CN106379559B - 一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法，具体为：S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高；S2、以采集的载机姿态为基准，通过动基座对准得到导弹相对载机的姿态；S3、导弹离开载机时刻，动基座对准的导弹相对载机的姿态采用四元数表达，依据姿态四元数计算零时姿态角，进而求取导弹相对地面发射系的姿态：选定导航周期的一个整节点，以该整节点的载机速度和经纬高为导弹的导航初始值，推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高，再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。本发明在导弹离开载机之前，与动基座对准完成之后，增加一段过渡导航，避免了初始导航基准误差大的问题，提高了导航精度。

Description

一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法

技术领域

本发明属于导航技术领域，更具体地，涉及一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法。

背景技术

载机所用的导航坐标系常为当地地理坐标系，用经纬高来表示相对位置，以北向天向东向速度来表示相对地面的速度、用航向、俯仰、滚转来表示载机本体相对于当地地理系的姿态，一般遵循“231”转序；导弹所用的导航坐标系常为地面发射系，用纵法横向坐标(X/Y/Z)和相应的速度(Vx/Vy/Vz)来表示相对于发射点的位移和速度，用俯仰、偏航和滚动来表示弹体相对于地面发射系的姿态，一般遵循“321”转序。由于两种坐标系转序之间不能通用，造成导弹在发射之前，载机提供初始的导航基准(姿态、位置和速度)不能直接使用。

由于载机母惯组的导航周期较大，动基座对准完成后，载机开始发射导弹，若此时建立导弹子惯组的初始导航基准，导弹子惯组开始导航时间并非恰好在载机母惯组的整数导航节点上，此时读取的初始基准信息(位置、速度、姿态)是载机上母惯组一导航周期的导航信息(位置、速度、姿态)，在这一个周期内载机的姿态、经纬高和速度变化量都不能忽略，对于射程较大的导弹，初始导航基准极大影响惯性导航精度。因此需要在导弹发射前，即导弹离开载机之前，与动基座对准完成之后，增加一段过渡导航。

发明内容

针对现有技术的需求，本发明提供了一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法，避免了初始导航基准误差大的问题。

为实现上述目的，按照本发明，提供了一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法，所述方法包括如下步骤：

S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高；

S2、以采集的载机姿态为基准，通过动基座对准得到导弹相对载机的姿态；

S3、计算导弹离开载机时刻导弹相对地面发射系的姿态、速度和经纬高：

S31、计算导弹相对地面发射系的姿态；

导弹离开载机时刻，动基座对准的导弹相对载机的姿态采用四元数(q_0,NUE、q_1,NUE、q_2,NUE、q_3,NUE)表达，依据姿态四元数计算零时姿态角再依据零时姿态角求取导弹相对地面发射系的姿态[q_0,0,q_1,0,q_2,0,q_3,0]：

p₁＝0

p₃＝0

q₀＝q_0,NUE×p₀-q_1,NUE×p₁-q_2,NUE×p₂-q_3,NUE×p₃

q₁＝q_0,NUE×p₁+q_1,NUE×p₀-q_2,NUE×p₃+q_3,NUE×p₂

q₂＝q_0,NUE×p₂+q_1,NUE×p₃+q_2,NUE×p₀-q_3,NUE×p₁

q₃＝q_0,NUE×p₃-q_1,NUE×p₂+q_2,NUE×p₁+q_3,NUE×p₀

ψ′＝asin[2(q₀q₂-q₁q₃)]

A为射向；

S32、计算导弹相对地面发射系的速度和经纬高；

选定导航周期的一个整节点，以该整节点在地理坐标系下的载机速度[V_N,V_U,V_E]_Plane和经纬高[L_W,B_W,H]_Plane为导弹的导航初始值，推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高，再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。

进一步地，所述步骤S32在坐标换算之前首先对速度[V_N,V_U,V_E]_Plane和位置[L_W,B_W,H_W]_Plane扣除杆臂效应：

(r_x，r_y，r_z)为飞机本体系下导弹相对载机的位置；

δθ_x1,δθ_y1,δθ_z1分别为导弹弹体坐标系三个方向的角增量；

ΔT为导弹惯组的导航周期；

C_a2n(x，y)为飞机本体系转至地理坐标系的转换矩阵，x表示矩阵第x行，y表示矩阵第y列；

ω_x1,ω_y1,ω_z1分别为导弹弹体坐标系三个方向的弹体角速率。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，主要具备以下的技术优点：本发明在导弹离开载机之前，与动基座对准完成之后，增加一段过渡导航，避免了初始导航基准误差大的问题，提高了导航机构年度。本发明不仅仅适用导弹，所有机载发射武器，都可以此方法为借鉴，作适应性变形即可运用至工程实际。

附图说明

图1是本发明适用于导弹机载发射的过渡导航方法流程图；

图2是本方法相关的时序简图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

为了便于对本发明的理解，首先对涉及的术语进行说明：

载机惯组：是指承载发射任务的飞机自身惯性导航组元。

导弹惯组：是指被发射的导弹弹上自身惯性导航组元。

本发明方法用于在导弹发射前，即导弹离开载机之前，与动基座对准完成之后，增加一段过渡导航，它的初始位置、速度直接取载机母惯组的整数导航节点上的位置、速度，它的初始姿态则由动基座对准给出。

图1是本发明适用于导弹机载发射的过渡导航方法流程图。本发明适用于导弹机载发射的过渡导航方法包括以下步骤：

S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高信息。

S2、以采集的载机姿态为基准，通过动基座对准确定导弹相对载机的姿态。

以载机母惯导系统作为基准，原则上载机母惯组的性能指标比导弹子惯组的要高。载机母惯组将载机的导航信息传递给导弹子惯组，导弹子惯组采集母惯组的导航信息，并设置缓冲区进行存贮，要求导弹子惯组采样周期小于母惯组导航周期，如图2所示。若载机母惯组与导弹子惯组之间存在对时/同步，还应将每一组母惯导导航信息对应的时间戳，与子惯导进行时钟对齐，若载机母惯组与导弹子惯组之间无对时/同步，则默认同步，不进行时钟对齐处理。

导弹飞行控制系统采用动基座对准算法，确定导弹子惯组相对于载机母惯组的姿态(用四元数形式表示)。动基座对准算法属于本领域的公知技术，在此不再赘述。

动基座对准完成后，如果火控系统允许导弹发射，则需要载机保持平稳飞行，不允许有大过载机动。

S3、计算导弹离开载机时刻导弹相对地面发射系的姿态、位置和速度。

离开载机时，要求弹上射表软件给出射向A(rad)。

S31、计算姿态

计算初始姿态时，导弹相对载机的姿态采用四元数(q_0,NUE、q_1,NUE、q_2,NUE、q_3,NUE)表达，依据姿态四元数计算零时姿态角再用零时姿态角求取导弹相对地面发射系的姿态[q_0,0,q_1,0,q_2,0,q_3,0]：

p₁＝0

p₃＝0

q₀＝q_0,NUE×p₀-q_1,NUE×p₁-q_2,NUE×p₂-q_3,NUE×p₃

q₁＝q_0,NUE×p₁+q_1,NUE×p₀-q_2,NUE×p₃+q_3,NUE×p₂

q₂＝q_0,NUE×p₂+q_1,NUE×p₃+q_2,NUE×p₀-q_3,NUE×p₁

q₃＝q_0,NUE×p₃-q_1,NUE×p₂+q_2,NUE×p₁+q_3,NUE×p₀

ψ′＝asin[2(q₀q₂-q₁q₃)]

将计算出的新的四元数q_0,0,q_1,0,q_2,0,q_3,0作为发射系导航的初始四元数。

S32、计算导弹位置和速度

选定导航周期的一个整节点，以该整节点的载机速度[V_N,V_U,V_E]_Plane和经纬高[L_W,B_W,H_W]_Plane为导弹的初始值，推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高，再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。

作为优化，考虑实际上导弹相对载机存在一个位置偏差，因此所述步骤S32在坐标换算之前，过渡导航初值中的速度[V_N,V_U,V_E]_Plane和位置[L_W,B_W,H_W]_Plane需要扣除杆臂效应，提高导航精度。具体如下：

(r_x，r_y，r_z)为飞机本体系下导弹相对载机的位置；

δθ_x1,δθ_y1,δθ_z1分别为导弹弹体坐标系三个方向的角增量；

ΔT为导弹惯组的导航周期；

C_a2n(x，y)为飞机本体系转至地理坐标系的转换矩阵，x表示矩阵第x行，y表示矩阵第y列；

ω_x1,ω_y1,ω_z1分别为导弹弹体坐标系三个方向的弹体角速率。

另外，当地地理系下的导航算法中，当地重力加速度计算参考下述公式：

其中，

B_w：当前的大地纬度(rad)。

H：当前的海拔高度(m)。

本领域的技术人员容易理解，以上所述并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：

S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高；

S2、以采集的载机姿态为基准，通过动基座对准得到导弹相对载机的姿态；

S3、计算导弹离开载机时刻导弹相对地面发射系的姿态、速度和经纬高：

S31、计算导弹相对地面发射系的姿态；

导弹离开载机时刻记为零时，动基座对准的导弹相对载机的姿态采用四元数(q_0,NUE、q_1,NUE、q_2,NUE、q_3,NUE)表达，依据姿态四元数计算零时姿态角再依据零时姿态角求取导弹相对地面发射系的姿态[q_0,0,q_1,0,q_2,0,q_3,0]：

p₁＝0

p₃＝0

q₀＝q_0,NUE×p₀-q_1,NUE×p₁-q_2,NUE×p₂-q_3,NUE×p₃

q₁＝q_0,NUE×p₁+q_1,NUE×p₀-q_2,NUE×p₃+q_3,NUE×p₂

q₂＝q_0,NUE×p₂+q_1,NUE×p₃+q_2,NUE×p₀-q_3,NUE×p₁

q₃＝q_0,NUE×p₃-q_1,NUE×p₂+q_2,NUE×p₁+q_3,NUE×p₀

ψ′＝asin[2(q₀q₂-q₁q₃)]

A为射向；

S32、计算导弹相对地面发射系的速度和经纬高；

选定导航周期的一个整节点，以该整节点在地理坐标系下的载机速度[V_N,V_U,V_E]_Plane和经纬高[L_W,B_W,H]_Plane为导弹的导航初始值，推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高，再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。

2.根据权利要求1所述的适用于导弹机载发射的过渡导航方法，其特征在于，所述步骤S32在坐标换算之前首先对速度[V_N,V_U,V_E]_Plane和位置[L_W,B_W,H_W]_Plane扣除杆臂效应：

(r_x，r_y，r_z)为飞机本体系下导弹相对载机的位置；

δθ_x1,δθ_y1,δθ_z1分别为导弹弹体坐标系三个方向的角增量；

ΔT为导弹惯组的导航周期；

C_a2n(x2，y2)为飞机本体系转至地理坐标系的转换矩阵，x2表示矩阵第x2行，y2表示矩阵第y2列；

ω_x1,ω_y1,ω_z1分别为导弹弹体坐标系三个方向的弹体角速率。