc为预先输入磁阻电子罗盘的飞行器航向角。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，对动态数据与之前获得的飞行器初始姿态角，采用捷联惯性导航算法对结果进行连续积分处理，并转换到导航坐标系中，先计算出飞行器的姿态角信息：俯仰角θ、航向角ψ和横滚角γ；再计算出飞行器的速度信息：横向速度vx、前向速度vy和纵向速度vz；最后计算出飞行器的位置信息横向位移x、前向位移y和纵向位移z。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，飞行器的姿态角信息计算：飞行器坐标系b至导航坐标系n的姿态矩阵T为：T=(Cnb)T=cosγcosψ+sinγsinψsinθsinψcosθsinγcosψ-cosγsinψsinθ-cosγsinψ+sinγcosψsinθcosψcosθ-sinγsinψ-cosγcosψsinθ-sinγcosθsinθcosγcosθ---(10)]]>姿态矩阵T与四元数q＝[q0q1q2q3]T的关系如下：T=q02+q12-q22-q322(q1q2-q0q3)2(q1q3+q0q2)2(q1q2+q0q3)q02-q12+q22-q322(q2q3-q0q1)2(q1q3-q0q2)2(q2q3+q0q1)q02-q12-q22+q32---(11)]]>由初始姿态角通过公式(10)得到初始状态矩阵T0，为飞行器的姿态更新提供了初值。根据式(11)，由初始状态矩阵T0即可求出四元数q＝[q0q1q2q3]T的初始值q0；q·0q·1q·2q·3=120-ωnbxb-ωnbyb-ωnbzbωnbxb0ωnbzb-ωnbybωnbyb-ωnbzb0ωnbxbωnbzbωnbyb-ωnbxb0q0q1q2q3---(16)]]>此外，q=q~q02+q12+q22+q32---(17)]]>用经过误差补偿的三轴微惯性陀螺仪测量的角速度对式(16)进行四阶龙格—库塔法计算，并依据式(17)做归一化处理，即可实现四元数的实时更新；经过式(16)式和(17)实时计算出四元数后，由式(11)完成姿态矩阵的更新，并可根据式(10)和式(11)的转换关系即可反算获得飞行器的姿态角信息：俯仰角θ、航向角ψ、横滚角γ；飞行器的速度信息计算：经过补偿的三轴微惯性加速度计测量的加速度信息ax、ay、az，通过姿态矩阵T与发射坐标系的关系转化到导航坐标系，通过一次积分进行导航坐标系内飞行器的速度更新。v·xnv·ynv·zn=Cbnaxayaz+00-g---(18)]]>式中，g为地球重力加速度；结合前面计算出的飞行器的姿态角信息，对式(18)进行二阶龙格-库塔法计算，得到飞行器的速度信息：飞行器的位置信息计算：x·=vxy·=vyz·=vz---(19)]]>对式(19)再进行一次积分计算，即得到飞行器的位置信息：x、y、z...

【专利技术属性】
技术研发人员：卞伟伟，邱旭阳，杨静伟，李佳辉，
申请(专利权)人：北京机械设备研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11