專利名稱：一種飛行器的初始姿態(tài)角的確定方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種姿態(tài)角確定方法。
背景技術(shù)：
小型高動態(tài)飛行器(以下簡稱飛行器)在空中加電后，需導(dǎo)航系統(tǒng)自主辨識出初始姿態(tài)信息，完成空中定姿，才能進(jìn)行后續(xù)導(dǎo)航計算。但由于存在著高過載、小體積的特點，故飛行器的空中定姿只能采用MEMS器件來完成。但是MEMS慣性器件存在漂移大、精度低等缺點。
目前國內(nèi)文章采用地磁方法進(jìn)行空中姿態(tài)辨識。如中北大學(xué)的曹紅松等人提出了地磁傳感芯片和硅微陀螺構(gòu)建低成本姿態(tài)探測系統(tǒng)，在仿真條件下可以得到較高精度的姿態(tài)信息(見《彈箭與制導(dǎo)學(xué)報》2006年第三期的《地磁陀螺組合彈藥姿態(tài)技術(shù)研究》)。但該方法需要二軸地磁/[目息和兩個先驗姿態(tài)/[目息才能完成第二姿態(tài)角計算，計算復(fù)雜。且測量精度受制于多個傳感器精度的影響，另外該方法地磁利用三軸地磁信息，定姿的精度受到傳感器本身因素的影響，使用條件高。利用GPS測量姿態(tài)，利用GPS載波相位進(jìn)行空中定姿，由于該方法需要兩個以上的天線才能定姿，而且基線長度要有一定的距離，故該方法一般適用于空間較大的飛行器進(jìn)行空間定姿，對于小型飛行器不適用(見2008年南京航空航天大學(xué)的李雪濤的博士論文《雙天線GPS/SINS組合導(dǎo)航系統(tǒng)研究》)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對小型飛行器空中自對準(zhǔn)的要求提供一種成本低、方法簡單、精度高的初始姿態(tài)角的確定方法，能夠?qū)崿F(xiàn)小型飛行器的空中姿態(tài)測量。本發(fā)明包括如下技術(shù)方案一種飛行器的初始姿態(tài)角的確定方法，包括如下步驟根據(jù)GPS接收機獲得的速度信息計算俯仰姿態(tài)角^和偏航姿態(tài)角根據(jù)雙軸地磁傳感器輸出的信號獲得地磁信息MyI和MzI ;根據(jù)如下公式計算滾動姿態(tài)角Y ；
γ--α tan 2{Mz\, MyY) + a tan 2( η{ψ + a), cos ￠9 tan β-Β\ηφ cos{ψ + a)),其中，a、β為飛行器當(dāng)前位置的磁偏角和磁傾角。所述GPS接收機獲得的速度信息包括北向、天向、東向速度vN、Vu, vE,俯仰姿態(tài)角爐和偏航姿態(tài)角Ψ的計算公式如下φ = tan'1 (Vc7 / ^v1e + vj,) 、Ψ = Ao—tarT1 (vE/vN)其中Atl為導(dǎo)航坐標(biāo)系方位角。對雙軸地磁傳感器輸出的信號進(jìn)行零位補償和比例系數(shù)補償獲得地磁信息Myl和 Mzl。
本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點I)為降低成本，飛行器的姿態(tài)測量多采用MEMS慣組，其中MEMS慣組零偏大，且受發(fā)射過載沖擊影響大；而本發(fā)明的方法僅需GPS接收機和雙軸地磁傳感器實現(xiàn)，該器件受小型飛行器發(fā)射過載影響小；規(guī)避了對慣組的依賴，適應(yīng)性強；2)傳統(tǒng)的空中對準(zhǔn)方法依賴的條件較多，比如傳統(tǒng)的基于Kalman濾波的空中對準(zhǔn)方法需要飛行器進(jìn)行長時間的橫向機動，利用INS積分的速度位置信息與GPS接收機定位速度位置信息進(jìn)行最優(yōu)估計，獲取彈體姿態(tài)信息。而本發(fā)明的方法不依賴任何其他先驗彈道信息，也無需飛行器進(jìn)行橫向機動，只需提供雙軸地磁信息、GPS信息、三個地磁參數(shù)就可以獲得三個姿態(tài)信息，從而完成空中對準(zhǔn)。本方法不但簡單，而且實時性高，也不存在算法收斂問題，易于工程實現(xiàn)。3)本發(fā)明基于雙軸地磁傳感器和GPS進(jìn)行空中定姿的方法，該方法無需慣性器件就能進(jìn)行空中定姿的方法，這樣可以大大降低成本，而且也能提高精度。該方法采用飛行器截面雙軸上地磁信息相除運算就獲得滾轉(zhuǎn)角，該方法簡單，而且有效地減少多種磁干擾。


圖I為本發(fā)明的姿態(tài)角確定方法的流程圖。
具體實施例方式下面就結(jié)合附圖對本發(fā)明做進(jìn)一步介紹。由于小型飛行器在空中加電后，無法獲取彈體初始姿態(tài)信息，需要通過控制系統(tǒng)進(jìn)行空中定姿，由于GPS可以獲得北東天坐標(biāo)系下的三方向速度Vn、Vu、Ve。隨著器件水平的提高，GPS接收機解算速度及數(shù)據(jù)刷新率也不斷提高，目前GPS接收機數(shù)據(jù)刷新頻率能夠達(dá)到10 IOOHz，一般來說GPS接收機定位速度偏差很小，約在O. 2m/s以內(nèi)，本發(fā)明利用GPS接收機定位相對速度比較準(zhǔn)確的特點，來獲得初始俯仰姿態(tài)角、偏航姿態(tài)角信息。而初始滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角信息必然會疊加在雙軸地磁信息上，故通過地磁信息、GPS獲得初始姿態(tài)信息、地磁場基本參數(shù)即可得到初始滾轉(zhuǎn)角信息。如圖I所示，本發(fā)明的具體實現(xiàn)步驟如下I)根據(jù)GPS接收機獲得的速度信息計算俯仰姿態(tài)角^和偏航姿態(tài)角Ψ選用的GPS接收機為單天線的普通接收機，通過GPS定位的北向、天向、東向速度Vn> Vu^ Ve計算得到俯仰姿態(tài)角和偏航姿態(tài)角，其中
φ - tan-1 (V6, / ψτΕ +ν^,) φ e [-π !2,π 12]ψ = Ao—tarT1 (νΕ/νΝ) tarf1 (νΕ/νΝ) E [O, 2 π ], Ψ E [- ji , Ji ]其中Atl為導(dǎo)航坐標(biāo)系方位角，其計算方法屬于公知技術(shù)。 2)通過雙軸地磁傳感器獲得地磁信息Myl和Mz I雙軸地磁傳感器使用的是微機械磁阻傳感器，可以直接輸出地磁信號，設(shè)地磁傳感器敏感的信息為Byl，Bzl，可以對Byl，Bzl進(jìn)行地磁信息零位補償和比例系數(shù)補償；補償方法如下零位補償iByi ~ Byl - (Byl max+ Byl min) / 2( Λ Λ<—一( I ；
[Bzl = Bzl 一 (Bzl _ max+ Bzl — min) / 2ByUBzl為飛行器體系坐標(biāo)系下yl，ζ 軸向的地磁信息，該坐標(biāo)系定義如下原點位于飛行器質(zhì)心，Xl軸與飛行器縱軸重合，指向頭部為正；yl軸位于飛行器縱向?qū)ΨQ面內(nèi)與Xl軸垂直，向上為正，zl軸垂直于Xl和yl軸，按照右手坐標(biāo)系法則確定。Byl_max,Byl_min為飛行器自身旋轉(zhuǎn)一周內(nèi)，y向輸出的最大和最小磁信號。同理z向也如此。比例系數(shù)補償
IMyX = 2 X By/(By\_ max- Byl _ min)( 2 )Myl和Mzl分別為經(jīng)過補償后的飛行器體系坐標(biāo)系下的y、z軸的地磁分量。經(jīng)過上述補償后地磁信息可以去除大部分的磁干擾，得到一定精度的磁信息。3)計算滾動姿態(tài)角Y彈體系地磁信息與導(dǎo)航系的地磁信息的關(guān)系如下
Mx\BxB cos βMyl =S* By =S* Bsinβ( 3)
Adzlj Lj5zJ L 0 -其中S為彈體與導(dǎo)航系的姿態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，
<χ&φ<χφμ+α) ηφ-cosα)
S= sin(^+fl)sin/-sin^c0s(^+a)cx)s/cos ^cosfcos(^+ a) sin sin φ<χβ(ψ+a) cosy
sin(^+(3)cx)s^+sin^)cos(^+fi!)sm^-cos^sin^cos(^+a)cos7-sin( cos(^+a)sinx由上式可知
My\ - (- sin φ cos(^ + a) cos γ + sin(^ + a) sin γ)Β cos β+ B sin β cos φ cos γ( ^ )其中B為飛行器當(dāng)前位置的地磁總量，a、β為飛行器當(dāng)前位置的磁偏角和磁傾角。根據(jù)公式(4)可以確定出滾動姿態(tài)角的計算公式
γ --a tan 2{Mz\, My\) + a tan 2(sin(^ + a), cos 爐 tan — sin φ cos(^ + a))( 5 )其中通過步驟I)獲得。a、β可以通過查閱地磁場模型庫獲得。飛行器的當(dāng)前位置通過GPS接收機獲得。MzI，Myl通過步驟2)得到。本發(fā)明未詳細(xì)說明部分屬本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識。
權(quán)利要求
1.一種飛行器的初始姿態(tài)角的確定方法，其特征在于，包括如下步驟 根據(jù)GPS接收機獲得的速度信息計算俯仰姿態(tài)角P和偏航姿態(tài)角Ψ ； 根據(jù)雙軸地磁傳感器輸出的信號獲得地磁信息Myl和Mzl ; 根據(jù)如下公式計算滾動姿態(tài)角Y ；
2.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于所述GPS接收機獲得的速度信息包括北向、天向、東向速度VN、Vu> Ve, 俯仰姿態(tài)角P和偏航姿態(tài)角Ψ的計算公式如下
3.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于對雙軸地磁傳感器輸出的信號進(jìn)行零位補償和比例系數(shù)補償獲得地磁信息Myl和Mzl。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛行器的初始姿態(tài)角的確定方法，根據(jù)GPS接收機獲得的速度信息計算俯仰姿態(tài)角和偏航姿態(tài)角ψ；通過雙軸地磁傳感器獲得地磁信息My1和Mz1；根據(jù)如下公式計算滾動姿態(tài)角γ；其中，a、β為飛行器當(dāng)前位置的磁偏角和磁傾角。本發(fā)明的方法成本低、方法簡單、精度高。能夠?qū)崿F(xiàn)小型飛行器的空中姿態(tài)測量。
文檔編號G01C21/08GK102901977SQ201210413789
公開日2013年1月30日 申請日期2012年10月24日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月24日
發(fā)明者施國興, 鞏慶海, 呂新廣, 孫友 申請人:北京航天自動控制研究所, 中國運載火箭技術(shù)研究院