一种基于地磁和太阳光角的弹体滚转角检测系统及方法

摘要

本发明公开了一种基于地磁和太阳光角的弹体滚转角检测系统及方法，包括四个光敏管以及设置于弹体内的地磁测量模块、GPS模块及控制器，其中，地磁测量模块、GPS模块及控制器自上到下依次设置，其中，地磁测量模块位于弹体的弹头顶部，四个光敏管沿周向均匀内嵌于弹体的外壁内，其中，地磁测量模块的输出端、GPS模块的输出端及四个光敏管的输出端均与控制器的输入端相连接，该系统及方法能够实现弹体滚转角的检测，并且不使用陀螺仪及加速度计，同时结构简单，成本低。

说明书

技术领域

本发明涉及一种弹体滚转角检测系统及方法，具体涉及一种基于地磁和太阳光角的弹体滚转角检测系统及方法。

背景技术

可以完成制导任务的固定翼双旋弹是最近几年制导炮弹的研究热点，该类炮弹在传统的线膛炮或迫击炮上安置控制系统，使其具有导航能力，且较同应用下其他制导弹药成本更低。该类炮弹无动力装置，发射加速度超过10000g。

固定翼双旋弹的滚转角检测则是炮弹导航和轨迹控制的基础。滚转角检测一般使用陀螺仪和加速度计组合测量。但因为弹体的超高加速度，导致mems陀螺仪和加速度计会在发射的过程中损坏，而光纤陀螺仪因为价格过于昂贵，耐高加速度的加速度计成本也十分昂贵，违背了固定翼双旋弹设计的初衷。因此设计一种不使用陀螺仪和加速度计，并且结构简单、成本低廉的弹体滚转角检测技术十分关键。

发明内容

本发明的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供了一种基于地磁和太阳光角的弹体滚转角检测系统及方法，该系统及方法能够实现弹体滚转角的检测，并且不使用陀螺仪及加速度计，同时结构简单，成本低。

为达到上述目的，本发明所述的基于地磁和太阳光角的弹体滚转角检测系统包括四个光敏管以及设置于弹体内的地磁测量模块、GPS模块及控制器，其中，地磁测量模块、GPS模块及控制器自上到下依次设置，其中，地磁测量模块位于弹体的弹头顶部，四个光敏管沿周向均匀内嵌于弹体的外壁内，其中，地磁测量模块的输出端、GPS模块的输出端及四个光敏管的输出端均与控制器的输入端相连接。

地磁测量模块经放大电路及模数转换器与控制器相连接，控制器通过推挽电路与地磁测量模块相连接。

GPS模块通过RS422接口与控制器相连接。

光敏管经模数转换器与控制器相连接。

本发明所述的基于地磁和太阳光角的弹体滚转角检测方法包括以下步骤：

1)GPS模块获取弹体的速度信息，然后将弹体的速度信息发送至控制器中，控制器根据弹体的速度信息计算弹体的俯仰角α及偏航角β，光敏管采集太阳光照角度x，再将采集到的太阳光照角度x转换为光电流y，然后将所述光电流y发送至控制器中，控制器根据接收到光电流y、弹体的俯仰角α及偏航角β计算光敏管对地的最终滚转角φ；

2)地磁测量模块实时采集地磁矢量v，然后将采集到的地磁矢量v发送至控制器中，控制器对所述地磁矢量v进行去噪，得去噪后的地磁矢量X，然后根据去噪后的地磁矢量X计算弹体的滚转角θ；

3)控制器根据弹体的滚转角θ及光敏管对地的最终滚转角φ计算弹体的最终滚转角

太阳光照角度x与光电流y的对应关系为：

y＝Asin²ax

其中，α为缩放值，A＝1。

步骤1)的具体操作为：

截取每个光敏管的90°光照范围，再将四个光敏管检测得到的光电流波形依次进行组合，得组合波形，然后将该组合波形以峰值点及谷值点为间隔划分为8段波形，其中，每个光敏管对应两段波形,每段波形的角度基值设任一段波形的峰值及谷值分别为p及q，则有y＝sin²ax，求解a,得y＝sin²ax对应的拟合曲线；

将当前光敏管获得的光电流代入到对应的拟合曲线中，得当前光敏管的太阳照射角度x，再将当前光敏管的太阳照射角度x作为当前光电流在对应段波形中的角度偏差然后将该角度偏差叠加到该段波形的角度基值角δ上，得该段波形的相对滚转角最后将该段波形的相对滚转角与对地基准角γ相加的结果作为光敏管对地的最终滚转角

对地基准角γ为：

a＝cosβtanξ-cosδtanα

b＝sinδtanα-sinβtanξ

其中，λ，ξ分别为当前时刻太阳的方位角及太阳的高度角。

步骤2)的具体操作为：

调整地磁测量模块的位置，使地磁测量模块中磁传感器的敏感轴方向与弹体的坐标系方向一致，计算磁传感器采集到地磁矢量v在敏感轴y、z上的最大值及最小值，然后根据地磁矢量v在敏感轴y、z上的最大值及最小值计算地磁矢量v在敏感轴y、z方向的均值m，再将磁传感器采集到的地磁矢量v在敏感轴y、z上的数值分别减去地磁矢量v在敏感轴y、z方向的均值m，使磁传感器的磁矢量图转化为中心在原点处的椭圆，计算该椭圆的长轴方向及短轴方向，然后将所述椭圆旋转υ，使该椭圆的长轴及短轴分别位于敏感轴y及z上，然后对该椭圆的长轴及短轴进行放缩，完成磁传感器采集到的地磁矢量v的校准，其中，缩放参数得到去噪声后的地磁矢量X为：

设(x₁,y₁,z₁)为弹体坐标系，(x₂,y₂,z₂)为NED坐标系，在弹丸飞行过程中，得弹体的滚转角θ为：

b＝cosβy₂-sinψx₂

b＝cosβsinαx₂+sinβsinαy₂+cosαz₂

其中，磁传感器为双轴磁阻传感器，x₁及y₁为双轴磁阻传感器测量到的数据，x₂、y₂及z₂为当地的标准地磁矢量。

弹体的最终滚转角为：

其中，R_φ为测量φ时的测试方差，R_θ为测量θ时的测试方差。

本发明具有以下有益效果：

本发明所述的基于地磁和太阳光角的弹体滚转角检测系统及方法在具体操作时，控制器根据GPS模块获取的数据计算弹体的俯仰角及偏航角，再根据光敏管产生的光电流及弹体的俯仰角及偏航角计算光敏管对地的最终滚转角，同时控制器根据地磁测量模块采集的地磁矢量计算弹体的滚转角，最后根据弹体的滚转角及光敏管对地的最终滚转角计算弹体最终的滚转角从而避免使用陀螺仪及加速度计，同时结构简单，成本低。需要说明的是，本发明通过光敏管及地磁测量模块测量得到的数据进行数据融合，以提高测量的精度，同时避免使用陀螺仪产生时漂问题。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为系统的硬件结构示意图；

图3为光敏管2与太阳光的照射关系图；

图4a为光敏管2采集的电流波形图；

图4b为组合波形图；

图5为太阳光滚转角测量系统的工作流程图；

图6为基准角示意图；

图7为磁矢量分布图；

图8为弹体坐标系及NED坐标系的示意图。

其中，1为控制器、2为光敏管、3为地磁测量模块、4为GPS模块、5为模数转换器、6为放大电路、7为推挽电路、8为RS422接口。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

参考图1，本发明所述的基于地磁和太阳光角的弹体滚转角检测系统包括四个光敏管2以及设置于弹体内的地磁测量模块3、GPS模块4及控制器1，其中，地磁测量模块3、GPS模块4及控制器1自上到下依次设置，其中，地磁测量模块3位于弹体的弹头顶部，四个光敏管2沿周向均匀内嵌于弹体的外壁内，其中，地磁测量模块3的输出端、GPS模块4的输出端及四个光敏管2的输出端均与控制器1的输入端相连接。

地磁测量模块3经放大电路6及模数转换器5与控制器1相连接，控制器1通过推挽电路7与地磁测量模块3相连接；GPS模块4通过RS422接口8与控制器1相连接；光敏管2经模数转换器5与控制器1相连接；模数转换器5使用高采样率多通道16位ADC，控制器1采用MCU芯片。本发明还包括用于提供电能的电池，其中，GPS模块4可以通过北斗模块进行替换。另外，通过四个支柱片固定地磁测量模块3，地磁测量模块3位于弹体的弹头位置，避免弹体中铁体与磁体对地磁测量的影响。

地磁测量模块3上电20s内会进入磁校准模式，在磁校准模式下，使用者需要固定弹体，并多次旋转弹头来完成系统的自主磁校准，该模式也可以通过RS422接口8命令触发。随后系统进入待机模式，使用者通过RS422接口8给地磁测量模块3及光敏管2装定磁矢量信息及太阳光矢量信息，并同步时间。同时使用者可以根据当前所处的复杂环境，通过RS422接口8设定是否同时启动地磁测量模块3及光敏管2。当控制器1接收到启动其指令后，则控制通过光敏管2GPS模块4及地磁测量模块3进行数据的采集。

本发明所述的基于地磁和太阳光角的弹体滚转角检测方法包括以下步骤：

1)GPS模块4获取弹体的速度信息，然后将弹体的速度信息发送至控制器1中，控制器1根据弹体的速度信息计算弹体的俯仰角α及偏航角β，光敏管2采集太阳光照角度x，再将采集到的太阳光照角度x转换为光电流y，然后将所述光电流y发送至控制器1中，控制器1根据接收到光电流y、弹体的俯仰角α及偏航角β计算光敏管2对地的最终滚转角φ；

步骤1)的具体操作为：

因为弹体飞行过程中的攻角很小，因此可以假设弹体的速度方向为弹体的姿态方向，因此弹体的俯仰角α及偏航角β可以通过GPS模块4获得的速度方向解析得到。

四个光敏管2的光面朝外，并且沿周向均匀分布，如图1及图3所述，在入射角度较小的情况下，光电流的大小与光照面积大致呈正比关系，因此太阳光照角度x与光电流y的对应关系为：

y＝Asin²ax

其中，α为缩放值，A＝1。

截取每个光敏管2的90°光照范围，截取图4a波形中上半部分，再将四个光敏管2检测得到的光电流波形依次进行组合，得组合波形，如图4b所示，然后将该组合波形以峰值点及谷值点为间隔划分为8段波形，其中，每个光敏管2对应两段波形,每段波形的角度基值设任一段波形的峰值及谷值分别为p及q，则有y＝sin²ax，求解a,得y＝sin²ax对应的拟合曲线，具体的操作流程如图5所示。

将当前光敏管2获得的光电流代入到对应的拟合曲线中，得当前光敏管2的太阳照射角度x，再将当前光敏管2的太阳照射角度x作为当前光电流在对应段波形中的角度偏差然后将该角度偏差叠加到该段波形的角度基值角δ上，得该段波形的相对滚转角最后将该段波形的相对滚转角与对地基准角γ相加的结果作为光敏管2对地的最终滚转角

其中，对地基准角γ为：

a＝cosβtanξ-cosδtanα

b＝sinδtanα-sinβtanξ

其中，λ，ξ分别为当前时刻太阳的方位角及太阳的高度角。

上式通过弹体的姿态和太阳角的高度角及方位角经过变换而来，具体原理为：如图6所示，当弹体上的某个光敏管2和太阳光线处于同一平面时，则该光敏管2的光电流正好处于峰值状态，在ENU坐标系或NED坐标系下，求解太阳光矢量及弹体轴向组成的平面与弹体铅锤面的夹角，即是该基准角，只需要设定其中一个光敏管2在这个峰值位置为0°，即完成标定。

2)地磁测量模块3实时采集地磁矢量v，然后将采集到的地磁矢量v发送至控制器1中，控制器1对所述地磁矢量v进行去噪，得去噪后的地磁矢量X，然后根据去噪后的地磁矢量X计算弹体的滚转角θ；

步骤2)的具体操作为：步骤2)的具体操作为：

调整地磁测量模块3的位置，使地磁测量模块3中磁传感器的敏感轴方向与弹体的坐标系方向一致，计算磁传感器采集到地磁矢量v在敏感轴y、z上的最大值及最小值，然后根据地磁矢量v在敏感轴y、z上的最大值及最小值计算地磁矢量v在敏感轴y、z方向的均值m，再将磁传感器采集到的地磁矢量v在敏感轴y、z上的数值分别减去地磁矢量v在敏感轴y、z方向的均值m，使磁传感器的磁矢量图转化为中心在原点处的椭圆，如图7所示，计算该椭圆的长轴方向及短轴方向，然后将所述椭圆旋转υ，使该椭圆的长轴及短轴分别位于敏感轴y及z上，然后对该椭圆的长轴及短轴进行放缩，完成磁传感器采集到的地磁矢量v的校准，其中，缩放参数得到去噪声后的地磁矢量X为：

参考图8，设(x₁,y₁,z₁)为弹体坐标系，(x₂,y₂,z₂)为NED坐标系，在弹丸飞行过程中，通过地磁测量模块3实时测量地磁数据，通过两个坐标系的旋转关系，得弹体的滚转角θ为：

b＝cosβy₂-sinψx₂

b＝cosβsinαx₂+sinβsinαy₂+cosαz₂

其中，磁传感器为双轴磁阻传感器，x₁及y₁为双轴磁阻传感器测量到的数据，x₂、y₂及z₂为当地的标准地磁矢量。

3)控制器1根据弹体的滚转角θ及光敏管2对地的最终滚转角φ计算弹体的最终滚转角其中，弹体的最终滚转角为：

其中，经实验测试得，R_φ为测量φ时的测试方差，R_θ为测量θ时的测试方差。

在实际操作时，控制器1根据弹体的最终滚转角控制电机，再通过电机调整弹体上鸭舵的位置，实现对弹体弹道的修正。