一种无主惯导参数注入的姿态角在线修正算法

杨管金子, 洪剑英, 王立文, 国琳娜



一种无主惯导参数注入的姿态角在线修正算法

杨管金子1,2, 洪剑英1, 王立文1,2, 国琳娜1,2

(1. 中国船舶重工集团公司第705研究所, 陕西 西安, 710075; 2. 水下信息与控制重点实验室, 陕西 西安, 710075)

现役轻型鱼雷敏感元件多采用框架式陀螺, 而从框架式陀螺到捷联惯性技术的更新换代, 给在役鱼雷发射平台武器发控系统接口带来一系列问题。基于此, 研究了一种姿态在线修正算法, 该算法射前无需发射平台注入导航参数信息, 射后根据加速度计提取姿态角, 于鱼雷定常运动段对航姿误差进行在线修正, 以达到稳定控制的目的, 并能够保持原有发射平台武器发控系统接口不变。仿真结果表明, 该算法极大地缩短了鱼雷在发射载体平台上的准备时间, 保证了轻型鱼雷在航行过程中的姿态稳定控制要求。

轻型鱼雷; 发控系统; 姿态角; 在线修正

0 引言

目前在役轻型鱼雷采用框架式陀螺, 在发射出管瞬间依靠储能发条快速启动转子, 建立鱼雷航向基准, 之后惯转保持, 入水后上电正常工作。而水平姿态角信息则是在入水后依靠摆式加速度计提取, 同时角速度信息根据速率陀螺获取。该方案配置无论从结构、供电、信息处理等方面都很复杂, 系统难于维护。同时, 随着惯性技术的发展, 世界先进鱼雷均采用捷联惯导技术实现鱼雷的航姿测量, 而从框架式陀螺到捷联惯性技术的更新换代, 绝不是简单的替换, 将给鱼雷的发射带来一系列问题[1-3]。采用捷联惯性测量技术的鱼雷武器在射前流程中通常具有初始对准过程。目前广泛使用的传递对准技术, 需要发射平台在一定时间内定时传递航向姿态、速度及位置等导航参数, 同时为加快对准滤波的收敛速度, 还需要发射平台以一定的姿态和速度进行一段时间的特定机动运动, 这些都会使发射平台的安全性和鱼雷的作战使用效能受到影响[4-5]。另一方面, 基于捷联系统采用传统的惯性技术, 将会对在役鱼雷的发射平台武器发控系统接口带来巨大改变, 这种改变对于鱼雷装备的现实状况是不能接受的。因此, 需要探索研究一种射前无需发射平台注入导航信息, 从而保持现役轻型鱼雷对外接口不变的航姿算法。

在保持现役轻型鱼雷对外接口不变的前提下,针对初始对准需要射前留有足够准备时间从而延误战机、对准期间要求发射载体作特定机动对发射载体平台会造成不安全隐患的问题, 本文提出一种基于加速度计提取的姿态角在线修正算法, 在鱼雷出管时设定航向角为0, 同时利用加速度计提取俯仰和横滚角, 进行简单粗对准, 快速建立初始“数学平台”, 之后在入水后的稳定航行过程中, 对姿态角误差进行估计, 并对其航姿进行修正, 从而达到稳定控制的目的。

1 姿态角在线修正算法

轻型鱼雷作战特性主要是基于多平台的发射方式, 入水后采用环形和直航搜索模式, 依靠自导搜索目标进行攻击, 对主航向没有需求。因此, 轻型鱼雷入水后, 通过水平姿态修正, 使用相对航行以及姿态角测量即可满足鱼雷对目标攻击的使用需求。

由于粗对准时发射方向是随机的, 而航向角却取0, 导致地球自转在水平通道的误差影响无法补偿, 同时, 在建立初始“数学平台”时雷体处于初始段高动态运动工况, 造成的姿态误差也很大, 随着航行时间的增加, 姿态误差无法满足轻型鱼雷控制的精度需要。为此, 利用稳态航行时由加速度计提取的姿态角不随时间累积发散的特点, 在稳定航行段对加速度计输出进行滤波预处理后提取姿态角, 对捷联解算的姿态误差进行估计并加以修正; 另一方面, 在某一地区作战, 其地区纬度值基本可以确定, 地球自转在航向通道的误差可以做到很小, 配合本文提出的姿态修正算法, 系统航姿角可以满足控制系统的稳定控制需要, 实现无需射前对准的捷联惯性测量[6]。

利用加速度计提取姿态角, 射后对航姿角进行修正的算法框图如图1所示。

图1一种姿态修正算法框图

鱼雷发射出管后入水, 采集惯性测量组合数据, 即陀螺输出和加计输出, 通过加计提取俯仰与横滚角进行粗对准快速建立起“数学平台”, 并开始进行捷联解算。控制系统根据捷联解算出的航姿及惯性测量组合测量的雷体运动状态进行控制,“拉平”鱼雷。根据加速度计输出及深度传感器输出判定雷体是否处于稳定航行状态, 在此过程中对雷体的速度测量没有需求。进入稳定航行阶段后开始进行加计提取姿态角及滤波修正算法流程。在滤波修正算法过程中, 每50 ms进行一次卡尔曼滤波估计失准角误差, 每20 s对姿态矩阵进行一次修正, 修正后提取姿态角。

在姿态在线修正过程中, 鱼雷入水后的环境相对平台上要复杂的多, 加计敏感到的随机干扰和噪声也随之增加, 因此, 通过对加计输出进行平滑处理, 以减小随机误差的影响, 提高估值的精度。

对加速度计数据进行滤波平滑处理, 其平滑提取为

加速度计提取姿态角算法由下式计算

加速度计提取姿态角滤波平滑算法如下

然后进行卡尔曼滤波, 估计由于恶劣动态环境下粗对准和由于无准确导航参数注入时带来的大姿态角误差, 对误差进行修正, 修正后的姿态角送控制系统用于稳定控制。

卡尔曼滤波过程采用简化模型, 在状态量中忽略陀螺漂移、加计零偏和安装误差角, 以北、东向的失准角和速度误差为状态量构建卡尔曼滤波模型, 量测量采用上述的俯仰与横滚角的姿态匹配方法, 其滤波过程及公式如下

其中

由加速度计提取的姿态角与捷联解算的姿态角构成观测量

则量测阵为

2 试验及其仿真

本文主要从数学仿真、陆地车载试验数据仿真进行分析。

在数学仿真中, 为了说明由于无导航参数注入时带来的姿态误差, 假设真实航行向南, 而设定初始航向为0°, 俯仰与横滚角通过加计提取后进行简单粗对准, 比较2种算法的导航解算后横滚角误差曲线。第1种算法在完成简单的粗对准后, 仅进行纯导航解算; 第2种算法在导航解算过程中, 进行了姿态角的在线修正, 每隔20 s通过卡尔曼滤波值对姿态阵进行一次修正。对2种算法分别进行20 min仿真分析。图2给出修正与不修正的对比结果[7]。

图2 仿真条件下(纬度)纯导航和在线修正后导航解算横滚角误差曲线(与理论值比较)

利用其他项目的车载试验数据进行仿真, 该项目试验时将一套高精度导航系统(法国phins)与被测导航产品同时安装在试验支架上, 试验支架保证了被测导航产品与基准phins之间的安装误差控制在允许范围内, 以phins为基准, 判定被测产品的导航误差。

图3 车载试验条件下纯导航和在线修正后导航解算俯仰角误差曲线(与phins比较)

图4 车载试验条件下纯导航和在线修正后导航解算横滚角误差曲线(与phins比较)

仿真结果表明, 在线修正方法在鱼雷航行过程中, 能够保证姿态角具有足够的精度, 可以满足鱼雷航行的稳定控制需求; 由于省略了鱼雷在发射载体平台上的精对准过程, 同时, 简单粗对准可以安排在入水后进行, 因此该方法能够大幅度的缩短鱼雷在平台上的发射准备时间。

3 结束语

本文针对轻型鱼雷的快速对准以及多平台发射的作战需求, 在简化模型的基础上, 提出一种基于加速度计提取的姿态角在线修正算法, 并对纯导航解算和在线修正进行仿真比较分析, 结果表明, 经过姿态角在线修正后, 能够保证轻型鱼雷在航行过程中的姿态稳定控制的需求。

姿态角入水后在线修正算法, 射前无需发射平台注入主惯导参数进行传递对准, 射后利用稳定直航段对姿态角误差进行修正。该算法较大程度上缩短鱼雷在发射载体平台上的准备时间, 避免延误战机。同时, 无需从发射载体平台上获取主惯导导航数据信息, 降低了轻型鱼雷初始对准对载体平台机动和信息的依赖, 无需改变现役轻型鱼雷对外接口。

[1] 李建辰. 鱼雷定位技术[M]. 北京: 国防工业出版社, 2009.

[2] 以光衢. 惯性导航原理[M]. 北京: 航空工业出版社, 1987.

[3] 秦永元. 惯性导航[M]. 北京: 科学出版社, 2005.

[4] 刘毅, 刘志俭.捷联惯性导航系统传递对准技术研究现状及发展趋势[J]. 航天控制. 2004, 22(5): 50-55. Liu Yi, Liu Zhi-jian. The Research Status and Development Trend of Transfer Alignment for SINS[J]. Aerospace Control, 2004, 22(5): 50-55.

[5] Zhao Lin, Gao Wei, Li Pu, et al. The Study on Transfer Alignment for SINS on Dynamic Base[C]//IEEE International Conference on Mechatronics and Automation. Niagara, Canada: IEEE, 2005: 1318-1322.

[6] 国琳娜, 金文凯.鱼雷精确定位的组合导航技术研究[J]. 鱼雷技术, 2001, 9(1): 27-28.

[7] 胡联贵, 张靖, 李召. 模拟弹体内IMU输出与卡尔曼滤波研究[J]. 弹箭与制导学报, 2009, 29(3): 13-16.Hu Lian-gui, Zhang Jing, Li Zhao. Simulation of IMU Output Signal in Missile and Research on Kalman Filter[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2009, 29(3): 13-16.

(责任编辑: 杨力军)

An On-line Modifying Algorithm of Lightweight Torpedo Attitude Angle without Data from MINS

YANG Guan-jin-zi, HONG Jian-ying, WANG Li-wen,GUO Lin-na

(1. The 705 Research Institute, China Shipbuilding Industry Corporation, Xi′an 710075, China; 2. Science and Technology on Underwater Information and Control Laboratory, Xi′an 710075, China)

The sensors in a lightweight torpedo in service often employ framed gyroscope. However, some problems are br- ought to launch control system interface of lightweight torpedo launch platform in updating the framed gyroscope by strapdown inertial technology. In this paper, an on-line modifying algorithm of lightweight torpedo attitude angle is proposed. The algorithm doesn’t need any navigation parameter data from launch platform before launch, extracts the attitude angle by accelerometer after launch, and on-line modifies the attitude angle error in steady motion segment in order to achieve stable control. And it supports the original launch control system interface of lightweight torpedo launch platform. Simulation result shows that this algorithm greatly reduces the torpedo preparation time on launch platform, and keeps steady control of lightweight torpedo attitude angle during running.

lightweight torpedo; launch control system; attitude angle; on-line modifying

TJ630.33; TP13

A

1673-1948(2014)01-0039-05

2013-10-15;

2013-12-11.

杨管金子(1988-), 男, 在读硕士, 主要研究方向为武器系统与运用工程制导技术.