高旋火箭彈GPS/SINS組合測姿方法

安亮亮,王良明

(南京理工大學 能源與動力工程學院,南京210094)

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高旋火箭彈GPS/SINS組合測姿方法

安亮亮,王良明

(南京理工大學 能源與動力工程學院,南京210094)

針對GPS/SINS組合導航系統在高旋火箭上應用所遇到的初始對準困難、誤差累積迅速等姿態解算難題,通過速度角輔助,提出了分段濾波進退算法修正初始滾轉角技術。通過不斷修正分段初始滾轉角使SINS解算更趨于合理值。利用速度角修正技術,去除高速旋轉造成的誤差累積,再通過卡爾曼濾波得到較為準確的姿態信息。仿真結果表明,分段濾波修正初始滾轉角可以有效地解算出較為準確的姿態信息。對實測數據的處理也證明,該技術可以應用于實際工程,解算得到的姿態信息滿足工程需要。

高旋火箭;分段濾波;進退法;速度角修正;GPS/SINS組合測姿

GPS/SINS融合了GPS精度高和SINS抗干擾能力強、輸出信息多等優點,而且兩者在性能上正好形成互補,因此采用這2種導航系統作為子系統也是世界上公認的最佳方案。但是這種組合方式在高旋火箭上的應用比較少。目前高旋火箭彈的轉速可達30 r/s,采用陀螺測量彈箭飛行姿態信息在量程上難以滿足測量要求,而且高轉速引起的初始對準困難和誤差累積導致姿態測量難以實現等問題也制約了高旋載體上組合導航的應用和研究。

國內外通常采用減旋裝置對彈道修正引信進行減旋,國外在第48屆引信年會發表的文章中展示過有關圖片[1-2],國內在減旋片的試驗研究上取得了初步成果[3]。南京理工大學還在利用地磁傳感器和太陽方位角傳感器進行姿態測量方面做了研究[4-6]。針對上述問題,在常規的基礎結構上,提出了分段濾波進退算法,借助速度角信息修正分段初始滾轉角,解決初始對不準及誤差累積問題,最終通過GPS/SINS組合解算得到較為準確的姿態信息。

1　理論分析

1.1誤差及誤差累積分析

在GPS/SINS組合導航系統中,對慣性導航的初始對準要求很高,這項工作完全是由GPS輔助完成。本文所采用的實驗數據,即某122 mm型號火箭彈的試驗遙測數據,火箭轉速達20 r/s,即7 200 (°)/s,對于0.002 s的采樣周期,一個周期14.4°。在一個看似極小的時間段內,滾轉角的變化卻很大,隨著時間的推移,這種偏差還會不斷累積,因此單純的慣導解算方法完全不適用。圖1為122 mm火箭彈的試驗遙測倉及彈頭部分,GPS的組合天線安裝在彈頭部。

圖1　122 mm火箭彈的試驗遙測倉及彈頭部分

1.2分段濾波進退法修正初始滾轉角

本文提出了一種全新的分段濾波修正初始滾轉角的方法。該方法把全彈道過程以s為單位分成數段,保證在每一個分段時長都涵蓋多個振蕩周期,在每一段分別進行解算,然后再進行GPS/SINS組合解算,最后通過卡爾曼濾波得到較為精確的姿態信息。因為初始對準比較困難,在飛行過程中誤差不斷累積。在每一小段內對慣導解算所需的初始滾轉角進行修正,去除由于高速旋轉造成的累積誤差。

根據對彈箭飛行過程中彈道飛行特性的分析,火箭飛行過程中橫向姿態(包括俯仰、偏航)的慢速運動項與速度方向是一致的,這樣才能保證火箭飛行的穩定性。因此,借助速度角(包括速度高低角和速度方位角)對慣導解算所得的姿態角信息進行修正,進而逆向修正慣導解算所需的初始滾轉角。由于初始滾轉角對慣導解算結果中姿態角的影響最大,可以說,姿態角的趨勢變化是由初始滾轉角決定的。在高旋火箭飛行過程中,滾轉角誤差累積非常快,因此每一段的初始滾轉角的確定及其修正也變得至關重要。

全彈道初始段解算所需的初始信息包括速度信息、位置信息和俯仰角、航向角、滾轉角,都可以從零時之前的采集數據求得。然后第1段末的解算結果經過修正之后作為第2段解算所需的初始數據,依次類推,直至全部彈道解算完畢。其中,主要修正的是滾轉角信息。由于俯仰角以及航向角曲線都是一種振蕩波形,在比較小的彈道段內,可以看作是沿著某條趨勢直線做正弦或者余弦運動,而在同一段內,由GPS數據計算得到的速度角曲線也可以近似看成一段直線。根據彈道特性,兩者基本一致。這里引入一種簡單的數學算法——進退法。進退法是用來確定搜索區間(包含極小點的區間)的算法。將從GPS數據計算得到的彈道角近似直線作為基準,使用進退算法讓姿態角的震蕩波形曲線的趨勢直線回歸到速度角近似直線上,就可以找到較為準確的分段初始滾轉角。

第i段的速度角直線的方程可以由一般直線方程近似表示為

y=kix+bi

(1)

而姿態角震蕩曲線的趨勢直線可以通過曲線零點求得,近似表示為

(2)

(3)

根據初始滾轉角與近似直線的斜率的單調變化關系,可以采用進退法很快地找到一個包含極值點的極小區間,而最佳初始滾轉角就是這個極值點。

針對上述問題,對進退算法進行改動,具體計算流程如圖2所示。

圖2　分段濾波進退算法流程圖

2　濾波器設計

2.1系統狀態方程

卡爾曼濾波是以最小均方誤差為準則來尋求一套遞推估計的算法,即由參數的驗前估計值和新的觀測數據進行狀態參數的更新。它適用于實時處理和計算機運算,最成功的工程應用就是應用在運載體的高精度組合導航系統上。

應用卡爾曼濾波器設計組合系統。首先以慣性導航系統的誤差方程為基礎,結合系統的量測方程,建立組合導航系統的狀態方程和測量方程,這2個方程為時變性方程。卡爾曼濾波器通過計算為慣性導航系統誤差提供最小方差估計。然后用這些誤差的估計值去修正慣性導航系統,以減少慣性導航系統的誤差;同時,經過校正后的慣性導航系統又可以提供導航信息,以輔助GPS系統提高其性能和可靠性。

由于GPS/SINS的組合導航系統全階濾波器所需要的數學模型過于復雜,難以應用于實際中,這里使用了9個基本誤差方程。慣性器件的誤差暫時只考慮固定零偏和測量白噪聲,將陀螺及加速度計的固定零偏也作為誤差狀態變量,可得15維狀態方程:

(4)

X(t)=(φNφUφEδvNδvUδvEδLδλ

δhεbxεbyεbzbxbybz)

(5)

式(5)為系統的狀態矢量;其中,下標N,E,U分別表示北天東地理坐標系的3個方向;φN,φU,φE為SINS平臺誤差角;δvN,δvU,δvE為速度誤差;δL,δλ,δh為位置誤差;εbx,εby,εbz為陀螺儀的固定零偏;bx,by,bz為加速度計的固定零偏。系統過程白噪聲矢量W(t)=(wgxwgywgzwaxwaywaz)T;協方差陣E[WWT]=Q(t);其中,wgx,wgy,wgz為陀螺的白噪聲;wax,way,waz為加速度計的白噪聲。

F(t)為系統狀態傳播矩陣,G(t)為系統噪聲傳播矩陣:

(6)

2.2量測方程

在位置、速度組合方式中,有2組觀測量:位置誤差觀測量和速度誤差觀測量。當存在初始未對準偏差和慣性器件漂移時,慣性導航系統輸出的位置、速度參數誤差隨時間迅速累積變大。采用GPS數據更新時刻的誤差量為量測值,可以得到系統量測方程。

2.2.1位置量測方程

(7)

Hp=(03×6diag(RMRNcosL1)03×6)

(8)

式中:下標I代表慣性導航系統信息,下標G代表GPS信息,Vp為GPS接收機沿北、天、東方向的位置誤差測量噪聲,作為白噪聲處理。

2.2.2速度誤差量測方程

(9)

Hv=(03×3diag(111)03×9)

(10)

式中:Vv為GPS接收機沿東、北、天方向的速度誤差測量噪聲。

將位置量測方程與速度量測方程組合,得到位置、速度組合的誤差量測方程:

(11)

3　仿真及試驗數據解算

3.1純捷聯慣導解算

某122型高旋火箭彈旋轉速度最高可達20 r/s。炮位初始坐標為:東經122.671 8°,北緯45.750 81°,海拔200.958 8 m。火箭由炮位以北偏西11.767°發射,各初始速度分量均為0 m/s,初始俯仰角25°。導航系采用北天東坐標系。對于組合測姿來說,捷聯慣導解算的姿態角信息非常重要。使用純捷聯慣導解算方法的解算結果如圖3所示，圖中,θ為俯仰角,ψ為偏航角,θa為速度高低角,ψ2為速度方位角。

圖3　捷聯慣導解算結果與速度角比較

從圖3可以看出,對于高旋載體來說,未加修正、純粹的捷聯慣導解算方法并不適用于此類高旋彈箭,則以純粹的捷聯慣導系統為基礎的GPS/SINS組合導航系統也就無法解算出姿態角。可以從圖中看出,慣導解算的誤差在不斷累積且積累迅速,最終的解算結果完全脫離合理值,GPS/SINS組合系統無法解算出高旋彈箭的姿態信息。

3.2仿真驗證結果及分析

采用同型號高旋火箭彈,仿真初始發射位置為:東經118°,北緯32°,海拔4 500m。射角53°。慣導器件采集數據步長為2ms,GPS采集步長為0.1s,取1s為一個迭代步長,以0.1°為進退步長。使用改進后的GPS/SINS組合解算方法,對采集的數據進行解算,解算的姿態結果如圖4所示。由于仿真彈道全程時長超過50s,且仿真彈道振蕩現象主要發生在前幾s,故仿真數據可以只取前10s。

圖4　仿真解算姿態角與真值的比較

從仿真結果來看,改進后的GPS/SINS組合測姿能夠很好地解算姿態角信息,且誤差可以控制在很小的范圍,能滿足試驗需要。

3.3試驗數據處理結果及分析

采用同型號高旋火箭,試驗地點在東北地區某靶場,試驗條件嚴格按照炮兵試驗條件進行。雷達和GPS都能夠采集到良好的彈道數據。發射的初始坐標為:東經122.671 8°,北緯45.750 81°,海拔200.958 8m。火箭由炮位以北偏西11.767°發射,射角25°。采用改進后的GPS/SINS組合測姿方法處理試驗數據,解算姿態角信息如圖5所示,同時根據GPS采集到的數據計算火箭全程的彈道角。

圖5　捷聯慣導解算的姿態角與彈道角信息試驗處理結果

從圖5中可以看出,實測彈道數據中彈道末端出現振蕩,振蕩的原因很復雜,主要原因包括馬格努斯不穩定引起的振幅增大、重力引起的震蕩以及陣風引起的瞬時振蕩等。圖5中通過使用改進后的GPS/SINS解算出來的姿態角信息很好地貼近了合理值。同時,滾轉角的變化規律符合其在外彈道段不斷衰減的規律[8]。圖6為俯仰角和偏航角解算誤差曲線,圖中,eθ為俯仰角誤差,eψ為偏航角誤差。從圖6可以看出,誤差很小,解算精度完全滿足工程需要。

圖6　俯仰角和航向角的解算誤差

4　結論

本文針對GPS/SINS組合方案在高旋火箭上應用所遇到的姿態難以測量等問題,提出了分段濾波進退算法修正初始滾轉角的技術，建立了一個能應用于實際的模型。利用卡爾曼濾波對實驗數據進行了解算及分析,得到以下結論:

①對于高旋載體來說,不加修正,純粹的捷聯慣導解算方法并不適用；

②利用分段濾波進退算法修正滾轉角,改進后的捷聯慣導解算方法能夠輸出令人滿意的姿態信息以供組合系統使用；

③GPS/SINS組合測姿方法可以在高旋火箭上有效地使用,其解算結果能有效地趨近于合理值。

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GPS/SINS Attitude Measurement Method of High-spin Rocket

AN Liang-liang,WANG Liang-ming

(School of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Science and Technology,Nanjing 210094,China)

According to the attitude-algorithm problem of GPS/SINS applied to high-spin rocket such as the difficulty of initial alignment and the error accumulation,a correction technique of initial roll angle using segment filtering and advance-retreat technology was proposed by the aid of velocity angles.The initial roll angle of segments was constantly corrected to drive the result of SINS close to the reasonable value,and the error accumulation caused by high-spin rate was removed by velocity angles.More accurate attitude-information was obtained by Kalman filtering.The simulation result shows that more accurate attitude-information can be obtained by the correction technique of initial-roll-angle using segment filtering.The technology can be used in practical engineering,and the solved attitude information satisfies project requirement.

high-spin rocket;segment filtering;advanc-retreat technology;trajectory angles correction;GPS/SINS attitude measurement

2015-05-27

國防973項目

安亮亮(1986- ),男,博士研究生,研究方向為組合導航及測姿。E-mail:anliangno1@126.com。

TJ714

A

1004-499X(2016)01-0039-06