CN109764752B - 一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法，能够使子惯导在较低的加工精度下，实现较为快速准确的初始对准。为达到上述目的，本发明的技术方案为：一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法，针对由火箭弹和发射筒组成的单兵制导火箭发射系统进行初始对准，将火箭弹固连在发射筒内，发射筒上固连有制导仪，制导仪内具有主惯导，火箭弹内具有子惯导。在火箭弹发射之前，对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动，并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准。

Description

一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法
技术领域
本发明涉及惯导系统初始对准技术领域，具体涉及一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法。
背景技术
随着技术的发展和战争要求的提高，为了提高单兵便携式火箭的命中精度，需要在单兵火箭上加装制导装置。惯性导航技术作为一种抗干扰性好、隐蔽性好以及提供制导信息全面的导航技术，被广泛应用于各类制导武器。采用惯性制导的单兵制导火箭，由于成本限制，弹上采用的惯导系统精度一般不高，这样带来的影响就是惯导初始自对准误差较大，因此而产生的制导误差会使火箭的命中精度降低。而单兵火箭在战场上的使用要求，则要求弹上惯导系统的对准具有快速性，自对准也满足不了这个需求。因此，对于采用惯导体制的单兵制导火箭来讲，通过较高精度的惯导系统的导航信息对弹上低精度的惯导系统进行传递对准是一个比较合理的初始对准方案。
传统的传递对准方案为了提高传递对准的精度，一般有两类方案。一是通过提高主惯导和子惯导之间基座的加工精度来减小由于加工和安装造成的对准误差；二是通过使载体做较为复杂的机动动作来提高传递对准的精度。由于较高的加工精度势必会提高武器的成本，这对于单兵制导火箭这种低成本武器来讲是难以接受的；而且单兵制导火箭在发射前是依靠士兵自身来让火箭做机动动作，较大的机动对于单兵制导火箭来讲也是难以实现的。因此，对于采用惯导体制的单兵制导火箭，需要一种既保证惯导对准的快速性和易操作性，又对加工精度要求不高的惯导初始对准方案。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法，能够使子惯导在较低的加工精度下，实现较为快速准确的初始对准。
为达到上述目的，本发明的技术方案为：
一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法，针对由火箭弹和发射筒组成的单兵制导火箭发射系统进行初始对准，将火箭弹固连在发射筒内，发射筒上固连有制导仪，制导仪内具有主惯导，火箭弹内具有子惯导。
在火箭弹发射之前，对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动，并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准。
进一步地，在火箭弹发射之前，对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动，并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准，具体包括如下步骤：
S1、将主惯导开机，主惯导实现自对准，建立发射坐标系，进入导航状态。
S2、依据发射坐标系，将初始导航信息装定给子惯导。
S3、对发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动；在摆动过程中，依据主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度与子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度，解算出偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角。
S4、主惯导将偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数传递给子惯导，子惯导依据偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系。
进一步地，S3中，对发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动，其中设定幅度范围为角度不高于15度。
进一步地，初始导航信息包括位置、速度、姿态初值。
进一步地，主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度分别为
Figure BDA0001914277490000031
和
Figure BDA0001914277490000032
子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度分别为
Figure BDA0001914277490000033
Figure BDA0001914277490000034
和
Figure BDA0001914277490000035
主惯导的姿态角速度向量为
Figure BDA0001914277490000036
子惯导的姿态角速度向量为
Figure BDA0001914277490000037
计算主惯导和子惯导之间的失准角向量
Figure BDA0001914277490000038
其中主惯导和子惯导之间偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角分别为δx、δy和δz。
失准角方程为：
Figure BDA0001914277490000039
Figure BDA00019142774900000310
为
Figure BDA00019142774900000311
的一阶导数。
求解失准角方程获得子惯导和主惯导之间的失准角。
进一步地，S4中，子惯导依据偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系，具体为：
子惯导解算得到的火箭弹坐标系与发射坐标系之间的姿态角分别为：滚转角γ、偏航角ψ和俯仰角
Figure BDA00019142774900000312
则火箭弹坐标系和发射坐标系之间的姿态矩阵为：
Figure BDA00019142774900000313
子惯导依据偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正姿态矩阵为：
Figure BDA00019142774900000314
有益效果：
本发明提供的单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法，该方法通过制导仪上的主惯导的导航信息对弹上子惯导进行初始对准，并且采用将制导仪和发射筒固连，发射筒和火箭弹固连的方式，实现制导仪上的惯导系统和弹上惯导系统的传递固连，在此基础上，通过在发射前使发射筒进行小幅度的姿态摆动，实现对主惯导对子惯导的传递对准。由于主惯导的精度高于子惯导，因此通过主惯导对子惯导的传递对准，能够使子惯导在较低的加工精度下，实现较为快速准确的初始对准。
附图说明
图1为本发明提供的一种单兵制导火箭降低加工精度的惯导初始对准方法流程图。
图2为主惯导和子惯导安装关系示意图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法，针对由火箭弹和发射筒组成的单兵制导火箭发射系统进行初始对准，将火箭弹固连在发射筒内，发射筒上固连有制导仪，制导仪内具有主惯导，火箭弹内具有子惯导；主惯导和子惯导安装关系如图2所示。
本发明的工作原理是，在火箭弹发射之前，对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动，并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准。
在火箭弹发射之前，对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动，并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准，具体包括如下步骤，如图1所示：
S1、将主惯导开机，主惯导实现自对准，建立发射坐标系，进入导航状态；
S2、依据发射坐标系，将初始导航信息装定给子惯导；初始导航信息包括位置、速度、姿态初值。
S3、对发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动；在摆动过程中，依据主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度与子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度，解算出偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角。本发明实施例中设定幅度范围为角度不高于15度。
主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度分别为
Figure BDA0001914277490000051
和
Figure BDA0001914277490000052
子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度分别为
Figure BDA0001914277490000053
和
Figure BDA0001914277490000054
主惯导的姿态角速度向量为
Figure BDA0001914277490000055
子惯导的姿态角速度向量为
Figure BDA0001914277490000056
计算主惯导和子惯导之间的失准角向量
Figure BDA0001914277490000057
其中主惯导和子惯导之间偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角分别为δx、δy和δz；
失准角方程为：
Figure BDA0001914277490000058
Figure BDA0001914277490000059
为
Figure BDA00019142774900000510
的一阶导数；
求解失准角方程获得子惯导和主惯导之间的失准角。
S4、主惯导将偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数传递给子惯导，子惯导依据偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系。
子惯导解算得到的火箭弹坐标系与发射坐标系之间的姿态角分别为：滚转角γ、偏航角ψ和俯仰角
Figure BDA00019142774900000511
则火箭弹坐标系和发射坐标系之间的姿态矩阵为：
Figure BDA00019142774900000512
子惯导依据偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正姿态矩阵为：
Figure BDA00019142774900000513
综上，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法，针对由火箭弹和发射筒组成的单兵制导火箭发射系统进行初始对准，其特征在于，将火箭弹固连在所述发射筒内，所述发射筒上固连有制导仪，所述制导仪内具有主惯导，所述火箭弹内具有子惯导；
在火箭弹发射之前，对所述发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动，并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准；具体包括如下步骤：
S1、将所述主惯导开机，所述主惯导实现自对准，建立发射坐标系，进入导航状态；
S2、依据所述发射坐标系，将初始导航信息装定给所述子惯导；
S3、对所述发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动；在摆动过程中，依据主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度与子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度，解算出偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角；
所述主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度分别为
Figure FDA0003070468520000011
和
Figure FDA0003070468520000012
子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度分别为
Figure FDA0003070468520000013
和
Figure FDA0003070468520000014
主惯导的姿态角速度向量为
Figure FDA0003070468520000015
Figure FDA0003070468520000016
子惯导的姿态角速度向量为
Figure FDA0003070468520000017
Figure FDA0003070468520000018
计算主惯导和子惯导之间的失准角向量
Figure FDA0003070468520000019
Figure FDA00030704685200000110
其中主惯导和子惯导之间偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角分别为δx、δy和δz；
失准角方程为：
Figure FDA00030704685200000111
Figure FDA00030704685200000112
为
Figure FDA00030704685200000113
的一阶导数；
S4、主惯导将所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数传递给所述子惯导，所述子惯导依据所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系；
S4中，所述子惯导依据所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系，具体为：
子惯导解算得到的火箭弹坐标系与发射坐标系之间的姿态角分别为：滚转角γ、偏航角ψ和俯仰角
Figure FDA0003070468520000023
则火箭弹坐标系和发射坐标系之间的姿态矩阵为：
Figure FDA0003070468520000021
子惯导依据所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正所述姿态矩阵为：
Figure FDA0003070468520000022
2.如权利要求1所述方法，其特征在于，所述S3中，对所述发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动，其中所述设定幅度范围为角度不高于15度。
3.如权利要求1或2所述方法，其特征在于，所述初始导航信息包括位置、速度、姿态初值。
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