一種無主慣導(dǎo)參數(shù)注入的姿態(tài)角在線修正算法

楊管金子, 洪劍英, 王立文, 國琳娜

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一種無主慣導(dǎo)參數(shù)注入的姿態(tài)角在線修正算法

楊管金子1,2, 洪劍英1, 王立文1,2, 國琳娜1,2

(1. 中國船舶重工集團(tuán)公司第705研究所, 陜西 西安, 710075; 2. 水下信息與控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安, 710075)

現(xiàn)役輕型魚雷敏感元件多采用框架式陀螺, 而從框架式陀螺到捷聯(lián)慣性技術(shù)的更新?lián)Q代, 給在役魚雷發(fā)射平臺武器發(fā)控系統(tǒng)接口帶來一系列問題?；诖? 研究了一種姿態(tài)在線修正算法, 該算法射前無需發(fā)射平臺注入導(dǎo)航參數(shù)信息, 射后根據(jù)加速度計(jì)提取姿態(tài)角, 于魚雷定常運(yùn)動段對航姿誤差進(jìn)行在線修正, 以達(dá)到穩(wěn)定控制的目的, 并能夠保持原有發(fā)射平臺武器發(fā)控系統(tǒng)接口不變。仿真結(jié)果表明, 該算法極大地縮短了魚雷在發(fā)射載體平臺上的準(zhǔn)備時(shí)間, 保證了輕型魚雷在航行過程中的姿態(tài)穩(wěn)定控制要求。

輕型魚雷; 發(fā)控系統(tǒng); 姿態(tài)角; 在線修正

0 引言

目前在役輕型魚雷采用框架式陀螺, 在發(fā)射出管瞬間依靠儲能發(fā)條快速啟動轉(zhuǎn)子, 建立魚雷航向基準(zhǔn), 之后慣轉(zhuǎn)保持, 入水后上電正常工作。而水平姿態(tài)角信息則是在入水后依靠擺式加速度計(jì)提取, 同時(shí)角速度信息根據(jù)速率陀螺獲取。該方案配置無論從結(jié)構(gòu)、供電、信息處理等方面都很復(fù)雜, 系統(tǒng)難于維護(hù)。同時(shí), 隨著慣性技術(shù)的發(fā)展, 世界先進(jìn)魚雷均采用捷聯(lián)慣導(dǎo)技術(shù)實(shí)現(xiàn)魚雷的航姿測量, 而從框架式陀螺到捷聯(lián)慣性技術(shù)的更新?lián)Q代, 絕不是簡單的替換, 將給魚雷的發(fā)射帶來一系列問題[1-3]。采用捷聯(lián)慣性測量技術(shù)的魚雷武器在射前流程中通常具有初始對準(zhǔn)過程。目前廣泛使用的傳遞對準(zhǔn)技術(shù), 需要發(fā)射平臺在一定時(shí)間內(nèi)定時(shí)傳遞航向姿態(tài)、速度及位置等導(dǎo)航參數(shù), 同時(shí)為加快對準(zhǔn)濾波的收斂速度, 還需要發(fā)射平臺以一定的姿態(tài)和速度進(jìn)行一段時(shí)間的特定機(jī)動運(yùn)動, 這些都會使發(fā)射平臺的安全性和魚雷的作戰(zhàn)使用效能受到影響[4-5]。另一方面, 基于捷聯(lián)系統(tǒng)采用傳統(tǒng)的慣性技術(shù), 將會對在役魚雷的發(fā)射平臺武器發(fā)控系統(tǒng)接口帶來巨大改變, 這種改變對于魚雷裝備的現(xiàn)實(shí)狀況是不能接受的。因此, 需要探索研究一種射前無需發(fā)射平臺注入導(dǎo)航信息, 從而保持現(xiàn)役輕型魚雷對外接口不變的航姿算法。

在保持現(xiàn)役輕型魚雷對外接口不變的前提下,針對初始對準(zhǔn)需要射前留有足夠準(zhǔn)備時(shí)間從而延誤戰(zhàn)機(jī)、對準(zhǔn)期間要求發(fā)射載體作特定機(jī)動對發(fā)射載體平臺會造成不安全隱患的問題, 本文提出一種基于加速度計(jì)提取的姿態(tài)角在線修正算法, 在魚雷出管時(shí)設(shè)定航向角為0, 同時(shí)利用加速度計(jì)提取俯仰和橫滾角, 進(jìn)行簡單粗對準(zhǔn), 快速建立初始“數(shù)學(xué)平臺”, 之后在入水后的穩(wěn)定航行過程中, 對姿態(tài)角誤差進(jìn)行估計(jì), 并對其航姿進(jìn)行修正, 從而達(dá)到穩(wěn)定控制的目的。

1 姿態(tài)角在線修正算法

輕型魚雷作戰(zhàn)特性主要是基于多平臺的發(fā)射方式, 入水后采用環(huán)形和直航搜索模式, 依靠自導(dǎo)搜索目標(biāo)進(jìn)行攻擊, 對主航向沒有需求。因此, 輕型魚雷入水后, 通過水平姿態(tài)修正, 使用相對航行以及姿態(tài)角測量即可滿足魚雷對目標(biāo)攻擊的使用需求。

由于粗對準(zhǔn)時(shí)發(fā)射方向是隨機(jī)的, 而航向角卻取0, 導(dǎo)致地球自轉(zhuǎn)在水平通道的誤差影響無法補(bǔ)償, 同時(shí), 在建立初始“數(shù)學(xué)平臺”時(shí)雷體處于初始段高動態(tài)運(yùn)動工況, 造成的姿態(tài)誤差也很大, 隨著航行時(shí)間的增加, 姿態(tài)誤差無法滿足輕型魚雷控制的精度需要。為此, 利用穩(wěn)態(tài)航行時(shí)由加速度計(jì)提取的姿態(tài)角不隨時(shí)間累積發(fā)散的特點(diǎn), 在穩(wěn)定航行段對加速度計(jì)輸出進(jìn)行濾波預(yù)處理后提取姿態(tài)角, 對捷聯(lián)解算的姿態(tài)誤差進(jìn)行估計(jì)并加以修正; 另一方面, 在某一地區(qū)作戰(zhàn), 其地區(qū)緯度值基本可以確定, 地球自轉(zhuǎn)在航向通道的誤差可以做到很小, 配合本文提出的姿態(tài)修正算法, 系統(tǒng)航姿角可以滿足控制系統(tǒng)的穩(wěn)定控制需要, 實(shí)現(xiàn)無需射前對準(zhǔn)的捷聯(lián)慣性測量[6]。

利用加速度計(jì)提取姿態(tài)角, 射后對航姿角進(jìn)行修正的算法框圖如圖1所示。

圖1一種姿態(tài)修正算法框圖

魚雷發(fā)射出管后入水, 采集慣性測量組合數(shù)據(jù), 即陀螺輸出和加計(jì)輸出, 通過加計(jì)提取俯仰與橫滾角進(jìn)行粗對準(zhǔn)快速建立起“數(shù)學(xué)平臺”, 并開始進(jìn)行捷聯(lián)解算?？刂葡到y(tǒng)根據(jù)捷聯(lián)解算出的航姿及慣性測量組合測量的雷體運(yùn)動狀態(tài)進(jìn)行控制,“拉平”魚雷。根據(jù)加速度計(jì)輸出及深度傳感器輸出判定雷體是否處于穩(wěn)定航行狀態(tài), 在此過程中對雷體的速度測量沒有需求。進(jìn)入穩(wěn)定航行階段后開始進(jìn)行加計(jì)提取姿態(tài)角及濾波修正算法流程。在濾波修正算法過程中, 每50 ms進(jìn)行一次卡爾曼濾波估計(jì)失準(zhǔn)角誤差, 每20 s對姿態(tài)矩陣進(jìn)行一次修正, 修正后提取姿態(tài)角。

在姿態(tài)在線修正過程中, 魚雷入水后的環(huán)境相對平臺上要復(fù)雜的多, 加計(jì)敏感到的隨機(jī)干擾和噪聲也隨之增加, 因此, 通過對加計(jì)輸出進(jìn)行平滑處理, 以減小隨機(jī)誤差的影響, 提高估值的精度。

對加速度計(jì)數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波平滑處理, 其平滑提取為

加速度計(jì)提取姿態(tài)角算法由下式計(jì)算

加速度計(jì)提取姿態(tài)角濾波平滑算法如下

然后進(jìn)行卡爾曼濾波, 估計(jì)由于惡劣動態(tài)環(huán)境下粗對準(zhǔn)和由于無準(zhǔn)確導(dǎo)航參數(shù)注入時(shí)帶來的大姿態(tài)角誤差, 對誤差進(jìn)行修正, 修正后的姿態(tài)角送控制系統(tǒng)用于穩(wěn)定控制。

卡爾曼濾波過程采用簡化模型, 在狀態(tài)量中忽略陀螺漂移、加計(jì)零偏和安裝誤差角, 以北、東向的失準(zhǔn)角和速度誤差為狀態(tài)量構(gòu)建卡爾曼濾波模型, 量測量采用上述的俯仰與橫滾角的姿態(tài)匹配方法, 其濾波過程及公式如下

其中

由加速度計(jì)提取的姿態(tài)角與捷聯(lián)解算的姿態(tài)角構(gòu)成觀測量

則量測陣為

2 試驗(yàn)及其仿真

本文主要從數(shù)學(xué)仿真、陸地車載試驗(yàn)數(shù)據(jù)仿真進(jìn)行分析。

在數(shù)學(xué)仿真中, 為了說明由于無導(dǎo)航參數(shù)注入時(shí)帶來的姿態(tài)誤差, 假設(shè)真實(shí)航行向南, 而設(shè)定初始航向?yàn)?°, 俯仰與橫滾角通過加計(jì)提取后進(jìn)行簡單粗對準(zhǔn), 比較2種算法的導(dǎo)航解算后橫滾角誤差曲線。第1種算法在完成簡單的粗對準(zhǔn)后, 僅進(jìn)行純導(dǎo)航解算; 第2種算法在導(dǎo)航解算過程中, 進(jìn)行了姿態(tài)角的在線修正, 每隔20 s通過卡爾曼濾波值對姿態(tài)陣進(jìn)行一次修正。對2種算法分別進(jìn)行20 min仿真分析。圖2給出修正與不修正的對比結(jié)果[7]。

圖2 仿真條件下(緯度)純導(dǎo)航和在線修正后導(dǎo)航解算橫滾角誤差曲線(與理論值比較)

利用其他項(xiàng)目的車載試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行仿真, 該項(xiàng)目試驗(yàn)時(shí)將一套高精度導(dǎo)航系統(tǒng)(法國phins)與被測導(dǎo)航產(chǎn)品同時(shí)安裝在試驗(yàn)支架上, 試驗(yàn)支架保證了被測導(dǎo)航產(chǎn)品與基準(zhǔn)phins之間的安裝誤差控制在允許范圍內(nèi), 以phins為基準(zhǔn), 判定被測產(chǎn)品的導(dǎo)航誤差。

圖3 車載試驗(yàn)條件下純導(dǎo)航和在線修正后導(dǎo)航解算俯仰角誤差曲線(與phins比較)

圖4 車載試驗(yàn)條件下純導(dǎo)航和在線修正后導(dǎo)航解算橫滾角誤差曲線(與phins比較)

仿真結(jié)果表明, 在線修正方法在魚雷航行過程中, 能夠保證姿態(tài)角具有足夠的精度, 可以滿足魚雷航行的穩(wěn)定控制需求; 由于省略了魚雷在發(fā)射載體平臺上的精對準(zhǔn)過程, 同時(shí), 簡單粗對準(zhǔn)可以安排在入水后進(jìn)行, 因此該方法能夠大幅度的縮短魚雷在平臺上的發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間。

3 結(jié)束語

本文針對輕型魚雷的快速對準(zhǔn)以及多平臺發(fā)射的作戰(zhàn)需求, 在簡化模型的基礎(chǔ)上, 提出一種基于加速度計(jì)提取的姿態(tài)角在線修正算法, 并對純導(dǎo)航解算和在線修正進(jìn)行仿真比較分析, 結(jié)果表明, 經(jīng)過姿態(tài)角在線修正后, 能夠保證輕型魚雷在航行過程中的姿態(tài)穩(wěn)定控制的需求。

姿態(tài)角入水后在線修正算法, 射前無需發(fā)射平臺注入主慣導(dǎo)參數(shù)進(jìn)行傳遞對準(zhǔn), 射后利用穩(wěn)定直航段對姿態(tài)角誤差進(jìn)行修正。該算法較大程度上縮短魚雷在發(fā)射載體平臺上的準(zhǔn)備時(shí)間, 避免延誤戰(zhàn)機(jī)。同時(shí), 無需從發(fā)射載體平臺上獲取主慣導(dǎo)導(dǎo)航數(shù)據(jù)信息, 降低了輕型魚雷初始對準(zhǔn)對載體平臺機(jī)動和信息的依賴, 無需改變現(xiàn)役輕型魚雷對外接口。

[1] 李建辰. 魚雷定位技術(shù)[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2009.

[2] 以光衢. 慣性導(dǎo)航原理[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 1987.

[3] 秦永元. 慣性導(dǎo)航[M]. 北京: 科學(xué)出版社, 2005.

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[7] 胡聯(lián)貴, 張靖, 李召. 模擬彈體內(nèi)IMU輸出與卡爾曼濾波研究[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào), 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.

(責(zé)任編輯: 楊力軍)

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.

楊管金子(1988-), 男, 在讀碩士, 主要研究方向?yàn)槲淦飨到y(tǒng)與運(yùn)用工程制導(dǎo)技術(shù).