CN106909165A - 基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，包含：S1、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，构造光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵；S2、根据内框陀螺、外框陀螺和稳定陀螺的输出信息，以及S1中的转换矩阵，计算光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息；S3、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，以及S1中的转换矩阵，计算准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息；S4、根据S2和S3，计算准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息。本发明在不增加传感器的情况下，利用导引头和消旋平台上的传感器信息，通过信息复用算法得到弹体姿态信息，实现制导控制，有效提升弹体阻尼及导弹动态性能。

Description

基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法

技术领域

本发明涉及一种旋转导弹弹体姿态信息的提取方法，具体是指一种基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息的提取方法，能够在不增加额外传感器的情况下，利用导引头及消旋平台的传感器信息资源提取旋转导弹弹体姿态信息，用于制导控制，提升导弹的动态性能；属于旋转导弹导航、制导与控制的技术领域。

背景技术

对于旋转导弹而言，由于受到导弹弹体旋转速度的限制，其弹体姿态和运动信息的测量一般需安装消旋平台和相应的陀螺。

目前，用于防空的旋转导弹多采用低成本设计，并且不对弹体姿态进行测量，制导控制系统采用开环控制，这种方式的局限性有以下两方面：

1、导致导弹阻尼偏小，一般不大于0.3，而过载响应的超调较大，半震荡次数大于3，且稳定时间长。

2、旋转导弹的制导控制系统抗气动摄动能力差，鲁棒性差，制导精度容易受到影响。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，在不增加传感器的情况下，利用导引头和消旋平台上的传感器信息，通过信息复用算法得到弹体姿态信息，从而实现制导控制，有效提升弹体阻尼及导弹的动态性能。

为实现上述目的，本发明提供一种基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，包含以下步骤：

S1、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，构造光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵；

S2、根据内框陀螺、外框陀螺和稳定陀螺的输出信息，以及光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息；

S3、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，以及光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息；

S4、根据S2和S3，计算准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息。

所述的引导头采用红外凝视成像导引头。

所述的S1中，光轴坐标系通过三次旋转可与准弹体坐标系完全重合，三次旋转的角度由导引头上的内框码盘、外框码盘和消旋平台上的消旋陀螺的输出信息获得，通过这三个旋转的角度来构造光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵：

其中，L(-γ,-λ_y,-λ_z)为光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵；γ为消旋平台与导弹弹体纵轴之间的角度，通过消旋陀螺积分输出；λ_y为外框架转角，通过外框码盘直接输出；λ_z为内框架转角，通过内框码盘直接输出。

所述的S2中，导引头上的内框陀螺、外框陀螺和稳定陀螺分别测量得到光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示，并且结合S1中得到的光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在准弹体坐标系下的表示：

其中，为光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在准弹体坐标系下的表示；ω_xg为稳定陀螺输出的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示；ω_yg为外框陀螺输出的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示；ω_zg为内框陀螺输出的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示。

所述的S3中，根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，并且结合S1中得到的光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息：

其中，为准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息；通过消旋陀螺直接输出；通过外框码盘微分输出；通过内框码盘微分输出。

所述的S4中，根据S2中得到的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息，以及S3中得到的准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息，计算准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息在准弹体坐标系下的表示：

其中，为准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息。

综上所述，本发明提供的基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，是一种在不增加传感器的情况下，利用红外凝视成像导引头上的传感器信息以及消旋平台上的传感器信息，通过信息复用算法计算弹体姿态信息的方法。本发明在节省硬件成本的同时，通过信息复用得到的弹体姿态信息还可以直接引入阻尼回路，对旋转导弹的稳定控制系统进行设计，实现制导控制，有效提升弹体阻尼，以及导弹的动态性能。

附图说明

图1为本发明中的基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法的示意图。

具体实施方式

以下结合图1，详细说明本发明的一个优选实施例。

如图1所示，为本发明所提供的基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，包含以下步骤：

S1、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，构造光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵；

S2、根据内框陀螺、外框陀螺和稳定陀螺的输出信息，以及光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息；

S3、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，以及光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息；

S4、根据S2和S3，计算准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息。

所述的引导头采用红外凝视成像导引头。

所述的S1中，光轴坐标系通过三次旋转可以与准弹体坐标系完全重合，三次旋转的角度由导引头上的内框码盘、外框码盘和消旋平台上的消旋陀螺的输出信息获得，通过这三个旋转的角度来构造光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵：

其中，L(-γ,-λ_y,-λ_z)为光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵；γ为消旋平台与导弹弹体纵轴之间的角度，通过消旋陀螺积分输出；λ_y为外框架转角，通过外框码盘直接输出；λ_z为内框架转角，通过内框码盘直接输出。

所述的S2中，导引头上的内框陀螺、外框陀螺和稳定陀螺分别测量得到光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示，并且结合S1中得到的光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在准弹体坐标系下的表示：

其中，为光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在准弹体坐标系下的表示；ω_xg为稳定陀螺输出的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示；ω_yg为外框陀螺输出的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示；ω_zg为内框陀螺输出的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示。

所述的S3中，根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，并且结合S1中得到的光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息：

其中，为准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息；通过消旋陀螺直接输出；通过外框码盘微分输出；通过内框码盘微分输出。

所述的S4中，根据S2中得到的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息，以及S3中得到的准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息，计算准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息在准弹体坐标系下的表示：

其中，为准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息，其由经姿态转换后的陀螺输出信号以及框架偏转角的微分信号两部分组成。

综上所述，本发明所提供的基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，是一种在不增加传感器的情况下，利用红外凝视成像导引头上的传感器信息以及消旋平台上的传感器信息，通过信息复用算法计算弹体姿态信息的方法。本发明在节省硬件成本的同时，通过信息复用得到的弹体姿态信息还可以直接引入阻尼回路，对旋转导弹的稳定控制系统进行设计，实现制导控制，有效提升弹体阻尼，以及导弹的动态性能。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (6)

1.一种基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，其特征在于，包含以下步骤：

S1、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，构造光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵；

S2、根据内框陀螺、外框陀螺和稳定陀螺的输出信息，以及光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息；

S3、根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，以及光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息；

S4、根据S2和S3，计算准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息。

2.如权利要求1所述的基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，其特征在于，所述的引导头采用红外凝视成像导引头。

3.如权利要求1所述的基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，其特征在于，所述的S1中，光轴坐标系通过三次旋转可与准弹体坐标系完全重合，三次旋转的角度由导引头上的内框码盘、外框码盘和消旋平台上的消旋陀螺的输出信息获得，通过这三个旋转的角度来构造光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵：

$\begin{array}{c}L(-\mathrm{\γ},-{\mathrm{\λ}}_y,-{\mathrm{\λ}}_z)\\ =\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{cos\λ}}_y{\mathrm{cos\λ}}_z& -{\mathrm{cos\λ}}_y{\mathrm{sin\λ}}_x& {\mathrm{sin\λ}}_y\\ {\mathrm{sin\λ}}_y{\mathrm{cos\λ}}_z\sin \mathrm{\γ}+{\mathrm{sin\λ}}_z\cos \mathrm{\γ}& -{\mathrm{sin\λ}}_y{\mathrm{sin\λ}}_z\sin \mathrm{\γ}+{\mathrm{cos\λ}}_z\cos \mathrm{\γ}& -{\mathrm{cos\λ}}_y\sin \mathrm{\γ}\\ -{\mathrm{sin\λ}}_y{\mathrm{cos\λ}}_z\cos \mathrm{\γ}+{\mathrm{sin\λ}}_z\sin \mathrm{\γ}& {\mathrm{sin\λ}}_y{\mathrm{sin\λ}}_z\cos \mathrm{\γ}+{\mathrm{cos\λ}}_z\sin \mathrm{\γ}& {\mathrm{cos\λ}}_y\cos \mathrm{\γ}\end{array}\right]\end{array};$

其中，L(-γ,-λ_y,-λ_z)为光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵；γ为消旋平台与导弹弹体纵轴之间的角度，通过消旋陀螺积分输出；λ_y为外框架转角，通过外框码盘直接输出；λ_z为内框架转角，通过内框码盘直接输出。

4.如权利要求3所述的基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，其特征在于，所述的S2中，导引头上的内框陀螺、外框陀螺和稳定陀螺分别测量得到光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示，并且结合S1中得到的光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在准弹体坐标系下的表示：

${\mathrm{\ω}}_{p\→I}^4=L(-\mathrm{\γ},-{\mathrm{\λ}}_y,-{\mathrm{\λ}}_z)\·{\left[\begin{array}{ccc}{\mathrm{\ω}}_{xg}& {\mathrm{\ω}}_{yg}& {\mathrm{\ω}}_{zg}\end{array}\right]}^T;$

其中，为光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在准弹体坐标系下的表示；ω_xg为稳定陀螺输出的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示；ω_yg为外框陀螺输出的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示；ω_zg为内框陀螺输出的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息在光轴坐标系下的表示。

5.如权利要求4所述的基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，其特征在于，所述的S3中，根据内框码盘、外框码盘和消旋陀螺的输出信息，并且结合S1中得到的光轴坐标系到准弹体坐标系的转换矩阵，计算准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息：

${\mathrm{\ω}}_{4\→p}^4=\left[\begin{array}{c}-{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_z{\mathrm{sin\λ}}_y-\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_z{\mathrm{sin\γcos\λ}}_y-{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_{y}cos\mathrm{\γ}\\ -{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_z{\mathrm{cos\γcos\λ}}_y-{\stackrel{\·}{\mathrm{\λ}}}_{y}sin\mathrm{\γ}\end{array}\right];$

其中，为准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息；通过消旋陀螺直接输出；通过外框码盘微分输出；通过内框码盘微分输出。

6.如权利要求5所述的基于导引头多传感器的旋转导弹弹体姿态信息提取方法，其特征在于，所述的S4中，根据S2中得到的光轴坐标系相对惯性坐标系的角速度信息，以及S3中得到的准弹体坐标系相对光轴坐标系的角速度信息，计算准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息在准弹体坐标系下的表示：

${\mathrm{\ω}}_{4\→I}^4={\mathrm{\ω}}_{4\→p}^4+{\mathrm{\ω}}_{p\→I}^4;$

其中，为准弹体坐标系相对于惯性坐标系的角速度信息。