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        彈載組合導(dǎo)航算法仿真實(shí)現(xiàn)

        2021-10-20 12:29:44方楚雄吳安安馮治嬌
        火控雷達(dá)技術(shù) 2021年3期
        關(guān)鍵詞:測量

        陳 耿 于 山 方楚雄 吳安安 馮治嬌

        (西安比特聯(lián)創(chuàng)科技有限公司 西安 710100)

        0 引言

        彈道修正彈是在20世紀(jì)80年代中期發(fā)展起來的新型彈藥,其基本概念是:能夠在彈丸飛行過程中實(shí)時(shí)測量彈載體姿態(tài)和位置信息,通過控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)彈道修正、減小彈道偏差、提高打擊精度的彈藥。

        1 工作原理

        目前國內(nèi)主流彈體工作過程見圖1所示。

        圖1 彈體工作過程圖

        目前全姿態(tài)測量是彈道修正的關(guān)鍵技術(shù)之一,其測量傳感器主要受限于:彈丸發(fā)射過載大(普遍大于10000g),滾轉(zhuǎn)角速度大(一般大于3600°/s),彈體空間體積小,以及需要低成本。

        基于以上幾點(diǎn),傳統(tǒng)高精度的光纖陀螺和激光陀螺由于體積大成本高的特點(diǎn)無法直接應(yīng)用于彈道修正彈。所以目前主流實(shí)現(xiàn)方案為MEMS技術(shù)的慣性器件組成的慣性測量單元加上衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)完整的慣性/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)。

        2 試驗(yàn)過程概述

        用已有的實(shí)彈數(shù)據(jù),包含慣性測量單元(以下簡稱IMU)以及衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)(以下簡稱衛(wèi)導(dǎo))數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)仿真,對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行分析。具體試驗(yàn)環(huán)境搭建情況參見圖2所示 。

        圖2 試驗(yàn)環(huán)境搭建

        算法實(shí)現(xiàn)過程簡要框圖見圖3所示 。

        圖3 算法實(shí)現(xiàn)過程簡要框圖

        3 算法實(shí)現(xiàn)

        本次算法設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了滾轉(zhuǎn)角高轉(zhuǎn)速條件下動(dòng)態(tài)對(duì)準(zhǔn)技術(shù)和航姿位置解算功能,算法仿真設(shè)計(jì)主要使用非線性系統(tǒng)的卡爾曼濾波器(擴(kuò)展卡爾曼濾波器,Extended Kalman filter-EKF)[2]實(shí)現(xiàn)。

        假設(shè)連續(xù)或離散的隨機(jī)系統(tǒng)由非線性離散方程式和記錄測量的模型方程式表示(見表1所示)。

        表1 非線性離散方程式和記錄測量的模型方程式

        所采用的線性化方法要求函數(shù)f和h連續(xù)兩次微分。

        用符號(hào)δ標(biāo)出被估計(jì)航跡的小增量為

        δxk=xk-xk(-)

        (1)

        (2)

        xk(-)=xk|k-1——系統(tǒng)狀態(tài)外推 (預(yù)測)

        (3)

        由此,得出

        (4)

        (5)

        (6)

        (7)

        (8)

        算法中狀態(tài)矢量包涵姿態(tài)四元數(shù)Λ和х軸角速度傳感器的零偏β。狀態(tài)矢量方程可寫成式(9)

        (9)

        (10)

        (11)

        (12)

        (13)

        由此,可寫出

        (14)

        零偏的不確定性是使用陀螺傳感器的主要問題。當(dāng)陀螺零偏存在誤差時(shí)對(duì)姿態(tài)定位會(huì)帶來很大影響,同時(shí)陀螺零偏值隨溫度也有變化。因此在與其他傳感器組合使用陀螺傳感器時(shí),使用以下方法確定零偏值。

        使用陀螺傳感器零偏測量模型[4]為

        (15)

        ηv和ηu為根據(jù)E[ηv]=0和E[ηu]=0的角速度和零偏測量速度白噪聲。

        現(xiàn)假設(shè)陀螺誤差量測模型中,陀螺零偏為固定值δβ=0;現(xiàn)在將以上所有描述的寫為

        (16)

        狀態(tài)線性化轉(zhuǎn)換矩陣(雅科比矩陣)[3]為式(17)。

        (17)

        從連續(xù)形式轉(zhuǎn)換成離散形式時(shí),由于計(jì)算步驟中矩陣F不變,可將轉(zhuǎn)換矩陣寫成式(18)。

        (18)

        為節(jié)省計(jì)算資源,實(shí)現(xiàn)時(shí)只取兩個(gè)一次分解項(xiàng)。

        4 仿真結(jié)果分析

        將實(shí)彈IMU數(shù)據(jù)及衛(wèi)導(dǎo)數(shù)據(jù)按時(shí)序發(fā)送至仿真系統(tǒng)后,仿真結(jié)果如下,其中根據(jù)彈載體衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)可以得出以下彈體飛行路徑[5],見圖4所示。

        圖4 彈載體飛行路徑

        圖5 經(jīng)度方向組合導(dǎo)航位置精度

        圖6 緯度方向組合導(dǎo)航位置精度

        圖7 高度方向組合導(dǎo)航位置精度

        圖8 組合導(dǎo)航方位角精度

        圖9 組合導(dǎo)航俯仰角精度

        圖10 組合導(dǎo)航橫滾角精度(節(jié)選)

        通過以上數(shù)據(jù)分析,其中位置精度、方位角以及俯仰角精度均可用衛(wèi)導(dǎo)信息相互驗(yàn)證,橫滾角無法通過衛(wèi)導(dǎo)信息驗(yàn)證,目前采用反證法進(jìn)行了論證,通過多次遞歸方式進(jìn)行計(jì)算,其最終結(jié)果均能相互吻合。

        試驗(yàn)中也考慮衛(wèi)導(dǎo)信息中斷情況下的精度分析,具體結(jié)果參見表2和表3所示。根據(jù)以上內(nèi)容可以得出以下結(jié)論:

        表2 導(dǎo)航位置精度及速度精度計(jì)算(ΔB為經(jīng)度方向誤差,ΔL為緯度方向誤差,ΔH為高度方向誤差,ΔVe為東向速度誤差,ΔVn為北向速度誤差,ΔVu為天向速度誤差)

        表3 導(dǎo)航姿態(tài)精度計(jì)算(ΔΦ為方位角誤差,Δθ為俯仰角誤差,Δγ為橫滾角誤差)

        1)根據(jù)以上算法計(jì)算結(jié)果滿足現(xiàn)有彈體載體的導(dǎo)航要求,證明了算法理論行之有效;

        2)通過現(xiàn)有的彈體數(shù)據(jù)驗(yàn)證了該算法正確有效;

        3)該算法適用于實(shí)時(shí)彈載導(dǎo)航系統(tǒng)。

        5 結(jié)束語

        根據(jù)以上推導(dǎo)過程及數(shù)據(jù)分析,該解算算法具有以下優(yōu)點(diǎn):

        1)遞歸性(可更好的應(yīng)用于實(shí)時(shí)模式);

        2)橫滾軸角速度傳感器系統(tǒng)誤差估計(jì);

        3)可以有效解算精度較高的姿態(tài)精度和位置精度。

        本文論證了以非線性(擴(kuò)展)卡爾曼濾波器EKF為基礎(chǔ)研發(fā)的解算角度姿態(tài)參數(shù)的連續(xù)遞歸算法;并且以實(shí)彈測試數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)進(jìn)行了仿真,仿真結(jié)果較好,并且經(jīng)論證可以滿足后續(xù)控制精度,后續(xù)我們將繼續(xù)開展實(shí)彈驗(yàn)證工作。

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