一种弹载地磁姿态测量处理算法的制作方法

本发明属于地磁导航应用技术领域，具体地说，涉及一种弹载地磁姿态测量处理算法。

背景技术：

地磁场是地球系统的基本物理场，是地球的固有资源，为航空、航天、航海提供了天然的参考系，可应用于航天器或舰船的定位定向及姿态控制。利用地球磁场空间分布的磁导航技术简便高效、性能可靠、抗干扰，一直是世界发达国家不可缺少的基本导航定位手段，如自动化程度很高的波音飞机都装载有磁导航定位系统。当前，地磁技术已广泛应用于地球科学、资源探测、航天航空、交通通讯、地震预测、空间天气、测绘等诸多领域，拥有巨大的应用潜力。

地球磁场同地球引力场一样，是一个地球物理场，它是由基本磁场与变化磁场两部分组成的。基本磁场来源于地球内部，研究它的变化及其起源，一直是地球动力学中的重要内容之一，而变化磁场则与电离层的变化和太阳活动等有关。地磁场是由不同来源的磁场叠加起来构成的，按其来源可把地磁场分为两大部分：一部分为稳定磁场，另一部分主要是起源于地球外部的快速变化磁场。快速变化磁场比稳定磁场弱的多，最大变化也只占总磁场的2％-4％。因此稳定磁场是地磁场的主要部分。地球主磁场的变化极为缓慢，这种变化称为地磁场的长周期变化。地球的变化磁场则是起源于外部并叠加在主磁场之上的各种短周期的地磁场变化。地球基本磁场变化十分缓慢，年变率在千分之一以下。外源场变化的时间尺寸比较小，变化比较复杂，平静时的外源场的强度不到内源场的千分之一，强扰动时的外源场也在内源场的百分之一以下。因此，在考虑地磁场本身对航天器的影响时，只需考虑内源场中的基本磁场。

炮弹的空中姿态测量，特别是高过载下姿态测量在国内仍是一大技术难题,很多方法尚处于探索中。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服炮弹的空中姿态测量技术存在的缺陷，提供一种弹载地磁姿态测量处理算法。

其具体技术方案为：

一种弹载地磁姿态测量处理算法，包括以下步骤：弹载双轴地磁传感器固定与弹体上，与弹轴方向垂直，敏感Y、Z方向的磁阻变化，

以北东天导航坐标系为参考，x′_b为x_b在NOE平面上的投影，γ为弹体滚转姿态角，β为偏航角，θ为俯仰角。根据坐标变换，得到弹体Y、Z方向的地磁输出：

式中ψ＝D+β为弹体的磁偏航角(磁射向)，φ＝θ+I为弹体的磁俯仰角。

根据发射阵地地和飞行过程中的经纬度和高度信息可以计算出任意飞行弹道点上的地磁偏角D和地磁倾角I；

根据飞行中卫星定位装置探测的速度信息：V_N、V_E、V_H和弹道运动方程组可以初步计算出弹丸弹道倾角θc和速度航向角βc，根据炮弹姿态角转换关系：β＝β_C+δ₂和θ＝θ_C+δ₁，δ₁、δ₂为炮弹攻角分量，可忽略不计。

从公式(1)可知，根据计算出炮弹飞行弹道上磁偏航角ψ和磁俯仰角φ要解出滚转姿态角γ，需要制导地磁场矢量的大小|M|。分析(1)可以看出，当M_Y＝0和M_Z＝0时，解算出滚转姿态角γ不需要|M|。由于滚转姿态角γ∈[0°,360°]，所以无论磁俯仰角φ在哪个范围，在一个旋转周期内必有M_Y＝0和M_Z＝0的点。根据磁偏航角ψ的取值范围，分析滚转姿态角γ的解算方法：

1)当磁偏航角ψ＝0°或磁偏航角ψ＝180°时：

当M_Y＝0时，如果sinφ≠0，则cosγ＝0,此时滚转姿态角γ＝90°或γ＝-90°。

当M_Z＝0时，如果sinφ≠0，则sinγ＝0,此时滚转姿态角γ＝0°或γ＝180°。

对于远程打击的滑翔增程炮弹，全飞行过程中磁俯仰角φ只可能在弹道顶点某点上sinφ＝0，滑翔增程和精度控制是过弹道顶点后才开始控制的。

2)当磁偏航角ψ≠0°或磁偏航角ψ≠180°时：

当地磁传感器的输出M_Y＝0时，可得到下式：

|M|sinγsinψcosφ+|M|cosγsinφ＝0

|M|≠0，可得:

当地磁传感器的输出M_Z＝0时，可得到下式：

|M|sinγsinφ-|M|cosγsinψcosφ＝0

|M|≠0，可得:

根据计算出炮弹飞行弹道上任意点的磁偏航角ψ和磁俯仰角φ，由(3)、(4)可以解算出M_Y＝0和M_Z＝0极值点＝相对应的出滚转姿态角γ_E0和γ_H0。从计算公式看，γ_E0和γ_H0相差90°。

若以弹体上地磁传感器的输出M_Z＝0与舵控正方向标定滚转角，则M_Z＝0时滚转姿态角γ(γ_H0)随磁偏航角ψ和磁俯仰角φ的变化关系可得：

γ_H0＝arctan(sinψ.tanφ) (5)

由(5)式可实时计算出炮弹飞行过程中M_Z＝0时炮弹的滚转姿态角，根据计算的转速，可积分计算出任意点出的滚转姿态角γ：

与现有技术相比，本发明的有益效果：

本发明提供一种弹载地磁姿态测量处理算法在验证过程中，磁探测基准理论计算值与射角变化检测值的对比曲线，从几种检测结果看，理论计算值与实际检测值基本一致，最大偏差范围：-3.2°～+2.97°。

附图说明

图1是磁传感器安装示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方案对本发明的技术方案作进一步详细地说明。

一种弹载地磁姿态测量处理算法，包括以下步骤：弹载双轴地磁传感器固定与弹体上，与弹轴方向垂直，敏感Y、Z方向的磁阻变化，具体安装急与弹体坐标关系如图1所示。

以北东天导航坐标系为参考，x′_b为x_b在NOE平面上的投影，γ为弹体滚转姿态角，β为偏航角(射向)，θ为俯仰角(射角)。根据坐标变换，得到弹体Y、Z方向的地磁输出：

式中ψ＝D+β为弹体的磁偏航角(磁射向)，φ＝θ+I为弹体的磁俯仰角(磁射角)。

根据发射阵地地和飞行过程中的经纬度和高度信息可以计算出任意飞行弹道点上的地磁偏角D和地磁倾角I；

根据飞行中卫星定位装置探测的速度信息：V_N、V_E、V_H和弹道运动方程组可以初步计算出弹丸弹道倾角θc和速度航向角βc，根据炮弹姿态角转换关系：β＝β_C+δ₂和θ＝θ_C+δ₁，δ₁、δ₂为炮弹攻角分量，可忽略不计。

从公式(1)可知，根据计算出炮弹飞行弹道上磁偏航角ψ和磁俯仰角φ要解出滚转姿态角γ，需要制导地磁场矢量的大小|M|。分析(1)可以看出，当M_Y＝0和M_Z＝0时，解算出滚转姿态角γ不需要|M|。由于滚转姿态角γ∈[0°,360°]，所以无论磁俯仰角φ在哪个范围，在一个旋转周期内必有M_Y＝0和M_Z＝0的点。根据磁偏航角ψ的取值范围，分析滚转姿态角γ的解算方法：

1)当磁偏航角ψ＝0°或磁偏航角ψ＝180°时：

当M_Y＝0时，如果sinφ≠0，则cosγ＝0,此时滚转姿态角γ＝90°或γ＝-90°。

当M_Z＝0时，如果sinφ≠0，则sinγ＝0,此时滚转姿态角γ＝0°或γ＝180°。

对于远程打击的滑翔增程炮弹，全飞行过程中磁俯仰角φ只可能在弹道顶点某点上sinφ＝0，滑翔增程和精度控制是过弹道顶点后才开始控制的。

2)当磁偏航角ψ≠0°或磁偏航角ψ≠180°时：

当地磁传感器的输出M_Y＝0时，可得到下式：

|M|sinγsinψcosφ+|M|cosγsinφ＝0

|M|≠0，可得:

当地磁传感器的输出M_Z＝0时，可得到下式：

|M|sinγsinφ-|M|cosγsinψcosφ＝0

|M|≠0，可得:

根据计算出炮弹飞行弹道上任意点的磁偏航角ψ和磁俯仰角φ，由(3)、(4)可以解算出M_Y＝0和M_Z＝0极值点＝相对应的出滚转姿态角γ_E0和γ_H0。从计算公式看，γ_E0和γ_H0相差90°。

若以弹体上地磁传感器的输出M_Z＝0与舵控正方向(铅直向上)标定滚转角，则M_Z＝0时滚转姿态角γ(γ_H0)随磁偏航角ψ和磁俯仰角φ的变化关系可得：

γ_H0＝arctan(sinψ.tanφ) (5)

由(5)式可实时计算出炮弹飞行过程中M_Z＝0时炮弹的滚转姿态角，根据计算的转速，可积分计算出任意点出的滚转姿态角γ：

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，本发明的保护范围不限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明披露的技术范围内，可显而易见地得到的技术方案的简单变化或等效替换均落入本发明的保护范围内。