[发明专利]利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行器姿态的方法

说明书

本发明提供了一种利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行器姿态的方法，该方法通过采用自适应最小二乘滤波法，根据飞行器纵轴与地磁矢量的夹角变化确定测量噪声协方差矩阵，以实现对飞行器滚转角的最优估计。该方法通过地磁信息和角速率陀螺配合使用，可以消除飞行器测量盲区的影响。

技术领域

本发明涉及一种利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行体姿态的方法，特别涉及一种利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行体滚转角的空间盲区及固有偏差的方法。

背景技术

磁阻传感器由于其尺寸小、成本低、可抗干扰和抗高过载等特性，被广泛应用于飞行体特别是导弹滚转姿态测量系统中。但当导弹轴向方向靠近磁北向附近时，滚转姿态解算会出现较大误差。

产生这些误差的原因，普遍认为是由于当导弹的弹体轴(x轴)靠近磁北向时，与弹体轴垂直截面(Oyz面)上地磁场分量较小，导致y轴和z轴上磁阻传感器的测量值过于微弱，输出信号信噪比太低，从而导致滚转姿态解算存在误差。本领域人员普遍认为，可以通过提高传感器的测量精度和提升传感器输出信号的信噪比来减小甚至消除此误差。

然而，本发明人通过基于磁阻传感器的弹体姿态测量技术，理论推导出了依靠磁阻传感器信息解算导弹滚转角的算法，发现了滚转角误差的主要来源，不仅与磁阻传感器的测量误差有关，还与导弹的俯仰角和偏航角的测量误差有关。即使磁阻传感器的测量精度达到理想的状态，当弹体轴与磁北向夹角较小时，因俯仰角和偏航角的测量存在误差，也会导致滚转角的解算误差在一定程度上趋于发散。

为了解决现有技术中的上述问题，本发明人提供了一种利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行体姿态的方法。

发明内容

为了解决上述问题，本发明人进行了锐意研究，结果发现：通过地磁信息和角速率陀螺配合使用，采用自适应最小二乘滤波法，可以消除测量盲区的影响，从而完成了本发明。

本发明的目的在于提供以下方面：

第一方面，本发明提供一种利用地磁信息和角速率陀螺解算飞行器姿态的方法，该方法通过采用自适应最小二乘滤波法，根据飞行器纵轴与地磁矢量的夹角变化确定测量噪声协方差矩阵，以实现对飞行器滚转角的最优解算。

所述方法中以磁阻传感器和角速率陀螺的测量误差为权重，对测量噪声协方差矩阵进行调整。

所述方法包括使用式Ⅰ所示方程式进行飞行器滚转角的最优解算：

σ_M²为磁阻传感器解算值的方差；

σ_A²为角速率陀螺冗余测量值的方差；

γ_M为根据磁阻传感器的测量值解算出的滚转角；

γ_A为根据角速率陀螺每一时刻的测量值解算出的滚装角。

其中，所述角速率陀螺每一时刻的测量值解算出的滚转角γ_A由以下式Ⅱ给出：

其中，t为测量时的时间；以飞行器发射瞬间的时间为初始时间t₀；

ω_x为飞行器的滚转角速度矢量。

其中，根据磁阻传感器的测量值解算出的滚转角γ_M＝γ+δγ_M；

γ表示导弹的真实滚转角；