本發(fā)明涉及電學(xué)
技術(shù)領(lǐng)域：
，尤其涉及一種飛行器發(fā)射后效期時(shí)間與距離測(cè)量的方法及系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
：由于飛行器發(fā)射后效期屬于高溫、高壓、高速的三元非定常流，其氣流運(yùn)動(dòng)現(xiàn)象非常復(fù)雜，且時(shí)間非常短暫，只有幾毫秒，故不論是在理論研究還是在實(shí)驗(yàn)測(cè)量方面的驗(yàn)證都有很大的困難。迄今為止，對(duì)于飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度與作用距離這2個(gè)重要參數(shù)還沒有成熟、方便、實(shí)用的測(cè)量方法。如常用的陰影照相法雖然可以觀察后效期的一些物理現(xiàn)象，但只能得到離散的幾張圖片，很難準(zhǔn)確拍到飛行器發(fā)射后效期的結(jié)束時(shí)刻，從而難于得到飛行器發(fā)射后效期的時(shí)間長(zhǎng)度與作用距離；而高速數(shù)字?jǐn)z像法則存在信息采集工作量大、圖像處理算法復(fù)雜、數(shù)據(jù)處理困難、硬件設(shè)備成本高及測(cè)量精度不高等問(wèn)題，因此，現(xiàn)有的后效期時(shí)間與距離測(cè)量方法由于各種原因的限制，無(wú)法滿足飛行器發(fā)射試驗(yàn)測(cè)量需求。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：鑒于上述的分析，本發(fā)明旨在提供一種飛行器發(fā)射后效期時(shí)間與距離測(cè)量的方法及系統(tǒng)，用以解決現(xiàn)有解決高速數(shù)字?jǐn)z像法存在的信息采集工作量大、圖像處理算法復(fù)雜、數(shù)據(jù)處理困難、硬件設(shè)備成本高及測(cè)量精度不高等問(wèn)題。本發(fā)明的目的主要是通過(guò)以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：本發(fā)明提供了一種飛行器發(fā)射后效期時(shí)間與距離測(cè)量方法，包括：通過(guò)微慣性傳感器和磁阻電子羅盤采集飛行器的測(cè)量數(shù)據(jù)并進(jìn)行處理；根據(jù)所述測(cè)量數(shù)據(jù)的變化情況，將其分解為靜態(tài)數(shù)據(jù)與動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)；對(duì)靜態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行飛行器姿態(tài)角的初始對(duì)準(zhǔn)計(jì)算；對(duì)動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)與獲得的飛行器初始姿態(tài)角，計(jì)算出飛行器姿態(tài)角信息，進(jìn)而計(jì)算出飛行器速度信息以及飛行器位置信息；計(jì)算飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻以及發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻對(duì)應(yīng)的飛行器位置信息，并據(jù)此得到飛行器發(fā)射后效期的作用距離；輸出飛行器發(fā)射后效期的作用距離以及之前采集到的飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度，并進(jìn)行顯示。進(jìn)一步地，所述微慣性傳感器具體包括：三軸微慣性傳感器和三軸微陀螺儀，則所述方法還包括：分別建立三軸微慣性加速度計(jì)的誤差模型、三軸微陀螺儀的誤差模型以及磁阻電子羅盤的誤差模型；根據(jù)上述誤差模型對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差補(bǔ)償。進(jìn)一步地，建立三軸微慣性加速度計(jì)的誤差模型為：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A為三軸微慣性加速度計(jì)輸出值；A0為三軸微慣性加速度計(jì)零偏；KA為三軸微慣性加速度計(jì)標(biāo)度系數(shù)；Fij(i,j＝x,y,z)為三軸微慣性加速度計(jì)i軸對(duì)j軸的正交誤差系數(shù)；a為飛行器運(yùn)動(dòng)輸入加速度；δ為三軸微慣性加速度計(jì)隨機(jī)誤差；建立三軸微陀螺儀的誤差模型為：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G為三軸微陀螺儀輸出值；G0為三軸微陀螺儀的零偏；KG為三軸微陀螺儀的標(biāo)度系數(shù)；ω為飛行器運(yùn)動(dòng)輸入角速度；ε為三軸微陀螺儀隨機(jī)誤差；Eij(i,j＝x,y,z)為三軸微陀螺儀i軸對(duì)j軸的安裝誤差系數(shù)；Dij(i,j＝x,y,z)為與加速度有關(guān)的一次項(xiàng)誤差系數(shù)；建立磁阻電子羅盤的誤差模型為：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)式中，ψ為磁阻電子羅盤的輸出值；ψc為預(yù)先輸入的飛行器航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5為磁阻電子羅盤的補(bǔ)償系數(shù)。進(jìn)一步地，對(duì)靜態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行飛行器姿態(tài)角的初始對(duì)準(zhǔn)計(jì)算的過(guò)程具體包括：由三軸微慣性加速度計(jì)輸出的加速度靜態(tài)信息確定初始時(shí)刻飛行器的俯仰角θ0和橫滾角γ0，公式為：θ0=arctan(ay/(ax)2+(az)2)---(7)]]>γ0＝arctan(-ax/az)(8)由磁阻電子羅盤確定初始時(shí)刻飛行器的航向角ψ0：ψ0＝ψc(9)通過(guò)式(7)、式(8)、式(9)得到飛行器初始靜止?fàn)顟B(tài)下的初始姿態(tài)角：俯仰角θ0、橫滾角γ0、航向角ψ0。進(jìn)一步地，對(duì)動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)與獲得的飛行器初始姿態(tài)角，采用捷聯(lián)慣性導(dǎo)航算法對(duì)結(jié)果進(jìn)行連續(xù)積分處理，并轉(zhuǎn)換到導(dǎo)航坐標(biāo)系中，先計(jì)算出飛行器的姿態(tài)角信息：俯仰角θ、航向角ψ和橫滾角γ；再計(jì)算出飛行器的速度信息：橫向速度vx、前向速度vy和縱向速度vz；最后計(jì)算出飛行器的位置信息橫向位移x、前向位移y和縱向位移z。進(jìn)一步地，所述飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度t＝t2-t1，t1為飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻，t2為發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻；根據(jù)如下公式計(jì)算所述飛行器發(fā)射后效期的作用距離：其中，x1、y1、z1為飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻對(duì)應(yīng)的飛行器位置；x2、y2、z2為發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻對(duì)應(yīng)的飛行器位置；L為飛行器發(fā)射后效期作用距離。本發(fā)明還提供了一種飛行器發(fā)射后效期時(shí)間與距離測(cè)量系統(tǒng)，包括：微慣性傳感器和磁阻電子羅盤、信息采集處理裝置、后效期解散處理器以及顯控裝置；微慣性傳感器與磁阻電子羅盤封裝于一體，并通過(guò)通信總線與信息采集處理裝置連接；信息采集處理裝置通過(guò)通信總線與后效期計(jì)算處理器連接；后效期計(jì)算處理器通過(guò)通信總線與顯控裝置連接；所述微慣性傳感器、磁阻電子羅盤，用于采集飛行器的測(cè)量數(shù)據(jù)并通過(guò)通信總線發(fā)送給所述信息采集處理裝置；所述信息采集處理裝置，用于將接收到的測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行信號(hào)轉(zhuǎn)換后發(fā)送給所述后效期解散處理器；所述后效期解散處理器，用于根據(jù)所述測(cè)量數(shù)據(jù)的變化情況，將其分解為靜態(tài)數(shù)據(jù)與動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)；對(duì)靜態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行飛行器姿態(tài)角的初始對(duì)準(zhǔn)計(jì)算；對(duì)動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)與獲得的飛行器初始姿態(tài)角，計(jì)算出飛行器姿態(tài)角信息，進(jìn)而計(jì)算出飛行器速度信息以及飛行器位置信息；計(jì)算飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻以及發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻對(duì)應(yīng)的飛行器位置信息，并據(jù)此得到飛行器發(fā)射后效期的作用距離；輸出飛行器發(fā)射后效期的作用距離以及之前采集到的飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度給所述顯控裝置進(jìn)行顯示。進(jìn)一步地，所述后效期解散處理器具體包括：誤差補(bǔ)償模塊，用于分別建立三軸微慣性加速度計(jì)的誤差模型、三軸微陀螺儀的誤差模型以及磁阻電子羅盤的誤差模型，并根據(jù)上述誤差模型對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差補(bǔ)償；靜動(dòng)態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)辨識(shí)模塊，用于根據(jù)所述測(cè)量數(shù)據(jù)的變化情況，將其分解為靜態(tài)數(shù)據(jù)與動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)；初始對(duì)準(zhǔn)模塊，用于對(duì)靜態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行飛行器姿態(tài)角的初始對(duì)準(zhǔn)計(jì)算，并將計(jì)算得到的初始姿態(tài)角發(fā)送給參數(shù)計(jì)算模塊；參數(shù)計(jì)算模塊，用于對(duì)動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)與獲得的飛行器初始姿態(tài)角，采用捷聯(lián)慣性導(dǎo)航算法對(duì)結(jié)果進(jìn)行連續(xù)積分處理，并轉(zhuǎn)換到導(dǎo)航坐標(biāo)系中，先計(jì)算出飛行器的姿態(tài)角信息，進(jìn)而計(jì)算出飛行器速度信息以及飛行器位置信息；時(shí)間距離計(jì)算模塊，用于計(jì)算飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻以及發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻對(duì)應(yīng)的飛行器位置信息，并據(jù)此得到飛行器發(fā)射后效期的作用距離，并將輸出飛行器發(fā)射后效期的作用距離以及之前采集到的飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度給所述顯控裝置進(jìn)一步地，所述誤差補(bǔ)償模塊建立三軸微慣性加速度計(jì)的誤差模型為：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A為三軸微慣性加速度計(jì)輸出值；A0為三軸微慣性加速度計(jì)零偏；KA為三軸微慣性加速度計(jì)標(biāo)度系數(shù)；Fij(i,j＝x,y,z)為三軸微慣性加速度計(jì)i軸對(duì)j軸的正交誤差系數(shù)；a為飛行器運(yùn)動(dòng)輸入加速度；δ為三軸微慣性加速度計(jì)隨機(jī)誤差；建立的三軸微陀螺儀的誤差模型為：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G為三軸微陀螺儀輸出值；G0為三軸微陀螺儀(10)的零偏；KG為三軸微陀螺儀(10)的標(biāo)度系數(shù)；ω為飛行器運(yùn)動(dòng)輸入角速度；ε為三軸微陀螺儀隨機(jī)誤差；Eij(i,j＝x,y,z)為三軸微陀螺儀i軸對(duì)j軸的安裝誤差系數(shù)；Dij(i,j＝x,y,z)為與加速度有關(guān)的一次項(xiàng)誤差系數(shù)。建立的磁阻電子羅盤的誤差模型為：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)式中，ψ為磁阻電子羅盤的輸出值；ψc為預(yù)先輸入的飛行器航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5為磁阻電子羅盤的補(bǔ)償系數(shù)。10、根據(jù)權(quán)利要求8所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述時(shí)間距離計(jì)算模塊具體用于，所述飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度t＝t2-t1，t1為飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻，t2為發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻；根據(jù)如下公式計(jì)算所述飛行器發(fā)射后效期的作用距離：其中，x1、y1、z1為飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻對(duì)應(yīng)的飛行器位置；x2、y2、z2為發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻對(duì)應(yīng)的飛行器位置；L為飛行器發(fā)射后效期作用距離。本發(fā)明有益效果如下：本發(fā)明解決高速數(shù)字?jǐn)z像法存在的信息采集工作量大、圖像處理算法復(fù)雜、數(shù)據(jù)處理困難、硬件設(shè)備成本高及測(cè)量精度不高等問(wèn)題。本發(fā)明的其他特征和優(yōu)點(diǎn)將在隨后的說(shuō)明書中闡述，并且，部分的從說(shuō)明書中變得顯而易見，或者通過(guò)實(shí)施本發(fā)明而了解。本發(fā)明的目的和其他優(yōu)點(diǎn)可通過(guò)在所寫的說(shuō)明書、權(quán)利要求書、以及附圖中所特別指出的結(jié)構(gòu)來(lái)實(shí)現(xiàn)和獲得。附圖說(shuō)明附圖僅用于示出具體實(shí)施例的目的，而并不認(rèn)為是對(duì)本發(fā)明的限制，在整個(gè)附圖中，相同的參考符號(hào)表示相同的部件。圖1為本發(fā)明實(shí)施例所述系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為本發(fā)明實(shí)施例所述方法的流程示意圖。具體實(shí)施方式下面結(jié)合附圖來(lái)具體描述本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例，其中，附圖構(gòu)成本申請(qǐng)一部分，并與本發(fā)明的實(shí)施例一起用于闡釋本發(fā)明的原理。如圖1所示，圖1為本發(fā)明實(shí)施例所述系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖，主要可以包括：微慣性傳感器、磁阻電子羅盤、信息采集處理裝置、后效期計(jì)算處理器、顯控裝置、通信總線、通信總線、通信總線。其中微慣性傳感器包括：三軸微慣性加速度計(jì)和三軸微慣性陀螺儀；后效期計(jì)算處理器包括：誤差補(bǔ)償模塊、靜動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)辨識(shí)模塊、初始對(duì)準(zhǔn)模塊和參數(shù)計(jì)算模塊。微慣性傳感器與磁阻電子羅盤封裝于一體，并通過(guò)通信總線與信息采集處理裝置連接；信息采集處理裝置通過(guò)通信總線與后效期計(jì)算處理器連接；后效期計(jì)算處理器通過(guò)通信總線與顯控裝置連接；顯控裝置用于人機(jī)交互。需要說(shuō)明的是，由于該系統(tǒng)各個(gè)部分的具體實(shí)現(xiàn)過(guò)程將在以下方法的描述中進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明，故此處不再贅述。如圖2所示，圖2為本發(fā)明實(shí)施例所述方法的流程示意圖，具體可以包括如下步驟：步驟201：測(cè)量數(shù)據(jù)采集在待測(cè)量的飛行器飛行器上安裝好后效期計(jì)算系統(tǒng)后，微慣性傳感器與磁阻電子羅盤開始采集飛行器數(shù)據(jù)并經(jīng)數(shù)據(jù)采集處理裝置處理(將電壓信號(hào)轉(zhuǎn)換成物理信號(hào))后傳輸給后效期計(jì)算處理器。步驟202：誤差補(bǔ)償模塊補(bǔ)償測(cè)量數(shù)據(jù)誤差后效期計(jì)算處理器接收到微慣性傳感器和磁阻電子羅盤的測(cè)量數(shù)據(jù)后，由誤差補(bǔ)償模塊進(jìn)行誤差補(bǔ)償，其中，誤差補(bǔ)償?shù)倪^(guò)程主要包括：分別建立三軸微慣性加速度計(jì)的誤差模型、三軸微陀螺儀的誤差模型以及磁阻電子羅盤的誤差模型；根據(jù)上述誤差模型對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差補(bǔ)償上述各個(gè)誤差補(bǔ)償模型分別描述如下：考慮三軸微慣性加速度計(jì)的零偏、安裝誤差、隨機(jī)漂移誤差項(xiàng)，忽略二階以上動(dòng)態(tài)小量誤差，建立三軸微慣性加速度計(jì)的誤差模型為：A＝A0+KA·Fij·a+δ(1)式中，A為三軸微慣性加速度計(jì)輸出值；A0為三軸微慣性加速度計(jì)零偏；KA為三軸微慣性加速度計(jì)標(biāo)度系數(shù)；Fij(i,j＝x,y,z)為三軸微慣性加速度計(jì)i軸對(duì)j軸的正交誤差系數(shù)；a為飛行器運(yùn)動(dòng)輸入加速度；δ為三軸微慣性加速度計(jì)隨機(jī)誤差。各個(gè)矩陣的表達(dá)式為：A＝[AxAyAz]T；A0＝[Ax0Ay0Az0]T；KA=KAx000KAy000KAz;F=1FyxFzxFxy1FzyFxzFyz1;]]>δ＝[δxδyδz]T；a＝[axayaz]T。式中，Ax、Ay、Az為微慣性加速度計(jì)x、y、z三軸的輸出；Ax0、Ay0、Az0為微慣性加速度計(jì)x、y、z三軸的零偏；KAx、KAy、KAz為微慣性加速度計(jì)x、y、z三軸的標(biāo)度系數(shù)；Fxy、Fxz、Fyx、Fyz、Fzx、Fzy為微慣性加速度計(jì)相應(yīng)的i軸對(duì)j軸的正交誤差系數(shù)(i,j＝x,y,z)；δx、δy、δz微慣性加速度計(jì)x、y、z三軸的隨機(jī)誤差；ax、ay、az為飛行器x、y、z三軸運(yùn)動(dòng)輸入加速度，即飛行器運(yùn)動(dòng)的真實(shí)加速度。同樣地，考慮三軸微陀螺儀的零偏、安裝誤差、正交誤差和隨機(jī)漂移誤差，忽略二階以上動(dòng)態(tài)小量誤差，建立三軸微陀螺儀的誤差模型為：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε(2)式中，G為三軸微陀螺儀輸出值；G0為三軸微陀螺儀(10)的零偏；KG為三軸微慣性陀螺儀(10)的標(biāo)度系數(shù)；ω為飛行器運(yùn)動(dòng)輸入角速度；ε為三軸微慣性陀螺儀隨機(jī)誤差；Eij(i,j＝x,y,z)為三軸微慣性陀螺儀i軸對(duì)j軸的安裝誤差系數(shù)；Dij(i,j＝x,y,z)為微慣性陀螺儀與加速度有關(guān)的一次項(xiàng)誤差系數(shù)。各個(gè)矩陣的表達(dá)式為：G＝[GxGyGz]T；G0＝[Gx0Gy0Gz0]T；E=1EyxEzxExy1EzyExzEyz1;D=DxxDyxDzxDxyDyyDzyDxzDyzDzz;KG=KGx000KGy000KGz;]]>ω＝[ωxωyωz]T；ε＝[εxεyεz]T。式中，Gx、Gy、Gz為三軸微慣性陀螺儀x、y、z三軸的輸出；Gx0、Gy0、Gz0為微慣性陀螺儀x、y、z三軸的零偏；Exy、Exz、Eyx、Eyz、Ezx、Ezy為三軸微慣性陀螺儀相應(yīng)的i軸對(duì)j軸的安裝誤差系數(shù)(i,j＝x,y,z)；Dxx、Dxy、Dxz、Dyx、Dyy、Dyz、Dzx、Dzy、Dzz為三軸微慣性陀螺儀相應(yīng)的i軸對(duì)j軸的(i,j＝x,y,z)與加速度有關(guān)的一次項(xiàng)誤差系數(shù)；KGx、KGy、KGz為三軸微慣性陀螺儀x、y、z三軸的標(biāo)度系數(shù)；ωx、ωy、ωz為飛行器x、y、z三軸運(yùn)動(dòng)輸入的角速度；εx、εy、εz為三軸微慣性陀螺儀x、y、z三軸的隨機(jī)誤差。鑒于彈射試驗(yàn)時(shí)在常溫下進(jìn)行，三軸微慣性加速度計(jì)與三軸微慣性陀螺儀的標(biāo)定試驗(yàn)在常溫條件下進(jìn)行，忽略溫度對(duì)傳感器輸出的影響。采用“六位置測(cè)試法”確定微慣性加速度計(jì)的零偏、標(biāo)度系數(shù)、正交軸安裝誤差系數(shù)、微慣性陀螺儀對(duì)加速度敏感項(xiàng)；采用“速率轉(zhuǎn)位測(cè)試法”確定微慣性陀螺儀的零偏、標(biāo)度系數(shù)、正交軸安裝誤差系數(shù)。對(duì)式(1)、式(2)進(jìn)行變換得a=Fij-1·KA-1(A-A0-δ)---(3)]]>ω=Eij-1·KG-1·(G-G0-Dij·a-ϵ)---(4)]]>式中，a＝[axayaz]T為補(bǔ)償后的三軸微慣性加速度計(jì)三軸的輸出，即飛行器運(yùn)動(dòng)實(shí)際輸入的加速度；ω＝[ωxωyωz]T為補(bǔ)償后的三軸微慣性陀螺儀三軸的輸出，即為飛行器運(yùn)動(dòng)實(shí)際輸入的角速度。建立磁阻電子羅盤的誤差模型為：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)(5)式中，ψ為磁阻電子羅盤的輸出值；ψc為預(yù)先輸入的飛行器航向角，即誤差補(bǔ)償后的實(shí)際航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5為磁阻電子羅盤的補(bǔ)償系數(shù)。采用最小二乘法，即基于“誤差平方和最小”，在0°～360°之間，每個(gè)15°共24個(gè)實(shí)驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)行誤差測(cè)試，得到24組數(shù)據(jù)，記誤差方程：U·Ω＝H(6)式中，經(jīng)計(jì)算即可獲取磁阻電子羅盤的補(bǔ)償系數(shù)σ1、σ2、σ3、σ4、σ5。誤差補(bǔ)償模塊對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差補(bǔ)償后傳輸給靜動(dòng)態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)辨識(shí)模塊。步驟203：靜動(dòng)態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)辨識(shí)模塊辨識(shí)飛行器靜態(tài)與動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)靜動(dòng)態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)辨識(shí)模塊接收到經(jīng)誤差補(bǔ)償?shù)臏y(cè)量數(shù)據(jù)后，根據(jù)微慣性傳感器測(cè)量數(shù)據(jù)的變化情況辨識(shí)出飛行器的靜態(tài)與動(dòng)態(tài)，并將測(cè)量數(shù)據(jù)分解為靜態(tài)數(shù)據(jù)與動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)。其中，靜態(tài)數(shù)據(jù)用于飛行器姿態(tài)角的初始對(duì)準(zhǔn)，動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)用于飛行器的姿態(tài)更新、速度更新與位置更新。步驟204：初始對(duì)準(zhǔn)模塊計(jì)算飛行器初始姿態(tài)角初始對(duì)準(zhǔn)模塊根據(jù)靜動(dòng)態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)辨識(shí)模塊的靜態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行飛行器姿態(tài)角的初始對(duì)準(zhǔn)計(jì)算。由三軸微慣性加速度計(jì)輸出的加速度靜態(tài)信息確定初始時(shí)刻飛行器的俯仰角θ0和橫滾角γ0，公式為：θ0=arctan(ay/(ax)2+(az)2)---(7)]]>γ0＝arctan(-ax/az)(8)由磁阻電子羅盤確定初始時(shí)刻飛行器的航向角ψ0：ψ0＝ψc(9)通過(guò)式(7)、式(8)、式(9)得到飛行器初始靜止?fàn)顟B(tài)下的初始姿態(tài)角：俯仰角θ0、橫滾角γ0、航向角ψ0。初始對(duì)準(zhǔn)模塊將飛行器的初始姿態(tài)角信息傳送給后效期計(jì)算處理器內(nèi)的參數(shù)計(jì)算模塊。步驟205：參數(shù)計(jì)算模塊計(jì)算飛行器運(yùn)動(dòng)信息，進(jìn)而計(jì)算出飛行器速度信息以及飛行器位置信息；參數(shù)計(jì)算模塊根據(jù)靜動(dòng)態(tài)辨識(shí)模塊辨識(shí)出的動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)與初始對(duì)準(zhǔn)模塊(獲得的飛行器初始姿態(tài)角，采用捷聯(lián)慣性導(dǎo)航算法對(duì)結(jié)果進(jìn)行連續(xù)積分處理，并轉(zhuǎn)換到導(dǎo)航坐標(biāo)系中，先計(jì)算出飛行器的姿態(tài)角信息：俯仰角θ、航向角ψ和橫滾角γ；再計(jì)算出飛行器的速度信息：橫向速度vx、前向速度vy和縱向速度vz；最后計(jì)算出飛行器的位置信息橫向位移x、前向位移y和縱向位移z。飛行器的姿態(tài)角信息計(jì)算：飛行器坐標(biāo)系b至導(dǎo)航坐標(biāo)系n的姿態(tài)矩陣T為：T=(Cnb)T=cosγcosψ+sinγsinψsinθsinψcosθsinγcosψ-cosγsinψsinθ-cosγsinψ+sinγcosψsinθcosψcosθ-sinγsinψ-cosγcosψsinθ-sinγcosθsinθcosγcosθ---(10)]]>姿態(tài)矩陣T與四元數(shù)q＝[q0q1q2q3]T的關(guān)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)]]>由初始對(duì)準(zhǔn)模塊得到的初始姿態(tài)角通過(guò)公式(10)得到初始狀態(tài)矩陣T0，為飛行器的姿態(tài)更新提供了初值。根據(jù)式(11)，由初始狀態(tài)矩陣T0即可求出四元數(shù)q＝[q0q1q2q3]T的初始值q0，將初始值q0作為下面公式(16)的輸入，進(jìn)行連續(xù)積分處理。由于三軸微慣性陀螺儀角速率是飛行器坐標(biāo)系內(nèi)測(cè)量的，需要將其轉(zhuǎn)換到導(dǎo)航坐標(biāo)系內(nèi)，有：ωnbn=q⊗ωnbb⊗q*---(12)]]>式中，為導(dǎo)航坐標(biāo)系內(nèi)飛行器的角速率，為飛行器坐標(biāo)系內(nèi)飛行器的角速率。鑒于試驗(yàn)時(shí)，飛行器絕對(duì)距離變化不大，因此，ωnbb=ωibb---(13)]]>式中，為三軸微慣性陀螺儀測(cè)量飛行器相對(duì)慣性空間轉(zhuǎn)動(dòng)的角速率在飛行器系中的投影，即誤差補(bǔ)償后的微慣性陀螺儀的輸出由于dqdt=12ωnbn⊗q---(14)]]>根據(jù)四元數(shù)的乘法結(jié)合律，可以由式(12)得到：dqdt=12q⊗ωnbb⊗q*⊗q=12q⊗ωnbb---(15)]]>將式(15)寫成矩陣的形式有：q·0q·1q·2q·3=120-ωnbxb-ωnbyb-ωnbzbωnbxb0ωnbzb-ωnbybωnbyb-ωnbzb0ωnbxbωnbzbωnbyb-ωnbxb0q0q1q2q3---(16)]]>此外，q=q~q02+q12+q22+q32---(17)]]>用經(jīng)過(guò)誤差補(bǔ)償?shù)娜S微慣性陀螺儀測(cè)量的角速度對(duì)式(16)進(jìn)行四階龍格—庫(kù)塔法計(jì)算，并依據(jù)式(17)做歸一化處理，即可實(shí)現(xiàn)四元數(shù)的實(shí)時(shí)更新。經(jīng)過(guò)式(16)式和(17)實(shí)時(shí)計(jì)算出四元數(shù)后，由式(11)完成姿態(tài)矩陣的更新，并可根據(jù)式(10)和式(11)的轉(zhuǎn)換關(guān)系即可反算獲得飛行器的姿態(tài)角信息：俯仰角θ、航向角ψ、橫滾角γ。飛行器的速度信息計(jì)算：經(jīng)過(guò)補(bǔ)償?shù)娜S微慣性加速度計(jì)測(cè)量的加速度信息ax、ay、az，通過(guò)姿態(tài)矩陣T與發(fā)射坐標(biāo)系的關(guān)系轉(zhuǎn)化到導(dǎo)航坐標(biāo)系，通過(guò)一次積分進(jìn)行導(dǎo)航坐標(biāo)系內(nèi)飛行器的速度更新。v·xnv·ynv·zn=Cbnaxayaz+00-g---(18)]]>式中，g為地球重力加速度。結(jié)合前面計(jì)算出的飛行器的姿態(tài)角信息，對(duì)式(18)進(jìn)行二階龍格-庫(kù)塔法計(jì)算，得到飛行器的速度信息：飛行器的位置信息計(jì)算：x·=vxy·=vyz·=vz---(19)]]>對(duì)式(19)再進(jìn)行一次積分計(jì)算，即得到飛行器的位置信息：x、y、z。步驟206：后效期時(shí)間長(zhǎng)度計(jì)算飛行器發(fā)射后效期是指飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻到發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻。對(duì)應(yīng)于飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻，記為t1，飛行器將不再受到發(fā)射裝置的支撐作用；對(duì)應(yīng)于發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻，記為t2，飛行器將不再受到發(fā)射氣體產(chǎn)生的推力作用。這兩個(gè)時(shí)刻飛行器的加速度將會(huì)發(fā)生明顯的變化，因此t1與t2可以根據(jù)信息采集處理裝置(3)的采集信息直接得到，即t＝t2-t1(20)式中，t為飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度，其精度與后效期計(jì)算系統(tǒng)的信息采集頻率有關(guān)。步驟207：后效期作用距離計(jì)算根據(jù)公式(13)可以求解t1、t2時(shí)刻對(duì)應(yīng)的飛行器位置信息，即可得到飛行器發(fā)射后效期的作用距離。L=x22+y22+z22-x12+y12+z12---(21)]]>式中，x1、y1、z1為飛行器離開發(fā)射裝置時(shí)刻t1對(duì)應(yīng)的飛行器位置；x2、y2、z2為發(fā)射氣體作用結(jié)束時(shí)刻t2對(duì)應(yīng)的飛行器位置；L為飛行器發(fā)射后效期作用距離。后效期計(jì)算處理器輸出飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度信息t與作用距離信息L，并由通信總線C傳輸給顯控裝置。步驟208：顯控裝置將接收到的飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度信息與作用距離信息輸出顯示。至此，完成了飛行器發(fā)射后效期時(shí)間長(zhǎng)度與作用距離的測(cè)量。綜上所述，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種飛行器發(fā)射后效期時(shí)間與距離測(cè)量的方法及系統(tǒng)，解決高速數(shù)字?jǐn)z像法存在的信息采集工作量大、圖像處理算法復(fù)雜、數(shù)據(jù)處理困難、硬件設(shè)備成本高及測(cè)量精度不高等問(wèn)題，可以有效測(cè)量飛行器發(fā)射時(shí)后效期的時(shí)間長(zhǎng)度與作用距離。本領(lǐng)域技術(shù)人員可以理解，實(shí)現(xiàn)上述實(shí)施例方法的全部或部分流程，可以通過(guò)計(jì)算機(jī)程序來(lái)指令相關(guān)的硬件來(lái)完成，所述的程序可存儲(chǔ)于計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)中。其中，所述計(jì)算機(jī)可讀存儲(chǔ)介質(zhì)為磁盤、光盤、只讀存儲(chǔ)記憶體或隨機(jī)存儲(chǔ)記憶體等。雖然已經(jīng)詳細(xì)說(shuō)明了本發(fā)明及其優(yōu)點(diǎn)，但是應(yīng)當(dāng)理解在不超出由所附的權(quán)利要求所限定的本發(fā)明的精神和范圍的情況下可以進(jìn)行各種改變、替代和變換。而且，本申請(qǐng)的范圍不僅限于說(shuō)明書所描述的過(guò)程、設(shè)備、手段、方法和步驟的具體實(shí)施例。本領(lǐng)域內(nèi)的普通技術(shù)人員從本發(fā)明的公開內(nèi)容將容易理解，根據(jù)本發(fā)明可以使用執(zhí)行與在此所述的相應(yīng)實(shí)施例基本相同的功能或者獲得與其基本相同的結(jié)果的、現(xiàn)有和將來(lái)要被開發(fā)的過(guò)程、設(shè)備、手段、方法或者步驟。因此，所附的權(quán)利要求旨在它們的范圍內(nèi)包括這樣的過(guò)程、設(shè)備、手段、方法或者步驟。以上所述，僅為本發(fā)明較佳的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本
技術(shù)領(lǐng)域：
的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。當(dāng)前第1頁(yè)1 2 3