王 磊,李東輝,郝永平,朱龍永,陶迎迎

(1 沈陽理工大學(xué)兵器科學(xué)技術(shù)研究中心,沈陽 110159;2 沈陽理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,沈陽 110159)

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一種僅用磁阻傳感器的旋轉(zhuǎn)彈丸智能測姿方法

王 磊1,2,李東輝1,2,郝永平1,2,朱龍永1,2,陶迎迎1,2

(1 沈陽理工大學(xué)兵器科學(xué)技術(shù)研究中心,沈陽 110159;2 沈陽理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,沈陽 110159)

針對滾轉(zhuǎn)高動態(tài)變化的旋轉(zhuǎn)彈丸,考慮成本和體積限制,提出了一種僅依靠磁阻傳感器的智能測姿方法。該方法根據(jù)旋轉(zhuǎn)彈的飛行特點,通過飛行轉(zhuǎn)臺模擬彈丸飛行姿態(tài),采集數(shù)據(jù)作為人工神經(jīng)元網(wǎng)絡(luò)的訓(xùn)練樣本,訓(xùn)練后通過前饋網(wǎng)絡(luò)在線辨識和估計俯仰角后計算滾轉(zhuǎn)角。采用自主研制的低成本微慣性組件與商用慣導(dǎo)產(chǎn)品進(jìn)行了對比實驗,實驗結(jié)果表明,所提方法可行,解算的姿態(tài)精度控制在1.5°以內(nèi)。

旋轉(zhuǎn)彈丸;磁阻傳感器;智能測姿;人工神經(jīng)元

0 引言

磁阻傳感器由于體積小、成本低廉、精度高、抗干擾能力強(qiáng)、抗沖擊抗過載能力強(qiáng)等優(yōu)點在國防、航空、航天領(lǐng)域中逐漸被廣泛應(yīng)用[1-3]。

對于旋轉(zhuǎn)彈應(yīng)用的高動態(tài)環(huán)境下,滾轉(zhuǎn)角速率高達(dá)100 r/s以上,常規(guī)陀螺的量程已不能滿足需求,采用磁阻傳感器可實現(xiàn)對彈丸滾轉(zhuǎn)姿態(tài)的測量。文獻(xiàn)[4]對磁測系統(tǒng)進(jìn)行了誤差機(jī)理分析與建模,得出了全射程范圍內(nèi)姿態(tài)誤差的分布規(guī)律。文獻(xiàn)[5]針對自主導(dǎo)航彈丸的姿態(tài)估計問題,彈丸內(nèi)配置磁阻傳感器,提出了一種自適應(yīng)反饋濾波方法,應(yīng)用狀態(tài)增量卡爾曼濾波方法來估計滾轉(zhuǎn)角和零偏,進(jìn)行了試驗驗證。文中針對旋轉(zhuǎn)彈丸的飛行特點,提出了一種不依靠陀螺儀和加速度計,僅使用磁阻傳感器的智能測姿方法,該方法通過前饋網(wǎng)絡(luò)和模糊控制器對彈丸俯仰角在線進(jìn)行辨識、估計,最終計算彈丸滾轉(zhuǎn)角。通過模擬飛行數(shù)據(jù),進(jìn)行了實驗驗證,給出了實驗結(jié)果。

1 磁阻傳感器的標(biāo)定

(1)

式中:3×3矩陣Cno代表非正交安裝誤差;Csc為對角矩陣,表征標(biāo)度因數(shù)誤差;Csj為載體坐標(biāo)系下的軟磁干擾誤差;bj為常值零偏的輸出;nj為磁阻傳感器的噪聲。在標(biāo)定過程中,簡化模型被應(yīng)用,見式(2)。

(2)

三軸磁阻傳感器模型被表達(dá)為矩陣方式,其中k為標(biāo)度因數(shù)誤差;σ表示為非正交安裝誤差。

表1 磁阻傳感器的參數(shù)

2 智能測姿方法

b系下的檢測值與n系下的磁分量滿足:

(3)

(4)

測試地點選擇沈陽某區(qū)域,B為當(dāng)?shù)氐卮艌鰪?qiáng)度約為54 020.7 nT,I為當(dāng)?shù)卮艃A角為59.72°,D為當(dāng)?shù)卮牌菫?8.85°。

為測量旋轉(zhuǎn)彈丸中的姿態(tài)角,三軸磁阻傳感器布置在旋轉(zhuǎn)彈丸中,其中一個磁阻傳感器敏感軸方向沿著載體旋轉(zhuǎn)軸X軸布置,其他兩個以90°分布布置在徑向橫截面內(nèi)。對于彈丸來說,發(fā)射坐標(biāo)系一般已知,描述發(fā)射坐標(biāo)系與彈體坐標(biāo)系的姿態(tài)旋轉(zhuǎn)矩陣為:

(5)

(6)

式中：α是攻角(mrad),被當(dāng)成已知量,聯(lián)合式(5)和式(6),可得:

(7)

(8)

(9)

對于彈載系統(tǒng)中,以45 kg的155 mm榴彈炮為例,射程要超過16 km,滾轉(zhuǎn)軸彈丸轉(zhuǎn)速要達(dá)到200～300 r/s,俯仰軸變換在-60°～+60°之間,偏航角在0.5°～1°變化。這樣的旋轉(zhuǎn)彈丸有以下飛行特點,飛行過程中偏航角有微小變化,俯仰角在低動態(tài)范圍內(nèi)變化,彈體橫滾角高動態(tài)變化。

根據(jù)旋轉(zhuǎn)彈丸姿態(tài)角的變化特點,同時考慮其成本和體積的限制,提出了僅依靠磁阻傳感器來計算彈丸姿態(tài)的方法。首先,偏航角由發(fā)射系統(tǒng)事先提供估計值;磁阻傳感器進(jìn)行標(biāo)定后,通過飛行轉(zhuǎn)臺模擬彈丸飛行姿態(tài),采集磁阻傳感器原始數(shù)據(jù),待數(shù)據(jù)預(yù)處理后與轉(zhuǎn)臺俯仰設(shè)定值作為神經(jīng)元網(wǎng)絡(luò)的訓(xùn)練樣本。在訓(xùn)練過程中,模糊控制器調(diào)節(jié)網(wǎng)絡(luò)學(xué)習(xí)率η,加快網(wǎng)絡(luò)收斂速度,提高網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)性。訓(xùn)練后的前饋網(wǎng)絡(luò)用于對彈丸俯仰角度的在線辨識與估計。網(wǎng)絡(luò)中權(quán)值的調(diào)整規(guī)則為:

Δwij(k+1)=η·G(k)·v+β·Δwij(k)

(10)

模糊控制器的輸入為標(biāo)準(zhǔn)差E和標(biāo)準(zhǔn)差變化EC,輸出為學(xué)習(xí)率η,相關(guān)模糊規(guī)則被建立。網(wǎng)絡(luò)采用三層前饋網(wǎng)絡(luò),隱層有25個節(jié)點,輸出有一個節(jié)點,訓(xùn)練次數(shù)為100。

(11)

考慮到Bp在不同象限下的投影,由三角函數(shù)運(yùn)算關(guān)系,可得γ0和γ1。

(12)

γ1=

(13)

(14)

3 實驗研究與分析

為驗證所提方法有效性,系統(tǒng)分別采用自主研制的低成本微慣性測量組件與商用AHRS系統(tǒng)MTi進(jìn)行了測姿試驗,組件中包括了三軸磁阻傳感器。測試實驗中,為了驗證僅依靠磁阻傳感器智能測姿方法的有效性,同時采集了磁阻傳感器和微慣性器件中三軸陀螺儀、加速度計的輸出數(shù)據(jù),對比了所提方法與采用陀螺儀、加速度計、磁阻傳感器等傳感器的磁復(fù)合測姿方法,給出了實驗結(jié)果。

為了進(jìn)一步與其他姿態(tài)航向參考系統(tǒng)中姿態(tài)的解算精度比較,系統(tǒng)采用Xsens公司生產(chǎn)制作的姿態(tài)航向參考系統(tǒng)MTi為試驗對象。MTi是一款微小型姿態(tài)航向參考系統(tǒng),由三軸陀螺儀、加速度計和磁阻傳感器構(gòu)成,采樣頻率為100 Hz,與PC機(jī)通過RS232串口通訊。

試驗系統(tǒng)由實驗室自主研制的低成本微慣性測量組件,MTi,電源模塊,導(dǎo)航計算機(jī)和三軸飛行轉(zhuǎn)臺構(gòu)成,見圖1。

圖1 測姿系統(tǒng)

試驗過程中,微慣性組件和MTi分別放置于3 m長的鋁管上,與三軸轉(zhuǎn)臺內(nèi)框連接。這樣做可以避免磁阻傳感器在強(qiáng)磁場中的干擾,影響輸出精度。

三軸飛行轉(zhuǎn)臺用于模擬彈丸飛行姿態(tài),實驗過程中,內(nèi)框模擬滾轉(zhuǎn)角變化,中框模擬俯仰角變化,外框用于模擬偏航角變化。三軸轉(zhuǎn)臺讀取模擬彈丸滾轉(zhuǎn)變化的文本文件,實現(xiàn)預(yù)定滾轉(zhuǎn)動作,與此同時,俯仰角(中框)分別設(shè)定在0°,±5°,±10°,±15°,±20°,±25°,±30°,±35°,±40°,±45°,±50°,±55°和±60°,一共包括25個檔位;偏航角按照預(yù)定方位成小角度變化。在離線試驗中,轉(zhuǎn)臺內(nèi)框模擬彈丸滾轉(zhuǎn)姿態(tài)連續(xù)變化,中框模擬俯仰角變化,在25個檔位下采集2 min鐘以上的實驗數(shù)據(jù)。在此條件下采集磁阻傳感器的實際輸出實驗數(shù)據(jù),經(jīng)過處理后的結(jié)果見圖2。

圖2 實際磁阻傳感器的輸出

圖2中,在-60°～+60°俯仰角變化范圍內(nèi),不同顏色的圓圈代表不同的俯仰角25個實驗檔位。+60°俯仰角為曲線1,-60°俯仰角見曲線2,其他檔位順次排布,整個25個檔位下的圓圈構(gòu)成輪廓近似于橢球體。

實驗系統(tǒng)中,三軸轉(zhuǎn)臺的內(nèi)、中、外框電機(jī)分別按照預(yù)先設(shè)定好的模擬彈丸的飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)動作,相關(guān)姿態(tài)變換反饋值也存儲在IPC中。飛行轉(zhuǎn)臺25個檔位測試條件下中框模擬俯仰角的設(shè)定值,采集磁阻傳感器的相關(guān)數(shù)據(jù)作為神經(jīng)元網(wǎng)絡(luò)控制的訓(xùn)練樣本。經(jīng)過多次實驗驗證,25個檔位可以滿足樣本的精度。

為了驗證測試結(jié)果,測姿實驗中選取一組與訓(xùn)練實驗中不同的模擬彈丸飛行數(shù)據(jù)作為測試數(shù)據(jù),由于轉(zhuǎn)臺內(nèi)框的動作限制,滾轉(zhuǎn)角速率最高設(shè)置在3 r/s,滾轉(zhuǎn)角速率在0～3 r/s內(nèi)變化。三軸轉(zhuǎn)臺在偏航、俯仰、滾轉(zhuǎn)軸實現(xiàn)復(fù)合姿態(tài)變化,分別應(yīng)用于自主研制的組件和MTi進(jìn)行實驗。

圖3 磁阻傳感器的輸出值

文中采用提出的智能測姿方法通過離線25個實驗檔位的數(shù)據(jù)對前饋網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行了訓(xùn)練,在線利用實際磁阻傳感器輸出數(shù)據(jù)作為輸入,可以有效對載體俯仰角進(jìn)行辨識估計,對比MTi的解算,實驗結(jié)果見圖4。

圖4(a)中,黑色實線為MTi姿態(tài)航向參考系統(tǒng)中所計算的俯仰角,紅色虛線為智能測姿方法辨識得到的俯仰角變化結(jié)果,由對比可見,實驗測試中俯仰角在42°～-62°范圍內(nèi)變化,前饋網(wǎng)絡(luò)可以有效的辨識俯仰角,采用智能測姿方法估計得到俯仰角可以跟隨MTi參考俯仰角的變化,對于轉(zhuǎn)臺設(shè)定值,俯仰姿態(tài)誤差均值可控制在0.87°內(nèi)。圖4(b)中,黑色實線為MTi解算滾轉(zhuǎn)角,紅色虛點線為智能測姿實際解算得到的滾轉(zhuǎn)角。對比可見,采用智能測姿方法估計俯仰角后,計算姿態(tài)滾轉(zhuǎn)角,在不依靠陀螺儀等慣性組件條件下,與MTi的解算精度接近,滾轉(zhuǎn)角整體精度控制在1.5°范圍以內(nèi)。

圖4 智能測姿方法和MTi中姿態(tài)結(jié)果對比

4 結(jié)論

考慮到彈丸的飛行特點和使用條件,提出了一種僅依靠磁阻傳感器的智能測姿方法。通過飛行轉(zhuǎn)臺的姿態(tài)模擬,采用轉(zhuǎn)臺設(shè)定值與復(fù)合測姿條件下的磁阻傳感器輸出作為前饋網(wǎng)絡(luò)的訓(xùn)練樣本,訓(xùn)練后在線應(yīng)用,有效的辨識了彈丸的俯仰角度,進(jìn)而實現(xiàn)對彈丸滾轉(zhuǎn)角度的計算。采用自主開發(fā)的組件和MTi進(jìn)行了測試實驗,實驗結(jié)果表明,該方法可以不依賴陀螺儀等慣性器件對彈丸姿態(tài)進(jìn)行解算,方法簡單可行,測試精度與商用測姿系統(tǒng)接近,整體測姿精度控制在1.5°以內(nèi)。

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An Intelligent Attitude Determination Method Based on Magnetometers Data Only

WANG Lei1,2,LI Donghui1,2,HAO Yongping1,2,ZHU Longyong1,2,TAO Yingying1,2

(1 Research Center of Ordnance Science and Technology, Shenyang Ligong University, Shenyang 110159, China; 2 School of Mechanical Engineering, Shenyang Ligong University, Shenyang 110159, China)

According to spinning projectile of rolling in dynamic environment, an intelligent attitude determination method based on magnetometers data only was proposed with consideration of cost and size. Experimental signal data were used for training samples of an artificial neural network (ANN) depending on simulating flight attitude of turntable. Pitch angle estimation was completed by ANN. Based on it, roll angle was calculated eventually. Prototype of low cost micro inertial sensors and commercial inertial navigation system were used for implementing experiments. Experimental results demonstrate that the proposed method is feasible. The proposed intelligent attitude determination method by magnetometer data only can provide accuracy of less than 1.5 degree.

spinning projectile; magnetometer; intelligent attitude determination; artificial neural network

2015-09-18

遼寧省教育廳一般項目(L2012069)資助

王磊(1978-),男,山東萊州人,副教授,博士,研究方向:慣性/組合導(dǎo)航、智能控制算法等。

TJ760.35

A