[发明专利]一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法

摘要

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。

主权项

1.一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，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。