[发明专利]一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法

说明书

本发明公开了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法。该方法包括：获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度，并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量；获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角；利用所述角速度分量、滚转角校正分量、滚转角测量分量、俯仰角和偏航角，构建姿态角更新矩阵；利用姿态角更新矩阵，计算反馈增益矩阵；根据姿态角更新矩阵、反馈增益矩阵，以及旋转弹在当前时刻的姿态角，计算旋转弹在下一时刻的姿态角。本发明能够实现高速旋转弹的空中实时对准，提高高速旋转弹的打击精度。

技术领域

本发明涉及高速旋转弹空中实时对准技术，尤其涉及一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法。

背景技术

高速旋转弹是一类在飞行过程中绕自身纵轴连续高速转动的弹箭类飞行器，广泛应用于各类战术和战略导弹上。高速旋转弹通过高速旋转运动产生陀螺力矩，从而减弱质量偏心、推力偏心以及加工引起的气动、结构不对称等不利条件带来的有害影响，保证了飞行器的飞行稳定性，使系统具备较高的抗干扰能力，利于提高武器系统的落点精度，同时还能有效削弱激光拦截武器的打击，提高其生存能力。

为提高其制导精度，需实现高速旋转弹的空中对准，并且多采用惯性导航和GPS卫星导航组合技术，通过GPS修正惯性导航系统误差，提高导弹精确打击目标的能力。其中，惯性导航系统是一个基于加速度二次积分的航程推算系统，在惯性导航系统工作之前，需要完成初始对准。处于空中飞行状态时，惯性导航系统位置和速度可由GPS系统给出，但姿态角无法由GPS或者惯性导航系统单独给出。

进行空中自对准的有效途径是利用GPS信息解算得到相应时刻的航向角和俯仰角，通过合适的方法估计出滚转角。常用的初始对准方法采用卡尔曼滤波器，但不适用于转速较快的应用条件。如GPS外测周期为0.1秒，且高速旋转弹的旋转速度大于1500°/s的情况下，则不能满足信号复现要求，引起估计误差。因此，迫切需要一种方法能够计算出旋转弹高速旋转的情况。

发明内容

本发明解决的技术问题是：相比于现有技术，提供了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法，能够实现高速旋转弹的空中实时对准，提高高速旋转弹的打击精度。

本发明的上述目的通过以下技术方案予以实现：

本发明提供了一种基于状态观测器的旋转弹姿态角计算方法，包括：

获取旋转弹在当前时刻相对导航坐标系的角速度并确定所述角速度在弹体坐标系各轴上的分量和

获取旋转弹在当前时刻的滚转角校正分量滚转角测量分量α₀、俯仰角θ₀和偏航角ψ₀，并记录旋转弹在当前时刻的姿态角为

利用所述分量和以及所述滚转角校正分量滚转角测量分量α₀、俯仰角θ₀和偏航角ψ₀，构建姿态角更新矩阵A；

利用所述姿态角更新矩阵A，计算反馈增益矩阵K；

根据所述姿态角更新矩阵A、所述反馈增益矩阵K和所述姿态角计算旋转弹在下一时刻的姿态角。

进一步地，所述姿态角更新矩阵A为：

式中，a_ij,i＝1,2,3,j＝1,2,3为姿态角更新矩阵A的元素。

进一步地，所述反馈增益矩阵K为：

进一步地，根据所述姿态角更新矩阵A、所述反馈增益矩阵K和所述姿态角计算旋转弹在下一时刻的姿态角，包括：

式中，x₁表示旋转弹在下一时刻的姿态角，