論火箭彈載在線標(biāo)定旋轉(zhuǎn)運(yùn)動方案設(shè)計范文

本站小編為你精心準(zhǔn)備了論火箭彈載在線標(biāo)定旋轉(zhuǎn)運(yùn)動方案設(shè)計參考范文，愿這些范文能點(diǎn)燃您思維的火花，激發(fā)您的寫作靈感。歡迎深入閱讀并收藏。

摘要：在火箭炮發(fā)射之前，需要對彈載捷聯(lián)慣導(dǎo)各個誤差參數(shù)進(jìn)行標(biāo)定，通過在捷聯(lián)慣導(dǎo)標(biāo)定過程中加入橫滾運(yùn)動可以提高誤差參數(shù)的可觀測性，從而提高標(biāo)定精度。但當(dāng)前研究中沒有給出標(biāo)定時彈體橫滾運(yùn)動的具體參數(shù)，不利于實際應(yīng)用。對彈載捷聯(lián)慣導(dǎo)標(biāo)定過程中的誤差進(jìn)行了計算分析，得出在標(biāo)定開始階段當(dāng)彈體橫滾運(yùn)動加速轉(zhuǎn)過0.2π角度時，對陀螺常值漂移標(biāo)定效果最好，并通過對比仿真實驗，結(jié)合實際分析得出了彈體射前標(biāo)定階段的最優(yōu)運(yùn)動參數(shù)。

關(guān)鍵詞：火箭彈，捷聯(lián)慣導(dǎo)，射前標(biāo)定，旋轉(zhuǎn)運(yùn)動

引言

火箭炮作為一種威力大、火力猛、機(jī)動性強(qiáng)的高性能武器系統(tǒng)，其發(fā)展受到各國廣泛關(guān)注。作為一種壓制性武器，火箭彈自身并沒有精確制導(dǎo)能力，為了提高殺傷力，一些國家對其進(jìn)行了制導(dǎo)化改造。但由于成本限制，改造中使用的都是一些低成本、低精度的慣性元件。因此，為了確保火箭彈射擊精度，在射擊前對其進(jìn)行標(biāo)定是十分必要的。射前標(biāo)定是指火箭炮在進(jìn)入陣地臨發(fā)射之前，利用火箭炮搖架的運(yùn)動等信息，對火箭彈載慣導(dǎo)系統(tǒng)的誤差參數(shù)進(jìn)行標(biāo)定的過程，射前標(biāo)定的精度直接決定著火箭炮的打擊精度。但是，一方面火箭炮的攻擊特點(diǎn)要求在短時間內(nèi)必須完成大批量發(fā)射，因此，誤差標(biāo)定的效率必須保證，否則無法做到在每批次射擊前都進(jìn)行誤差標(biāo)定。另一方面，火箭炮在完成一次射擊后如果不需要轉(zhuǎn)移陣地，那么在下一次射前準(zhǔn)備階段系統(tǒng)就只有兩自由度的角運(yùn)動（俯仰角、偏航角），導(dǎo)致不能有效激勵出所有的誤差參數(shù)，系統(tǒng)可觀測性不強(qiáng)，從而影響導(dǎo)航精度。為解決上述問題，很多學(xué)者進(jìn)行了大量的研究，也都取得了豐碩的成果。Levinson等人在研究慣性器件長時間導(dǎo)航中精度降低問題時，首先提出了旋轉(zhuǎn)調(diào)制技術(shù)［1-5］。火箭軍工程大學(xué)的楊建業(yè)等人通過對單軸旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)的導(dǎo)航方程及誤差方程進(jìn)行推導(dǎo)，得出單軸旋轉(zhuǎn)可以調(diào)制由慣性器件零偏和常值漂移所造成的導(dǎo)航誤差，從而提高導(dǎo)航精度［6］。文獻(xiàn)［7］提出導(dǎo)航系統(tǒng)經(jīng)過旋轉(zhuǎn)，能夠?qū)T性器件的常值漂移和零偏進(jìn)行有效調(diào)制，從而達(dá)到補(bǔ)償誤差，提高導(dǎo)航精度的目的。文獻(xiàn)［8］基于慣導(dǎo)系統(tǒng)通過改變姿態(tài)或者進(jìn)行有效旋轉(zhuǎn)可以提高導(dǎo)航參數(shù)可觀測性這一特點(diǎn)，提出了一種單軸旋轉(zhuǎn)調(diào)制方案，將加速度計和陀螺安裝在一個單軸旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)中，該方案有效提高了加計和陀螺誤差的可觀測性，實現(xiàn)了誤差參數(shù)的標(biāo)定和補(bǔ)償。王志偉在文獻(xiàn)［9］中提出在火箭彈射前準(zhǔn)備階段加入橫滾運(yùn)動的標(biāo)定方案，并分析得出橫滾運(yùn)動可使多個參數(shù)變得可觀，并在文獻(xiàn)［10］中采用提取誤差直流分量的方法對彈載捷聯(lián)慣導(dǎo)進(jìn)行誤差分析，從而得出各誤差參數(shù)對導(dǎo)航精度的影響。上述研究分別采用不同的方法驗證了在捷聯(lián)慣導(dǎo)標(biāo)定過程中加入系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動能夠提高可觀測性以及導(dǎo)航精度。但都沒有進(jìn)行具體的量化研究，因此，無法確定彈體在標(biāo)定過程中加入橫滾運(yùn)動的具體運(yùn)動參數(shù)，導(dǎo)致在火箭彈射前標(biāo)定階段加入橫滾運(yùn)動這一研究的實際應(yīng)用性不強(qiáng)。本文在前人研究的基礎(chǔ)上通過理論計算分析得出了標(biāo)定過程中火箭彈橫滾運(yùn)動中加速轉(zhuǎn)過的角度大小是影響陀螺常值漂移標(biāo)定效果的主要因素，并根據(jù)計算結(jié)果設(shè)計了一組數(shù)據(jù)進(jìn)行了仿真實驗驗證，通過實驗最終確定了火箭彈標(biāo)定過程中彈體的最優(yōu)橫滾運(yùn)動方案。

1彈體橫滾運(yùn)動參數(shù)最優(yōu)化分析

設(shè)系統(tǒng)標(biāo)定過程中彈體繞y軸做橫滾運(yùn)動，轉(zhuǎn)動過程中陀螺的常值漂移在n系的投影表示為：其中，Csn為姿態(tài)矩陣，陀螺軸向漂移分別為εx，εy，εz。設(shè)慣導(dǎo)系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動是勻速轉(zhuǎn)動，則旋轉(zhuǎn)開始階段必然存在一個角加速的過程，假設(shè)是勻角加速運(yùn)動，則上式可寫成：其中，a為轉(zhuǎn)動角加速度。彈體繞y軸做橫滾運(yùn)動時，只對x軸、z軸方向上的陀螺有調(diào)制作用，無法對y軸方向上的陀螺進(jìn)行調(diào)制［11-13］。因此，只需研究橫滾運(yùn)動對x軸、z軸方向上的調(diào)制效果。由式（2）得：其中，θ為彈體加速轉(zhuǎn)動過程中轉(zhuǎn)過的角度，假設(shè)各軸上的陀螺漂移相等，即εx=εz。則由上式可得由此可得，當(dāng)系統(tǒng)加速轉(zhuǎn)過的角度為0.2π時，系統(tǒng)橫滾運(yùn)動對陀螺常值漂移的標(biāo)定效果最好。

2彈體橫滾運(yùn)動最優(yōu)化方案設(shè)計

由上述分析可知，在火箭彈射前標(biāo)定階段，當(dāng)彈載捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)做橫滾運(yùn)動加速轉(zhuǎn)過0.2π角度時，由陀螺漂移引起的誤差角最小，此時系統(tǒng)的定位精度最高。為了驗證系統(tǒng)的標(biāo)定誤差只與彈體加速轉(zhuǎn)過的角度有關(guān)，而與彈體旋轉(zhuǎn)時的角加速度和勻速轉(zhuǎn)動時的角速度無關(guān)，現(xiàn)將彈體模擬以下3種具有不同代表性的轉(zhuǎn)動規(guī)律，如表1所示。設(shè)定的方案1和方案2中勻速轉(zhuǎn)動階段的角速度比較接近，但與方案3相差較大；方案2和方案3中加速轉(zhuǎn)過的角度完全相同，但與方案1相差較大。目的就是通過對比得出角加速度、加速轉(zhuǎn)過的角度與勻速轉(zhuǎn)動時的速度這3個運(yùn)動參數(shù)對標(biāo)定誤差的影響，由于角加速度可以通過加速轉(zhuǎn)過的角度和勻速轉(zhuǎn)動時的速度計算得出，因此，只需分析后兩者的影響。假設(shè)導(dǎo)航系統(tǒng)的航向運(yùn)動和俯仰運(yùn)動都為勻速，設(shè)定偏航角速度為π/20，俯仰角速度為π/30，總時間為180s，水平失準(zhǔn)角為1'，航向失準(zhǔn)角為30'，加速度計零偏為100ug（1σ），陀螺常值漂移為0.001°/h。通過仿真結(jié)果總結(jié)數(shù)據(jù)得下頁表2、表3。由圖1~圖3以及表2、表3可看出，在方案1這種旋轉(zhuǎn)規(guī)律下陀螺常值漂移的收斂時間較長，而且精度很差，甚至達(dá)到了30%，而在后兩種運(yùn)動規(guī)律下系統(tǒng)的標(biāo)定結(jié)果比較一致。因此，由前面設(shè)定的實驗條件以及仿真結(jié)果可知，標(biāo)定效果與系統(tǒng)加速轉(zhuǎn)過的角度有直接關(guān)系，與系統(tǒng)達(dá)到勻速轉(zhuǎn)動時的角速度關(guān)系不大。但是，考慮到實際的導(dǎo)航系統(tǒng)工作時，轉(zhuǎn)速越大系統(tǒng)的可靠性就會越低，為了確保彈載捷聯(lián)慣導(dǎo)工作時系統(tǒng)的穩(wěn)定性，系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)角速度不可過大，因此，綜合考慮各項指標(biāo)，選取方案2作為彈載捷聯(lián)慣導(dǎo)最優(yōu)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動參數(shù)，即加速轉(zhuǎn)過36°，達(dá)到勻速時旋轉(zhuǎn)角速度為6°/s。

3結(jié)論

針對彈載捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)標(biāo)定過程中加入橫滾運(yùn)動的具體參數(shù)不明確這個問題，本文對誤差方程進(jìn)行了推導(dǎo)計算，并設(shè)計了對比仿真實驗，最終得出以下結(jié)論：1）陀螺常值漂移的標(biāo)定效果與標(biāo)定過程中彈體加速轉(zhuǎn)過的角度有直接關(guān)系，與彈體勻速旋轉(zhuǎn)時的角速度相關(guān)性較小。2）結(jié)合系統(tǒng)的實際應(yīng)用環(huán)境，當(dāng)系統(tǒng)在標(biāo)定過程中加速轉(zhuǎn)過，達(dá)到勻速時旋轉(zhuǎn)角速度為6°/s時，旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航效果最佳。通過以上對系統(tǒng)橫滾運(yùn)動的最優(yōu)化設(shè)計，將火箭彈載慣導(dǎo)在標(biāo)定過程中加入的橫滾運(yùn)動進(jìn)行了量化，提高了這項研究的實用性，對實際操作有一定的借鑒意義。

參考文獻(xiàn)：

［6］楊建業(yè)，蔚國強(qiáng)，江立新.捷聯(lián)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)調(diào)制技術(shù)研究［J］.光電與控制，2009，16（12）：30-33.

［7］袁保倫.四頻激光陀螺旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)研究［D］.長沙：國防科技大學(xué)，2007.

［8］孫偉，孫楓.調(diào)制型光纖捷聯(lián)系統(tǒng)系泊狀態(tài)標(biāo)校方法［J］.系統(tǒng)工程與電子技術(shù)，2010，32（12）：2652-2659.

［9］王志偉，石志勇，全振中.某型火箭炮捷聯(lián)慣導(dǎo)在線標(biāo)定方案研究［J］.紅外與激光工程，2015，44（1）：266-272.

［10］王志偉，石志勇，秦俊奇，等.火箭彈載捷聯(lián)慣導(dǎo)簡易標(biāo)定路徑設(shè)計［J］.紅外與激光工程，2016，45（2）：0217005-1-0217005-8.

［11］王志偉，石志勇，全振中.基于火箭彈旋轉(zhuǎn)運(yùn)動的主子慣導(dǎo)在線標(biāo)定方案研究［J］.火力與指揮控制，2016，41（5）：165-169.

［12］王志偉，秦俊奇，狄長春，等.火箭彈載慣導(dǎo)誤差分析［J］.火力與指揮控制，2016，41（8）：105-108.

［13］袁保侖，饒谷音.光學(xué)陀螺旋轉(zhuǎn)慣導(dǎo)系統(tǒng)原理探討［J］.國防科技大學(xué)學(xué)報，2006，28（6）：76-80.

作者：王海亮 李國璋 石志勇 王志偉 單位：陸軍工程大學(xué)石家莊校區(qū)