一种飞行器发射后效期时间与距离测量的方法及系统与流程

本发明涉及电学
技术领域：
，尤其涉及一种飞行器发射后效期时间与距离测量的方法及系统。
背景技术：
：由于飞行器发射后效期属于高温、高压、高速的三元非定常流，其气流运动现象非常复杂，且时间非常短暂，只有几毫秒，故不论是在理论研究还是在实验测量方面的验证都有很大的困难。迄今为止，对于飞行器发射后效期时间长度与作用距离这2个重要参数还没有成熟、方便、实用的测量方法。如常用的阴影照相法虽然可以观察后效期的一些物理现象，但只能得到离散的几张图片，很难准确拍到飞行器发射后效期的结束时刻，从而难于得到飞行器发射后效期的时间长度与作用距离；而高速数字摄像法则存在信息采集工作量大、图像处理算法复杂、数据处理困难、硬件设备成本高及测量精度不高等问题，因此，现有的后效期时间与距离测量方法由于各种原因的限制，无法满足飞行器发射试验测量需求。技术实现要素：鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种飞行器发射后效期时间与距离测量的方法及系统，用以解决现有解决高速数字摄像法存在的信息采集工作量大、图像处理算法复杂、数据处理困难、硬件设备成本高及测量精度不高等问题。本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：本发明提供了一种飞行器发射后效期时间与距离测量方法，包括：通过微惯性传感器和磁阻电子罗盘采集飞行器的测量数据并进行处理；根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离；输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度，并进行显示。进一步地，所述微惯性传感器具体包括：三轴微惯性传感器和三轴微陀螺仪，则所述方法还包括：分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型；根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿。进一步地，建立三轴微惯性加速度计的误差模型为：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A为三轴微惯性加速度计输出值；A0为三轴微惯性加速度计零偏；KA为三轴微惯性加速度计标度系数；Fij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性加速度计i轴对j轴的正交误差系数；a为飞行器运动输入加速度；δ为三轴微惯性加速度计随机误差；建立三轴微陀螺仪的误差模型为：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G为三轴微陀螺仪输出值；G0为三轴微陀螺仪的零偏；KG为三轴微陀螺仪的标度系数；ω为飞行器运动输入角速度；ε为三轴微陀螺仪随机误差；Eij(i,j＝x,y,z)为三轴微陀螺仪i轴对j轴的安装误差系数；Dij(i,j＝x,y,z)为与加速度有关的一次项误差系数；建立磁阻电子罗盘的误差模型为：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)式中，ψ为磁阻电子罗盘的输出值；ψc为预先输入的飞行器航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5为磁阻电子罗盘的补偿系数。进一步地，对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算的过程具体包括：由三轴微惯性加速度计输出的加速度静态信息确定初始时刻飞行器的俯仰角θ0和横滚角γ0，公式为：θ0=arctan(ay/(ax)2+(az)2)---(7)]]>γ0＝arctan(-ax/az)(8)由磁阻电子罗盘确定初始时刻飞行器的航向角ψ0：ψ0＝ψc(9)通过式(7)、式(8)、式(9)得到飞行器初始静止状态下的初始姿态角：俯仰角θ0、横滚角γ0、航向角ψ0。进一步地，对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，采用捷联惯性导航算法对结果进行连续积分处理，并转换到导航坐标系中，先计算出飞行器的姿态角信息：俯仰角θ、航向角ψ和横滚角γ；再计算出飞行器的速度信息：横向速度vx、前向速度vy和纵向速度vz；最后计算出飞行器的位置信息横向位移x、前向位移y和纵向位移z。进一步地，所述飞行器发射后效期时间长度t＝t2-t1，t1为飞行器离开发射装置时刻，t2为发射气体作用结束时刻；根据如下公式计算所述飞行器发射后效期的作用距离：其中，x1、y1、z1为飞行器离开发射装置时刻对应的飞行器位置；x2、y2、z2为发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置；L为飞行器发射后效期作用距离。本发明还提供了一种飞行器发射后效期时间与距离测量系统，包括：微惯性传感器和磁阻电子罗盘、信息采集处理装置、后效期解散处理器以及显控装置；微惯性传感器与磁阻电子罗盘封装于一体，并通过通信总线与信息采集处理装置连接；信息采集处理装置通过通信总线与后效期计算处理器连接；后效期计算处理器通过通信总线与显控装置连接；所述微惯性传感器、磁阻电子罗盘，用于采集飞行器的测量数据并通过通信总线发送给所述信息采集处理装置；所述信息采集处理装置，用于将接收到的测量数据进行信号转换后发送给所述后效期解散处理器；所述后效期解散处理器，用于根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算；对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，计算出飞行器姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离；输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度给所述显控装置进行显示。进一步地，所述后效期解散处理器具体包括：误差补偿模块，用于分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型，并根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿；静动态测量数据辨识模块，用于根据所述测量数据的变化情况，将其分解为静态数据与动态数据；初始对准模块，用于对静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算，并将计算得到的初始姿态角发送给参数计算模块；参数计算模块，用于对动态数据与获得的飞行器初始姿态角，采用捷联惯性导航算法对结果进行连续积分处理，并转换到导航坐标系中，先计算出飞行器的姿态角信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；时间距离计算模块，用于计算飞行器离开发射装置时刻以及发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置信息，并据此得到飞行器发射后效期的作用距离，并将输出飞行器发射后效期的作用距离以及之前采集到的飞行器发射后效期时间长度给所述显控装置进一步地，所述误差补偿模块建立三轴微惯性加速度计的误差模型为：A＝A0+KA·Fij·a+δ式中，A为三轴微惯性加速度计输出值；A0为三轴微惯性加速度计零偏；KA为三轴微惯性加速度计标度系数；Fij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性加速度计i轴对j轴的正交误差系数；a为飞行器运动输入加速度；δ为三轴微惯性加速度计随机误差；建立的三轴微陀螺仪的误差模型为：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε式中，G为三轴微陀螺仪输出值；G0为三轴微陀螺仪(10)的零偏；KG为三轴微陀螺仪(10)的标度系数；ω为飞行器运动输入角速度；ε为三轴微陀螺仪随机误差；Eij(i,j＝x,y,z)为三轴微陀螺仪i轴对j轴的安装误差系数；Dij(i,j＝x,y,z)为与加速度有关的一次项误差系数。建立的磁阻电子罗盘的误差模型为：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)式中，ψ为磁阻电子罗盘的输出值；ψc为预先输入的飞行器航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5为磁阻电子罗盘的补偿系数。10、根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述时间距离计算模块具体用于，所述飞行器发射后效期时间长度t＝t2-t1，t1为飞行器离开发射装置时刻，t2为发射气体作用结束时刻；根据如下公式计算所述飞行器发射后效期的作用距离：其中，x1、y1、z1为飞行器离开发射装置时刻对应的飞行器位置；x2、y2、z2为发射气体作用结束时刻对应的飞行器位置；L为飞行器发射后效期作用距离。本发明有益效果如下：本发明解决高速数字摄像法存在的信息采集工作量大、图像处理算法复杂、数据处理困难、硬件设备成本高及测量精度不高等问题。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分的从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书、权利要求书、以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。附图说明附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。图1为本发明实施例所述系统的结构示意图；图2为本发明实施例所述方法的流程示意图。具体实施方式下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理。如图1所示，图1为本发明实施例所述系统的结构示意图，主要可以包括：微惯性传感器、磁阻电子罗盘、信息采集处理装置、后效期计算处理器、显控装置、通信总线、通信总线、通信总线。其中微惯性传感器包括：三轴微惯性加速度计和三轴微惯性陀螺仪；后效期计算处理器包括：误差补偿模块、静动态数据辨识模块、初始对准模块和参数计算模块。微惯性传感器与磁阻电子罗盘封装于一体，并通过通信总线与信息采集处理装置连接；信息采集处理装置通过通信总线与后效期计算处理器连接；后效期计算处理器通过通信总线与显控装置连接；显控装置用于人机交互。需要说明的是，由于该系统各个部分的具体实现过程将在以下方法的描述中进行详细说明，故此处不再赘述。如图2所示，图2为本发明实施例所述方法的流程示意图，具体可以包括如下步骤：步骤201：测量数据采集在待测量的飞行器飞行器上安装好后效期计算系统后，微惯性传感器与磁阻电子罗盘开始采集飞行器数据并经数据采集处理装置处理(将电压信号转换成物理信号)后传输给后效期计算处理器。步骤202：误差补偿模块补偿测量数据误差后效期计算处理器接收到微惯性传感器和磁阻电子罗盘的测量数据后，由误差补偿模块进行误差补偿，其中，误差补偿的过程主要包括：分别建立三轴微惯性加速度计的误差模型、三轴微陀螺仪的误差模型以及磁阻电子罗盘的误差模型；根据上述误差模型对测量数据进行误差补偿上述各个误差补偿模型分别描述如下：考虑三轴微惯性加速度计的零偏、安装误差、随机漂移误差项，忽略二阶以上动态小量误差，建立三轴微惯性加速度计的误差模型为：A＝A0+KA·Fij·a+δ(1)式中，A为三轴微惯性加速度计输出值；A0为三轴微惯性加速度计零偏；KA为三轴微惯性加速度计标度系数；Fij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性加速度计i轴对j轴的正交误差系数；a为飞行器运动输入加速度；δ为三轴微惯性加速度计随机误差。各个矩阵的表达式为：A＝[AxAyAz]T；A0＝[Ax0Ay0Az0]T；KA=KAx000KAy000KAz;F=1FyxFzxFxy1FzyFxzFyz1;]]>δ＝[δxδyδz]T；a＝[axayaz]T。式中，Ax、Ay、Az为微惯性加速度计x、y、z三轴的输出；Ax0、Ay0、Az0为微惯性加速度计x、y、z三轴的零偏；KAx、KAy、KAz为微惯性加速度计x、y、z三轴的标度系数；Fxy、Fxz、Fyx、Fyz、Fzx、Fzy为微惯性加速度计相应的i轴对j轴的正交误差系数(i,j＝x,y,z)；δx、δy、δz微惯性加速度计x、y、z三轴的随机误差；ax、ay、az为飞行器x、y、z三轴运动输入加速度，即飞行器运动的真实加速度。同样地，考虑三轴微陀螺仪的零偏、安装误差、正交误差和随机漂移误差，忽略二阶以上动态小量误差，建立三轴微陀螺仪的误差模型为：G＝G0+KG(Eij·ω)+Dij·a+ε(2)式中，G为三轴微陀螺仪输出值；G0为三轴微陀螺仪(10)的零偏；KG为三轴微惯性陀螺仪(10)的标度系数；ω为飞行器运动输入角速度；ε为三轴微惯性陀螺仪随机误差；Eij(i,j＝x,y,z)为三轴微惯性陀螺仪i轴对j轴的安装误差系数；Dij(i,j＝x,y,z)为微惯性陀螺仪与加速度有关的一次项误差系数。各个矩阵的表达式为：G＝[GxGyGz]T；G0＝[Gx0Gy0Gz0]T；E=1EyxEzxExy1EzyExzEyz1;D=DxxDyxDzxDxyDyyDzyDxzDyzDzz;KG=KGx000KGy000KGz;]]>ω＝[ωxωyωz]T；ε＝[εxεyεz]T。式中，Gx、Gy、Gz为三轴微惯性陀螺仪x、y、z三轴的输出；Gx0、Gy0、Gz0为微惯性陀螺仪x、y、z三轴的零偏；Exy、Exz、Eyx、Eyz、Ezx、Ezy为三轴微惯性陀螺仪相应的i轴对j轴的安装误差系数(i,j＝x,y,z)；Dxx、Dxy、Dxz、Dyx、Dyy、Dyz、Dzx、Dzy、Dzz为三轴微惯性陀螺仪相应的i轴对j轴的(i,j＝x,y,z)与加速度有关的一次项误差系数；KGx、KGy、KGz为三轴微惯性陀螺仪x、y、z三轴的标度系数；ωx、ωy、ωz为飞行器x、y、z三轴运动输入的角速度；εx、εy、εz为三轴微惯性陀螺仪x、y、z三轴的随机误差。鉴于弹射试验时在常温下进行，三轴微惯性加速度计与三轴微惯性陀螺仪的标定试验在常温条件下进行，忽略温度对传感器输出的影响。采用“六位置测试法”确定微惯性加速度计的零偏、标度系数、正交轴安装误差系数、微惯性陀螺仪对加速度敏感项；采用“速率转位测试法”确定微惯性陀螺仪的零偏、标度系数、正交轴安装误差系数。对式(1)、式(2)进行变换得a=Fij-1·KA-1(A-A0-δ)---(3)]]>ω=Eij-1·KG-1·(G-G0-Dij·a-ϵ)---(4)]]>式中，a＝[axayaz]T为补偿后的三轴微惯性加速度计三轴的输出，即飞行器运动实际输入的加速度；ω＝[ωxωyωz]T为补偿后的三轴微惯性陀螺仪三轴的输出，即为飞行器运动实际输入的角速度。建立磁阻电子罗盘的误差模型为：ψ＝ψc+σ1+σ2sinψ+σ3cosψ+σ4sin(2ψ)+σ5cos(2ψ)(5)式中，ψ为磁阻电子罗盘的输出值；ψc为预先输入的飞行器航向角，即误差补偿后的实际航向角；σ1、σ2、σ3、σ4、σ5为磁阻电子罗盘的补偿系数。采用最小二乘法，即基于“误差平方和最小”，在0°～360°之间，每个15°共24个实验点进行误差测试，得到24组数据，记误差方程：U·Ω＝H(6)式中，经计算即可获取磁阻电子罗盘的补偿系数σ1、σ2、σ3、σ4、σ5。误差补偿模块对测量数据进行误差补偿后传输给静动态测量数据辨识模块。步骤203：静动态测量数据辨识模块辨识飞行器静态与动态数据静动态测量数据辨识模块接收到经误差补偿的测量数据后，根据微惯性传感器测量数据的变化情况辨识出飞行器的静态与动态，并将测量数据分解为静态数据与动态数据。其中，静态数据用于飞行器姿态角的初始对准，动态数据用于飞行器的姿态更新、速度更新与位置更新。步骤204：初始对准模块计算飞行器初始姿态角初始对准模块根据静动态测量数据辨识模块的静态数据进行飞行器姿态角的初始对准计算。由三轴微惯性加速度计输出的加速度静态信息确定初始时刻飞行器的俯仰角θ0和横滚角γ0，公式为：θ0=arctan(ay/(ax)2+(az)2)---(7)]]>γ0＝arctan(-ax/az)(8)由磁阻电子罗盘确定初始时刻飞行器的航向角ψ0：ψ0＝ψc(9)通过式(7)、式(8)、式(9)得到飞行器初始静止状态下的初始姿态角：俯仰角θ0、横滚角γ0、航向角ψ0。初始对准模块将飞行器的初始姿态角信息传送给后效期计算处理器内的参数计算模块。步骤205：参数计算模块计算飞行器运动信息，进而计算出飞行器速度信息以及飞行器位置信息；参数计算模块根据静动态辨识模块辨识出的动态数据与初始对准模块(获得的飞行器初始姿态角，采用捷联惯性导航算法对结果进行连续积分处理，并转换到导航坐标系中，先计算出飞行器的姿态角信息：俯仰角θ、航向角ψ和横滚角γ；再计算出飞行器的速度信息：横向速度vx、前向速度vy和纵向速度vz；最后计算出飞行器的位置信息横向位移x、前向位移y和纵向位移z。飞行器的姿态角信息计算：飞行器坐标系b至导航坐标系n的姿态矩阵T为：T=(Cnb)T=cosγcosψ+sinγsinψsinθsinψcosθsinγcosψ-cosγsinψsinθ-cosγsinψ+sinγcosψsinθcosψcosθ-sinγsinψ-cosγcosψsinθ-sinγcosθsinθcosγcosθ---(10)]]>姿态矩阵T与四元数q＝[q0q1q2q3]T的关系如下：T=q02+q12-q22-q322(q1q2-q0q3)2(q1q3+q0q2)2(q1q2+q0q3)q02-q12+q22-q322(q2q3-q0q1)2(q1q3-q0q2)2(q2q3+q0q1)q02-q12-q22+q32---(11)]]>由初始对准模块得到的初始姿态角通过公式(10)得到初始状态矩阵T0，为飞行器的姿态更新提供了初值。根据式(11)，由初始状态矩阵T0即可求出四元数q＝[q0q1q2q3]T的初始值q0，将初始值q0作为下面公式(16)的输入，进行连续积分处理。由于三轴微惯性陀螺仪角速率是飞行器坐标系内测量的，需要将其转换到导航坐标系内，有：ωnbn=q⊗ωnbb⊗q*---(12)]]>式中，为导航坐标系内飞行器的角速率，为飞行器坐标系内飞行器的角速率。鉴于试验时，飞行器绝对距离变化不大，因此，ωnbb=ωibb---(13)]]>式中，为三轴微惯性陀螺仪测量飞行器相对惯性空间转动的角速率在飞行器系中的投影，即误差补偿后的微惯性陀螺仪的输出由于dqdt=12ωnbn⊗q---(14)]]>根据四元数的乘法结合律，可以由式(12)得到：dqdt=12q⊗ωnbb⊗q*⊗q=12q⊗ωnbb---(15)]]>将式(15)写成矩阵的形式有：q·0q·1q·2q·3=120-ωnbxb-ωnbyb-ωnbzbωnbxb0ωnbzb-ωnbybωnbyb-ωnbzb0ωnbxbωnbzbωnbyb-ωnbxb0q0q1q2q3---(16)]]>此外，q=q~q02+q12+q22+q32---(17)]]>用经过误差补偿的三轴微惯性陀螺仪测量的角速度对式(16)进行四阶龙格—库塔法计算，并依据式(17)做归一化处理，即可实现四元数的实时更新。经过式(16)式和(17)实时计算出四元数后，由式(11)完成姿态矩阵的更新，并可根据式(10)和式(11)的转换关系即可反算获得飞行器的姿态角信息：俯仰角θ、航向角ψ、横滚角γ。飞行器的速度信息计算：经过补偿的三轴微惯性加速度计测量的加速度信息ax、ay、az，通过姿态矩阵T与发射坐标系的关系转化到导航坐标系，通过一次积分进行导航坐标系内飞行器的速度更新。v·xnv·ynv·zn=Cbnaxayaz+00-g---(18)]]>式中，g为地球重力加速度。结合前面计算出的飞行器的姿态角信息，对式(18)进行二阶龙格-库塔法计算，得到飞行器的速度信息：飞行器的位置信息计算：x·=vxy·=vyz·=vz---(19)]]>对式(19)再进行一次积分计算，即得到飞行器的位置信息：x、y、z。步骤206：后效期时间长度计算飞行器发射后效期是指飞行器离开发射装置时刻到发射气体作用结束时刻。对应于飞行器离开发射装置时刻，记为t1，飞行器将不再受到发射装置的支撑作用；对应于发射气体作用结束时刻，记为t2，飞行器将不再受到发射气体产生的推力作用。这两个时刻飞行器的加速度将会发生明显的变化，因此t1与t2可以根据信息采集处理装置(3)的采集信息直接得到，即t＝t2-t1(20)式中，t为飞行器发射后效期时间长度，其精度与后效期计算系统的信息采集频率有关。步骤207：后效期作用距离计算根据公式(13)可以求解t1、t2时刻对应的飞行器位置信息，即可得到飞行器发射后效期的作用距离。L=x22+y22+z22-x12+y12+z12---(21)]]>式中，x1、y1、z1为飞行器离开发射装置时刻t1对应的飞行器位置；x2、y2、z2为发射气体作用结束时刻t2对应的飞行器位置；L为飞行器发射后效期作用距离。后效期计算处理器输出飞行器发射后效期时间长度信息t与作用距离信息L，并由通信总线C传输给显控装置。步骤208：显控装置将接收到的飞行器发射后效期时间长度信息与作用距离信息输出显示。至此，完成了飞行器发射后效期时间长度与作用距离的测量。综上所述，本发明实施例提供了一种飞行器发射后效期时间与距离测量的方法及系统，解决高速数字摄像法存在的信息采集工作量大、图像处理算法复杂、数据处理困难、硬件设备成本高及测量精度不高等问题，可以有效测量飞行器发射时后效期的时间长度与作用距离。本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于计算机可读存储介质中。其中，所述计算机可读存储介质为磁盘、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。虽然已经详细说明了本发明及其优点，但是应当理解在不超出由所附的权利要求所限定的本发明的精神和范围的情况下可以进行各种改变、替代和变换。而且，本申请的范围不仅限于说明书所描述的过程、设备、手段、方法和步骤的具体实施例。本领域内的普通技术人员从本发明的公开内容将容易理解，根据本发明可以使用执行与在此所述的相应实施例基本相同的功能或者获得与其基本相同的结果的、现有和将来要被开发的过程、设备、手段、方法或者步骤。因此，所附的权利要求旨在它们的范围内包括这样的过程、设备、手段、方法或者步骤。以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
技术领域：
的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。当前第1页1 2 3