CN109460075B - 一种快速方位角对准的方法及系统 - Google Patents

一种快速方位角对准的方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN109460075B
CN109460075B CN201811296538.6A CN201811296538A CN109460075B CN 109460075 B CN109460075 B CN 109460075B CN 201811296538 A CN201811296538 A CN 201811296538A CN 109460075 B CN109460075 B CN 109460075B
Authority
CN
China
Prior art keywords
airborne
inertial unit
alignment
weapon
inertial
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811296538.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109460075A (zh
Inventor
周啟帆
董良慈
张义广
吴敏
舒孟炯
蒋金龙
何乾坤
许方家
熊俊辉
朱政光
陈旭
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Designing Institute of Hubei Space Technology Academy
Original Assignee
General Designing Institute of Hubei Space Technology Academy
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Designing Institute of Hubei Space Technology Academy filed Critical General Designing Institute of Hubei Space Technology Academy
Priority to CN201811296538.6A priority Critical patent/CN109460075B/zh
Publication of CN109460075A publication Critical patent/CN109460075A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109460075B publication Critical patent/CN109460075B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D3/00—Control of position or direction
    • G05D3/12—Control of position or direction using feedback

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明公开了一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。

Description

一种快速方位角对准的方法及系统
技术领域
本发明涉及传递对准技术领域，具体涉及一种快速方位角对准的方法及系统。
背景技术
载机武器在发射前要精确知道载机平台和武器系统之间的姿态关系，即载机武器与载机平台间的水平安装偏差角和方位安装偏差角，目前国内外载机武器的水平安装偏差角的获取方法已比较成熟，载机武器的方位角对准一般采用“地面静瞄准(在地面进行静基基座瞄准或采用地面光学瞄准)”或者“空中激励对准(在空中载机采取特殊机动，利用机动时载机的激励，建立传递对准模型进行对准)”的方式进行对准。
目前的方位角对准方法虽能在载机起飞前获得载机武器与平台间的姿态关系，但载机在滑跑起飞和飞行过程中与静态情况相比，力学环境发生剧烈变化，之前测量的姿态关系不再准确，且“地面静瞄准”的方法耗时较长，难以满足快速对准的需求；采用“空中激励对准”的方法，需载机在空中保持特殊的飞行状态或作出特殊的运动，极大地限制了载机作战的机动性与灵活性，并将对准过程带到了天上，使作战流程变得复杂。
发明内容
针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种快速方位角对准的方法及系统，能精准计算出载机武器与平台之间的方位安装偏差角。
为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：
接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；
根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；
建立本体系姿态失准角方程，将所述安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。
在上述技术方案的基础上，建立失准角对准模型，具体包括以下步骤：
选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；
基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；
基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。
在上述技术方案的基础上，所述状态向量为：
X(t)＝[ψx,ψy,ψz,δVE,δVN]T
其中，ψx、ψy、ψz分别为惯导系统X、Y、Z方向的姿态失准角，δVE、δVN分别为北天东导航坐标系东向和北向的速度误差。
在上述技术方案的基础上，所述传递对准状态方程为：
X(k+1)＝A(k+1,k)X(k)+W(k)
其中，X(k+1)为k+1时刻的传递对准滤波器状态；X(k)为k时刻的传递对准滤波器状态；A(k+1,k)为k到k+1时刻的传递对准滤波器状态转移矩阵；W(k)为k时刻的传递对准过程噪声。
在上述技术方案的基础上，所述2×1维观测向量为：
Figure BDA0001851326700000031
Figure BDA0001851326700000032
其中：
Figure BDA0001851326700000033
为载机武器惯组的东向、北向速度；
Figure BDA0001851326700000034
为载机平台惯组的东向、北向速度。
在上述技术方案的基础上，所述传递对准观测方程为：
Z＝H·X(t)+V
其中，观测关系矩阵H为2×5维矩阵，具体形式如下：
Figure BDA0001851326700000035
其中，Z为观测向量，H为观测关系矩阵，X(t)为状态向量，V为测量噪声矩阵。
在上述技术方案的基础上，所述本体系姿态失准角方程为：
Figure BDA0001851326700000036
其中，
Figure BDA0001851326700000037
为滑跑末时刻的载机武器惯组的姿态矩阵；
Figure BDA0001851326700000038
为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，ψm为本体系姿态失准角；同时，
Figure BDA0001851326700000039
其中，ψ为惯导系统的姿态失准角，
Figure BDA00018513267000000310
为滑跑起飞末时刻载机武器惯组的姿态矩阵，ψm为本体系统的姿态失准角，ψa为安装偏差角；联立方程：
Figure BDA00018513267000000311
得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角ψay：
Figure BDA0001851326700000041
其中，ψx、ψy、ψz分别为惯导系统x、y、z方向的姿态失准角。
本发明还提供一种快速方位角对准的系统，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括：
接收模块，用于：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；
失准角对准模型建立模块，用于：根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；
方位安装偏差角计算模块，用于：建立本体系姿态失准角方程，将所述安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。
在上述技术方案的基础上，所述失准角对准模型建立模块包括：
状态向量建立模块，用于选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；
传递对准状态方程建立模块，用于基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；
传递对准观测方程建立模块，用于基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。
在上述技术方案的基础上，载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
本发明的快速方位角对准的方法，在滑跑起飞过程中接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，并根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，能够实时测量载机武器惯组和载机平台惯组之间的安装偏差角，由于建立的失准角对准模型只包含导航系姿态失准角，因此建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，能够精确得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角。
附图说明
图1为本发明实施例中一种快速方位角对准的系统的结构框图；
图2为本发明实施例中一种快速方位角对准的方法流程图。
具体实施方式
以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。
参见图2所示，本发明实施例提供一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：
接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；
根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；
建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。
根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，能够实时测量载机武器惯组和载机平台惯组之间的安装偏差角，由于建立的失准角对准模型只包含导航系姿态失准角，因此建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，能够精确得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角。
参见图2所示，其中，根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角之前，包括以下步骤：
根据载机平台惯组的静对准结果，建立载机武器惯组姿态矩阵；
根据载机武器惯组姿态矩阵，对载机武器惯组的姿态、速度和位置进行初始化。
载机武器惯组姿态矩阵：
Figure BDA0001851326700000061
其中：
Figure BDA0001851326700000062
为载机武器惯组姿态矩阵，
Figure BDA0001851326700000063
为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，
Figure BDA0001851326700000064
为滑跑起飞前载机平台的安装矩阵
Figure BDA0001851326700000065
而且：
Figure BDA0001851326700000066
其中：φax,φay,φaz分别为滑跑起飞前的静对准得到的载机平台的滚装、方位、俯仰安装偏差角。
根据载机武器惯组姿态矩阵，对载机武器惯组的姿态、速度和位置进行初始化，具体包括，
载机武器惯组的姿态初始方程：
Figure BDA0001851326700000067
ψ0＝ψm0
Figure BDA0001851326700000068
其中：
Figure BDA0001851326700000076
ψ0、γ0为载机武器惯组的俯仰、偏航与滚转角初值；ψm0为载机平台惯组的方位角；
载机武器惯组的速度初始方程：
Figure BDA0001851326700000071
Figure BDA0001851326700000072
Figure BDA0001851326700000073
其中，
Figure BDA0001851326700000074
为载机武器惯组系统的北向、天向、东向的速度初值；
Figure BDA0001851326700000075
为载机平台惯组系统的北向、天向、东向的速度初值；
载机武器惯组的位置初始方程：
L0＝Lm0
λ0＝λm0
h0＝hm0
其中：L0、λ0、h0分别为载机武器惯组系统的经度、纬度、高度三向位置的初值。Lm0、λm0、hm0分别为载机平台惯组系统经度、纬度、高度三向位置的初值。
进一步的，根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，具体包括以下步骤：
选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；
基于状态向量，建立传递对准状态方程；
建立基于2×1维观测向量的传递对准观测方程。
其中，状态向量为：
X(t)＝[ψx,ψy,ψz,δVE,δVN]T
其中，ψx、ψy、ψz分别为惯导系统X、Y、Z方向的姿态失准角，δVE、δVN分别为北天东导航坐标系东向和北向的速度误差。
通过载机平台惯性测量装置、载机武器惯性测量装置测量获得了包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间的多个测量参数，但本发明实施例只选取其中五个测量参数ψx、ψy、ψz、δVE、δVN进行监测，通过选取较少的量，可以在保证对准精度前提下，节省计算时间和传输时间，使对准更加快速。
进一步的，传递对准状态方程为：
X(k+1)＝A(k+1,k)X(k)+W(k)
其中，X(k+1)为k+1时刻的传递对准滤波器状态；X(k)为k时刻的传递对准滤波器状态；A(k+1,k)为k到k+1时刻的传递对准滤波器状态转移矩阵；W(k)为k时刻的传递对准过程噪声。
具体的，A(k+1,k)的具体表达形式为：
Figure BDA0001851326700000081
其中：
Figure BDA0001851326700000082
分别为在导航系下载机武器惯组的加速度计测量得到三轴速度增量，ΔVx,ΔVy,ΔVz分别为在本体系载机武器惯组的加速度计测量得到三轴速度增量,
Figure BDA0001851326700000083
为载机武器惯组滑跑起飞末时刻姿态矩阵。
基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程具体为：
观测向量Z为2×1维向量，其观测值计算如下：
Figure BDA0001851326700000084
Figure BDA0001851326700000085
其中：
Figure BDA0001851326700000091
为载机武器惯组的东向、北向速度；
Figure BDA0001851326700000092
为载机平台惯组的东向、北向速度。
传递对准观测方程为：
Z＝H·X(t)+V
其中，Z为观测向量，H为观测关系矩阵，X(t)为状态向量，V为测量噪声矩阵。
观测关系矩阵H为2×5维矩阵，具体形式如下：
Figure BDA0001851326700000093
进一步的，建立的本体系姿态失准角方程为：
Figure BDA0001851326700000094
Figure BDA0001851326700000095
其中：
Figure BDA0001851326700000096
为载机武器惯组姿态矩阵；
Figure BDA0001851326700000097
为载机平台惯组姿态矩阵，ψmx、ψmy、ψmz分别表示本体系x、y、z方向的姿态失准角。
其中，
Figure BDA0001851326700000098
为滑跑末时刻的载机武器惯组的姿态矩阵；
Figure BDA0001851326700000099
为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，ψm为本体系姿态失准角；同时，
Figure BDA00018513267000000910
其中，ψ为惯导系统的姿态失准角，
Figure BDA00018513267000000911
为载机武器惯组滑跑起飞末时刻姿态矩阵，ψm为本体系统的姿态失准角，ψa为安装偏差角；联立方程：
Figure BDA00018513267000000912
得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角ψay：
Figure BDA0001851326700000101
其中，ψx、ψy、ψz分别为惯导系统x、y、z方向的姿态失准角。
参见图1所示，本发明实施例还提供一种快速方位角对准的系统，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括接收模块、失准角对准模型建立模块和方位安装偏差角计算模块和控制装置。
接收模块用于：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；
失准角对准模型建立模块用于：根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；
方位安装偏差角计算模块用于：建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角；
控制装置用于控制快速方位角对准的系统的运行。
根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，能够实时测量载机武器惯组和载机平台惯组之间的安装偏差角，由于建立的失准角对准模型只包含导航系姿态失准角，因此建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，能够精确得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角。
其中，载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间。载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数分别通过载机武器惯组测量装置和载机平台惯组测量装置测量得到，载机武器惯组测量装置安装在载机武器上，能实时测量载机武器运动的角速度和加速度，主要由陀螺仪和加速度计组成，载机平台惯组测量装置安装在载机平台上，能实时测量载机平台运动的角速度和加速度，主要由陀螺仪和加速度计组成。
参见图1所示，其中，失准角对准模型建立模块包括状态向量建立模块、传递对准状态方程建立模块和传递对准观测方程建立模块。
状态向量建立模块用于选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；
传递对准状态方程建立模块用于基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；
传递对准观测方程建立模块用于基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。
参见图2所示，其中，根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角之前，包括以下步骤：
根据载机平台惯组的静对准结果，建立载机武器惯组姿态矩阵；
根据载机武器惯组姿态矩阵，对载机武器惯组的姿态、速度和位置进行初始化。
载机武器惯组姿态矩阵：
Figure BDA0001851326700000111
其中：
Figure BDA0001851326700000112
为载机武器惯组姿态矩阵，
Figure BDA0001851326700000113
为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，
Figure BDA0001851326700000114
为滑跑起飞前载机平台的安装矩阵
Figure BDA0001851326700000115
而且：
Figure BDA0001851326700000121
其中：φax,φay,φaz分别为滑跑起飞前的静对准得到的载机平台的滚装、方位、俯仰安装偏差角。
根据载机武器惯组姿态矩阵，对载机武器惯组的姿态、速度和位置进行初始化，具体包括，
载机武器惯组的姿态初始方程：
Figure BDA0001851326700000122
ψ0＝ψm0
Figure BDA0001851326700000123
其中：
Figure BDA0001851326700000129
ψ0、γ0为载机武器惯组的俯仰、偏航与滚转角初值；ψm0为载机平台惯组的方位角；
载机武器惯组的速度初始方程：
Figure BDA0001851326700000124
Figure BDA0001851326700000125
Figure BDA0001851326700000126
其中，
Figure BDA0001851326700000127
为载机武器惯组系统的北向、天向、东向的速度初值；
Figure BDA0001851326700000128
为载机平台惯组系统的北向、天向、东向的速度初值；
载机武器惯组的位置初始方程：
L0＝Lm0
λ0＝λm0
h0＝hm0
其中：L0、λ0、h0分别为载机武器惯组系统的经度、纬度、高度三向位置的初值。Lm0、λm0、hm0分别为载机平台惯组系统经度、纬度、高度三向位置的初值。
进一步的，根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，具体包括以下步骤：
选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；
基于状态向量，建立传递对准状态方程；
建立基于2×1维观测向量的传递对准观测方程。
其中，状态向量为：
X(t)＝[ψx,ψy,ψz,δVE,δVN]T
其中，ψx、ψy、ψz分别为惯导系统X、Y、Z方向的姿态失准角，δVE、δVN分别为北天东导航坐标系东向和北向的速度误差。
通过载机平台惯性测量装置、载机武器惯性测量装置测量获得了包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间的多个测量参数，但本发明实施例只选取其中五个测量参数ψx、ψy、ψz、δVE、δVN进行监测，通过选取较少的量，可以在保证对准精度前提下，节省计算时间和传输时间，使对准更加快速。
进一步的，传递对准状态方程为：
X(k+1)＝A(k+1,k)X(k)+W(k)
其中，X(k+1)为k+1时刻的传递对准滤波器状态；X(k)为k时刻的传递对准滤波器状态；A(k+1,k)为k到k+1时刻的传递对准滤波器状态转移矩阵；W(k)为k时刻的传递对准过程噪声。
具体的，A(k+1,k)的具体表达形式为：
Figure BDA0001851326700000141
其中：
Figure BDA0001851326700000142
分别为在导航系下载机武器惯组的加速度计测量得到三轴速度增量，ΔVx,ΔVy,ΔVz分别为在本体系载机武器惯组的加速度计测量得到三轴速度增量,
Figure BDA0001851326700000143
为载机武器惯组滑跑起飞末时刻姿态矩阵。
基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程具体为：
观测向量Z为2×1维向量，其观测值计算如下：
Figure BDA0001851326700000144
Figure BDA0001851326700000145
其中：
Figure BDA0001851326700000146
为载机武器惯组的东向、北向速度；
Figure BDA0001851326700000147
为载机平台惯组的东向、北向速度。
传递对准观测方程为：
Z＝H·X(t)+V
其中，Z为观测向量，H为观测关系矩阵，X(t)为状态向量，V为测量噪声矩阵。
观测关系矩阵H为2×5维矩阵，具体形式如下：
Figure BDA0001851326700000148
进一步的，建立的本体系姿态失准角方程为：
Figure BDA0001851326700000149
Figure BDA00018513267000001410
其中：
Figure BDA0001851326700000151
为载机武器惯组姿态矩阵；
Figure BDA0001851326700000152
为载机平台惯组姿态矩阵，ψmx、ψmy、ψmz分别表示本体系x、y、z方向的姿态失准角。
其中，
Figure BDA0001851326700000153
为滑跑末时刻的载机武器惯组的姿态矩阵；
Figure BDA0001851326700000154
为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，ψm为本体系姿态失准角；同时，
Figure BDA0001851326700000155
其中，ψ为惯导系统的姿态失准角，
Figure BDA0001851326700000156
为载机武器惯组滑跑起飞末时刻姿态矩阵，ψm为本体系统的姿态失准角，ψa为安装偏差角；联立方程：
Figure BDA0001851326700000157
得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角ψay：
Figure BDA0001851326700000158
其中，ψx、ψy、ψz分别为惯导系统x、y、z方向的姿态失准角。
本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (9)

1.一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，其特征在于，包括以下步骤：
接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；
根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；
建立本体系姿态失准角方程，将所述安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角；
所述本体系姿态失准角方程为：
Figure FDA0003213879570000011
其中，
Figure FDA0003213879570000012
为滑跑末时刻的载机武器惯组的姿态矩阵；
Figure FDA0003213879570000013
为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，ψm为本体系姿态失准角；同时，
Figure FDA0003213879570000014
其中，ψ为惯导系统的姿态失准角，
Figure FDA0003213879570000015
为滑跑起飞末时刻载机武器惯组的姿态矩阵，ψm为本体系统的姿态失准角，ψa为安装偏差角；联立方程：
Figure FDA0003213879570000016
得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角ψay：
Figure FDA0003213879570000017
其中，ψx、ψy、ψz分别为惯导系统x、y、z方向的姿态失准角。
2.如权利要求1的快速方位角对准的方法，其特征在于，建立失准角对准模型，具体包括以下步骤：
选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；
基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；
基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。
3.如权利要求2的快速方位角对准的方法，其特征在于，所述状态向量为：
X(t)＝[ψx,ψy,ψz,δVE,δVN]T
其中，ψx、ψy、ψz分别为惯导系统X、Y、Z方向的姿态失准角，δVE、δVN分别为北天东导航坐标系东向和北向的速度误差。
4.如权利要求3的快速方位角对准的方法，其特征在于，所述传递对准状态方程为：
X(k+1)＝A(k+1,k)X(k)+W(k)
其中，X(k+1)为k+1时刻的传递对准滤波器状态；X(k)为k时刻的传递对准滤波器状态；A(k+1,k)为k到k+1时刻的传递对准滤波器状态转移矩阵；W(k)为k时刻的传递对准过程噪声。
5.如权利要求3的快速方位角对准的方法，其特征在于，所述2×1维观测向量为：
Figure FDA0003213879570000021
Figure FDA0003213879570000022
其中：
Figure FDA0003213879570000023
为载机武器惯组的东向、北向速度；
Figure FDA0003213879570000024
为载机平台惯组的东向、北向速度。
6.如权利要求5的快速方位角对准的方法，其特征在于，所述传递对准观测方程为：
Z＝H·X(t)+V
其中，观测关系矩阵H为2×5维矩阵，具体形式如下：
Figure FDA0003213879570000031
其中，Z为观测向量，H为观测关系矩阵，X(t)为状态向量，V为测量噪声矩阵。
7.一种快速方位角对准的系统，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，其特征在于，包括：
接收模块，用于：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；
失准角对准模型建立模块，用于：根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；
方位安装偏差角计算模块，用于：建立本体系姿态失准角方程，将所述安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角；
所述本体系姿态失准角方程为：
Figure FDA0003213879570000032
其中，
Figure FDA0003213879570000033
为滑跑末时刻的载机武器惯组的姿态矩阵；
Figure FDA0003213879570000034
为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，ψm为本体系姿态失准角；同时，
Figure FDA0003213879570000035
其中，ψ为惯导系统的姿态失准角，
Figure FDA0003213879570000036
为滑跑起飞末时刻载机武器惯组的姿态矩阵，ψm为本体系统的姿态失准角，ψa为安装偏差角；联立方程：
Figure FDA0003213879570000041
得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角ψay：
Figure FDA0003213879570000042
其中，ψx、ψy、ψz分别为惯导系统x、y、z方向的姿态失准角。
8.如权利要求7的快速方位角对准的系统，其特征在于，所述失准角对准模型建立模块包括：
状态向量建立模块，用于选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；
传递对准状态方程建立模块，用于基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；
传递对准观测方程建立模块，用于基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。
9.如权利要求7的快速方位角对准的系统，其特征在于，载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间。
CN201811296538.6A 2018-11-01 2018-11-01 一种快速方位角对准的方法及系统 Active CN109460075B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811296538.6A CN109460075B (zh) 2018-11-01 2018-11-01 一种快速方位角对准的方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811296538.6A CN109460075B (zh) 2018-11-01 2018-11-01 一种快速方位角对准的方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109460075A CN109460075A (zh) 2019-03-12
CN109460075B true CN109460075B (zh) 2021-10-01

Family

ID=65609187

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811296538.6A Active CN109460075B (zh) 2018-11-01 2018-11-01 一种快速方位角对准的方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109460075B (zh)

Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101131311A (zh) * 2007-10-15 2008-02-27 北京航空航天大学 一种智能化机载导弹动基座对准及标定方法
CN101566477A (zh) * 2009-06-03 2009-10-28 哈尔滨工程大学 舰船局部捷联惯导系统初始姿态快速测量方法
CN102435206A (zh) * 2011-09-01 2012-05-02 中国航空工业第六一八研究所 捷联惯导系统机上安装偏角的自动标定及补偿方法
CN103196448A (zh) * 2013-03-22 2013-07-10 南京理工大学 一种机载分布式惯性测姿系统及其传递对准方法
CN103256942A (zh) * 2013-04-26 2013-08-21 哈尔滨工程大学 传递对准中考虑杆臂补偿的变形角测量方法
CN104236586A (zh) * 2014-09-05 2014-12-24 南京理工大学 基于量测失准角的动基座传递对准方法
CN104457748A (zh) * 2013-09-18 2015-03-25 南京理工大学 一种嵌入式瞄准吊舱测姿系统及其传递对准方法
CN104535080A (zh) * 2014-11-27 2015-04-22 哈尔滨工程大学 大方位失准角下基于误差四元数的传递对准方法
CN104567930A (zh) * 2014-12-30 2015-04-29 南京理工大学 一种能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法
CN105021212A (zh) * 2015-07-06 2015-11-04 中国人民解放军国防科学技术大学 一种初始方位信息辅助下潜航器快速传递对准方法
CN105973268A (zh) * 2016-05-06 2016-09-28 哈尔滨工程大学 一种基于共基座安装的传递对准精度定量评估方法
CN106379559A (zh) * 2016-09-29 2017-02-08 湖北航天技术研究院总体设计所 一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法
CN106647816A (zh) * 2015-10-28 2017-05-10 无锡纳曼传感科技有限公司 一种高精姿态和方位的云台及其控制方法
JP6136216B2 (ja) * 2012-11-29 2017-05-31 株式会社デンソー レーザレーダ装置，検査システム，及びターゲット板
CN107389099A (zh) * 2017-09-13 2017-11-24 哈尔滨工业大学 捷联惯导系统空中快速对准装置及方法
CN107990910A (zh) * 2017-11-06 2018-05-04 哈尔滨工业大学 一种基于容积卡尔曼滤波的舰船大方位失准角传递对准方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102789240B (zh) * 2012-08-08 2014-10-15 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 方位角自动调整的太阳光照模拟方法
CN104121927B (zh) * 2014-05-29 2016-09-28 湖北航天技术研究院总体设计所 一种适用于低精度无方位基准单轴转位设备的惯性测量单元标定方法
EP2987399B1 (en) * 2014-08-22 2021-07-21 John Deere Forestry Oy Method and system for orienting a tool
CN105549625B (zh) * 2015-12-14 2019-10-18 天津航天中为数据系统科技有限公司 一种动态对星控制方法及装置
JP2017215196A (ja) * 2016-05-31 2017-12-07 パナソニックＩｐマネジメント株式会社 レーダ装置
CN108279576B (zh) * 2017-12-26 2021-09-28 湖北航天技术研究院总体设计所 一种复合轴目标跟踪仿真测试系统

Patent Citations (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101131311A (zh) * 2007-10-15 2008-02-27 北京航空航天大学 一种智能化机载导弹动基座对准及标定方法
CN101566477A (zh) * 2009-06-03 2009-10-28 哈尔滨工程大学 舰船局部捷联惯导系统初始姿态快速测量方法
CN102435206A (zh) * 2011-09-01 2012-05-02 中国航空工业第六一八研究所 捷联惯导系统机上安装偏角的自动标定及补偿方法
JP6136216B2 (ja) * 2012-11-29 2017-05-31 株式会社デンソー レーザレーダ装置，検査システム，及びターゲット板
CN103196448A (zh) * 2013-03-22 2013-07-10 南京理工大学 一种机载分布式惯性测姿系统及其传递对准方法
CN103256942A (zh) * 2013-04-26 2013-08-21 哈尔滨工程大学 传递对准中考虑杆臂补偿的变形角测量方法
CN104457748A (zh) * 2013-09-18 2015-03-25 南京理工大学 一种嵌入式瞄准吊舱测姿系统及其传递对准方法
CN104236586A (zh) * 2014-09-05 2014-12-24 南京理工大学 基于量测失准角的动基座传递对准方法
CN104535080A (zh) * 2014-11-27 2015-04-22 哈尔滨工程大学 大方位失准角下基于误差四元数的传递对准方法
CN104535080B (zh) * 2014-11-27 2017-10-31 哈尔滨工程大学 大方位失准角下基于误差四元数的传递对准方法
CN104567930A (zh) * 2014-12-30 2015-04-29 南京理工大学 一种能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法
CN105021212A (zh) * 2015-07-06 2015-11-04 中国人民解放军国防科学技术大学 一种初始方位信息辅助下潜航器快速传递对准方法
CN106647816A (zh) * 2015-10-28 2017-05-10 无锡纳曼传感科技有限公司 一种高精姿态和方位的云台及其控制方法
CN105973268A (zh) * 2016-05-06 2016-09-28 哈尔滨工程大学 一种基于共基座安装的传递对准精度定量评估方法
CN106379559A (zh) * 2016-09-29 2017-02-08 湖北航天技术研究院总体设计所 一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法
CN107389099A (zh) * 2017-09-13 2017-11-24 哈尔滨工业大学 捷联惯导系统空中快速对准装置及方法
CN107990910A (zh) * 2017-11-06 2018-05-04 哈尔滨工业大学 一种基于容积卡尔曼滤波的舰船大方位失准角传递对准方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Dynamic Alignment Research of the Dead Reckoning System Aided by Electro-Optical Detection System;GUO Qiang,等;《Proceedings of the 34th Chinese Control Conference》;20150730;第5292-5296页 *
The Model and Simulation of Transfer Alignment of Carrier based Aircraft INS with Large Azimuth Misalign Angle;Qingwei Gao，等;《2009 International Joint Conference on Computational Sciences and Optimization》;20091231;第355-358页 *
单轴旋转捷联惯导系统初始对准误差分析;赵晓伟，等;《导弹与航天运载技术》;20141231(第4期);第58-62页 *
基于惯性参考系基准的快速传递对准方法;王清哲，等;《中国惯性技术学报》;20120430;第20卷(第2期);第168-172页 *
捷联惯导基于地球系的动基座间接精对准算法;谢波，等;《中国惯性技术学报》;20141031;第22卷(第5期);第593-596页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN109460075A (zh) 2019-03-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109813311B (zh) 一种无人机编队协同导航方法
CN106123921B (zh) 动态干扰条件下捷联惯导系统的纬度未知自对准方法
CN107966156B (zh) 一种适用于运载火箭垂直回收段的制导律设计方法
CN109724624B (zh) 一种适用于机翼挠曲变形的机载自适应传递对准方法
CN109597427B (zh) 一种基于无人机的炸弹随遇攻击规划方法及系统
Redding et al. Vision-based target localization from a fixed-wing miniature air vehicle
Kim et al. Real-time Navigation, Guidance, and Control of a UAV using Low-cost Sensors
CN112197761B (zh) 一种高精度多旋翼机协同定位方法及系统
CN108152529A (zh) 一种基于飞行参数计算风速及风向的方法
CN101793523B (zh) 一种组合导航和光电探测一体化系统
CN111207745B (zh) 一种适用于大机动无人机垂直陀螺仪的惯性测量方法
CN104729497A (zh) 超小型双涵道无人机组合导航系统及双模式导航方法
CN106989761B (zh) 一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定方法
CN106931967B (zh) 一种助推-滑翔式临近空间飞行器的捷联惯性导航方法
CN105928515B (zh) 一种无人机导航系统
CN110926468A (zh) 基于传递对准的动中通天线多平台航姿确定方法
CN106527491A (zh) 一种固定翼无人机控制系统及横侧向飞行轨迹控制方法
CN105486307B (zh) 针对机动目标的视线角速率估计方法
CN104457748A (zh) 一种嵌入式瞄准吊舱测姿系统及其传递对准方法
CN105258698A (zh) 一种高动态自旋制导炮弹空中组合导航方法
US6580389B2 (en) Attitude determination using a global positioning system
CN107907898A (zh) 基于格网框架的极区sins/gps组合导航算法
CN108225323B (zh) 基于偏差影响方向组合确定落区边界的方法、介质和设备
CN109506662B (zh) 一种小天体着陆初始对准方法、其相对导航基准确定方法及装置
CN105928519B (zh) 基于ins惯性导航与gps导航以及磁力计的导航算法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant