CN110780319A - 运载火箭组合导航功能验证系统及验证方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种运载火箭组合导航功能验证系统及验证方法，验证系统包括卫星导航接收机，设置在运载工具上，其用于接收卫星信号，并计算得到卫星导航接收机当前的位置和速度数据；惯性测量组合，设置在运载工具内，其用于获取运载工具的惯性测量数据；飞控计算机，设置在运载工具内，其用于根据卫星导航接收机当前的位置和速度数据以及惯性测量数据计算得到实验数据；仿真下位机和仿真上位机均设置在运载工具内，仿真下位机与飞控计算机进行信息交互，仿真下位机与仿真上位机进行信息交互。本申请能够实现对火箭导航软硬件全系统和全流程的验证，减少人力成本，加快火箭研发的进度，并确保最终飞行产品的可靠性。

Description

运载火箭组合导航功能验证系统及验证方法

技术领域

本申请属于运载火箭导航技术领域，具体涉及一种运载火箭组合导航功能验证系统及验证方法。

背景技术

在运载火箭导航系统的研制过程中，判断导航系统的软硬件功能实现是否满足要求，需要对最终的飞行产品进行仿真实验验证。目前运载火箭及其它运载体的惯性/GNSS(全球卫星导航系统)组合导航系统仿真实验通常有下几种方式：

1)在仿真计算机中使用软件生成一条运动轨迹，将该轨迹的位置、速度作为卫星接收机所得的运动信息直接传输给飞控计算机；与此同时，仿真计算机中的惯性测量组合的数学模型产生与运动轨迹、速度相应的惯组信号传输给飞控计算机，飞控计算机使用这些信息完成惯性导航和组合导航的计算。

这种实验方案使用的硬件设备很少，惯性导航和组合导航信息源都使用数学模型计算的结果，能够较快地实现对惯性导航和组合导航模块的验证。但是这种方案由于大量使用数学模型，因此未能验证真实的惯组、接收机参与下的整个导航系统的功能；同时对于惯组的射前初始瞄准方案需要另外验证，无法参与到导航系统的仿真实验中，因此存在二者不匹配的风险。

2)在仿真计算机中使用软件生成一条运动轨迹，将该轨迹的位置、速度信号发送给卫星模拟器，卫星模拟器产生卫星信号并发送给接收机，由接收机板卡接收和计算得到位置和速度后传送给飞控计算机；与此同时，惯组信号仍由惯组数学模型产生，飞控计算机使用这些信息完成惯性导航和组合导航的计算。

这种方案能够将接收机带入导航系统中进行运行与验证，增加了参与验证的设备，但这个方案与上一方案相比增加了卫星模拟器，提高了成本；同时本方案同样未将真实惯组接入回路中，无法对真实惯组与飞控计算机、惯性导航模块的匹配性进行验证；同样无法将初始瞄准方案与整个导航系统进行联合验证。

3)在仿真计算机中使用软件生成一条运动轨迹，由卫星模拟器给出模拟的卫星信号，由接收机板卡接收和计算后得到卫星导航的位置和速度；惯组安装在转台上，通过转台的旋转模拟运动姿态的变化得到陀螺仪的信号，加速度计的输出仍然通过数学模型获得，最终飞控计算机使用这些信息完成惯性导航和组合导航的计算。

这种方案相比上一种方案实现了对惯组中的陀螺仪部分的实物模拟，同时可以将初始瞄准方案与整个导航系统进行联合验证，很大程度上还原了火箭或其它运载体真实运动情况下导航系统的运作，但这种方式所需要的设备较多，成本较高，并且未能对真实加速度计进行仿真验证。

4)在仿真计算机中使用软件生成一条运动轨迹，由卫星模拟器和接收机板卡得到卫星导航的位置和速度；使用转台模拟陀螺仪的运动规律，得到陀螺仪的输出；使用离心机模拟加速度计的运动规律，得到加速度计的输出，最终飞控计算机使用这些信息完成惯性导航和组合导航的计算。

这种方案能够真实还原导航系统所有软硬件的工作状态，实现包括初始瞄准在内的完整的组合导航系统验证。但是这种方案所需的外部设备很多，操作复杂，成本高，存在较大弊端。

综上所述，在传统的导航系统仿真实验中，通常需要在实验室用数学模型或转台、离心机来模拟惯组的输出，用卫星模拟器模拟卫星信号，另外单独进行射前瞄准实验，使得全套仿真设备过于复杂，增加了人力和设备成本，同时也带来了多个设备同时模拟运动参数导致的模拟效果不协调和不真实的问题，且通常无法进行完整的导航系统验证实验，给最终的飞行产品留下隐患。因此，所属领域技术人员亟需研发一种运载火箭组合导航功能验证系统及验证方法，在验证真实的惯组、接收机参与下的整个导航系统功能的同时，将初始瞄准方案与整个导航系统进行联合验证，并降低整个方案的实验成本。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种运载火箭组合导航功能验证系统及验证方法。

根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种运载火箭组合导航功能验证系统，其包括卫星导航接收机、惯性测量组合、飞控计算机、仿真下位机、仿真上位机和运载工具；

所述卫星导航接收机设置在所述运载工具上，其用于接收卫星信号，并根据卫星信号得到所述卫星导航接收机当前的位置和速度数据；

所述惯性测量组合设置在所述运载工具内，其用于获取所述运载工具的惯性测量数据；

所述飞控计算机设置在所述运载工具内，其与所述卫星导航接收机和惯性测量组合连接，用于根据所述卫星导航接收机当前的位置和速度数据以及惯性测量数据计算得到实验数据；

所述仿真下位机和仿真上位机均设置在所述运载工具内，所述仿真下位机与飞控计算机连接，其用于启动所述飞控计算机，并从所述飞控计算机处获取实验数据；

所述仿真上位机与仿真下位机连接，其用于提供人机交互界面，控制所述仿真下位机的启停，并从所述仿真下位机处获取实验数据。

上述运载火箭组合导航功能验证系统中，还包括螺寻北仪和电子经纬仪；

所述陀螺寻北仪用于确定北向方位，所述电子经纬仪用于测量所述陀螺寻北仪和惯性测量组合间瞄准路线的多个角度；所述电子经纬仪根据北向方位角和瞄准路线的多个角度确定所述惯性测量组合的初始方位角，并将所述惯性测量组合的初始方位角写入到所述飞控计算机中。

上述运载火箭组合导航功能验证系统中，还包括市电以及与市电连接的AD/DC转换器；

所述市电用于给所述仿真下位机和仿真上位机供电，所述AD/DC转换器与所述飞控计算机和惯性测量组合电连接。

上述运载火箭组合导航功能验证系统中，还包括耦合器，所述仿真下位机、飞控计算机和惯性测量组合均通过1553B线缆连接在所述耦合器上。

上述运载火箭组合导航功能验证系统中，所述惯性测量数据包括陀螺仪和加速度计的脉冲数输出。

上述运载火箭组合导航功能验证系统中，所述卫星导航接收机包括接收机天线和接收机板卡，所述接收机天线设置在所述运载工具的顶部，所述接收机板卡设置在所述运载工具内，所述接收机天线与接收机板卡连接；所述接收机板卡根据卫星信号计算得到卫星导航接收机的位置和速度信息，并发送给所述飞控计算机。

上述运载火箭组合导航功能验证系统中，所述飞控计算机中设置有射前流程模块、惯性导航模块和组合导航模块；

所述射前流程模块根据接收到的初始方位角和惯性测量数据计算补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角，并利用计算得到的补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角对所述惯性导航模块进行初始化；

所述惯性导航模块根据接收到的惯性测量组合提供的惯性测量数据完成惯性导航计算，得到发射惯性坐标系下运载工具的速度和位置；

所述组合导航模块根据接收到的惯性导航模块提供的位置和速度信息以及卫星导航接收机提供的位置和速度信息进行组合导航计算，得到组合导航的位置和速度输出值。

进一步地，所述惯性导航模块进行惯性导航计算的具体过程为：

利用惯性测量组合中的陀螺仪和加速度计的脉冲数输出，通过提取增量信息并进行系数转换，计算得到运载工具运动的角度增量和视速度增量；

利用运载工具运动的角度增量进行四元数更新计算，并利用更新后的四元数计算惯组测量坐标系到发射惯性坐标系的旋转矩阵；

其中，更新的四元数初值由射前流程结束时刻惯组测量坐标系和发射坐标系的旋转矩阵所确定；

利用惯组测量坐标系到发射惯性坐标系的旋转矩阵，将惯组测量坐标系下的视速度增量转换至发射惯性坐标系下，得到发射惯性坐标系下的视速度增量；

根据发射惯性坐标系下的视速度增量，结合当前位置的引力矢量进行一个导航周期内的一次积分和两次积分，分别得到发射惯性坐标系下运载工具的速度和位置。

进一步地，所述组合导航模块进行组合导航计算的过程为：

将运载工具的位置与位置真实值的误差的估计值以及速度与速度真实值的误差的估计值作为状态量；将卫星导航接收机的位置与通过惯性导航计算得到的运载工具的位置真实值的误差的估计值，以及卫星导航接收机的速度与通过惯性导航计算得到的运载工具的速度真实值的误差的估计值作为观测量；

给定状态量的初值、误差方差阵的初值和系统噪声方差阵的初值，以及量测噪声方差阵和观测矩阵；

根据当前导航周期惯性导航解算的旋转矩阵、位置和视加速度信息构造当前导航周期的状态转移矩阵和噪声分配阵；其中，利用状态转移矩阵构造出当前导航周期一步状态转移矩阵；使用状态转移矩阵、噪声分配阵和系统噪声方差阵初值计算得到当前导航周期的系统噪声方差阵；

根据计算和给定的量测噪声方差阵、观测矩阵、旋转矩阵、状态转移矩阵、噪声分配阵和系统噪声方差阵以及状态量和观测量，利用卡尔曼滤波公式进行状态量的估计和修正计算；

利用当前导航周期的状态量的估计值中的位置误差对惯性导航位置进行修正，利用当前导航周期的状态量的估计值中的速度误差对惯性导航速度进行修正，得到组合导航的位置和速度输出值。

根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种运载火箭组合导航功能验证方法，其包括以下步骤：

使运载工具和惯性测量组合保持静止，获取惯性测量组合的初始方位角，并发送给飞控计算机；

惯性测量组合获取运载工具的惯性测量数据并发送给飞控计算机；

飞控计算机中的射前流程模块根据惯性测量组合的初始方位角和运载工具的惯性测量数据计算补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角，并利用补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角对飞控计算机3中的惯性导航模块进行初始化；

初始化后的惯性导航模块利用惯性测量数据进行惯性导航计算，得到惯性导航位置和速度信息；

卫星导航接收机将其当前的位置和速度信息发送给飞控计算机；

飞控计算机中的组合导航模块利用卫星导航接收机当前的位置和速度信息以及惯性导航位置和速度信息进行组合导航计算，得到修正后的位置和速度信息；

启动运载工具，并沿预定路线行驶，飞控计算机在运载工具行驶的过程中，进行全程惯性导航和组合导航计算，得到实验数据；

飞控计算机通过仿真下位机将得到的实验数据发送给仿真上位机进行存储。

上述运载火箭组合导航功能验证方法中，获取惯性测量组合的初始方位角时，根据北向方位和由电子经纬仪所传递的瞄准路线的多个角度得到惯性测量组合的初始方位角；

所述北向方位由设置在地面上的陀螺寻北仪得到，瞄准路线的多个角度由设置在地面上的电子经纬仪得到。

上述运载火箭组合导航功能验证方法中，获取惯性测量组合的初始方位角时，根据地球重力加速度和地球转角速度得到惯性测量组合的初始方位角；

所述地球重力加速度和地球转角速度由惯性测量组合测量得到。

根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请使用轿车、跑车、飞机、无人机、船舶等运载工具进行运载火箭组合导航功能验证，将惯性测量组合、卫星接收机、飞控计算机和仿真平台放置在运载工具中，完成包括初始瞄准、惯性导航和卫星导航数据的组合导航计算、数据存储的全套导航系统实验，实现对火箭导航软硬件全系统和全流程的验证，能够确保最终飞行产品的可靠性。

本申请可以对运载火箭中导航系统所有器件、算法和软件实现的功能进行全系统的验证，克服了传统导航系统仿真实验只能对上述部分组成进行验证的缺陷，减少了设备、软件间不匹配的风险。

本申请可以对运载火箭的射前、组合导航过程进行全流程的验证，减少了流程间不协调的风险；减少了转台、离心机、卫星模拟器等设备的使用，节约了科研成本，减少了多设备使用时的技术故障风险以及模拟效果不协调和不真实的问题；实验方案简单，使得操作人员可快速掌握和完成实验，减少了人力成本，并加快了火箭研发的进度。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。

附图说明

下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。

图1为本申请实施例提供的一种运载火箭组合导航功能验证系统的结构示意图。

图2为本申请实施例提供的一种运载火箭组合导航功能验证系统的信号流图。

图3为本申请实施例提供的一种利用运载火箭组合导航功能验证方法进行验证的流程图。

附图说明：

1、卫星导航接收机；11、接收机天线；12、接收机板卡；2、惯性测量组合；3、飞控计算机；4、仿真下位机；5、仿真上位机；6、运载工具；7、陀螺寻北仪；8、电子经纬仪；9、AD/DC转换器。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。

本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以细微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的细微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

如图1所示，本申请运载火箭组合导航功能验证系统包括卫星导航接收机1、惯性测量组合2、飞控计算机3、仿真下位机4、仿真上位机5和运载工具6。其中，卫星导航接收机1设置在运载工具6上，其用于接收卫星信号，并根据卫星信号得到卫星导航接收机1当前的位置和速度数据。

惯性测量组合2设置在运载工具6内，其用于获取运载工具6的惯性测量数据。其中，惯性测量数据包括陀螺仪和加速度计的脉冲数输出。

飞控计算机3设置在运载工具6内，其与卫星导航接收机1和惯性测量组合2连接，用于根据卫星导航接收机1当前的位置和速度数据以及惯性测量数据计算得到实验数据。在初始对准流程中，实验数据包括补偿后的方位角、水平姿态角；在初始对准流程完成后，实验数据包括惯性导航计算得到的车辆运行的速度、位置和姿态角以及经过组合导航修正后的车辆运行的速度和位置。

仿真下位机4和仿真上位机5均设置在运载工具6内，仿真下位机4与飞控计算机3连接，其用于启动飞控计算机3，并从飞控计算机3处获取实验数据。仿真上位机5与仿真下位机4连接，其用于提供人机交互界面，控制仿真下位机4的启停，并从仿真下位机4处获取实验数据。

具体地，卫星导航接收机1包括接收机天线11和接收机板卡12，接收机天线11设置在运载工具6的顶部，接收机板卡12设置在运载工具6内，接收机天线11与接收机板卡12连接。接收机天线11将接收到的卫星信号发送给接收机板卡12，接收机板卡12根据卫星信号计算得到卫星导航接收机1的位置和速度信息，并发送给飞控计算机3。

在本实施例中，运载工具6可以为车辆、船舶和飞机等交通工具。本申请利用车辆、船舶和飞机等容易实现的交通工具代替真实运载火箭的运动，实现对运载火箭空间位置和姿态运动的模拟；本申请使用容易实现的交通工具代替传统仿真中使用的转台、离心机、卫星模拟器，实现惯性测量组合2和卫星接收机同步进行空间位置和姿态运动的模拟，获得组合导航必需的惯性测量组合2和卫星信号数据。

在本实施例中，本申请运载火箭组合导航功能验证系统还包括陀螺寻北仪7和电子经纬仪8；其中，陀螺寻北仪7和电子经纬仪8均设置在地面上，陀螺寻北仪7用于确定北向方位，电子经纬仪8用于测量陀螺寻北仪7和惯性测量组合2间瞄准路线的多个角度；电子经纬仪8根据北向方位角和瞄准路线的多个角度确定惯性测量组合2的初始方位角，并通过人工读数和写入的方式将惯性测量组合2的初始方位角写入到飞控计算机3中。

在本实施例中，本申请运载火箭组合导航功能验证系统还包括市电以及与市电连接的AD/DC转换器9，市电用于给仿真下位机4和仿真上位机5供电，AD/DC转换器9与飞控计算机3和惯性测量组合2电连接，其用于将交流电转换成直流电并提供给飞控计算机3和惯性测量组合2。

例如，市电采用220V交流电，AD/DC转换器9将220V交流电转换成28V和5V的直流电。28V和5V的直流电通过供电电缆为飞控计算机3中不同功能的电路供电，28V直流电还为惯性测量组合2供电。

在本实施例中，本申请运载火箭组合导航功能验证系统还包括耦合器，仿真下位机4、飞控计算机3和惯性测量组合2均通过1553B线缆连接在耦合器上，以便于仿真下位机4向飞控计算机3发送控制指令、飞控计算机3计算得到的实验数据发送给下位机，以及惯性测量组合2将惯性测量数据发送给飞控计算机3。

具体地，飞控计算机3中设置有射前流程模块、惯性导航模块和组合导航模块。

其中，射前流程模块根据接收到的初始方位角和惯性测量数据计算补偿后的方位角和惯性测量组合2的水平姿态角。利用补偿后的方位角和惯性测量组合2的水平姿态角对惯性导航模块进行初始化。

惯性导航模块根据接收到的惯性测量组合2提供的惯性测量数据完成惯性导航计算，其具体计算过程为：

S1、利用惯性测量组合2中的陀螺仪和加速度计的脉冲数输出，通过提取增量信息并进行系数转换，计算得到运载工具6运动的角度增量和视速度增量。

S2、利用运载工具6运动的角度增量进行四元数更新计算，并利用更新后的四元数计算惯组测量坐标系到发射惯性坐标系的旋转矩阵。

其中，更新的四元数初值由射前流程结束时刻惯组测量坐标系和发射坐标系的旋转矩阵所确定。

S3、利用惯组测量坐标系到发射惯性坐标系的旋转矩阵，将惯组测量坐标系下的视速度增量转换至发射惯性坐标系下，得到发射惯性坐标系下的视速度增量。

S4、根据发射惯性坐标系下的视速度增量，结合当前位置的引力矢量进行一个导航周期内的一次积分和两次积分，分别得到发射惯性坐标系下运载工具6的速度和位置。

组合导航模块根据接收到的惯性导航模块提供的位置和速度信息以及卫星导航接收机1提供的位置和速度信息进行组合导航计算，其具体计算过程为：

S1、将运载工具6的位置与位置真实值的误差的估计值以及速度与速度真实值的误差的估计值作为状态量；将卫星导航接收机1的位置与通过惯性导航计算得到的运载工具6的位置真实值的误差的估计值，以及卫星导航接收机1的速度与通过惯性导航计算得到的运载工具6的速度真实值的误差的估计值作为观测量。

S2、给定状态量的初值、误差方差阵的初值和系统噪声方差阵的初值，以及量测噪声方差阵和观测矩阵。

S3、根据当前导航周期惯性导航解算的旋转矩阵、位置和视加速度信息构造当前导航周期的状态转移矩阵和噪声分配阵；其中，状态转移矩阵可以构造出当前导航周期一步状态转移矩阵；而使用状态转移矩阵、噪声分配阵和系统噪声方差阵初值可以计算当前导航周期的系统噪声方差阵。

S4、根据S1～S4中计算和给定的量测噪声方差阵、观测矩阵、旋转矩阵、状态转移矩阵、噪声分配阵和系统噪声方差阵以及状态量和观测量，利用卡尔曼滤波公式进行状态量的估计和修正计算。

S5、利用当前导航周期的状态量的估计值中的位置误差对惯性导航位置进行修正，利用当前导航周期的状态量的估计值中的速度误差对惯性导航速度进行修正，得到组合导航的位置和速度输出值。

仿真上位机5中设置有仿真控制和数据存储软件。仿真上位机5将编译后的仿真控制和数据存储软件加载到仿真下位机4中，实现控制整个实验流程、提供人机交互界面、完成数据存储的功能。

与传统的导航系统仿真实验相比，本申请对运载火箭中导航系统所有器件、算法和软件实现的功能进行全系统的验证，能够克服传统导航系统仿真实验只能对上述部分组成进行验证的缺陷，减少设备、软件间不匹配的风险。

本申请能够对运载火箭的射前、组合导航过程进行全流程的验证，从而减少流程间不协调的风险。

本申请减少了转台、离心机、卫星模拟器等设备的使用，能够节约科研成本，减少多设备使用时的技术故障风险。

本申请采用的实验方案简单，操作人员能够快速掌握和完成实验，减少人力成本并加快火箭研发的进度。

基于以上运载火箭组合导航功能验证系统，本申请还提供了一种运载火箭组合导航功能验证方法，其包括以下步骤：

S1、使运载工具6和惯性测量组合2保持静止，获取惯性测量组合2的初始方位角，并发送给飞控计算机3。

S2、惯性测量组合2获取运载工具6的惯性测量数据并发送给飞控计算机3。

S3、飞控计算机3中的射前流程模块根据惯性测量组合2的初始方位角和运载工具6的惯性测量数据计算补偿后的方位角和惯性测量组合2的水平姿态角，并利用补偿后的方位角和惯性测量组合2的水平姿态角对飞控计算机3中的惯性导航模块进行初始化。

S4、初始化后的惯性导航模块利用惯性测量数据进行惯性导航计算，得到惯性导航位置和速度信息。

S5、卫星导航接收机1将其当前的位置和速度信息发送给飞控计算机3。

S6、飞控计算机3中的组合导航模块利用卫星导航接收机1当前的位置和速度信息以及惯性导航位置和速度信息进行组合导航计算，得到修正后的位置和速度信息，该位置和速度即组合导航功能所实现的对运载工具6运动信息的最优估计，并作为实验数据进行发送。

S7、运载工具6启动，并沿预定路线行驶，飞控计算机3在运载工具6行驶的过程中，进行全程惯性导航和组合导航计算，得到实验数据。其中，预定路线的周围开阔，遮挡少，能够获得清晰完整的卫星导航信号。

S8、飞控计算机3通过仿真下位机4将得到的实验数据发送给仿真上位机5进行存储。

上述步骤S1中，获取惯性测量组合2的初始方位角时，可以根据北向方位和由电子经纬仪8所传递的瞄准路线的多个角度得到惯性测量组合2的初始方位角。其中，北向方位可以由设置在地面上的陀螺寻北仪7得到，瞄准路线的多个角度可以由设置在地面上的电子经纬仪8得到。

另外，获取惯性测量组合2的初始方位角时，还可以根据地球重力加速度和地球转角速度得到惯性测量组合2的初始方位角。其中，地球重力加速度和地球转角速度由惯性测量组合2测量得到。

如图3所示，当运载工具使用跑车时，可以根据图3所示的实验流程进行基于跑车的组合导航仿真实验，其具体过程为：

(1)将车辆停放于平地上，将所有需要车载的设备都放置于车上并连接线缆，将惯性测量组合平放且与车辆固定。

(2)不移动车辆和惯性测量组合的位置，使用陀螺寻北仪和电子经纬仪找出当前惯性测量组合的初始方位角，并将该初始方位角人工装订到射前流程模块中。

(3)给仿真下位机和直流电源供电，直流电源再给惯性测量组合和飞控计算机供电。

(4)打开仿真上位机和仿真下位机，通过人机交互界面将仿真控制和数据存储软件加载到仿真下位机中并启动。

(5)仿真控制软件自动完成对飞控计算机的上电和箭地握手控制，从而启动飞控计算机。

(6)飞控计算机利用初始方位角和惯性测量数据计算补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角，并利用补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角对飞控计算机中的惯性导航模块进行初始化。

(7)飞控计算机启动后，接收机板卡根据接收机天线的卫星信号计算得到当前车辆WGS84坐标系下的位置和速度。

(8)飞控计算机使用惯性测量数据进行惯性导航计算，得到惯性导航位置和速度结果。

(9)飞控计算机将来自卫星导航接收机的位置和速度与来自惯性导航的位置和速度进行组合导航计算，得到修正后的位置和速度信号。

(10)进入组合导航修正流程后，车辆启动，沿着预定路线行驶，飞控计算机在此过程中完成全程的惯性导航、组合导航计算并通过1553B发送数据给仿真下位机。

(11)仿真下位机将数据通过网线传输给仿真上位机，由仿真上位机存储数据。

(12)飞控计算机下电、停止仿真控制和数据存储软件、关闭仿真下位机和直流电源、撤收设备，结束实验。

(13)对数据结果进行分析。

在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由处理器执行，以完成前述运载火箭组合导航功能验证方法中的所述步骤。

上述的本申请实施例可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。例如，本申请的实施例也可表示在数据信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)中执行上述方法的程序代码。本申请也可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列(Field Programmable GateArray，FPGA)执行的多种功能。可根据本申请配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本申请揭示的特定方法的机器可读软件代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展表示不同的程序语言与不同的格式或形式。也可表示不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本申请执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本申请的精神与范围。

以上所述仅表示本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (12)

1.一种运载火箭组合导航功能验证系统，其特征在于，包括卫星导航接收机、惯性测量组合、飞控计算机、仿真下位机、仿真上位机和运载工具；

所述卫星导航接收机设置在所述运载工具上，其用于接收卫星信号，并根据卫星信号得到所述卫星导航接收机当前的位置和速度数据；

所述惯性测量组合设置在所述运载工具内，其用于获取所述运载工具的惯性测量数据；

所述飞控计算机设置在所述运载工具内，其与所述卫星导航接收机和惯性测量组合连接，用于根据所述卫星导航接收机当前的位置和速度数据以及惯性测量数据计算得到实验数据；

所述仿真下位机和仿真上位机均设置在所述运载工具内，所述仿真下位机与飞控计算机连接，其用于启动所述飞控计算机，并从所述飞控计算机处获取实验数据；

所述仿真上位机与仿真下位机连接，其用于提供人机交互界面，控制所述仿真下位机的启停，并从所述仿真下位机处获取实验数据。

2.根据权利要求1所述的运载火箭组合导航功能验证系统，其特征在于，还包括螺寻北仪和电子经纬仪；

所述陀螺寻北仪用于确定北向方位，所述电子经纬仪用于测量所述陀螺寻北仪和惯性测量组合间瞄准路线的多个角度；所述电子经纬仪根据北向方位角和瞄准路线的多个角度确定所述惯性测量组合的初始方位角，并将所述惯性测量组合的初始方位角写入到所述飞控计算机中。

3.根据权利要求1或2所述的运载火箭组合导航功能验证系统，其特征在于，还包括市电以及与市电连接的AD/DC转换器；

所述市电用于给所述仿真下位机和仿真上位机供电，所述AD/DC转换器与所述飞控计算机和惯性测量组合电连接。

4.根据权利要求1或2所述的运载火箭组合导航功能验证系统，其特征在于，还包括耦合器，所述仿真下位机、飞控计算机和惯性测量组合均通过1553B线缆连接在所述耦合器上。

5.根据权利要求1或2所述的运载火箭组合导航功能验证系统，其特征在于，所述惯性测量数据包括陀螺仪和加速度计的脉冲数输出。

6.根据权利要求1或2所述的运载火箭组合导航功能验证系统，其特征在于，所述卫星导航接收机包括接收机天线和接收机板卡，所述接收机天线设置在所述运载工具的顶部，所述接收机板卡设置在所述运载工具内，所述接收机天线与接收机板卡连接；所述接收机板卡根据卫星信号计算得到卫星导航接收机的位置和速度信息，并发送给所述飞控计算机。

7.根据权利要求1或2所述的运载火箭组合导航功能验证系统，其特征在于，所述飞控计算机中设置有射前流程模块、惯性导航模块和组合导航模块；

所述射前流程模块根据接收到的初始方位角和惯性测量数据计算补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角，并利用计算得到的补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角对所述惯性导航模块进行初始化；

所述惯性导航模块根据接收到的惯性测量组合提供的惯性测量数据完成惯性导航计算，得到发射惯性坐标系下运载工具的速度和位置；

所述组合导航模块根据接收到的惯性导航模块提供的位置和速度信息以及卫星导航接收机提供的位置和速度信息进行组合导航计算，得到组合导航的位置和速度输出值。

8.根据权利要求7所述的运载火箭组合导航功能验证系统，其特征在于，所述惯性导航模块进行惯性导航计算的具体过程为：

利用惯性测量组合中的陀螺仪和加速度计的脉冲数输出，通过提取增量信息并进行系数转换，计算得到运载工具运动的角度增量和视速度增量；

利用运载工具运动的角度增量进行四元数更新计算，并利用更新后的四元数计算惯组测量坐标系到发射惯性坐标系的旋转矩阵；

其中，更新的四元数初值由射前流程结束时刻惯组测量坐标系和发射坐标系的旋转矩阵所确定；

利用惯组测量坐标系到发射惯性坐标系的旋转矩阵，将惯组测量坐标系下的视速度增量转换至发射惯性坐标系下，得到发射惯性坐标系下的视速度增量；

根据发射惯性坐标系下的视速度增量，结合当前位置的引力矢量进行一个导航周期内的一次积分和两次积分，分别得到发射惯性坐标系下运载工具的速度和位置。

9.根据权利要求7所述的运载火箭组合导航功能验证系统，其特征在于，所述组合导航模块进行组合导航计算的过程为：

将运载工具的位置与位置真实值的误差的估计值以及速度与速度真实值的误差的估计值作为状态量；将卫星导航接收机的位置与通过惯性导航计算得到的运载工具的位置真实值的误差的估计值，以及卫星导航接收机的速度与通过惯性导航计算得到的运载工具的速度真实值的误差的估计值作为观测量；

给定状态量的初值、误差方差阵的初值和系统噪声方差阵的初值，以及量测噪声方差阵和观测矩阵；

根据当前导航周期惯性导航解算的旋转矩阵、位置和视加速度信息构造当前导航周期的状态转移矩阵和噪声分配阵；其中，利用状态转移矩阵构造出当前导航周期一步状态转移矩阵；使用状态转移矩阵、噪声分配阵和系统噪声方差阵初值计算得到当前导航周期的系统噪声方差阵；

根据计算和给定的量测噪声方差阵、观测矩阵、旋转矩阵、状态转移矩阵、噪声分配阵和系统噪声方差阵以及状态量和观测量，利用卡尔曼滤波公式进行状态量的估计和修正计算；

利用当前导航周期的状态量的估计值中的位置误差对惯性导航位置进行修正，利用当前导航周期的状态量的估计值中的速度误差对惯性导航速度进行修正，得到组合导航的位置和速度输出值。

10.一种运载火箭组合导航功能验证方法，其特征在于，包括以下步骤：

使运载工具和惯性测量组合保持静止，获取惯性测量组合的初始方位角，并发送给飞控计算机；

惯性测量组合获取运载工具的惯性测量数据并发送给飞控计算机；

飞控计算机中的射前流程模块根据惯性测量组合的初始方位角和运载工具的惯性测量数据计算补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角，并利用补偿后的方位角和惯性测量组合的水平姿态角对飞控计算机中的惯性导航模块进行初始化；

初始化后的惯性导航模块利用惯性测量数据进行惯性导航计算，得到惯性导航位置和速度信息；

卫星导航接收机将其当前的位置和速度信息发送给飞控计算机；

飞控计算机中的组合导航模块利用卫星导航接收机当前的位置和速度信息以及惯性导航位置和速度信息进行组合导航计算，得到修正后的位置和速度信息；

启动运载工具，并沿预定路线行驶，飞控计算机在运载工具行驶的过程中，进行全程惯性导航和组合导航计算，得到实验数据；

飞控计算机通过仿真下位机将得到的实验数据发送给仿真上位机进行存储。

11.根据权利要求10所述的运载火箭组合导航功能验证方法，其特征在于，获取惯性测量组合的初始方位角时，根据北向方位和由电子经纬仪所传递的瞄准路线的多个角度得到惯性测量组合的初始方位角；

所述北向方位由设置在地面上的陀螺寻北仪得到，瞄准路线的多个角度由设置在地面上的电子经纬仪得到。

12.根据权利要求10所述的运载火箭组合导航功能验证方法，其特征在于，获取惯性测量组合的初始方位角时，根据地球重力加速度和地球转角速度得到惯性测量组合的初始方位角；

所述地球重力加速度和地球转角速度由惯性测量组合测量得到。

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