一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法
专利汇可以提供一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 公开了一种高旋高过载条件 飞行器 的 姿态 角 确定方法，首先根据GPS 导航系统 获取飞行器质心所在经度、纬度和海拔高度信息，求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射 坐标系 质心速度信息，并通过复 攻角 对速度高低角和速度方位角分别进行修正补偿得到弹轴高低角和弹轴方位角；然后根据经纬高信息做为地 磁场 模型的输入，求取出地理坐标系下的地磁分量；根据地磁 传感器 的测量信息得到地磁分量和地理坐标系下的地磁分量之间的等式关系，求解出后体 滚转 角；最后将角 编码器 测量的滚转角和后体滚转角求和，得到控制所需的前体滚转角，实现高旋高过载条件下双旋飞行器的姿态确定，不依赖于惯性测量原件，不会出现大幅度漂移现象，测量结果准确。，下面是一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法专利的具体信息内容。
1.一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1)、根据飞行器GPS导航系统获取飞行器质心所在经度、纬度和海拔高度信息，求取飞行器的质心速度信息并将质心速度换算至发射坐标系质心速度信息；
步骤2)、利用步骤1)所得发射坐标系质心速度信息求取速度高低角与速度方位角，将速度高低角与速度方位角代入复攻角补偿算法求取弹轴高低角与弹轴方位角；
步骤3)、利用步骤1)所得飞行器经度、纬度和海拔高度信息，根据地磁模型求取地磁场，然后通过坐标系转换求取地理坐标系地磁场分量；
步骤4)、利用飞行器高速旋转采集K圈的地磁数据，利用采集的地磁数据求取误差校正参数；
步骤5)、利用步骤4)得到的误差校正参数求取的修正后弹体坐标系地磁场分量，然后将步骤3)得到的地理坐标系地磁场分量、步骤2)得到的弹轴高低角、修正后弹体坐标系地磁场分量和弹轴方位角代入后体滚转角解算算法模块，求取双旋弹后体滚转角；
步骤6)、获取当前角编码器所测滚转角——前体相对于后体的滚转角，将步骤5)得到的双旋弹后体滚转角与角编码器所测滚转角求向量和即为前体滚转角。
2.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，步骤1)中，通过GPS系统提供坐标系下的分速度信息 将分速度信息
通过坐标转换变为地面坐标系下的速度分量(Vx，Vy，Vz，)：
其中σ是初始航向角，L和λ分别表示GPS系统给出的纬度和经度信息。
3.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，建立地面坐标系O1XYZ、基准坐标系OXNYNZN和弹轴坐标系Oξηζ，基准坐标系OXNYNZN由地面坐标系平移至飞行器质心O而成，随质心一起平动；弹轴坐标系可看作基准坐标系N经两次旋转而成；第一次是基准坐标系N绕OZN轴正向右旋 角，第二次是绕Oη轴负向右旋 角，为弹轴高低角， 为弹轴方位角：
双旋弹前体极转动惯量为 后体极转动惯量为 飞行器整体赤道转动惯量为Iy；
在地面坐标系下，双旋飞行器的实时质心速度分量为(Vx，Vy，Vz，)，其合速度为V；在弹轴坐标系下，后体滚转角速度为 前体滚转角速度为 则期望的弹轴高低角与弹轴方位角按下式计算：
速度方位角ψ与速度高低角θ：
复攻角δP1、δP2：
M、T由气动外形和大气条件参数确定；
弹轴高低角 与弹轴方位角 确定如下：
4.根据权利要求3所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，地面坐标系O1XYZ确定：双旋飞行器的起飞点为原点O1，O1X轴沿水平线指向发射方向，O1Y轴铅直向上，O1Z轴按右手法则确定；基准坐标系OXNYNZN确定：由地面坐标系平移至飞行器质心O而成，随质心一起平动；弹轴坐标系Oξηζ确定：Oξ轴为弹轴，Oη轴垂直于Oξ轴指向上方，Oζ轴按右手法则确定。
5.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，步骤3)中，地磁模型表述为：
其中X、Y、Z分别代表地心球坐标系下地磁场的北向、东向和垂直方向的分量；φ表示地理余纬；λ表示经度；N是最高阶数； 和 表示地磁场的球谐系数；a是地球参考半径；r是距离地心的径向距离； 是包含φ的多项式；然后通过坐标系转换求取地理坐标系地磁场分量：
6.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，采集K圈的地磁数据后，从地磁数据中选取出地磁传感器Z轴和Y轴的最大值、最小值Ymax，Ymin，Zmax，Zmin：
计算地磁传感器Y轴和Z轴的零偏修正量：
计算地磁传感器Z轴和Y轴的刻度因子：
计算地磁传感器Y轴和Z轴之间的非正交误差项：
其中ε是地磁传感器Z轴实际非正交安装位置和理论正交安装位置之间的夹角，ZN是Y轴输出最大时Z轴的输出值。
7.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，建立地理坐标系OXGYGZG，原点位于飞行器质心，OXG轴指向东向，OYG轴指向北向，OZG轴指向天向；地理坐标系到基准坐标系之间的转换矩阵为：
其中σ表示初始航向角；
建立弹体坐标系OXBYBZB，原点位于飞行器质心，XB轴沿弹体纵轴向前，YB轴沿弹体纵向对称平面向上，ZB轴按右手法则确定；弹轴坐标系绕Oξ旋转γ角得到弹体坐标系，γ角为需要求解的后体滚转角；
已知地理坐标系下地磁场分量 令 表示
弹体坐标下的地磁场分量，其中 和 为双轴地磁传感器测量的已知量；据此，可以列出等式：
求解该等式可以最终得出飞行器的滚转角γ。
8.根据权利要求7所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，基准坐标系经过三次旋转得到弹体坐标系，第一次是(N)系绕OZN轴正向右旋 角，第二次是绕Oη轴负向右旋 角，第三次是绕Oξ轴正向旋转γ角；基准坐标系到弹体坐标系之间的转换矩阵为：
9.根据权利要求8所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，滚转角γ求解过程为：
最终得出飞行器的滚转角γ如下：
γ＝arctan2(sinγ,cosγ)
式中arctan2(,)函数表示表示四象限反正切。
10.根据权利要求1所述的一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法，其特征在于，K值可由飞行试验或仿真确定。
一种高旋高过载条件飞行器的姿态角确定方法
技术领域
背景技术
发明内容
具体实施方式
量的已知量。据此，可以列出等式：
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