一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法技术

本发明专利技术公开了一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法，属于制导炮弹姿态辨识领域，采用发射坐标系的初始对准算法求解滚转角，避免了坐标转换及对准误差的传递特性，可以满足制导炮弹空中对准的要求，同时又满足制导、控制系统的要求。发射坐标系速度微分方程中包含了滚转角信息，通过卫星接收机和加速度计测量数据，可以从发射坐标系速度微分方程进行滚转角辨识。行滚转角辨识。行滚转角辨识。

【技术实现步骤摘要】
一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法


[0001]本专利技术属于制导炮弹空中对准领域，具体涉及一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法。

技术介绍

[0002]制导炮弹从火炮、电磁炮等平台发射过程中，承受高过载、高转速等恶劣条件。制导炮弹发射时通常采用弹体高速旋转方案，进入有控段后再控制弹体消旋稳定或低速旋转，惯性导航系统要在发射后在空中重新进行对准。在空中对准时，位置、速度和俯仰角、偏航角等初值可以直接从装定的弹道数据或卫星接收机测量数据中获得。然而，由于发射过程中弹体旋转具有随机性，无法获得滚转角初始值。因此，研究制导炮弹在空中进行对准时，进行弹体初始滚转角辨识是该领域的技术难点。
[0003]传统的滚转角辨识方法是当地水平坐标系下进行的，一些制导炮弹利用弹体绕质心转动的运动学方程求解滚转角，一些制导炮弹利用当地水平坐标系下的速度微分方程求解滚转角。但是，制导炮弹的制导、控制系统需要发射坐标系的导航数据来进行飞行，采用当地水平坐标系的初始对准算法求解滚转角，会面临当地水平坐标系的姿态定义与发射坐标系不同的问题，需要考虑坐标转换及对准误差的传递特性。为了满足制导炮弹空中对准的要求，同时又满足制导控制系统的要求，本专利技术提出的一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法，是从发射坐标系速度微分方程来进行滚转角辨识。发射坐标系速度微分方程中包含了滚转角信息，通过卫星接收机和加速度计测量数据，可以从发射坐标系速度微分方程进行滚转角辨识。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的上述不足，本专利技术提供了一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法。
[0005]为了达到上述专利技术目的，本专利技术采用的技术方案为：一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法，包括如下步骤：S1、制导炮弹升空后，弹体消旋并保持滚转角稳定状态，等待卫星接收机定位稳定后，获取制导炮弹在地心地固坐标系下速度矢量；S2、利用制导炮弹在发射点的初始装订信息，计算地心地固坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵，利用方向余弦矩阵地心地固坐标系下速度矢量计算制导炮弹在发射坐标系下的速度矢量，根据速度矢量计算俯仰角和偏航角，并计算发射坐标系下的速度矢量的速度微分；S3、根据地球重力模型计算发射坐标系下的重力加速度，并利用制导炮弹在发
射点的初始装订信息，计算地球自转角速度在发射坐标系下的投影及其对应的反对称矩阵，并计算得到三维矢量；S4、利用三维矢量、俯仰角、偏航角和加速度计测量值，求解发射坐标系下的速度微分方程，得到三个滚转角值，并根据加速度计测量值的三轴分量大小，选择其中两个值求均值得到滚转角，完成制导炮弹姿态辨识。
[0006]进一步的，所述S2中制导炮弹在发射点的初始装订信息包括制导炮弹的初始经度、地理纬度、航向和地心地固坐标系相对于地心惯性坐标系的地球自转角速度矢量。
[0007]进一步的，所述S2中方向余弦矩阵表示为：表示为：其中，表示绕地心地固坐标系x轴旋转的方向余弦矩阵，表示绕地心地固坐标系y轴旋转的方向余弦矩阵，表示绕地心地固坐标系z轴旋转 的方向余弦矩阵。
[0008]进一步的，所述S2中发射坐标系下速度矢量表示为：所述S2中速度矢量的速度微分表示为：其中，、分别是卫星接收机在、时刻收到的发射坐标系下速度矢量，为、时刻之间的时间间隔。
[0009]进一步的，所述S2中俯仰角和偏航角的计算方式为：其中，分别为发射坐标系速度矢量在其坐标系下的三轴分量，是弹道倾角，是弹道偏角。
[0010]进一步的，所述S3中地球自转角速度在发射坐标系下的投影表示为：
所述S3中反对称矩阵表示为：；其中，为地理纬度、为航向和为地心地固坐标系相对于地心惯性坐标系的地球自转角速度矢量。
[0011]进一步的，所述S4中求解发射坐标系下的速度微分方程得到多个滚转角值的计算方式为：若以发射坐标系在x轴和y轴分量为依据：若以发射坐标系在y轴和z轴分量为依据：若以发射坐标系在x轴和z轴分量为依据其中，其中，、为简化计算的符号，为已知三维矢量在发射坐标系下的三轴分量，为加速度计测量值在弹体坐标系下的三轴分量。
[0012]本专利技术具有以下有益效果：
采用发射坐标系的初始对准算法求解滚转角，避免了坐标转换及对准误差的传递特性，可以满足制导炮弹空中对准的要求，同时又满足制导、控制系统的要求。
附图说明
[0013]图1为本专利技术基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法流程示意图。
[0014]图2为本专利技术实施例发射坐标系示意图。
具体实施方式
[0015]下面对本专利技术的具体实施方式进行描述，以便于本
的技术人员理解本专利技术，但应该清楚，本专利技术不限于具体实施方式的范围，对本
的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本专利技术的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本专利技术构思的专利技术创造均在保护之列。
[0016]为了方便描述，本实施例中使用到以下坐标系及坐标系转换1）地心惯性坐标系（i系）地心惯性坐标系（Earth
‑
Centered
‑
Inertial frame），坐标系原点为地球质心，轴沿地球自转轴指向协议地极，轴在赤道平面上并指向春分点，轴满足右手定则。
[0017]2）地心地固坐标系（e系）地心地固坐标系（Earth
‑
Centered Earth
‑
Fixed frame），坐标系原点为地球中心，轴在赤道平面内并且指向本初子午线，轴为地球自转轴并且指向北极，轴在赤道平面内并且与轴、轴构成右手直角坐标系。
[0018]3）发射坐标系（g系）发射坐标系（Launch
‑
Centered Earth
‑
Fixed frame），坐标系原点为发射点，轴在发射点水平面内并且指向发射瞄准方向，轴垂直于发射点水平面并且指向上方，轴与轴、轴构成右手直角坐标系，发射坐标系与地球固连。发射点的地理纬度、经度、高度和发射方位角确定了发射坐标系与地球之间的关系，如图2所示。
[0019]4）发射惯性坐标系（a系）发射惯性坐标系（Launch
‑
Centered Inertial Frame），在发射瞬间与发射坐标系相重合，之后发射惯性系保持在惯性空间不变，不随地球一起旋转。发射惯性系在发射时刻适用发射坐标系定义，其原点相对地心惯性系保持不动。
[0020]5）弹体坐标系（b系）弹体坐标系（Body frame），坐标系原点为弹体质心，轴沿弹体纵轴指向弹体正前，轴在弹体主对称轴平面内指向弹体上方，轴与轴、轴构成右手直角坐标系指向弹体右方。
[0021]6）发射坐标系与地心地固坐标系之间的转换关系地心地固坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵为，地心地固坐标系旋转到发射坐标系，由三次旋转获得，涉及飞行器初始经度、地理纬度和航向，得转换矩阵如下： （1）7）发射坐标系与弹体坐标系之间的转换关系制导本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，包括如下步骤：S1、制导炮弹升空后，弹体消旋并保持滚转角稳定状态，等待卫星接收机定位稳定后，获取制导炮弹在地心地固坐标系下速度矢量；S2、利用制导炮弹在发射点的初始装订信息，计算地心地固坐标系到发射坐标系的方向余弦矩阵，利用方向余弦矩阵地心地固坐标系下速度矢量计算制导炮弹在发射坐标系下的速度矢量，根据速度矢量计算俯仰角和偏航角，并计算发射坐标系下的速度矢量的速度微分；S3、根据地球重力模型计算发射坐标系下的重力加速度，并利用制导炮弹在发射点的初始装订信息，计算地球自转角速度在发射坐标系下的投影及其对应的反对称矩阵，并计算得到三维矢量；S4、利用三维矢量、俯仰角、偏航角和加速度计测量值，求解发射坐标系下的速度微分方程，得到三个滚转角值，并根据加速度计测量值的三轴分量大小，选择其中两个值求均值得到滚转角，完成制导炮弹姿态辨识。2.根据权利要求1所述的基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S2中制导炮弹在发射点的初始装订信息包括制导炮弹的初始经度、地理纬度、航向和地心地固坐标系相对于地心惯性坐标系的地球自转角速度矢量。3.根据权利要求2所述的基于发射坐标系的制导炮弹空中姿态辨识方法，其特征在于，所述S2中方向余弦矩阵表示为：表示为：其中，表示绕地心地固坐标系x轴旋转的方向余弦矩阵，表示绕地心...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈凯，房琰，梁文超，曾诚之，杨睿华，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：