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基于AFCKF的捷联旋转弹目视线角速率滤波算法

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航空兵器 2024年

作者：夏书涵范军芳纪毅王伟陈仕伟马乾才北京信息科技大学自动化学院西安现代控制技术研究所北京理工大学宇航学院

针对捷联旋转弹输出的视线角速率与姿态误差强耦合的问题，提出一种基于自适应渐消容积卡尔曼滤波（AFCKF）的方法。为实现弹目视线角速率的解耦，考虑弹目相对运动特性，构建包含末制导段视线角速率估计模型的状态模型，并根据几何关... 详细信息

针对捷联旋转弹输出的视线角速率与姿态误差强耦合的问题，提出一种基于自适应渐消容积卡尔曼滤波（AFCKF）的方法。为实现弹目视线角速率的解耦，考虑弹目相对运动特性，构建包含末制导段视线角速率估计模型的状态模型，并根据几何关系建立了包含弹目视线角和姿态角的量测模型。为解决旋转弹下传统CKF视线角速率估计结果的发散导致滤波失效，引入基于残差序列的渐消因子对预测状态协方差进行调节以快速收敛估计结果；为验证AFCKF的有效性，考虑姿态角和量测角的典型干扰。仿真结果表明，所提方法的视线高低角速率估计误差均值、方位角速率估计误差均值分别为传统EKF的30.41%和42.18%，有效提升了旋转弹视线角速率估计的精度。

关键词：旋转弹捷联导引头视线角速率 AFCKF 非线性滤波

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一种发射系下旋转弹的捷联惯导算法

海军工程大学学报 2024年第3期36卷 97-102页

作者：陈旸王君苏晓东晏亮管冬雪北京航天长征飞行器研究所北京100076 北京航天时代激光导航技术有限责任公司北京100094

为了提高旋转弹的姿态测量精度,提出了一种发射系下的旋转弹捷联导航算法。首先,推导了发射系导航更新方程;然后,利用传感器测量的前周期角速率对姿态更新算法进行优化,推导了基于角速率的旋转矢量更新算法及其算法误差;最后,采用陀螺... 详细信息

为了提高旋转弹的姿态测量精度,提出了一种发射系下的旋转弹捷联导航算法。首先,推导了发射系导航更新方程;然后,利用传感器测量的前周期角速率对姿态更新算法进行优化,推导了基于角速率的旋转矢量更新算法及其算法误差;最后,采用陀螺仪标度因数的提升方法,实现了捷联惯导姿态测量精度有效的提高。通过对双子样、优化双子样算法在自旋运动条件下的数学仿真、基于转台的半实物仿真试验进行了验证。试验结果表明:在自旋机动条件下,相较于传统双子样算法,基于发射系的旋转弹捷联导航算法具有更高的精度,验证了算法在工程应用实现的正确性和有效性。

关键词：旋转弹优化双子样算法发射系标度因数提升

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考虑舵机动力学的旋转弹自适应解耦控制

航空学报 2022年第3期43卷 333-343页

作者：石忠佼朱化杰赵良玉刘志杰北京理工大学宇航学院北京100081 北京理工大学机电学院北京100081 北京科技大学自动化学院北京100083

为解决由气动交联、控制交联引起的旋转弹俯仰和偏航通道间的耦合问题,提出了一种考虑气动不确定和执行机构动力学的自适应解耦控制方法。以一类鸭舵作用下的双通道控制旋转弹为研究对象,建立了非旋转弹体坐标系下考虑舵机动态响应过程... 详细信息

为解决由气动交联、控制交联引起的旋转弹俯仰和偏航通道间的耦合问题,提出了一种考虑气动不确定和执行机构动力学的自适应解耦控制方法。以一类鸭舵作用下的双通道控制旋转弹为研究对象,建立了非旋转弹体坐标系下考虑舵机动态响应过程以及气动参数不确定性的线性化动力学模型。利用模型参考自适应控制方法作为基础框架,将跟踪误差积分扩维至被控系统以改善闭环系统的跟踪性能。将舵机输入与输出之间的误差信号反馈到参考模型中实现俯仰和偏航通道之间的解耦。通过理论分析和数值仿真,验证了所提自适应解耦控制方法的有效性。仿真结果表明,设计的自适应解耦控制器能够保证闭环系统稳定并且实现俯仰和偏航通道之间的解耦。

关键词：旋转弹自适应控制解耦控制舵机动力学二次稳定

基于改进YOLOv3和核相关滤波算法的旋转弹目标探测算法

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兵工学报 2022年第5期43卷 1032-1045页

作者：王少博张成苏迪冀瑞静北京理工大学宇航学院北京100081

旋转弹的电视摄像头拍摄画面会产生旋转及抖动模糊,在预先侦查目标数据较少且末制导段视野目标较小的情况下,目标难以精确探测,为此提出一种基于改进YOLOv3和核相关滤波(KCF)算法的目标检测与跟踪算法,通过深度学习实现目标的自动检测... 详细信息

旋转弹的电视摄像头拍摄画面会产生旋转及抖动模糊,在预先侦查目标数据较少且末制导段视野目标较小的情况下,目标难以精确探测,为此提出一种基于改进YOLOv3和核相关滤波(KCF)算法的目标检测与跟踪算法,通过深度学习实现目标的自动检测。制作模拟山地打击场景的数据集,基于少量数据样本的前提,模拟不同天气、光照、运动及旋转模糊等复杂环境,完成在网络学习中数据的增强和扩充;通过在YOLOv3网络基础上添加Inception多尺度分支结构,增加网络对于目标不同尺寸的适应性,减少网络层数,更能适应对小目标的检测;在实现目标定位方法上,将目标检测与跟踪算法相融合,提出一种目标丢失判别机制,并利用弹道的速度—时间信息更新目标跟踪框尺度。仿真实验结果表明,相比原始算法,改进算法能更有效实现复杂环境下的目标检测和跟踪。

关键词：旋转弹目标检测与跟踪改进YOLOv3算法核相关滤波算法复杂环境小目标

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采用弹体追踪导引律的旋转弹锥形运动稳定性

兵工学报 2023年第6期44卷 1795-1808页

作者：宋金超赵良玉北京理工大学宇航学院北京100081

针对旋转弹采用捷联导引头和弹体追踪导引律时可能导致锥形运动失稳的问题,推导了捷联导引头在非旋转弹体坐标系下的动力学模型,建立了复数形式的弹体追踪制导控制系统数学模型;在不同弹体转速及阻尼回路增益情况下,分别考虑导引头响应... 详细信息

针对旋转弹采用捷联导引头和弹体追踪导引律时可能导致锥形运动失稳的问题,推导了捷联导引头在非旋转弹体坐标系下的动力学模型,建立了复数形式的弹体追踪制导控制系统数学模型;在不同弹体转速及阻尼回路增益情况下,分别考虑导引头响应延迟和陀螺标度因数误差,分析了上述制导控制系统的稳定性,并使用数值方法求得使其稳定的特征参数取值范围。研究结果表明:导引头延迟角越大,使系统稳定的制导回路增益上限越小;陀螺标度因数误差系数大于1时,使系统稳定的制导回路增益上限会变大,当陀螺标度因数误差系数小于1时,使系统稳定的制导回路增益稳定上限会变小。

关键词：旋转弹锥形运动弹体追踪导引律稳定性

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旋转弹SINS/GNSS空中对准技术研究

旋转弹SINS/GNSS空中对准技术研究

作者：耿浩瑞中北大学

学位级别：硕士

常规弹药亟待通过二维弹道修正引信技术对其进行制导化改造,进而提高其打击精度和首发命中率,增强打击效果,提升作战效能。其中,弹体姿态与位置等导航参数的全自主高精度的可靠测量,是二维弹道修正引信首要解决的核心关键技术之一。本... 详细信息

常规弹药亟待通过二维弹道修正引信技术对其进行制导化改造,进而提高其打击精度和首发命中率,增强打击效果,提升作战效能。其中,弹体姿态与位置等导航参数的全自主高精度的可靠测量,是二维弹道修正引信首要解决的核心关键技术之一。本课题围绕卫星导航和惯性导航相结合的组合导航弹道参数测量开展研究,以提高弹道修正弹抵抗卫星定位失效的能力。具体研究如下:首先,对MEMS惯性测量单元采集的数据进行分析,然后对MEMS惯性测量单元进行误差建模。对长时间静置MUS600惯性测量单元进行高频率的数据采集,采用Allan方差分析法,对相关噪声的误差系数进行了计算提取,并建立了捷联惯性导航系统的确定性误差和随机性误差模型,为组合系统的空中对准和滤波算法做数据准备。在对旋转弹的特性及弹道方程进行分析后,利用弹体的质心运动方程、绕质心转动方程和弹体质心与引信质心处速度与加速度关系,建立了MEMS惯性测量单元在引信部位的测量模型,模拟生成了弹载MIMU测量数据,为捷联惯导解算和初始对准的研究提供了数据源。其次,针对双旋体弹丸引信减旋后滚转角不确定的问题,利用两个横向陀螺仪测量的数据中包含有滚转角和角频率信息,结合GNSS测速数据,研究了初始俯仰角和初始偏航角的估计方法,辨识出引信的滚转姿态。在此基础上,对滚转角估计方法进行了仿真,结果显示,估计出的滚转角误差不大于10°,满足弹载组合测量系统空中对准的要求。最后,针对组合测量系统的信息融合问题,在离散卡尔曼滤波的基础上,研究了Sage-Husa测量噪声方差阵自适应滤波,给出了滤波的基本方程,并针对测量噪声通过序贯滤波加以限制,并结合下限条件以防止其失去正定性,同时,利用上限条件判断测量值是否异常。分别构建了松组合和紧组合模式的精对准模型,并进行了仿真,最后对可用卫星数量减少时的紧组合模式的精对准方法进行了仿真。结果表明:通过仿真验证,两种组合模式下卫星都能辅助MIMU进行精对准,但基于伪距、伪距率紧组合模式的精对准方法对准速度更快,精度更高。在紧组合模式精对准的基础上,研究了MIMU的精度和卫星的观测噪声对精对准结果的影响。当可用卫星数量减少时,依靠伪距伪距率信息依然能够进行初始对准。

关键词：旋转弹二维弹道修正引信 MIMU 误差模型空中对准自适应卡尔曼滤波

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旋转弹舵机控制滞后及延迟补偿时间分析

系统工程与电子技术 2018年第6期40卷 1318-1324页

作者：连捷姚晓先郭致远北京理工大学宇航学院北京100081

针对十字鸭舵布局的双通道旋转弹控制滞后问题,从舵机控制力角度建立控制模型,推导了控制力滞后角的计算公式;从系统组成方面对指令的形成与传输过程进行了分析,得出滞后形成的两方面原因:地磁陀螺和弹载计算机引起的舵机输入指令信号... 详细信息

针对十字鸭舵布局的双通道旋转弹控制滞后问题,从舵机控制力角度建立控制模型,推导了控制力滞后角的计算公式;从系统组成方面对指令的形成与传输过程进行了分析,得出滞后形成的两方面原因:地磁陀螺和弹载计算机引起的舵机输入指令信号延迟和舵机性能引起的舵机指令响应信号延迟;利用滞后角计算公式和正弦波扫频法,得到低转速下舵机输入指令信号和指令响应信号的延迟补偿时间为常数;提出根据延迟补偿时间常数和转速进行滞后补偿的方法,并进行了实验验证。实验结果表明,此方法具有良好的补偿效果。

关键词：滞后角滞后补偿舵机延迟补偿时间导弹控制旋转弹

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旋转弹姿态解算方法研究

兵工学报 2010年第7期31卷 987-990页

作者：李海涛曹咏弘祖静太原理工大学采矿工艺研究所山西太原030024 中北大学电子测试技术国家重点实验室山西太原030051

针对旋转弹姿态测试中导航误差随时间积累过快的问题,提出了由加速度计和磁强计构成组合测试系统。针对一种十二加速度计配置方案,利用拟牛顿法解决了姿态解算的问题。仿真结果表明,该算法能有效的抑制误差的积累,有助于提高导航精度。

关键词：仪器仪表技术存储测试旋转弹磁强计十二加速度计配置方案拟牛顿法姿态解算

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旋转弹导航系统研究

兵工学报 2008年第7期29卷 793-797页

作者：张萌马铁华曹咏弘祖静中北大学仪器科学与动态测试教育部重点实验室山西太原030051 清华大学精密仪器与机械学系北京100084

旋转弹自转角速度大,由陀螺仪和加速度计组成的传统导航系统难以应用,提出用微小型加速度计构成无陀螺微惯性测量单元GFMIMU(Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement U-nit)为旋转弹提供完整的导航信息。根据无陀螺的测量原理,充分... 详细信息

旋转弹自转角速度大,由陀螺仪和加速度计组成的传统导航系统难以应用,提出用微小型加速度计构成无陀螺微惯性测量单元GFMIMU(Gyroscope-Free Micro Inertial Measurement U-nit)为旋转弹提供完整的导航信息。根据无陀螺的测量原理,充分利用多个加速度计的冗余输出信息构建自滤波系统,抑制GFMIMU角速度误差的快速发散。为克服GFMIMU长时间工作姿态角误差的积累,采用磁强计与其进行组合导航;从解算精度与实时性考虑,基于四元数描述建立了该组合导航系统的状态方程和观测方程,并采用二阶插值滤波器进行信息融合。最后,对所设计的组合导航系统进行系统仿真,仿真结果验证了该系统设计方案的可行性。

关键词：飞行器控制导航技术旋转弹无陀螺微惯性测量单元组合导航二阶插值滤波