[发明专利]一种飞行器发射后效期时间与距离测量的方法及系统

摘要

本发明涉及一种飞行器发射后效期时间与距离测量方法及系统，其中方法包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离；输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度。本发明解决高速数字摄像法存在的信息采集工作量大、图像处理算法复杂等问题。

主权项

1.一种飞行器发射后效期时间与距离测量方法，其特征在于，包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；所述微惯性传感器具体包括三轴微惯性传感器和三轴微陀螺仪，所述方法还包括：分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型；建立三轴微惯性加速度计的误差模型为：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A为三轴微惯性加速度计输出值；A0为三轴微惯性加速度计零偏；KA为三轴微惯性加速度计标度系数；Fij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性加速度计i轴对j轴的正交误差系数；a为飞行器运动输入加速度；δ为三轴微惯性加速度计随机误差；建立三轴微陀螺仪的误差模型为：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G为三轴微陀螺仪输出值；G0为三轴微陀螺仪的零偏；KG为三轴微陀螺仪的标度系数；ω为飞行器运动输入角速度；ε为三轴微陀螺仪随机误差；Eij(i,j＝x,y,z)为三轴微陀螺仪i轴对j轴的安装误差系数；Dij(i,j＝x,y,z)为与加速度有关的一次项误差系数；建立磁阻电子罗盘的误差模型为：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)式中，ψ为磁阻电子罗盘的输出值；ψc为预先输入的飞行器航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5为磁阻电子罗盘的补偿系数；根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离；输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度，并进行显示。