基于地磁信息的火箭彈滾轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)研究

盧志才,高 敏,賈春寧

（1.軍械工程學(xué)院導(dǎo)彈工程系，河北 石家莊 050003；2.總裝備部駐上海地區(qū)軍代室，上海 209109）

基于地磁信息的火箭彈滾轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)研究

盧志才1,高 敏1,賈春寧2

（1.軍械工程學(xué)院導(dǎo)彈工程系，河北 石家莊 050003；2.總裝備部駐上海地區(qū)軍代室，上海 209109）

在火箭彈飛行過(guò)程中，為實(shí)現(xiàn)火箭彈彈道修正，需實(shí)時(shí)解算彈體的滾轉(zhuǎn)角。該文根據(jù)地磁場(chǎng)基本特性和火箭彈飛行過(guò)程中姿態(tài)變化關(guān)系，通過(guò)姿態(tài)變換矩陣，建立滾轉(zhuǎn)角解算數(shù)學(xué)模型。搭建基于地磁信息的滾轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)，采用兩軸磁傳感器測(cè)量地磁場(chǎng)矢量，辨識(shí)火箭彈滾轉(zhuǎn)姿態(tài)信息。滾轉(zhuǎn)角系統(tǒng)在火箭彈上進(jìn)行飛行搭載試驗(yàn)，結(jié)果表明，利用地磁得到的解算滾轉(zhuǎn)角線性度良好，與陀螺測(cè)得的彈體旋轉(zhuǎn)速度相匹配，能夠滿足火箭彈彈道修正的要求。

火箭彈；彈道修正；磁傳感器；滾轉(zhuǎn)角

0 引 言

為提高火箭彈的射擊精度，減小附帶的非控制毀傷，隨著低成本磁傳感器器件的發(fā)展，國(guó)內(nèi)外都在研究不改變火箭彈氣動(dòng)外形的條件下如何對(duì)火箭彈彈道進(jìn)行修正，而彈道修正過(guò)程需要測(cè)量火箭彈的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)。

地磁傳感器由于價(jià)格便宜、無(wú)積累誤差、抗高過(guò)載等優(yōu)點(diǎn)受到越來(lái)越多的重視[1-2]，利用磁阻傳感器來(lái)測(cè)量火箭滾轉(zhuǎn)姿態(tài)是近年來(lái)測(cè)量領(lǐng)域的熱點(diǎn)之一。美國(guó)極為重視提高火箭彈的射擊精度，在多管火箭武器系統(tǒng)（MLRS）項(xiàng)目中對(duì)眾多地面戰(zhàn)斗裝備進(jìn)行改造升級(jí)，為其陸軍轉(zhuǎn)型提供重要保障[3]。德國(guó)研制的康特拉夫斯-萊茵金屬公司增強(qiáng)型彈道修正模塊（CORECT）采用了基于脈沖矢量推力的彈道修正方式。CORECT模塊集成了GPS接收機(jī)，利用GPS計(jì)算火箭彈在飛行過(guò)程中的位置，采用彈載的磁場(chǎng)傳感器，通過(guò)測(cè)量地球磁場(chǎng)，計(jì)算彈丸的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)角。

基于以上數(shù)據(jù)，彈載計(jì)算機(jī)計(jì)算出火箭彈偏離理論飛行彈道的偏移量，通過(guò)實(shí)時(shí)啟動(dòng)脈沖推沖器產(chǎn)生推力，修正火箭彈的彈道。該模塊已在227 mm多管火箭系統(tǒng)火箭彈試驗(yàn)成功，其命中精度（圓概率誤差）由常規(guī)無(wú)控火箭彈的數(shù)百米降低到50 m以內(nèi)[4]。

本文通過(guò)姿態(tài)變換矩陣，建立了滾轉(zhuǎn)角解算數(shù)學(xué)模型，并根據(jù)此數(shù)學(xué)模型搭建了基于地磁信息的滾轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)。

1 彈體滾轉(zhuǎn)角姿態(tài)解算模型

地磁場(chǎng)是指地球表面或地球空間的磁場(chǎng)，在地面上平均磁感應(yīng)強(qiáng)度約為0.5Gs（1Gs=10-4T）。地磁場(chǎng)由變化磁場(chǎng)和穩(wěn)定磁場(chǎng)組成，其中變化磁場(chǎng)約占總磁場(chǎng)的2%～4%。某型火箭彈最大射程約為34km，在該射程內(nèi)地磁場(chǎng)是相對(duì)不變的，其磁場(chǎng)強(qiáng)度為H，地磁場(chǎng)存在磁傾角I和磁傾角D，如圖1所示，地磁場(chǎng)在地理坐標(biāo)系投影分量為HN、HE、HD。

圖1 地磁要素的關(guān)系

為解算彈體滾轉(zhuǎn)角，建立彈體坐標(biāo)系Oxyz，Ox軸與彈體縱軸重合，指向彈體頭部為正，Oy軸、Oz軸位于彈體橫切面內(nèi)。在彈體內(nèi)安裝相互正交的三軸磁傳感器，其中一個(gè)傳感器敏感軸與x軸重合，地磁場(chǎng)在該方向上分量為Hx，一個(gè)傳感器敏感軸與y軸重合，地磁場(chǎng)在該方向上分量為Hy，另一傳感器測(cè)量的地磁場(chǎng)分量為Hz，彈體坐標(biāo)系與地理坐標(biāo)系之間的關(guān)系如圖2所示。

圖2 坐標(biāo)系及其關(guān)系

式中：φ——航向角；

θ——俯仰角；

γ——滾轉(zhuǎn)角，地磁場(chǎng)分量（HN、HE、HD）與磁偏角和磁傾角有關(guān)。

航向角φ在火箭彈射程內(nèi)可以近似視為一個(gè)常量。彈體滾轉(zhuǎn)角γ不斷發(fā)生變化使得三軸磁傳感器輸出（Hx，Hy，Hz）也隨之發(fā)生變化，解算滾轉(zhuǎn)角可得[5-6]：

將式（1）代入式（3）中，可得：

從式（4）第一項(xiàng)中可得彈體滾轉(zhuǎn)角與地磁場(chǎng)磁偏角、磁傾角以及火箭彈彈道傾角和航向角有關(guān)，火箭彈發(fā)射前裝訂磁偏角和磁傾角以及航向角，彈體彈道傾角通過(guò)加速度計(jì)測(cè)量；由第二項(xiàng)可得滾轉(zhuǎn)角與彈體橫切面上兩軸磁傳感器測(cè)得的磁場(chǎng)強(qiáng)度有關(guān)。

2 地磁測(cè)量系統(tǒng)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

2.1 總體設(shè)計(jì)

整個(gè)彈道修正系統(tǒng)工作流程如圖3所示，其中磁傳感器測(cè)量地磁場(chǎng)分量，將測(cè)得結(jié)果送至彈載計(jì)算機(jī)，彈載計(jì)算機(jī)利用裝定數(shù)據(jù)，根據(jù)本文的算法對(duì)滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行解算，從而確定推沖器的方位，適時(shí)起爆推沖器，進(jìn)行彈道修正。

其中，滾轉(zhuǎn)角測(cè)量組合需要二維磁傳感器提供彈體切面上相互正交的地磁場(chǎng)分量測(cè)量值。而目前傳感器測(cè)量地磁場(chǎng)的實(shí)現(xiàn)有許多方式，諸如：磁通門、線圈、磁阻傳感器、巨磁阻傳感器等，目前工程應(yīng)用較多為磁通門和磁阻傳感器，其中磁通門測(cè)量精度

較高，但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜、體積偏大、響應(yīng)時(shí)間較慢，而磁阻傳感器具有體積小、響應(yīng)快、抗過(guò)載能力強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)，適于彈道修正系統(tǒng)上進(jìn)行應(yīng)用。

圖3 彈道修正系統(tǒng)框圖

磁阻傳感器在不同的應(yīng)用領(lǐng)域所需的測(cè)量精度不同，本系統(tǒng)綜合測(cè)量精度、體積、成本、抗過(guò)載能力等指標(biāo)，確定磁阻傳感器的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求：俯仰角范圍-60°～60°，航向角范圍0°～360°，綜合上述因素，本設(shè)計(jì)選用的HMC1022磁阻傳感器作為測(cè)量元件。

2.2 滾轉(zhuǎn)角測(cè)量模塊硬件設(shè)計(jì)

滾轉(zhuǎn)角測(cè)量模塊主要由磁阻傳感器、置/復(fù)位電路、信號(hào)調(diào)理電路、數(shù)據(jù)采集模塊、DSP模塊以及Flash模塊組成，原理框見(jiàn)圖4。

圖4 滾轉(zhuǎn)角解算系統(tǒng)原理框圖

其中，DSP模塊本系統(tǒng)采用TI公司生產(chǎn)的高端DSP芯片（TMS320C6713），該芯片為64位浮點(diǎn)數(shù)字微型處理器，處理速度高，其主頻最高可達(dá)300 M，并且有豐富的外圍接口，該型DSP芯片采用雙電源供電方式，即內(nèi)核與I/O均需供電，本系統(tǒng)使用了其強(qiáng)大的EMIF功能與外圍器件進(jìn)行通信，其中DSP模塊與Flash模塊之間通信方式為I2C協(xié)議。

磁阻傳感器需要置/復(fù)位電路，該電路是為實(shí)現(xiàn)對(duì)磁阻傳感器的磁矩校準(zhǔn)設(shè)計(jì)的，地磁場(chǎng)信號(hào)為弱信號(hào)，易受外界干擾，受干擾后，磁傳感器的輸出特性會(huì)發(fā)生較大改變，甚至不能正常工作[7-8】，置/復(fù)位電路用IRF7509集成的場(chǎng)效應(yīng)管，由DSP模塊出發(fā)，產(chǎn)生一個(gè)約為2A的大電流對(duì)磁阻傳感器進(jìn)行置復(fù)位。

信號(hào)調(diào)理電路實(shí)現(xiàn)對(duì)磁阻傳感器測(cè)得的信號(hào)進(jìn)行放大、濾波處理，本系統(tǒng)使用的器件為AMP04，其參考電壓為2.5V。為保證滾轉(zhuǎn)角解算精度，A/D采樣器使用了24位A/D轉(zhuǎn)換器ADS1246，采樣頻率為2kHz，滿足采樣定理要求。

2.3 滾轉(zhuǎn)角測(cè)量模塊軟件設(shè)計(jì)

在軟件設(shè)計(jì)中，熱電池激活系統(tǒng)開(kāi)始工作，首先彈載控制器完成初始化，并向磁阻傳感器發(fā)出置/復(fù)位指令，傳感器測(cè)量地磁場(chǎng)信號(hào)，經(jīng)信號(hào)調(diào)理后進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，再根據(jù)裝定數(shù)據(jù)進(jìn)行滾轉(zhuǎn)角解算。軟件流程如圖5所示。

圖5 滾轉(zhuǎn)角解算系統(tǒng)軟件軟件流程圖

3 火箭彈滾轉(zhuǎn)角解算飛行試驗(yàn)

在某常規(guī)武器試驗(yàn)中心進(jìn)行了122火箭彈科研摸底飛行，基準(zhǔn)射向偏離磁北方向，當(dāng)?shù)卮牌菫?50.90°，基準(zhǔn)射向?yàn)?.4692°，基準(zhǔn)射向偏離磁北約12.6°，在彈道飛行時(shí)間20 s開(kāi)始，對(duì)火箭彈橫向偏差進(jìn)行修正，過(guò)頂點(diǎn)后，對(duì)其縱向偏差及綜合偏差進(jìn)行修正。

彈道高度曲線見(jiàn)圖6。圖7為陀螺測(cè)得的火箭彈轉(zhuǎn)速，火箭彈的最大轉(zhuǎn)速約為15 r/s，最小轉(zhuǎn)速約為5r/s。

在彈體橫切面上安裝兩軸磁傳感器，滾轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)采樣率為100Hz，火箭彈發(fā)射前，對(duì)火箭彈姿態(tài)角所需參數(shù)進(jìn)行裝訂，彈載電池供電后，彈載記錄儀開(kāi)始工作，存儲(chǔ)傳感器測(cè)得的數(shù)據(jù)。采用彈道修正彈記錄儀數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，繞心運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量結(jié)果如圖8所示。

圖6 飛行時(shí)間-火箭彈彈道高度曲線

圖7 飛行時(shí)間-火箭彈轉(zhuǎn)速曲線

圖8 飛行時(shí)間-滾轉(zhuǎn)角曲線

圖9 飛行時(shí)間-滾轉(zhuǎn)角曲線

圖10 飛行時(shí)間-滾轉(zhuǎn)角曲線

彈道修正火箭彈橫向修正起控時(shí)間為20 s，從圖8可知，該時(shí)間點(diǎn)處，地磁傳感器解算的滾轉(zhuǎn)角線性度良好，反算的火箭彈轉(zhuǎn)速約為9.5r/s，與陀螺測(cè)得的轉(zhuǎn)速基本一致。

從圖9可知，30 s處，地磁傳感器解算的滾轉(zhuǎn)角線性度良好，反算火箭彈轉(zhuǎn)速約為7.7r/s，與陀螺測(cè)得的轉(zhuǎn)速基本一致。

從圖10可知，40s處，地磁傳感器解算的滾轉(zhuǎn)角線性度良好，反算火箭彈轉(zhuǎn)速約為5.9r/s，與陀螺測(cè)得的轉(zhuǎn)速基本一致。

試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，在火箭彈飛行控制時(shí)間段內(nèi)，利用地磁數(shù)據(jù)解算的滾轉(zhuǎn)角與陀螺測(cè)得的數(shù)據(jù)相比，誤差在4°以內(nèi)，滿足火箭彈修正系統(tǒng)對(duì)姿態(tài)角測(cè)量的要求。

綜上所述，利用地磁傳感器測(cè)量地磁場(chǎng)解算滾轉(zhuǎn)角，該方法在飛行試驗(yàn)中得到了充分的驗(yàn)證，方案可行措施有效。

4 結(jié)束語(yǔ)

在火箭彈滾轉(zhuǎn)角適時(shí)解算中，本文通過(guò)姿態(tài)變換矩陣，建立了滾轉(zhuǎn)角解算數(shù)學(xué)模型，并根據(jù)此數(shù)學(xué)模型搭建了基于地磁信息的滾轉(zhuǎn)角測(cè)量系統(tǒng)。該系統(tǒng)在某型火箭彈飛行試驗(yàn)中得到了應(yīng)用，能夠滿足火箭彈彈道修正對(duì)姿態(tài)角測(cè)量的工程要求。

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Flight attitude angles measurement system of rocket projectile based on geomagnetic field

LU Zhi-cai1，GAO Min1，JIA Chun-ning2
（1.Missile Engineering Department，Ordnance Engineering College，Shijiazhuang 050003，China；2.Military Representative Office of Army in Shanghai，Shanghai 209109，China）

In order to correct the trajectory of the rocket projectile，the attitude angle needed to be calculated in real-time.The aim of the research was to provide a solution for roll angle determination in the presence of magnetic field disturbance.During rocket flight，the geomagnetic field component changed in each sensor as the result of the changed Euler angle.The attitude angle computational formula was designed according to the transformation matrix.For measuring the roll angle，two-axis magnetic sensor was utilized to measure the geomagnetic field in the article.The guidance scheme by roll angle was proposed according to geomagnetic data and the starting control point parameters were also designed properly.The method was employed in the rocket projectile trajectory correction experiment.And roll angular counted by the method could satisfy the demand for trajectory correction.

rocket projectile；trajectory correction；geomagnetic detection；roll angle

TJ71；TP212.1；TP274+.2；TM930.12

：A

：1674-5124（2014)03-0001-04

10.11857/j.issn.1674-5124.2014.03.001

2013-04-08；

：2013-05-16

軍械工程學(xué)院基金項(xiàng)目（YJJXM13020）武器裝備預(yù)研基金項(xiàng)目（9140A05040213JB34001）

盧志才（1982），男，河北衡水市人，講師，博士，主要從事地磁測(cè)量方面研究。