CN105509769B - 一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法，其包括如下步骤：建立发射点惯性系的运载火箭捷联惯导速度和姿态误差方程；利用凝固解析自对准算法获得捷联惯导的初始姿态信息；设计Kalman滤波器对惯性器件误差在线标定；设计卡尔曼滤波算法进行捷联惯导的精对准解算；根据火箭和捷联惯导的自身应用情况设计卡尔曼滤波的相关参数，并进行杆臂效应的补偿。本发明通过低通滤波+凝固解析技术，使运载火箭不再需要复杂的光学瞄准系统，利用捷联惯导自身信息就可以实现俯仰、偏航、滚动的初始姿态确定，算法实现简单，运行可靠，不受外界环境的影响，具有快速性、便于工程应用。

Description

一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法

技术领域

本发明涉及运载火箭控制系统，尤其是一种起飞前运载火箭控制系统中捷联惯导系统的初始姿态的确定技术。

背景技术

由于捷联惯组(激光惯组和光纤惯组)独特的优势，在未来的各种类型的上面级、快速响应的液体小火箭、固体小运载、空射小运载和用于载人探月的重型运载火箭上将具有广泛的应用。

随着我国空间应用、科学探测、载人航天的发展，国际商业发射与国际合作的日益加深，运载火箭发射任务越来越多，高密度快速发射成为运载火箭的发展趋势。为了提高中国运载火箭的整体水平和能力，满足未来20—30年航天发展的需求，保持我国运载技术在世界航天领域的地位，我国开展了研制新一代快速发射运载火箭。

新一代快速发射运载火箭定位为“新型快速发射液体运载火箭”，要求火箭简化测发模式，缩短测发准备周期，并减少对发射工位的占用时间。火箭采用“水平总装、水平测试、水平整体运输、整体起竖”的简易测发模式。火箭由整体运输起竖运至简易发射工位(无固定塔架)进行起竖、加注、发射，靶场整个工作时间7天，其中发射工位占用时间2天。同时，火箭还需要能适应国内各固定发射工位发射。

采用捷联惯性导航系统的火箭系统，在进行导航运算之初，必须完成惯导系统的姿态确定，即初始对准，建立相对于选定的导航参考坐标系稳定的数学平台。初始对准是惯性导航系统的关键技术之一，它直接影响惯导系统的导航制导性能。

火箭惯导系统的姿态确定有两种方式获得，一种是通过水平自对准和光学瞄准结合的方式获得水平姿态角和发射方位角，另一种方式直接通过全自主对准技术获得初始姿态角。目前火箭主要采用的是利用光学瞄准系统获得初始方位角，该方法设备繁多、操作复杂，并具有一定的应用局限性。采用捷联惯组全自主对准技术获得初始姿态角是最好的方式。

随着我国惯性技术发展和捷联惯组在火箭上的普遍应用及对火箭快速发射的要求，利用全自主对准技术代替复杂的光学瞄准系统迫在眉睫。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法，能够解决火箭发射前的初始姿态对准问题，能避免箭体随机晃动对火箭发射前初始姿态的影响。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案如下；

一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法，其包括如下步骤：

步骤1，建立发射点惯性系的运载火箭捷联惯导速度和姿态误差方程；

步骤2，利用凝固解析自对准算法获得捷联惯导的初始姿态信息；

步骤3，利用Kalman滤波器对惯性器件误差在线标定；

步骤4，利用卡尔曼滤波算法进行捷联惯导的精对准解算；

步骤5，根据火箭和捷联惯导的自身应用情况设计卡尔曼滤波的相关参数，并进行杆臂效应的补偿。

本发明采用的方法，其有益效果是：

1.快速性

目前的发射瞄准方案很难适应高密度快速发射的需求。从实现快速性的角度出发，利用全自主对准技术可以解决这个问题。

2.环境适应

针对新型火箭简易发射塔架无调平、且受风干扰，箭上惯组随箭体晃动幅度大。采用光学瞄准困难，需求设备繁多，成本较高，操作比较复杂，由于晃动的幅度较大，光学瞄准精度难以达到要求，还需要进行技术论证及试验验证。通过对全自主对准技术的研究，可以实现在各种晃动情况下的适用。

3.简易性

随着运载火箭快速发射、以及对任务适应性要求的提高，希望发射载荷的射向变化后，火箭可以快速适应。如果按照原有的直接瞄准射向方案，当有新射向需求时，在原有瞄准方式下，就需要增建新的瞄准间、重新布置电缆等一系列相关措施。同时，还要求发射场地的地形、地貌平坦开阔，没有遮挡，而这对于某些发射场地来说是非常困难的。特别是在有快射发射需求的情况下，光学瞄准方案更显示出它的不足。而全自主对准完全依靠箭体内的捷联惯组系统，不需要任何外部设备，因此相对光学瞄准系统具有完全的简易性。

4.成本需求

全自主对准技术代替光学瞄准系统，该方案不要求大量新设备的投入，并可以省去整个瞄准系统，可以以较低的成本投入实现新技术的运用，从而提高发射效率，扩大火箭在发射市场的竞争力，进而占有更多的市场份额。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

以下根据实施例对本发明的方法步骤作进一步详细描述，

本发明所提供的运载火箭捷联惯导全自主对准方法，其包括如下步骤：

步骤1，建立发射点惯性系的运载火箭捷联惯导速度和姿态误差方程；

步骤2，利用凝固解析自对准算法获得捷联惯导的初始姿态信息；

步骤3，利用卡尔曼滤波器对惯性器件误差在线标定；

步骤4，利用卡尔曼滤波算法进行捷联惯导的精对准解算；

步骤5，根据火箭和捷联惯导的自身应用情况设计卡尔曼滤波的相关参数，并进行杆臂效应的补偿。

其中，步骤一、建立发射点惯性系的运载火箭捷联惯导速度和姿态误差方程包括；

速度误差方程：

由比力方程考虑系统中存在各种误差，忽略二次小量得速度误差方程：

式中：δV＝[δVx δVy δVz]^T—导航系下的速度误差；fⁿ—比力在导航坐标系的投影；—分别为地球系相对惯性系的角速度在导航系上的投影和误差；—分别为导航系相对地球系的角速度在导航系上的投影和误差；▽ⁿ—加速度计测量误差在导航系内的投影；—真实导航系n系到计算导航系T系的变换矩阵，当φx、φy、φz均为小量时可表示为：

取发射点重力坐标系为导航坐标系有：

忽略经纬度的计算误差：

只考虑加速度计的零位误差▽ⁿ时，

可得速度误差方程：

姿态误差方程：

一般认为失准角为小量，可得姿态误差方程为：

步骤二、利用凝固解析自对准算法获得捷联惯导的初始姿态信息；

基于重力加速度的自对准算法可以在静基座和角运动环境下有效的完成对准。姿态矩阵分解出的四个矩阵其中，为经线地球坐标系e₀到导航坐标系n的转换矩阵，可由载体所在地地理位置精确求得；为经线惯性坐标系i₀到经线地球坐标系e₀的转换矩阵，由两坐标系的定义可知该矩阵为时间t的函数，当时间t已知时该矩阵为一确定矩阵；为载体坐标系b到载体惯性坐标系i_b0的转换矩阵，可利用陀螺仪输出的b系相对i_b0系的角运动信息，通过姿态跟踪算法实时求解；为载体惯性坐标系i_b0与经线地心惯性坐标系i₀之间的转换矩阵，该矩阵不随时间变化且与载体的运动状态无关，为一常矩阵，通过在这两个惯性空间分别测量两不共线矢量来求取。载体姿态矩阵分解出的四个矩阵中，仅有矩阵的求解会受到滤波器的影响。i系与i_b0系都为惯性坐标系，因此两者之间的转换矩阵为一常值矩阵，获得任意两个不同时刻的以及与其对应的即可求得该矩阵。

(1)矩阵的求解

为e₀系到n系的转换矩阵，只与火箭发射点的地理信息有关

(2)矩阵的求解

为i₀系到e₀系的转换矩阵，该矩阵包含地球的自转信息。设对准起始时刻为t₀，当时间t精确已知时，e₀系相对于i₀系转过的角度为ω_ie(t-t₀)，则矩阵可以表示为：

(3)矩阵的求解

为b系到i_b0系的转换矩阵，该矩阵包含火箭摇摆基座姿态变化信息。由i_b0系的定义知对准开始时刻i_b0系与b系重合。若设的初值为则有因此b系相对i_b0系转动的姿态变换四元数的初始值为q＝[1 0 0 0]^T。

由四元数可以求得如下：

q₁、q₂、q₃、q₄：捷联惯组当前拍四元数值。

(4)矩阵的求取

为i_b0系到i₀系的转换矩阵，该矩阵包含重力加速度相对惯性空间随地球旋转引起的方向变化信息。

矩阵求解：

可由下式精确求得：

可根据加速度计输出积分求得。

其中：

捷联惯组i的加表信息T_l时间内累加值；

捷联惯组i的加表信息T_cdz时间内累加值；

表示捷联惯组i载体惯性坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵。

步骤三、利用Kalman滤波器对惯性器件误差在线标定；

由于加速度计偏置和陀螺漂移均为随机误差，故惯导系统为随机系统。采用卡尔曼滤波技术进行捷联惯性系统的晃动基座自对准，将惯性仪表的误差(陀螺仪漂移)估计出来，由于捷联系统的初始对准时间较短，因此，陀螺仪漂移和加速度计偏置均可看成随机常数过程。根据上述给出的速度误差方程和失准角误差方程设计滤波器。

系统方程的建立：

忽略捷联系统的垂直方向的速度，加速度计误差状态不列为状态量，取系统状态X＝[δ Vx δ Vz φx φy φz ▽x ▽z ε x ε y ε z]^T，相应的系统状态方程为：

式中：

其中：

为捷联惯导加表x和z方向的系统噪声；

为捷联惯导陀螺x、y和z方向的系统噪声。

观测方程的建立：

以导航解算得到的晃动基座下的速度加上噪声再剔除杆臂速度作为滤波器的观测量，则以速度为观测量的量测方程为：

式中，V_sx、V_sz是通过捷联解算得到的发射点重力坐标系x向和z向速度，v_noise为系统观测噪声，V_gbx、V_gbz为杆臂速度在发射点重力坐标系下x向和z向的投影，

w_v为观测噪声。

步骤四、利用卡尔曼滤波算法进行捷联惯导的精对准解算。

系统方程的建立：

在晃动基座下选择系统状态X为X＝[δ Vx δ Vz φx φy φz]^T，根据SINS的误差方程，在晃动基座下仅考虑速度误差和失准角误差，其他系统误差均纳入系统噪声，则系统状态模型为：

其中

其中：

为捷联惯导加表x和z方向的系统噪声；

为捷联惯导陀螺x、y和z方向的系统噪声。

观测方程的建立：

以导航解算得到的晃动基座下的速度加上噪声再剔除杆臂速度作为滤波器的观测量。则以速度为观测量的量测方程为

式中，V_sx、V_sz是通过捷联解算得到的发射点重力系x向和z向速度，v_noise为系统观测噪声，V_gbx、V_gbz为杆臂速度在发射点重力系x向和z向的投影，

w_v为观测噪声。

步骤五、根据火箭和捷联惯导的自身应用情况设计卡尔曼滤波的相关参数，并进行杆臂效应的补偿。

Kalman滤波器是线性最小方差估计器，当动态模型(系统模型和量测模型)确定后，要完全确定Kalman滤波器的算法和性能，还需确定状态估计初值X0(取0)，估计误差方差阵初值P，模型噪声阵Q和量测噪声阵R的值。在设计系统时为了获得“最优”的滤波性能(反应时间快，稳态精度高)需要选择合适的参数。当选取的参数与真实值一致时，效果较好。P、Q和R的值一般由实际系统的先验值或试验测试数据确定，通常只能得到这些参数大概的变化范围。

根据Kalman滤波基本方程，增益阵K与模型噪声阵Q成正比，与量测噪声阵R成反比。增益阵K若过小则状态量收敛较慢甚至发散，如果收敛曲线振荡太大，增益K就不能调太大，应根据公式改变相关参数使K减小。

P主要影响状态量的收敛速度和收敛前的波动幅度，P越大收敛越快，震荡越大，P值改变越大这种趋势越明显，P值过大稳定性变差甚至会发散。Q主要根据陀螺数据的噪声和加速度计的噪声来确定，R主要根据加速度计的噪声确定，可以适当小一点，但R过小会导致噪声变大，稳定性变差；过大则估计速度变慢。

根据杆臂长度、角速度和角加速度，可以计算出杆臂效应加速度，从加速度计的输出信号中将干扰加速度分量补偿掉。角速度和角加速度可由陀螺的输出得到。确定杆臂长度时，因载体的晃动，载体相对导航系产生转动，则杆臂效应干扰加速度也会发生变化，选择两次比力测量值，根据重力加速度不变确定杆臂长度。

由杆臂效应产生的加速度测量误差为

其中，为惯组加速度计偏离摇摆中心的距离，也即杆臂长度；ω_x、ω_y、ω_z为载体系b相对于惯性系i的运动角速度。

已知杆臂长度、角速度和角加速度时，就可以计算出杆臂效应加速度，然后从加速度计的输出信号中将干扰加速度分量补偿掉，这就是动力学补偿法的基本思想。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (3)

1.一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤1，建立发射点惯性系的运载火箭捷联惯导速度和姿态误差方程；

步骤2，利用凝固解析自对准算法获得捷联惯导的初始姿态信息；所述凝固解析自对准算法是利用地球自转角速度ω_ie是一个已知的恒定值，火箭重力加速度g在惯性空间内的方向改变就包含了地球的真北信息，将运载火箭捷联惯导姿态矩阵分散成4个矩阵求取；

步骤3，利用卡尔曼滤波器对惯性器件误差在线标定，具体方法包括：

S1：系统方程的建立

忽略捷联系统的垂直方向的速度，加速度计误差状态不列为状态量，取惯性器件误差在线标定系统状态X＝[δV_x δV_z φ_x φ_y φ_z ▽_x ▽_z ε_x ε_y ε_z]^T，相应的惯性器件误差在线标定系统状态方程为：

式中：

V＝[V_x V_y V_z]^T—导航系下的速度；δV＝[δV_x δV_y δV_z]^T—导航系下的速度误差；φ_x、φ_y、φ_z—姿态失准角；f_x、f_y、f_z—比力在载体坐标系的投影；ω_ie—分别为地球系相对惯性系的角速度在导航系上的投影；▽_x、▽_y、▽_z—加速度计测量误差在导航系内的投影；ε_x、ε_y、ε_z—陀螺测量误差在导航系内的投影；A—火箭发射方位角；R_e为主曲率半径，R_n为子午圈半径，L为当地纬度；

w_k1为惯性器件误差在线标定系统噪声，为捷联惯导加表x和z方向的系统噪声；

为捷联惯导陀螺x、y和z方向的系统噪声；

S2：观测方程的建立

以导航解算得到的晃动基座下的速度加上噪声再剔除杆臂速度作为滤波器的观测量，则以速度为观测量的量测方程为：

式中，V_sx、V_sz是通过捷联解算得到的发射点重力坐标系x向和z向速度，v_noise为系统观测噪声，V_gbx、V_gbz为杆臂速度在发射点重力坐标系下x向和z向的投影，

w_v为观测噪声；

步骤4，利用卡尔曼滤波算法进行捷联惯导的精对准解算，具体方法包括：

S1：系统方程的建立

在晃动基座下选择系统状态X为X＝[δV_x δV_z φ_x φ_y φ_z]^T，根据SINS的误差方程，在晃动基座下仅考虑速度误差和失准角误差，其他系统误差均纳入系统噪声，则捷联惯导的精对准系统状态模型为：

其中

w_k2为捷联惯导的精对准系统噪声；

S2：观测方程的建立

以导航解算得到的晃动基座下的速度加上噪声再剔除杆臂速度作为滤波器的观测量，则以速度为观测量的量测方程为：

步骤5，根据火箭和捷联惯导的自身应用情况设计卡尔曼滤波的相关参数，并进行杆臂效应的补偿，所述步骤5的卡尔曼滤波的相关参数包括：误差方差阵P，模型噪声阵Q和量测噪声阵R，按照陀螺随机漂移和加表随机漂移的指标要求，设计卡尔曼滤波参数P、Q和R，所述杆臂效应的补偿是根据杆臂长度r_gb、角速度和角加速度得出杆臂效应速度V_gb，然后从加速度计的输出信号中将干扰加速度分量补偿掉。

2.根据权利要求1所述的运载火箭捷联惯导全自主对准方法，其特征在于，所述的步骤1中的速度误差方程：

姿态误差方程：

3.根据权利要求1所述的运载火箭捷联惯导全自主对准方法，其特征在于，所述步骤2中所利用的信息为：火箭摇摆基座姿态变化信息重力加速度相对惯性空间随地球旋转引起的方向变化信息地球自转信息地理信息建立了基座惯性坐标系i_b0，使箭体相对i_b0坐标系的姿态阵初值为单位阵，进行姿态更新解算。