1、基于红外光轴信息的旋转弹位置姿态解算研究 夏团结 杨大伟 钮赛赛 申涛 刘会文 上海航天控制技术研究所 摘 要： 基于旋转导弹的原设计, 在旋转弹消旋平台上安装两轴框架, 将红外探测光轴固定于框架上, 采用微型惯组固连于红外探测光轴的底端以简化旋转弹导引头结构与多模复合设计, 对基于红外光轴信息的旋转弹位置姿态解算方法进行了研究, 以实现导引头搜索至截获目标期间的姿态和位置的解算。给出了消旋平台和惯组的总体设计, 采用引入框架码盘和消旋平台数据的方法, 正确解算出此阶段导航信息, 确保弹体的平稳准确飞行。建立了引入框架码盘误差后的位置姿态解算模型及流程。理论推导了框架转换定位与姿态及其相应误差
2、。在两轴转台上用实物导引头验证了算法的正确性。对误差补偿设计和惯组精度需求进行了量化分析与验证。结果表明:陀螺漂移量控制在 0.1 () /s 以内, 初始姿态角误差控制在 0.2以内, 探测器指向误差可达到半视场优于 0.2;加速度计误差控制在 0.1m/s2以内, 码盘误差控制在 0.04以内, 惯导定位误差在10s 内可保证小于 10m。该结论对此类旋转弹的后续发展有重要的参考意义。关键词： 旋转弹; 消旋平台; 红外探测; 微型惯组; 框架码盘; 位置姿态; 补偿模型; 误差量化; 作者简介：夏团结 (1989) , 男, 工程师, 主要从事导引头控制系统设计。收稿日期：2017-07
3、-26Research on Position and Attitude Solving of Rolling Airframe Missile Based on Infrared Optical Axis InformationXIA Tuan-jie YANG Da-wei NIU Sai-sai SHEN Tao LIU Hui-wen Shanghai Institute of Spaceflight Control Technology; Abstract： Based on the initial design of some rolling airframe missile, t
4、he two frames were installed on the raceway platform, and infrared detection optical axis was fixed on the frames and miniature inertial units were fixed on the bottom of the optical axis to simplify the seeker structure and multi-mode combined design for rolling missile.The solving method of the po
5、sition and attitude for rolling airframe missile based on the information of infrared optical axis was studied in this paper, which could realize the position and attitude solving during the flying from frame code introduced to target capture.The overall design of raceway platform and miniature iner
6、tia was given.The guidance information would be obtained by introducing frame code and raceway platform data, which could ensure the missile body flying stably.The position and attitude solving model and flowchart were established after the error of frame code introduced.The frame transfer of positi
7、on and attitude and relative errors were derived theoretically.The correctness of the algorithm was proved using real seeker on the two-axis turntable.The quantization of the error compensation design and miniature inertia accuracy were analyzed and approved.The results showed that the direction err
8、or would be smaller than 0.2in half view of sight when the gyro shift was smaller than 0.1 () /s and initial attitude error was smaller than 0.2, and the inertial positioning error would be smaller than 10 min 10 seconds when the accelerometer error was smaller than 0.1 m/s2 and frame code error was
9、 smaller than 0.04.The conclusion has great value for the development of rolling airframe missile.Keyword： rolling airframe missile; raceway platform; infrared detection; miniature inertia; frame code; position posture; compensation model; error quantification; Received： 2017-07-260 引言旋转导弹的发展已日趋成熟,
10、简化结构设计和采用多模复合设计, 对导弹武器系统保持良好的特性有重要的意义和价值1。基于旋转导弹的原设计方案, 尽量简化设计结构、降低成本、提高器件利用效率, 在单红外旋转弹的平台上安装可扩大视场的两轴框架, 将红外光轴固定于内框轴上, 微型小惯组固连于红外探测光轴的底端, 这样既能最大限度地利用导引头空间, 又可在导弹发射前期应用惯组增大导弹的作用距离, 大幅提升导引头在复杂战场环境中的适应能力2。与双框架平台相比, 这种安装方式无须在平台上安装惯组, 不仅节省了导引头空间, 而且成本也相对较低;与半捷联相比, 其框架上不安装陀螺, 稳定回路只能将码盘微分作为速度反馈, 影响回路的快速性和稳
11、定性;结合了红外框架的优点, 且在不增加导引头空间的条件下复合利用惯组信息。其中:微型小惯组包括正交的三轴陀螺和三轴加速度计, 分别敏感光轴坐标系的三轴方向。利用安装于红外光轴底部的惯组计算弹体的姿态位置, 是前期弹体导航最重要的前提, 需要将光轴敏感出的信息通过坐标转换, 转换到消旋平台坐标系中, 结合目标信息即可提取出相对平台的目标视线角速度, 再利用弹旋调制, 就可输出舵机所需的控制信息, 在陀螺和加速度计零位有所限定时, 用四元数法完成姿态矩阵计算, 姿态矩阵结合加速度信息完成位置信息解算, 码盘所测量的转换框架角度需达到一定的精度, 才能满足所需的定位精度, 因此在现有条件下, 保证
12、正交安装精度和确定码盘测角精度, 对实时计算姿态矩阵、解算位置信息至关重要。为此, 本文研究了基于红外光轴信息的旋转弹位置姿态解算, 推导了框架转换姿态和定位并讨论了工程中两者的误差量化。1 旋转弹消旋平台与光轴总体设计旋转弹消旋平台与光轴的总体设计如图 1 所示。导引头中的陀螺和加速度计以惯组形式固连在光轴底部, 安装在位标器的内框上, 而位标器固定于消旋平台上。控制系统利用基座陀螺测定实时数值, 在弹体高速旋转时保证消旋平台相对惯性空间稳定, 其中磁码盘分别安装在内外框轴上。光轴在惯性空间寻找目标时, 内框码盘测量光轴内框方向相对弹体的转角, 外框码盘测量光轴外框方向相对弹体的转角3。图
13、1 消旋平台与惯组总体设计 Fig.1 Overall design of race and platform 下载原图图 1 中:g 表示框架坐标系;p 表示平台坐标系;i 表示惯性坐标系;f ip为平台系中的加速度信息; ip为平台相对惯性坐标系的角速度 在惯性坐标系中的投影。其中:框架加速度计结合码盘数据经框架转换到消旋平台上, 基座陀螺数据用于消旋稳定控制;框架上的陀螺信息通过内外框码盘转换到平台系中, 解算平台相对惯性系的姿态信息, 结合转换的三轴加速度计对弹体定位, 通过弹体姿态和位置, 解算弹体和目标夹角, 控制两轴框架使光轴实时指向目标。为验证此设计方案和控制算法的正确定性,
14、设计以下实验。a) 使导引头作俯仰偏航运动, 应用惯导时, 在模拟导弹发射前将光轴解锁, 同时解锁码盘, 在导引头跟踪上目标后高速起旋, 稳定后给出转台指令, 使导引头按预定轨迹运动同时锁定目标。结合码盘数据验证在跟踪状态下姿态解算的推理, 并将此推理用于导引头寻找目标, 正确解算出弹体姿态信息。b) 将在导引头寻找目标过程中解算出的正确姿态信息用于该过程的弹体位置计算, 利用这些数据建立准确的角速度关系, 更新四元数位置转换矩阵, 结合加速度计的输出, 得到位置信息并与光测信息进行比对, 验证导弹在寻找目标过程中姿态位置解算的正确性。c) 在姿态位置解算设计中引入误差模型, 对惯组精度进行量
15、化分析。在姿态位置解算设计中, 主要涉及框架坐标系、平台坐标系和惯性坐标系间的信息转换。框架坐标系建立在导引头前端两轴框架上, 用于带动红外探测器实时指向目标;惯组模式下, 需获知平台和目标相对惯性空间的位置信息, 平台坐标系建立在消旋平台上, 初始平台电锁, 弹体坐标系与平台坐标系重合, 控制弹旋角度调制, 即可将调制后的惯性视线角速度信息转换为弹体系相对惯性系的控制指令。1.1 惯组姿态解算设四元数式中:i, j, k 为三轴单位矢量。一个坐标系相对另一个坐标系的相对转动可用四元数唯一性表示。设平台系 O-xpypzp相对惯性系 O-xiyizi的三个旋转角度表征飞行器姿态的三个姿态角为滚
16、转角 、俯仰角 和偏航角 4。将地理坐标系依次沿 z、x、y 轴旋转相应的偏航角、滚转角和俯仰角可得机体坐标系, 两者的方向余弦矩阵可表示为式中:用四元数描述 p 系相对 i 系的转动时, 可得姿态矩阵为式中:对比式 (2) 、 (3) , 可得四元数和欧拉角的关系为四元数微分方程为式中: ip为 p 系相对 i 系的转动角速度在 p 系中的投影, 可由三轴角速率陀螺得到, 且 ip=0+ ipxi+ ipyj+ ipzk。此处: ipx, ipy, ipz分别为测量的三轴角速率陀螺 x、y、z 轴分量。展开式 (5) , 可得其矩阵形式为式中:设采样时间为 t, 在单位步长内系统角速率保持不
17、变, 对上述微分方程进行差分可得其矩阵表达式为式中:上述方程即四元数更新方程。利用上述四元数和欧拉角的关系, 可求得每个时刻的欧拉角 (实时更新的姿态角) 5。1.2 惯组位置解算导弹发射前, 导引头电锁, 码盘机械锁死, 码盘无数据输出, 当光轴寻找目标时, 利用码盘和基座陀螺的数据输出可精确解算出该过程中的姿态变化, 建立准确的角速度关系;结合加速度计的输出, 更新位置转换矩阵, 得到位置信息。惯组位置解算流程如图 2 所示。图 2 惯组位置解算流程 Fig.2 Flowchart of formula design 下载原图图 2 是在寻找目标过程中采集到的加速度数据经过处理的解算流程。
18、整个流程中加速度经过码盘数据转换为 p 系中的加速度信息。因最终所用的加速度信息是相对惯性空间的, 故还需将 p 系转换为 i 系。为实现加速度的实时更新, 需实时更新四元数, 其更新需使用码盘对角速率的转换6。其中:用更新四元数的坐标转换矩阵为式中:C p为 p 系至 i 系的转换。则 p 系中加速度与 i 系中的加速度满足关系由此, 独立回路可求取所需的加速度。2 框架转换姿态推导及误差量化利用实验台分析框架转换算法的精度。整个姿态算法中主要包括引入位标器数据后的整体数据合成、转换关系分析和姿态更新方法分析。陀螺数据框架转换和从实验台采集到的数据处理流程如图 3 所示。流程中需用微型惯组中
19、的三轴陀螺和框架角度和角速度信息 (内外框码盘值及其微分) , 以及消旋平台上基座陀螺输出的角速度信息。光轴上的三轴陀螺需经合成和坐标转换变成适合四元数更新的角速度值, 再用四元数的更新值转换为实时更新的姿态信息7。图 3 陀螺数据框架转换流程 Fig.3 Transformation flowchart of gyro data frame 下载原图四元数更新求解姿态信息时, 所需的角速度为 ip, 即导引头相对 i 系的角速度在 p 系中的投影, 而实验台给出的角速度为 ig, 即 g 系相对 i 系的值在光轴上的投影, 显然在流程中为求解姿态信息, 须先作 ig至 ip的转换。导引头在跟
20、踪目标时, 实验台按设定轨迹运动, 运动过程中光轴与弹轴产生相对运动, 内外框码盘输出俯仰和偏航方向的角度值 (假设俯仰角 、偏航角 ) , 单位采样时间 t 内可求出平均角速率 pg (/dt, /dt) ;在滚转方向 (假设滚转角 ) , 由于光轴固联于消旋平台上, 基座陀螺产生的角速率同样是 g 系相对 p 系的转动, 即 pg (/dt, /dt, /dt) 。将实验台输出数据和码盘数据合成, 可得由 ig, ip的关系可知, 为得到 ip只需要作 g 系至 p 系的坐标转换即可, 故需获知弹体系投影至 g 系的欧拉角。由码盘输出的角度值可得 , , 由基座陀螺输出可得 (由基座陀螺积
21、分得到) , 则光轴坐标系到平台坐标系依次沿 y、z、x 轴旋转相应的偏航角、俯仰角和滚转角, 可得转换矩阵为式中:则可得弹体系中的角速率为至此, 给出了完整的利用微型惯组及码盘数据的弹体姿态求取方法。在两轴转台上用实物导引头对本文算法进行验证。实验室条件下, 令导引头工作于跟踪固定目标状态, 两轴转台作偏航 (y 轴) 5、1 Hz, 俯仰 (z 轴) 5、1 Hz 的圆锥运动 10 次, 在此状态下, 跟踪目标固定, 弹体会跟随转台运动。综合考虑探测器指向误差达到半视场 0.2以内, 陀螺漂移量小于 0.1 () /s, 分析不同框架角误差对姿态误差的影响, 所得弹体三轴姿态解算结果分别如
22、图46 所示。由图 4 可知:框架无误差时, 偏航、俯仰向的指向误差量分别约-0.297, -0.39, 误差主要源于陀螺的零位、漂移量, 以及码盘角度误差。由图 5 可知:引入框架角误差 0.04后, 偏航、俯仰向的指向误差量分别约-0.142 5, -0.207。去除原始姿态角造成的误差, 框架角 0.04的误差导致了偏航向的指向角偏差为 0.154 5, 俯仰向的指向偏差为 0.183。由图 6 可知:引入框架角误差 0.1后, 偏航、俯仰向的指向误差量分别约-0.023, 0.037。去除原始姿态角造成的误差, 框架角 0.1的误差导致了偏航向的指向角偏差为 0.274, 俯仰向的指向
23、偏差为 0.427。综上, 为实现半视场 0.2的误差, 框架角度误差需控制为小于 0.04。图 4 无误差时弹体三轴姿态 Fig.4 Projectile three-axis attitude without frame posture error 下载原图图 5 框架引入误差 0.04时弹体三轴姿态 Fig.5 Projectile three-axis attitude with frame posture error 0.04 下载原图3 框架转换定位推导及误差量化实验室条件下, 令导引头工作于跟踪固定目标状态, 两轴转台作偏航 (y 轴) 5、1 Hz, 俯仰 (z 轴) 5、1H
24、z 的圆锥运动 10 次。为验证弹体摆动对框架转换的影响, 基于标准弹道, 引入码盘误差 0.05, 0.1, 比较引入误差后弹道和原始弹道差值, 进一步确定码盘误差角对平台转换精度的影响。综合考虑惯导定位误差在 10s 内保证小于 10m, 加速度计误差控制为小于 0.1m/s, 分析不同码盘误差角对定位误差的影响, 所得结果分别如图 7、8 所示。图 6 框架引入误差 0.1时弹体三轴姿态 Fig.6 Projectile three-axis attitude with frame posture error 0.1 下载原图图 7 码盘误差 0.05时弹体位置误差 Fig.7 Shel
25、l position error with code error 0.05 下载原图由图 7、8 可知:弹道试验仿真中 10s 内码盘误差 0.05造成了位置误差 12m;码盘误差 0.1造成了位置误差 38m, 因此需将码盘误差控制在一定范围内, 才能进一步提高惯组精度。针对框架角度误差 0.1内最大误差 10 m 的研究目标, 实际仿真中不考虑其他情况, 综合框架转换姿态误差量化分析, 框架误差小于0.04才能满足半视场 0.2指向角误差。由此, 建议限制码盘误差小于0.04。图 8 码盘误差 0.1时弹体位置误差 Fig.8 Shell position with error code
26、error 0.1 下载原图4 误差补偿设计和惯组精度需求量化分析与验证根据建立的惯组器件和算法误差模型, 重新设计解算流程, 对比引入误差模型前后的不同, 分析建立此误差模型的可行性及特点, 进一步提高位置解算的精度。引入误差模型后的解算流程如图 9 所示。其中通过尽可能消除实际数据误差量, 以提高位置和姿态解算的精度。由图 9 可知:理想模型与误差模型各分量间都存在误差量, 求解出此误差量是实现误差模型的首要条件。因实际采集的数据 ie, en, 珟 f 和用理想模型求得的数值 v 均含误差, 需转换为 ie, en, f, v。实际系统中存在一定存在误差量, 经分析和解算可从中算得误差量
27、 ie, en, f, v, 而理想姿态转换矩阵 Cp也是由实际系统中解算出的矩阵 Cd经误差补偿得到。误差量是时变量, 在分段求取理想姿态位置信息时, 将上一时刻求出的理想参数代入下一时刻求得的数据也有误差 (因误差补偿量与时间有关) , 求取各时间段的误差量作补偿, 才能得到完整的姿态位置信息8。图 9 误差补偿引入后位置解算流程 Fig.9 Location solution flowchart after error compensation introduced 下载原图图 9 是在理想模型基础上进行了补充, 完善了部分信息。根据该流程图, 对软件程序进行了修改, 并用于独立回路。分
28、析误差模型对姿态位置解算的影响, 误差模型引入前后用观测到的标准弹道和用遥测数据解算的结果分别如图1012 所示。图 1012 给出了 10, 15s 两个时刻点对应的数据信息。由图 1012 可知:观测弹道解算的弹道东向误差 10, 15s 时分别为 67, 153 m, 北向误差 10, 15s 时分别为 35, 84m, 高度误差 10, 15s 时分别为 3.2, 79.3m;引入误差模型后解算的东向误差 10, 15s 时分别减小了 96, 149m, 北向误差 10, 15s 时分别减小了 85, 82m, 高度误差 10, 15s 时分别减小了 4.2, 4.8m。综上, 引入误
29、差模型后, 弹道的误差可有较大减小。因惯组输入量精度和框架转换精度对整体解算精度的影响至关重要, 综合考虑器件影响, 10 s 内达到了 80 m, 陀螺漂移量小于0.08 () /s 时最大误差 50m (当前使用器件相应指标为 0.11 () /s, 研究目标为 0.1 () /s) , 初始姿态角误差小于 0.2时最大误差 15m (实际由武器系统提供, 一般小于 0.2) , 加速度计误差小于 0.1m/s 时最大误差 10m (当前器件 0.2m/s) , 码盘误差小于 0.04时最大误差 10m (当前码盘误差0.15) , 虽然短时间内惯组解算可获得较好的效果, 但对长时间导航任
30、务, 惯组精度需求的提出就尤为重要, 其对整体惯导系统的精度影响较大。图 1 0 东向位置解算结果 Fig.10 East position solution result 下载原图图 1 1 北向位置解算结果 Fig.11 North position solution result 下载原图图 1 2 高度解算结果 Fig.12 Height solution result 下载原图由上述分析可知:微型小惯组安装在框架上将面临更严峻的弹上振动环境, 影响器件的输出误差。结合指向误差达到半视场 0.2以内和惯导定位误差在 10s内保证小于 10 m。后续弹上减振、框架传感器安装精度控制和码盘
31、筛选等将是研究重点。5 结束语本文对导引头寻找目标过程中的姿态位置解算进行了研究。先理论推导了用码盘数据解算弹体姿态的方法, 通过惯组的姿态和位置解算设计, 正确解算出姿态和位置, 进而分别对框架转换的姿态和位置进行误差量化控制, 通过实验得到弹体位置姿态提高的解算精度为:需综合考虑器件影响, 陀螺漂移量控制在0.1 () /s 以内, 初始姿态角误差控制在 0.2以内, 探测器指向误差可达到半视场 0.2以内;加速度计误差控制在 0.1m/s 以内, 码盘误差控制在 0.04以内, 则惯导定位误差在 10s 内可保证小于 10m。关于惯组精度需求的结论对此类型旋转弹的后续发展有重要的参考意义, 利于为弹体的前期捷联惯导提供准确无误的信息, 解决了交班瞬间弹体姿态位置的求解问题, 保证对导弹轨迹
