高旋火箭弹GPS/SINS组合测姿方法

针对GPS/SINS组合导航系统在高旋火箭上应用所遇到的初始对准困难、误差累积迅速等姿态解算难题,通过速度角辅助,提出了分段滤波进退算法修正初始滚转角技术。通过不断修正分段初始滚转角使SINS解算更趋于合理值。利用速度角修正技术,去除高速旋转造成的误差累积,再通过卡尔曼滤波得到较为准确的姿态信息。仿真结果表明,分段滤波修正初始滚转角可以有效地解算出较为准确的姿态信息。对实测数据的处理也证明,该技术可以应用于实际工程,解算得到的姿态信息满足工程需要。

一种基于磁传感器的高旋火箭弹滚转角测量方法

为了实现高旋火箭弹在惯性系下滚转角的实时精确测量,提出了一种基于磁传感器的测量算法。采用磁传感器测量信息实时解算弹体基准相对于地磁矢量的滚转角,结合地磁矢量相对惯性系的角位置,确定弹体在惯性系下的滚转角。提出采用五点三次平滑滤波处理磁传感器采集数据,不需要进行迭代计算且不依赖于载体的动力学模型,可实现实时滤波解算。数学和半实物仿真结果表明,所提出的测量方法能够有效抑制噪声的影响,使测角精度提高1倍,满足高精度和实时性的要求。

基于落点预测的高旋火箭弹弹道修正算法

高旋火箭弹的修正控制是基于等效力实现的二维弹道修正控制,由于弹体存在陀螺进动和马格努斯效应,在控制力作用下产生的附加攻角引起的升力与控制力的矢量合为等效力,其大小与方向在控制过程中不断变化,不能简单根据偏差量(修正量)的比例关系来确定控制力的方向。基于此,分析了控制力与等效力的关系,提出了一种基于弹道落点预测的控制算法。首先利用弹道落点预测模型实时预测落点与目标的偏差量,然后利用小扰动法构造偏差量对控制量的敏感系数矩阵,通过偏差量与敏感系数矩阵解算出纵、横两个方向的需用控制量。采用修正前后速度矢量的位置关系得到控制量的合矢量及其方位角,并利用控制量的合矢量与等效力计算出控制周期,在控制周期内按照等效力方位角调整控制力的方向实现对高旋火箭弹的精确控制,解决了非线性耦合问题。仿真结果表明该算法具有较高的控制精度,为工程应用提供理论依据。