旋轉(zhuǎn)制導(dǎo)彈藥姿態(tài)測(cè)試技術(shù)研究現(xiàn)狀分析

高麗珍,張曉明,李 杰

(1.中北大學(xué) 電氣與控制工程學(xué)院， 太原 030051; 2.中北大學(xué) 儀器科學(xué)與動(dòng)態(tài)測(cè)試教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 太原 030051)

現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)要求進(jìn)攻武器向信息化、智能化轉(zhuǎn)變，必須具備精確遠(yuǎn)程打擊能力和快速機(jī)動(dòng)反應(yīng)能力。而目前我軍廣泛裝備的各類(lèi)炮彈、榴彈、迫擊彈等常規(guī)彈藥難以滿足上述作戰(zhàn)要求。因此，彈藥的制導(dǎo)化、信息化改造是常規(guī)彈藥發(fā)展的必然趨勢(shì)，也是當(dāng)今世界精確制導(dǎo)武器發(fā)展的重要方向。

常規(guī)彈藥制導(dǎo)化改造主要是通過(guò)彈體姿態(tài)控制來(lái)間接實(shí)現(xiàn)其質(zhì)心外彈道軌跡的控制。單通道控制方案具有彈上控制設(shè)備少、控制系統(tǒng)簡(jiǎn)單的突出優(yōu)點(diǎn)，使其成為常規(guī)彈藥的制導(dǎo)化改造中首選控制方案[1-2]。單通道控制是在彈體軸向自旋穩(wěn)定飛行過(guò)程中，僅采用一個(gè)控制通道控制執(zhí)行舵面在兩個(gè)極限位置間交替偏轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)彈體偏航、俯仰控制，使彈體沿著期望制導(dǎo)彈道飛行。但彈體自旋帶來(lái)的馬格努斯效應(yīng)使得彈體俯仰通道和偏航通道間的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)相互耦合，必須實(shí)時(shí)準(zhǔn)確測(cè)量彈體姿態(tài)(尤其是滾轉(zhuǎn)角)，才能實(shí)現(xiàn)俯仰和偏航兩通道的解耦控制。因此，旋轉(zhuǎn)彈藥制導(dǎo)化改造過(guò)程中，彈體飛行姿態(tài)尤其是滾轉(zhuǎn)角參數(shù)的實(shí)時(shí)準(zhǔn)確獲取是彈藥實(shí)現(xiàn)精確制導(dǎo)控制的前提條件。

1 旋轉(zhuǎn)制導(dǎo)彈藥姿態(tài)測(cè)試技術(shù)瓶頸

1.1 旋轉(zhuǎn)彈藥測(cè)試環(huán)境分析

旋轉(zhuǎn)彈藥飛行過(guò)程中所經(jīng)歷的惡劣彈載環(huán)境對(duì)彈載姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)帶來(lái)嚴(yán)重的考驗(yàn)[3-4]。發(fā)射高過(guò)載下姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)性能難以保證。常規(guī)彈藥發(fā)射瞬間火藥在炮膛內(nèi)高速燃燒產(chǎn)生高壓氣體，推動(dòng)彈體在數(shù)十毫秒瞬間內(nèi)達(dá)到每秒數(shù)百米的高發(fā)射初速。這一階段彈載設(shè)備承受高達(dá)上千g甚至上萬(wàn)g的高發(fā)射過(guò)載，要求彈載姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)在高過(guò)載環(huán)境下不損壞且性能穩(wěn)定可靠。彈載姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)，尤其是測(cè)量傳感器經(jīng)歷高發(fā)射過(guò)載后會(huì)出現(xiàn)不同程度的性能退化，甚至損壞。高動(dòng)態(tài)測(cè)試環(huán)境對(duì)姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性帶來(lái)巨大挑戰(zhàn)。制導(dǎo)彈藥彈體飛行速度高達(dá)2～3Ma，滾轉(zhuǎn)角速度變化在數(shù)千(°)/s到上萬(wàn)(°)/s范圍變化，偏航及俯仰角速率變化可達(dá)數(shù)十(°)/s。彈體的姿態(tài)、位置及速度等運(yùn)動(dòng)參數(shù)快速變化，要求彈載姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)在外彈道飛行中以高數(shù)據(jù)更新率實(shí)時(shí)、準(zhǔn)確、可靠輸出姿態(tài)信息，為彈體控制系統(tǒng)提供實(shí)時(shí)準(zhǔn)確的測(cè)量數(shù)據(jù)。彈體軸向高旋、徑向微旋的特殊姿態(tài)運(yùn)動(dòng)造成三維角速度矢量的跨量程測(cè)量難題。旋轉(zhuǎn)彈藥采用軸向高旋的陀螺力矩來(lái)保證彈體飛行穩(wěn)定，軸向角速度變化范圍可達(dá)每秒上萬(wàn)度，但全彈道飛行中俯仰角變化范圍僅為數(shù)十度，偏航角變化范圍更小。因此，三軸角速度的變化范圍相差懸殊，單一姿態(tài)傳感器難以滿足制導(dǎo)控制中三維姿態(tài)測(cè)量的精度一致條件。

1.2 彈載姿態(tài)測(cè)試方案分析

受旋轉(zhuǎn)彈藥的發(fā)射高過(guò)載、外彈道高動(dòng)態(tài)和軸向高旋等惡劣應(yīng)用環(huán)境的限制，可選用于彈載姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)較少，主要有微慣性導(dǎo)航系統(tǒng)、地磁測(cè)姿系統(tǒng)、太陽(yáng)敏感測(cè)姿系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)等。然而上述姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)在實(shí)際工程應(yīng)用中存在應(yīng)用環(huán)境受限、測(cè)量精度低、三維姿態(tài)信息不全等不足。微慣性測(cè)量系統(tǒng)盡管可以提供全部姿態(tài)參數(shù)，但其在彈載導(dǎo)航應(yīng)用時(shí)存在初始姿態(tài)參數(shù)獲取困難、MEMS慣性器件發(fā)射高過(guò)載后產(chǎn)生性能退化、導(dǎo)航誤差隨時(shí)間累積等技術(shù)瓶頸；地磁測(cè)姿系統(tǒng)是建立在外彈道飛行彈體偏航角為零的假設(shè)基礎(chǔ)上，通過(guò)實(shí)時(shí)測(cè)量彈體坐標(biāo)系中地磁場(chǎng)矢量來(lái)實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)彈藥姿態(tài)解算，具有抗高過(guò)載性能好、誤差不隨時(shí)間積累、成本低等優(yōu)點(diǎn)，但測(cè)量中容易受到彈體磁場(chǎng)干擾、偏航角機(jī)動(dòng)等影響，姿態(tài)測(cè)量精度較低。太陽(yáng)敏感測(cè)姿系統(tǒng)每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期僅能提供一組姿態(tài)數(shù)據(jù)，無(wú)法滿足姿態(tài)實(shí)時(shí)性測(cè)量要求，且不能全天時(shí)、全天候工作。衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)提供導(dǎo)航信息不存在誤差累積等缺陷，但在彈體出炮膛后高動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)環(huán)境中需要經(jīng)歷較長(zhǎng)時(shí)間的衛(wèi)星信號(hào)捕獲、跟蹤，才能輸出導(dǎo)航數(shù)據(jù)，且存在數(shù)據(jù)更新率低、天線安裝困難、無(wú)姿態(tài)信息等問(wèn)題。因此單一姿態(tài)測(cè)量手段無(wú)法滿足旋轉(zhuǎn)彈藥實(shí)時(shí)可靠準(zhǔn)確的姿態(tài)測(cè)量需求。MEMS陀螺測(cè)姿具有短時(shí)精度高但姿態(tài)誤差積累的特點(diǎn)，而地磁測(cè)姿誤差不隨時(shí)間積累但定姿精度低。采用地磁/陀螺測(cè)量信息融合測(cè)姿將二者信息優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)，可以有效提高彈體測(cè)姿精度和系統(tǒng)可靠性。基于MEMS陀螺/地磁信息的組合姿態(tài)測(cè)量方案具有抗高過(guò)載、姿態(tài)更新率高、自主、體積小、成本低、安裝方便等優(yōu)勢(shì)，成為旋轉(zhuǎn)彈藥制導(dǎo)化中姿態(tài)測(cè)試的主要方案之一。

2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀分析

2.1 彈體姿態(tài)測(cè)量技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

世界科技與軍事強(qiáng)國(guó)近20年來(lái)一直都致力于推進(jìn)炮彈、槍彈和火箭彈等常規(guī)彈藥的制導(dǎo)化改造，并不斷研制高性能的智能化彈藥。彈體飛行姿態(tài)參數(shù)的準(zhǔn)確測(cè)量是保證智能彈藥研制的關(guān)鍵技術(shù)。由于惡劣測(cè)試應(yīng)用環(huán)境，該技術(shù)也是制約各類(lèi)常規(guī)彈藥的制導(dǎo)化改造進(jìn)程的瓶頸。隨著彈藥制導(dǎo)化的打擊精確要求的升級(jí)，單一姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)已無(wú)法繼續(xù)滿足高精度姿態(tài)測(cè)量要求，需要采用多傳感器組合測(cè)量技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)彈體姿態(tài)全程全參數(shù)高精度測(cè)量。

慣性測(cè)量技術(shù)是自主式測(cè)量技術(shù)，能夠?qū)崟r(shí)輸出彈體三維姿態(tài)信息，是目前制導(dǎo)武器使用最為普遍的姿態(tài)測(cè)試方法。利用陀螺測(cè)量所得彈體角速率信息進(jìn)行三維姿態(tài)解算，陀螺測(cè)量精度很大程度決定了姿態(tài)解算精度。隨著MEMS技術(shù)的發(fā)展，微機(jī)械慣性傳感器具有抗過(guò)載性能好、小體積和成本低等優(yōu)點(diǎn)，成為常規(guī)彈藥制導(dǎo)化改造中的姿態(tài)測(cè)試傳感器的首選[5-6]。以美國(guó)為首的西方國(guó)家在MEMS陀螺及導(dǎo)航測(cè)試系統(tǒng)技術(shù)方面處于世界領(lǐng)先的位置，所研制的部分MEMS慣性器件能夠承受火炮發(fā)射時(shí)所產(chǎn)生的極高過(guò)載。美國(guó) Draper 實(shí)驗(yàn)室、JPL、Honeywell、ATK公司以及一些著名研究中心等在低成本微型慣性與組合測(cè)量技術(shù)等方面取得成效卓著成果，測(cè)試系統(tǒng)向中高精度、組合導(dǎo)航測(cè)試方向發(fā)展。美國(guó)IEC公司研制的MEMS微慣性測(cè)量系統(tǒng)2001年在155 mm火炮發(fā)射中得到成功應(yīng)用，圖1所示為美國(guó)IEC公司研制的MIMU；美國(guó)ATK公司研制的精確制導(dǎo)測(cè)量組件是這種基于MEMS傳感器的彈體姿態(tài)測(cè)量技術(shù)的杰出代表，圖2所示為美國(guó)“ATK”的精確制導(dǎo)測(cè)量組件，2009年首批列裝2萬(wàn)套、單價(jià)為3 000美元。

地磁姿態(tài)測(cè)量方法是通過(guò)實(shí)時(shí)測(cè)量彈體坐標(biāo)系中的地磁場(chǎng)信息來(lái)確定彈體姿態(tài)信息，具有自主式測(cè)量、隱蔽性好且誤差不隨時(shí)間積累等優(yōu)點(diǎn)。近幾年在常規(guī)彈藥姿態(tài)測(cè)量中重新受到各國(guó)重視。磁阻傳感器具有全固態(tài)結(jié)構(gòu)、體積小、功耗低、抗沖擊能力強(qiáng)的特點(diǎn)適用于常規(guī)彈藥姿態(tài)測(cè)量[7-8]。美國(guó)Honeywell公司的磁阻傳感器(AMR)是代表目前業(yè)界的最高水平。國(guó)外已經(jīng)將磁阻傳感器應(yīng)用于制導(dǎo)彈藥的姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)中。法國(guó)正在發(fā)展一種采用地磁場(chǎng)姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)的新型靈巧彈藥，并進(jìn)行了磁測(cè)姿態(tài)濾波器原理樣機(jī)的炮彈發(fā)射試驗(yàn)，驗(yàn)證了捷聯(lián)地磁傳感器用于彈藥測(cè)姿的可行性，且測(cè)量也相當(dāng)精確[9]，法國(guó)智能彈藥磁測(cè)姿態(tài)試驗(yàn)如圖3所示。

瑞士與德國(guó)聯(lián)合研制的用于火箭彈彈道修正的“CORECT”組合測(cè)量模塊，該測(cè)量模塊由地磁傳感器和GPS組成，利用彈載磁場(chǎng)傳感器測(cè)量所得的地磁場(chǎng)信息計(jì)算彈丸滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，由內(nèi)部集成的GPS完成彈體速度和位置測(cè)量，該測(cè)量模塊已在多管火箭系統(tǒng)得到成功應(yīng)用，并于2009年開(kāi)始批量生產(chǎn)[10]。

近20年來(lái)，國(guó)內(nèi)在常規(guī)彈藥制導(dǎo)化改造取得不少成就。在2004年珠海航展上首次亮相的“WS-2” 制導(dǎo)火箭彈，是目前口徑最大，射程最遠(yuǎn)的火箭炮，最大射程可達(dá)480 km，采用了基于慣性和衛(wèi)星組合姿態(tài)測(cè)量技術(shù)，射擊準(zhǔn)確度小于3‰。

2.2 彈載地磁/陀螺測(cè)量標(biāo)定技術(shù)現(xiàn)狀

彈載地磁場(chǎng)信息及彈體角速度信息的準(zhǔn)確獲取是實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)彈藥姿態(tài)高精度測(cè)量的前提，但由于制造、安裝、信號(hào)處理以及彈載惡劣的應(yīng)用環(huán)境等因素的影響，地磁/MEMS陀螺傳感器測(cè)量會(huì)引起多種形式的誤差。為提高傳感器的測(cè)量精度，通常在發(fā)射前利用高精度的標(biāo)定設(shè)備對(duì)傳感器進(jìn)行校準(zhǔn)，以獲取傳感器的零偏、標(biāo)度因數(shù)誤差和交叉耦合誤差等相關(guān)誤差補(bǔ)償參數(shù)。

MEMS陀螺、加速度計(jì)慣性傳感器大多借助于高精度轉(zhuǎn)臺(tái)對(duì)其進(jìn)行參數(shù)標(biāo)定校準(zhǔn)工作。高精度轉(zhuǎn)臺(tái)標(biāo)定方法不適用于對(duì)安裝于載體上的慣導(dǎo)器件進(jìn)行現(xiàn)場(chǎng)快速標(biāo)定。國(guó)內(nèi)外近年來(lái)開(kāi)展了基于外界輔助信息的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)參數(shù)的在線標(biāo)定方法。高偉提出一種基于卡爾曼濾波技術(shù)的現(xiàn)場(chǎng)標(biāo)定方法，在載體處于S型機(jī)動(dòng)狀態(tài)以速度為外部觀測(cè)量可以有效提高現(xiàn)場(chǎng)標(biāo)定的精度[11]。劉詩(shī)斌等提出了一種基于磁傳感器輸出的 MEMS 陀螺標(biāo)定方法，并根據(jù) MEMS 陀螺誤差參數(shù)模型設(shè)計(jì)相應(yīng)的補(bǔ)償算法，分別對(duì) MEMS 陀螺的零偏和標(biāo)度因數(shù)誤差進(jìn)行了補(bǔ)償。該方法實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單，適用于現(xiàn)場(chǎng)標(biāo)定[12]。

地磁傳感器在工程使用中首先需要選擇受載體干擾磁場(chǎng)小的“磁潔凈區(qū)”進(jìn)行安裝，以盡量減小載體自身磁干擾。磁傳感器的標(biāo)定相對(duì)復(fù)雜，除了完成傳感器的零偏、標(biāo)度因數(shù)誤差和交叉耦合誤差標(biāo)定外，還需要完成對(duì)載體干擾磁場(chǎng)的標(biāo)定工作。Lasse Klingbeil等在將三軸磁傳感器測(cè)量模型和干擾磁場(chǎng)模型相統(tǒng)一，提出了基于橢球擬合和SVD的磁傳感器標(biāo)定方法，實(shí)現(xiàn)干擾磁場(chǎng)和磁傳感器參數(shù)的統(tǒng)一標(biāo)定與補(bǔ)償[13-14]。Takaya Inamori1針對(duì)遙感納衛(wèi)星PRISM中定姿，提出了基于IGRF模型的三軸磁傳感器及其干擾磁場(chǎng)在線標(biāo)定方法，再利用磁測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)陀螺進(jìn)行在線標(biāo)定[15]。

目前，地磁/陀螺傳感器的在線標(biāo)定研究主要是根據(jù)無(wú)人機(jī)、微納衛(wèi)星、車(chē)輛等載體的運(yùn)動(dòng)模式展開(kāi)的，而專(zhuān)門(mén)針對(duì)旋轉(zhuǎn)彈藥軸向高旋的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)的在線標(biāo)定方法尚未開(kāi)展研究。

2.3 基于多源信息的彈載姿態(tài)融合技術(shù)

制導(dǎo)彈藥飛行的高速、高機(jī)動(dòng)特點(diǎn)，要求姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)必須以數(shù)kHz的數(shù)據(jù)更新率提供實(shí)時(shí)姿態(tài)信息，為彈載控制系統(tǒng)提供測(cè)量信息。常規(guī)組合導(dǎo)航算法計(jì)算量大，數(shù)據(jù)更新率低，不能滿足制導(dǎo)彈藥的實(shí)時(shí)性和可靠性要求。

1) 彈載地磁定姿算法。在地磁測(cè)姿解算方法上，國(guó)內(nèi)外研究者主要采用了彈體外彈道飛行中偏航角為零的假設(shè)，實(shí)時(shí)獲取彈體俯仰角和滾轉(zhuǎn)角，并不滿足制導(dǎo)彈藥航向機(jī)動(dòng)飛行中的全姿態(tài)測(cè)量需求。美國(guó)空軍研究實(shí)驗(yàn)室提出MAGSONDE[16]磁導(dǎo)引頭，采用兩軸斜置磁傳感器測(cè)量彈體姿態(tài)，彈體每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期可輸出一組姿態(tài)角信息。陳勇巍[17]、高峰[18]和李玎[19]等在MAGSONDE基礎(chǔ)上提出了比值法測(cè)姿，彈體每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期可輸出兩組姿態(tài)角信息。該類(lèi)方法利用彈載磁測(cè)信號(hào)的過(guò)零點(diǎn)及極值點(diǎn)的特征輔以查表法來(lái)求解彈體姿態(tài)，具有無(wú)需裝訂地磁分量、計(jì)算簡(jiǎn)單等特點(diǎn)，但姿態(tài)數(shù)據(jù)更新率低，且不適合彈體航向機(jī)動(dòng)時(shí)進(jìn)行測(cè)姿。曹紅松等[20]提出了基于地磁/陀螺組合彈藥姿態(tài)測(cè)量方法，由單軸陀螺和三軸地磁傳感器組成姿態(tài)測(cè)量方案，利用陀螺測(cè)量所得滾轉(zhuǎn)角速率積分得到滾轉(zhuǎn)角，然后根據(jù)磁測(cè)解算原理解出其余兩個(gè)姿態(tài)角。該解算方法簡(jiǎn)單，但測(cè)量精度有限，姿態(tài)誤差受陀螺積分作用，存在隨時(shí)間累積問(wèn)題。國(guó)內(nèi)外磁測(cè)彈體姿態(tài)的研究主要集中于單純的磁測(cè)解算方法與系統(tǒng)集成的研究，姿態(tài)測(cè)量精度還有待進(jìn)一步提高，若采用其他輔助信息進(jìn)行組合導(dǎo)航測(cè)量可以實(shí)現(xiàn)信息融合、優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)、協(xié)同超越，可以有效的提高彈體姿態(tài)測(cè)試性能。

2) 彈體姿態(tài)測(cè)量的濾波技術(shù)。彈體飛行過(guò)程中的彈道動(dòng)力學(xué)模型是強(qiáng)非線性和時(shí)變的，因此基于Kalman的線性系統(tǒng)濾波方法并不能直接應(yīng)用于彈體定姿濾波估計(jì)。國(guó)內(nèi)外對(duì)非線性系統(tǒng)的濾波技術(shù)的研究可分為基于信號(hào)的非線性濾波方法和基于模型狀態(tài)的非線性濾波方法兩種?；谛盘?hào)的非線性濾波方法主要有小波分析、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、模糊控制等非線性信號(hào)濾波方法；基于模型狀態(tài)的非線性濾波方法主要包括基于Kalman思想的EKF(Extended Kalman filter)、UKF(Unscented Kalman filter)和CKF(Cubature Kalman Filter)濾波方法以及基于貝葉斯采樣估計(jì)的粒子濾波PF(Particle Filter)等。EKF是基于當(dāng)前狀態(tài)估值的Taylor級(jí)數(shù)展開(kāi)線性化近似方法，是當(dāng)前應(yīng)用最為廣泛的非線性濾波算法。但非線性系統(tǒng)模型經(jīng)過(guò)線性化后，會(huì)造成系統(tǒng)模型與實(shí)際系統(tǒng)之間的不匹配，模型誤差容易引起狀態(tài)估計(jì)的不準(zhǔn)甚至發(fā)散。受彈載計(jì)算硬件能力限制，PF濾波或Monte Carlo濾波等其他濾波算法的實(shí)時(shí)性能很難滿足彈載組合導(dǎo)航應(yīng)用要求，而基于Kalman濾波算法(KF、EKF、UKF)仍舊是當(dāng)前彈載導(dǎo)航、制導(dǎo)領(lǐng)域中應(yīng)用的重點(diǎn)。

3 關(guān)鍵技術(shù)及發(fā)展趨勢(shì)

基于MEMS陀螺/地磁信息的組合姿態(tài)測(cè)量在實(shí)際彈載應(yīng)用中仍存在以下瓶頸技術(shù)，制約了彈體姿態(tài)的工程化應(yīng)用。

1) 彈體干擾磁場(chǎng)的實(shí)時(shí)準(zhǔn)確補(bǔ)償問(wèn)題：利用地磁場(chǎng)信息進(jìn)行彈體姿態(tài)測(cè)量的前提是準(zhǔn)確獲取地磁穩(wěn)定場(chǎng)矢量數(shù)據(jù)，而彈載磁傳感器測(cè)量值中除含有地磁穩(wěn)定場(chǎng)矢量的有用信息外，還含有彈體干擾磁場(chǎng)。彈體干擾磁場(chǎng)受外界磁場(chǎng)、飛行姿態(tài)、彈載電氣設(shè)備、彈體鐵磁材料長(zhǎng)期存儲(chǔ)磁化等因素的影響而發(fā)生變化。事先標(biāo)定的彈體干擾磁場(chǎng)參數(shù)并不能準(zhǔn)確反映外彈道飛行中的彈體干擾磁場(chǎng)變化。因此如何在外彈道飛行過(guò)程中對(duì)彈體干擾磁場(chǎng)進(jìn)行在線標(biāo)定與補(bǔ)償，從而精確測(cè)量地磁場(chǎng)矢量，成為地磁測(cè)姿的前提條件。

2) MEMS陀螺參數(shù)的在線標(biāo)定問(wèn)題：MEMS陀螺受微電子工藝的限制，其靜態(tài)參數(shù)、動(dòng)態(tài)參數(shù)均具有短期穩(wěn)定性高、長(zhǎng)期緩慢漂移的不足。這對(duì)于長(zhǎng)期儲(chǔ)存的彈藥日常維護(hù)中傳感器標(biāo)定帶來(lái)很大的不便，同時(shí)制約了彈藥“隨停隨打”快速精確打擊能力。前期實(shí)彈測(cè)試發(fā)現(xiàn)MEMS陀螺在經(jīng)歷發(fā)射過(guò)載后的外彈道飛行中出現(xiàn)測(cè)試性能退化，造成器件參數(shù)發(fā)生漂移。因此如何在彈體飛行中對(duì)陀螺性能參數(shù)進(jìn)行在線標(biāo)定并實(shí)時(shí)補(bǔ)償，是實(shí)現(xiàn)精確彈藥的即時(shí)發(fā)射的必要保障。

3) 地磁/陀螺信息的實(shí)時(shí)高效融合：制導(dǎo)彈藥飛行的高速、高機(jī)動(dòng)特點(diǎn)，要求姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)必須以數(shù)KHz的數(shù)據(jù)更新率提供實(shí)時(shí)姿態(tài)信息，為彈載控制系統(tǒng)提供測(cè)量信息。常規(guī)組合導(dǎo)航算法計(jì)算量大，數(shù)據(jù)更新率低，不能滿足制導(dǎo)彈藥的實(shí)時(shí)性和可靠性要求。因此，如何實(shí)現(xiàn)地磁/陀螺信息的實(shí)時(shí)高效融合，是實(shí)現(xiàn)精確彈藥姿態(tài)測(cè)量的關(guān)鍵核心技術(shù)。

綜合國(guó)內(nèi)外上述研究現(xiàn)狀來(lái)看，受旋轉(zhuǎn)彈發(fā)射高過(guò)載、高自旋、高動(dòng)態(tài)和空間狹小等因素制約，適用于旋轉(zhuǎn)彈姿態(tài)測(cè)量的主要有微慣性測(cè)量系統(tǒng)、磁測(cè)姿態(tài)系統(tǒng)和衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)以及它們的組合形式。單一姿態(tài)測(cè)試系統(tǒng)應(yīng)用于旋轉(zhuǎn)彈藥時(shí)，主要存在初始參數(shù)獲取困難、無(wú)法實(shí)現(xiàn)全程全姿態(tài)測(cè)量、且測(cè)量精度低等問(wèn)題；而現(xiàn)有組合測(cè)姿方法主要針對(duì)低速旋轉(zhuǎn)彈藥的姿態(tài)測(cè)量，無(wú)法直接應(yīng)用于高速旋轉(zhuǎn)彈姿態(tài)測(cè)試。因此，旋轉(zhuǎn)彈姿態(tài)測(cè)量技術(shù)將需要進(jìn)行3個(gè)關(guān)鍵技術(shù)轉(zhuǎn)變：由單一測(cè)試系統(tǒng)向多傳感器組合姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)轉(zhuǎn)變，以滿足復(fù)雜環(huán)境精確制導(dǎo)的測(cè)試需求；由測(cè)量傳感器事先標(biāo)定向空中在線標(biāo)定轉(zhuǎn)變，以滿足快速發(fā)射、發(fā)射后不管的戰(zhàn)術(shù)需求；由無(wú)控飛行姿態(tài)測(cè)量向機(jī)動(dòng)飛行的全姿態(tài)高精度測(cè)量轉(zhuǎn)變，以滿足對(duì)機(jī)動(dòng)目標(biāo)的精確打擊需求。

4 結(jié)論

實(shí)時(shí)姿態(tài)信息的準(zhǔn)確獲取是旋轉(zhuǎn)彈藥制導(dǎo)化改造核心關(guān)鍵技術(shù)之一。本文在分析了旋轉(zhuǎn)彈藥彈載環(huán)境中姿態(tài)信息獲取瓶頸的基礎(chǔ)上，提出了基于MEMS陀螺/地磁信息的姿態(tài)組合測(cè)試方案，該方案可利用MEMS陀螺測(cè)姿短時(shí)精度高、地磁測(cè)姿誤差不隨時(shí)間積累特點(diǎn)，將地磁/陀螺測(cè)量信息融合測(cè)姿實(shí)現(xiàn)優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)，可以有效提高彈體測(cè)姿精度和系統(tǒng)可靠性。預(yù)計(jì)該方案具有抗高過(guò)載、姿態(tài)更新率高、自主、體積小、成本低、安裝方便等優(yōu)勢(shì)，并指出了亟待解決的關(guān)鍵技術(shù)及發(fā)展趨勢(shì)。