[发明专利]一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法

说明书

本发明公开了一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，首先根据GPS导航系统获取飞行器质心所在经度、纬度和海拔高度信息，求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射坐标系质心速度信息，并通过复攻角对速度高低角和速度方位角分别进行修正补偿得到弹轴高低角和弹轴方位角；然后根据经纬高信息做为地磁场模型的输入，求取出地理坐标系下的地磁分量；根据地磁传感器的测量信息得到地磁分量和地理坐标系下的地磁分量之间的等式关系，求解出后体滚转角；最后将角编码器测量的滚转角和后体滚转角求和，得到控制所需的前体滚转角，实现高旋高过载条件下双旋飞行器的姿态确定，不依赖于惯性测量原件，不会出现大幅度漂移现象，测量结果准确。

技术领域

本发明涉及一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，属于飞行器姿态测量技术领域。

背景技术

在航空、航天、航海等领域中，应用最为广泛的组合导航系统是全球卫星导航系统(Global Navigation Satellite System，GNSS)/惯性导航系统(Inertial NavigationSystem,INS)。通过对GNSS/INS两套系统的结合，利用高精度的卫星信息来修正惯性导航信息，从而获得高可靠性、高精度的质心位置和空间角度信息。然而，对于一些高过载环境下的飞行器，如炮射无人机、制导炮弹等，以及一些处于高速旋转状态下的飞行器如涡轮火箭、航空炮弹等来说，GNSS/INS的组合测量及解算方式将受到极大的限制和制约。这主要由于以下三点原因：(1)在10000g以上高过载条件下，惯性测量元件将会失效，即使INS通过了高过载其陀螺元件的零位也会发生大幅度漂移；(2)目前陀螺元件的量程远远未达到飞行器处于12000rpm以上高旋状态的测试要求；(3)高旋条件的动力平衡角，GNSS/INS的组合方式无法解算。因此针对这类应用在高旋高过载飞行环境中的飞行器来说，需要提出一种新的姿态测量方案和姿态解算方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，以克服现有技术的不足。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，包括以下步骤：

步骤1)、根据飞行器GPS导航系统获取飞行器质心所在经度、纬度和海拔高度信息，求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射坐标系质心速度信息；

步骤2)、利用步骤1)所得发射坐标系质心速度信息求取速度高低角与速度方位角，将速度高低角与速度方位角代入复攻角补偿算法求取弹轴高低角与弹轴方位角；

步骤3)、利用步骤1)所得飞行器经度、纬度和海拔高度信息，根据地磁模型求取地磁场，然后通过坐标系转换求取地理坐标系地磁场分量；

步骤4)、利用飞行器高速旋转采集K圈的地磁数据，利用采集的地磁数据求取误差校正参数；

步骤5)、利用步骤4)得到的误差校正参数求取的修正后弹体坐标系地磁场分量，然后将步骤3)得到的地理坐标系地磁场分量、步骤2)得到的弹轴高低角、修正后弹体坐标系地磁场分量和弹轴方位角代入后体滚转角解算算法模块，求取双旋弹后体滚转角；

步骤6)、获取当前角编码器所测滚转角——前体相对于后体的滚转角，将步骤5)得到的双旋弹后体滚转角与角编码器所测滚转角求向量和即为前体滚转角。

进一步的，步骤1)中，通过GPS系统提供坐标系下的分速度信息将分速度信息通过坐标转换变为地面坐标系下的速度分量(V_x，V_y，V_z，)：

其中σ是初始航向角，L和λ分别表示GPS系统给出的纬度和经度信息。