一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法技术

本发明专利技术公开了一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法，该方法为：根据炮弹飞行过程中受到的各种扰动，构建初始弹道模型得到炮弹的飞行轨迹，通过弹道解算得到弹丸的瞬时姿态、速度以及位置信息；根据惯导数据进行惯导解算，得到弹丸瞬时姿态、速度以及位置信息；将得到的瞬时姿态、速度以及位置信息作差，得到弹丸的加速度误差、速度误差、位置误差和姿态角误差；在卫星信号失常时，根据所得误差构建卡尔曼滤波误差方程，对导航状态量进行修正，实现状态最优估计；每隔设定时间段，以当前修正后的状态量作为初始量重新构建弹道模型，重复导航修正过程。本发明专利技术在卫星信号不同状况下都可以较好的约束导航误差，得到精确的导航定位数据。位数据。位数据。

【技术实现步骤摘要】
一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法


[0001]本专利技术涉及弹道构建与组合导航
，特别是一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法。

技术介绍

[0002]制导炮弹是一种攻击距离远、杀伤力强、杀伤范围广的武器，具有重大战略意义，对导航系统的稳定性和精确性均提出了较高的要求。如今运用较为广泛，技术较为成熟的组合导航模式为惯导/卫星组合导航，具有较好的导航定位效果。
[0003]惯导/卫星组合导航系统是通过卡尔曼滤波器进行数据融合的，而滤波器能正确输出的前提是收到卫星数据和惯导数据。捷联惯性导航系统(SINS, Strapdown Inertial Navigation System)所需的成本较低，同时可以独立工作并且能得到较为详细的导航信息。然而通过惯导解算得到的定位数据存在累积误差，会随时间发散，不利于长期工作状态。
[0004]全球导航卫星系统(GNSS, Global Navigation Satellite System)就恰好弥补了惯导系统的缺点，不仅误差不会随时间发散，而且数据的精度也相对较高。目前我国的北斗导航卫星系统(BDS, BeiDou Navigation Satellite System)已经实现全球组网，能提供一定精度的定位数据。不过在炮弹发射这种高动态环境下，卫星信号极易受到干扰或者可能长时间处于失锁状态，此时组合导航系统就无法正常工作了。
[0005]针对炮弹飞行过程中卫星信号失锁的情况，电子科技大学的赵雪峰硕士分别设计了BP神经网络以及Elman神经网络模型，预测出惯导系统的输出误差，利用该预测值对惯导系统进行修正，得到了卫星信号缺失下的定位数据。加拿大皇家军事学院的Lorinda Semeniuk和Aboelmagd Noureldin构建了径向基函数(RBF, Radial Basis Function)神经网络对惯导的误差进行预测并设计了输入延迟动态神经网络来对惯导的输出误差进行训练，提高了位置预测精度。但上述神经网络方法需要离线进行大量训练与预测，实时性较差。南京理工大学的徐兵博士提出了采用弹丸期望弹道辅助的矢量频率跟踪算法，可以抑制卫星信号的短时中断，但其期望弹道为软件预先生成，未考虑到实际情况所导致的弹道偏移对组合导航的影响，导致算法精度低、可靠性差。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于提供一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法，保证在卫星信号缺失的情况下仍能实现较高的组合导航精度。
[0007]实现本专利技术目的的技术解决方案为：一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法，包括以下步骤：步骤1、根据炮弹飞行过程中受到的各种扰动，构建初始弹道模型得到炮弹的飞行轨迹，通过弹道解算得到弹丸的瞬时姿态、速度以及位置信息；步骤2、根据惯导数据进行惯导解算，得到弹丸瞬时姿态、速度以及位置信息；
步骤3、将步骤1、步骤2得到的瞬时姿态、速度以及位置信息作差，得到弹丸的加速度误差、速度误差、位置误差和姿态角误差；步骤4、在卫星信号失常时，根据加速度误差、速度误差、位置误差和姿态角误差，构建卡尔曼滤波误差方程，对导航状态量进行修正，实现状态最优估计；步骤5、每隔设定时间段，则以当前修正后的状态量作为初始量重新构建弹道模型，重复步骤1~步骤4的导航修正过程。
[0008]本专利技术与现有技术相比，其显著优点为：（1）利用构建的弹道模型，在不增加硬件的基础上即可获得更多的导航数据观测值；（2）采用弹道模型进行辅助，在卫星信号失锁的情况下依然可以获得较高的导航精度；（3）每隔一段时间以当前修正后的状态量作为初始量，重新构建弹道，可以保证弹道数据的高可靠性。
附图说明
[0009]图1为本专利技术基于SINS/BDS/弹道的组合导航系统结构图。
[0010]图2为模拟卫星信号失锁情况下本方法与传统方法北向位置误差仿真曲线图。
[0011]图3为模拟卫星信号失锁情况下本方法与传统方法东向位置误差仿真曲线图。
[0012]图4为模拟卫星信号失锁情况下本方法与传统方法天向位置误差仿真曲线图。
[0013]图5为模拟卫星信号失锁情况下本方法与传统方法俯仰角误差仿真曲线图。
[0014]图6为模拟卫星信号失锁情况下本方法与传统方法横滚角误差仿真曲线图。
[0015]图7为模拟卫星信号失锁情况下本方法与传统方法航向角误差仿真曲线图。
[0016]图8为模拟卫星信号失锁情况下本方法与传统方法北方向速度误差仿真曲线图。
[0017]图9为模拟卫星信号失锁情况下本方法与传统方法东方向速度误差仿真曲线图。
[0018]图10为模拟卫星信号失锁情况下本方法与传统方法天方向速度误差仿真曲线图。
具体实施方式
[0019]在炮弹发射这种高动态环境下，卫星信号极易受到干扰或者可能长时间处于失锁状态，将导致组合导航系统的精度大大降低。本专利技术基于弹道重构技术，在卫星信号缺失情况下的采用弹道模型辅助进行组合导航，使得系统在卫星信号缺失时仍能得到相对精确的定位数据。
[0020]结合图1，本专利技术提出一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法，包括以下步骤：步骤1、根据炮弹飞行过程中受到的各种扰动，构建初始弹道模型得到炮弹的飞行轨迹，通过弹道解算得到弹丸的瞬时姿态、速度以及位置信息；步骤2、根据惯导数据进行惯导解算，得到弹丸瞬时姿态、速度以及位置信息；步骤3、将步骤1、步骤2得到的瞬时姿态、速度以及位置信息作差，得到弹丸的加速度误差、速度误差、位置误差和姿态角误差；步骤4、在卫星信号失常时，根据加速度误差、速度误差、位置误差和姿态角误差，构建卡尔曼滤波误差方程，对导航状态量进行修正，实现状态最优估计；步骤5、每隔设定时间段，则以当前修正后的状态量作为初始量重新构建弹道模型，重复步骤1~步骤4的导航修正过程。
[0021]作为一种具体实施方式，步骤1所述根据炮弹飞行过程中受到的各种扰动，构建初始弹道模型得到炮弹的飞行轨迹，通过弹道解算得到弹丸的瞬时姿态、速度以及位置信息，具体如下：采用改进的弹道方程组来建立外弹道模型，首先定义地面坐标系O
‑
xyz、弹体坐标系O
‑
x1y1z1以及弹道坐标系O
‑
x2y2z2；针对选取的炮弹弹丸，设该炮弹弹丸的质量为m，发射时的飞行速度为，弹丸相对于质心的动量矩为H；综合考虑大气密度模型和气动力模型，空气密度随飞行过程中高度的改变而变化，同时气动系数随着飞行过程中速度的改变而变化，据此建立外弹道六自由度模型方程组；质心运动方程在弹道坐标系O
‑
x2y2z2中三个轴上的分量如式(1)弹丸质心动力学方程组所示：
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(1)其中，为弹丸的加速度矢量，为弹丸的速度矢量，v为弹丸速度标量，θ2为弹道倾角，θ
a
为弹道偏角；F
x2
，F
y2
，F
z2
为炮弹弹本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于弹道模型约束的弹载组合导航方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、根据炮弹飞行过程中受到的各种扰动，构建初始弹道模型得到炮弹的飞行轨迹，通过弹道解算得到弹丸的瞬时姿态、速度以及位置信息；步骤2、根据惯导数据进行惯导解算，得到弹丸瞬时姿态、速度以及位置信息；步骤3、将步骤1、步骤2得到的瞬时姿态、速度以及位置信息作差，得到弹丸的加速度误差、速度误差、位置误差和姿态角误差；步骤4、在卫星信号失常时，根据加速度误差、速度误差、位置误差和姿态角误差，构建卡尔曼滤波误差方程，对导航状态量进行修正，实现状态最优估计；步骤5、每隔设定时间段，则以当前修正后的状态量作为初始量重新构建弹道模型，重复步骤1~步骤4的导航修正过程。2.根据权利要求1所述的基于弹道模型约束的弹载组合导航方法，其特征在于，步骤1所述根据炮弹飞行过程中受到的各种扰动，构建初始弹道模型得到炮弹的飞行轨迹，通过弹道解算得到弹丸的瞬时姿态、速度以及位置信息，具体如下：采用改进的弹道方程组来建立外弹道模型，首先定义地面坐标系O
‑
xyz、弹体坐标系O
‑
x1y1z1以及弹道坐标系O
‑
x2y2z2；针对选取的炮弹弹丸，设该炮弹弹丸的质量为m，发射时的飞行速度为，弹丸相对于质心的动量矩为H；综合考虑大气密度模型和气动力模型，空气密度随飞行过程中高度的改变而变化，同时气动系数随着飞行过程中速度的改变而变化，据此建立外弹道六自由度模型方程组；质心运动方程在弹道坐标系O
‑
x2y2z2中三个轴上的分量如式(1)弹丸质心动力学方程组所示：(1)其中，为弹丸的加速度矢量，为弹丸的速度矢量，v为弹丸速度标量，θ2为弹道倾角，θ
a
为弹道偏角；F
x2
，F
y2
，F
z2
为炮弹弹丸合外力分别在弹道坐标系O
‑
x2y2z2三个坐标轴上的分量，忽略地球自转影响，具体表示如式(2)所示：
(2)式中，θ2为弹道倾角，γ
v
为速度倾斜角；X、Y、Z分别为气动阻力、马格努斯力和升力，如式(3)所示：
ꢀꢀ
(3)其中，ρ为空气密度，v为弹丸速度，s为弹丸面积，c
x
，c
y
，c
z
分别为气动阻力系数、马格努斯力系数和升力系数；在风速影响时，弹丸的速度有所变化，为弹丸的相对速度，W
x2
，W
y2
，W
z2
分别为大气风速在弹道坐标系三个轴上的分量；绕质心运动的动力学方程组如下：
ꢀꢀꢀ
(4)式中，J
x1
，J
y1
，J
z1
分别为弹丸转动惯量在弹体坐标系O
‑
x1y1z1中三个坐标轴上的分量，ω
x1
，ω
y1
，ω
z1
分别为弹体坐标系下的弹丸滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度，M
x1
，M
y1
，M
z1
分别为弹体坐标系下的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩；弹丸所受滚转力矩M
x1
、俯仰力矩M
y1
和偏航力矩M
z1
分别如式(5)所示：
ꢀꢀꢀ
(5)其中，ρ为空气密度，v为弹丸速度，s为弹丸面积，l为弹丸长度；在地面坐标系O
‑
xyz中，弹丸的运动学方程如式(6)所示：(6)其中，x、y、z分别为弹丸在地面坐标系中的位置在三个轴向上的分量，t为时间；弹丸绕质心运动能够分解为绕三个坐标轴的旋转运动，在地面坐标系O
‑
xyz下，弹丸绕质心转动的运动学方程如式(7)所示：
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(7)式中，θ、γ、Ψ分别表示弹丸的俯仰角、横滚角、偏航角；ω
x
、ω
y
、ω
z
为弹丸转动角速度在地面坐标系三个坐标轴上的分量；上述方程组成了炮弹外弹道的数学模型，运用龙格库塔法求解一阶微分方程，得到弹丸的瞬时姿态、速度以及位置信息，并提供给惯性导航系统进行误差修正。3.根据权利要求2所述的基于弹道模型约束的弹载组合导航方法，其特征在于，地面坐标系O
‑
xyz、弹体坐标系O
‑
x1y1z1以及弹道坐标系O
‑
x2y2z2，具体定义如下：（a）地面坐标系O
‑
xyz：地面坐标系与地球表面固连，是惯性系，以炮弹发射点作为坐标系原点O，坐标轴Ox、Oy、Oz分别指向东、北、天；（b）弹体坐标系O
‑
x1y1z1：弹体坐标系原点O为炮弹质心，Ox1轴与弹体纵向中心轴一致，
以弹体前部为正；Oy1轴垂直于Ox1轴所在的弹丸纵剖面，Oz1轴垂直于O

【专利技术属性】
技术研发人员：朱建良，许越，薄煜明，吴盘龙，赵高鹏，王超尘，邹卫军，王军，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：