CN111089588B - 一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法 - Google Patents

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CN111089588B CN201911380922.9A CN201911380922A CN111089588B CN 111089588 B CN111089588 B CN 111089588B CN 201911380922 A CN201911380922 A CN 201911380922A CN 111089588 B CN111089588 B CN 111089588B
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Abstract

本发明公开了一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，涉及航空航天捷联惯性导航技术领域，包括将主惯导的初始位置、速度和姿态信息作为子惯导的初值，并进行惯导捷联解算；建立包括三轴加表零偏和天向速度偏差在内的15维状态向量Xk，根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵，进行子惯导的对准解算并得到子惯导实时的姿态失准角和速度；分别对子惯导实时的姿态失准角和速度进行校正计算，并将校正结果作为下一周期导航计算的初值。本发明不仅解决了由于弹与发射筒之间存在的转动而引起的计算精度和准确度下降的问题，还提高了姿态角的计算精度。

Description

一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法
技术领域
本发明涉及航空航天捷联惯性导航技术领域，具体涉及一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法。
背景技术
传递对准是捷联惯导系统应用于精确制导导弹的关键技术，该技术不仅具有完全自主式的特点，还具备成本低、精度高、体积小型化和可靠性高等优点，因此，在精确制导导弹中得到广泛应用。
精确制导导弹的发射平台往往具有高精度惯导系统，在导弹发射前，用发射平台的高精度惯导系统校准未对准的弹上惯导系统，并估计和消除子惯导的姿态误差的方法，称为传递对准。而能否快速准确地完成弹上惯导系统的初始对准，在很大程度上决定了导弹系统的作战效能和精确打击能力。因此，提高动基座传递对准技术的对准精度和环境适应性的意义重大。
传统的基于高精度惯导系统和弹上惯导系统的传递对准算法处于纯捷联假设，即主、子惯导相对位置保持不动。但是对于筒装斜发射导弹武器系统而言，在其发射前的起竖过程中，由于工装精度的限制，弹相对于发射筒会不可避免的存在一定的转动，若使用传统的传递对准算法对其进行对准的话，其会存在计算精度明显下降、无法保证对准的准确度等问题；另外，在实际惯导对准过程中，加表零偏的存在和天向速度的偏差会导致惯导对准精度的降低，但是传统的传递对准算法中所建立的状态向量均未考虑到两因子对传递校准的影响，其会使得计算精度出现明显降低的问题。因此，传统的传递对准算法在斜发射武器平台的使用中具有一定的局限性。
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适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，有效提高了筒装斜发射导弹传递对准的准确度和精度。
为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，包括以下步骤：将主惯导的初始位置、速度和姿态信息作为子惯导的初值，并进行惯导捷联解算；
建立包括子惯导的三轴加表零偏和天向速度偏差在内的15维状态向量Xk，并根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵Rk，进行子惯导的对准解算，得到子惯导实时的姿态失准角和速度；
分别对子惯导实时的姿态和速度进行校正计算，并将校正结果作为下一周期导航计算的初值。
在上述技术方案的基础上，所述根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵Rk，进行子惯导的对准解算，包括以下步骤：依次进行导航系速度增量计算、状态转移矩阵更新计算、滤波时间更新计算、观测向量更新计算、观测矩阵更新计算以及滤波测量更新计算。
在上述技术方案的基础上，所述状态转移矩阵更新中的初始矩阵为15×15维的单位矩阵，其实时计算的相关项如下：
Figure GDA0003244049350000021
Ak(4:6,1:3)＝(Δvsfm×)
Figure GDA0003244049350000022
Figure GDA0003244049350000023
其中：
Figure GDA0003244049350000031
为附加角速度，Ak(1:3,1:3)为矩阵Ak的1至3行与1至3列构成的3×3矩阵，Ak(4:6,1:3)为矩阵Ak的4至6行与1至3列构成的3×3矩阵，(·×)为列向量的反对称矩阵。
在上述技术方案的基础上，所述观测向量更新计算是通过四元数方法实现的，以主惯导与子惯导之间的速度偏差和姿态误差作为滤波器的观测量，其观测值计算如下：
Δq(1)＝qk(1)qm(1)+qk(2)qm(2)+qk(3)qm(3)+qk(4)qm(4)
Δq(2)＝-qk(2)qm(1)-qk(1)qm(2)-qk(4)qm(3)+qk(3)qm(4)
Δq(3)＝-qk(3)qm(1)+qk(4)qm(2)+qk(1)qm(3)-qk(2)qm(4)
Δq(4)＝-qk(4)qm(1)-qk(3)qm(2)+qk(2)qm(3)+qk(1)qm(4)
Zk(1:3)＝2·acos(Δq(1))/sin(acos(Δq(1)))·Δq(2:4)
Figure GDA0003244049350000032
Figure GDA0003244049350000033
Figure GDA0003244049350000034
其中：qk为子惯组姿态四元数，qm为主惯组姿态四元数，
Figure GDA0003244049350000035
为子惯导东向、北向和天向速度，单位：米/秒，
Figure GDA0003244049350000036
为主惯导东向、北向和天向速度，单位：米/秒。
在上述技术方案的基础上，所述观测矩阵更新计算是通过四元数方法实现的，其需要实时计算的相关项如下：
Figure GDA0003244049350000037
Hk(1,14)＝2(q0q3-q1q2)
Hk(1,15)＝-2(q1q3+q0q2)
Hk(2,13)＝-2(q1q2+q0q3)
Figure GDA0003244049350000038
Hk(2,15)＝2(q0q1-q2q3)
Hk(3,13)＝2(q0q2-q1q3)
Hk(3,14)＝-2(q0q1+q2q3)
Figure GDA0003244049350000039
其中，Hk为观测矩阵。
在上述技术方案的基础上，所述进行惯导捷联解算，具体包括以下步骤：
进行姿态更新计算：
qk＝[q0(tk) q1(tk) q2(tk) q3(tk)]
Figure GDA0003244049350000041
Figure GDA0003244049350000042
Figure GDA00032440493500000411
其中：q0(tk+1),q1(tk+1),q2(tk+1),q3(tk+1)为递推更新后的姿态四元数，q0(tk),q1(tk),q2(tk),q3(tk)为递推更新前的姿态四元数，
Figure GDA0003244049350000043
为三轴角增量，ΔT为子惯组采样周期，
Figure GDA0003244049350000044
为三轴附加角速度，Fv→q(v)表示将选择矢量转换为四元数，Fq×v表示四元数与向量相乘；
进行速度更新计算：
Δv＝[ΔVxk ΔVyk ΔVzk]T
Δv＝Fq×v(qk,Δv)
Figure GDA0003244049350000045
Figure GDA0003244049350000046
Figure GDA0003244049350000047
其中：Δv为加速度计测量值，
Figure GDA0003244049350000048
为递推下一步的北向、东向与天向速度，单位均为：米/秒，
Figure GDA0003244049350000049
为当前位置的维度，单位：弧度，
Figure GDA00032440493500000410
为子午圈半径和卯酉圈半径，单位：米，ωie为地球自转角速率，Δvsfm为速度旋转效应补偿项；
进行位置更新计算：
Figure GDA0003244049350000051
Figure GDA0003244049350000052
Figure GDA0003244049350000053
其中：Lk,λk,hk为当前步的地理纬度、经度与高度值，单位分别为：弧度、弧度与米，Lk+1,λk+1,hk+1为递推下一步的地理纬度、经度与高度值，单位分别为：弧度、弧度与米，
Figure GDA0003244049350000054
为当前步的北向、东向与天向速度，单位均为：米/秒。
在上述技术方案的基础上，所述对子惯导实时的姿态进行校正计算，具体包括以下步骤：
将Xk中子惯导的姿态失准角Xk(1)，Xk(2)，Xk(3)取出，对当前姿态qk进行校正，并得到校正后的姿态qk′，其校正公式如下：
Figure GDA0003244049350000055
Figure GDA0003244049350000056
其中，Xk(1)，Xk(2)，Xk(3)分别为子惯导东向、北向、天向的姿态失准角。
在上述技术方案的基础上，所述对子惯导实时的速度进行校正计算，具体包括以下步骤：
将Xk中子惯导的速度偏差Xk(4)，Xk(5)，Xk(6)取出，对当前三轴速度
Figure GDA0003244049350000057
进行校正，并得到校正后的三轴速度
Figure GDA0003244049350000058
其校正公式如下：
Figure GDA0003244049350000061
Figure GDA0003244049350000062
Figure GDA0003244049350000063
其中，Xk(4)，Xk(5)，Xk(6)分别为子惯导东向、北向、天向的速度偏差。
在上述技术方案的基础上，所述调整测量噪声方差矩阵Rk的方法如下：当弹与弹筒发生相对转动处于非捷联状态时，将测量噪声方差矩阵Rk中姿态对应项调大，使滤波器工作在速度匹配模式下；当弹与弹筒相对位置保持不动后，将测量噪声方差矩阵Rk中姿态对应项调小，使滤波器工作在速度加姿态匹配模式下。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
(1)本发明的一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，其建立了包括加表零偏项和天向速度在内的15维状态向量Xk，并对加表零偏项和天向速度的进行计算，增强了系统的观测范围和滤波器的观测能力，进而提高了姿态角的计算精度；根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵Rk，可解决筒装斜发射导弹武器系统在发射前的起竖过程中，由于弹与发射筒之间存在的转动而引起的计算精度和准确度下降的问题；另外，分别对子惯导实时的姿态失准角和速度进行校正计算，并将校正结果作为下一周期导航计算的初值，对实时的姿态和速度进行修正，可有效提高筒装斜发射导弹传递对准的准确度、精度和可靠性。
附图说明
图1为本发明实施例中适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法的流程示意图；
图2为本发明实施例中适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法的原理示意图。
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1和图2所示，本发明实施例提供一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，包括以下步骤：
S1：将主惯导的初始位置、速度和姿态信息作为子惯导的初值，并进行惯导捷联解算，转到S2。
S1中利用主惯导下发的数据，对子惯导的初值进行初始化，位置和速度均可以用主惯导的值进行赋值：
Ls0＝Lm
λs0＝λm
hs0＝hm
Figure GDA0003244049350000071
Figure GDA0003244049350000072
Figure GDA0003244049350000073
其中，Ls0,λs0,hs0,
Figure GDA0003244049350000074
为子惯导地理纬度、经度、高度、东向速度、北向速度与天向速度初值，单位分别为：弧度、弧度、米、米/秒、米/秒、米/秒；Lm,λm,hm,
Figure GDA0003244049350000075
为主惯导下发的地理纬度、经度、高度、东向速度、北向速度与天向速度，单位分别为：弧度、弧度、米、米/秒、米/秒、米/秒。
由于子惯导采用四元数进行姿态更新计算，因此四元数初值需要根据初始化时刻的姿态数据进行初始化计算，定义姿态四元数如下：
Q(q0,q1,q2,q3)＝q0+q1i+q2j+q3k
其计算公式如下：
Figure GDA0003244049350000081
Figure GDA0003244049350000082
Figure GDA0003244049350000083
Figure GDA0003244049350000084
Figure GDA0003244049350000085
其中：q0(0),q1(0),q2(0),q3(0)为子惯导姿态四元数初值，无量纲；
Figure GDA00032440493500000813
γ,ψ为俯仰角、滚转角和偏航角初值，均取自主惯导对应时刻值，单位：弧度。
S1中进行惯导捷联解算的具体步骤如下：
进行姿态更新计算，该算法可提高计算精度：
qk＝[q0(tk)q1(tk)q2(tk)q3(tk)]
Figure GDA0003244049350000086
Figure GDA0003244049350000087
Figure GDA00032440493500000811
其中：q0(tk+1),q1(tk+1),q2(tk+1),q3(tk+1)为递推更新后的姿态四元数；q0(tk),q1(tk),q2(tk),q3(tk)为递推更新前的姿态四元数；
Figure GDA0003244049350000088
为三轴角增量；ΔT为子惯组采样周期；
Figure GDA0003244049350000089
为三轴附加角速度；
Fv→q(v)表示将选择矢量转换为四元数，其计算公式为：
Figure GDA00032440493500000810
符号
Figure GDA00032440493500000812
表示四元数的乘法，其运算规则为：
p＝[p1 p2 p3 p4]T
q＝[q1 q2 q3 q4]T；
Figure GDA0003244049350000091
Fq×v表示四元数与向量相乘，其运算规则：
p＝[p1 p2 p3 p4]T
q*＝[q1-q2-q3-q4]T
v＝[v1 v2 v3]T。
v′＝[0v1 v2 v3]T
Figure GDA0003244049350000098
进行速度更新计算，该算法更为稳定且精度损失小：
Δv＝[ΔVxk ΔVyk ΔVzk]T
Δv＝Fq×v(qk,Δv)
Figure GDA0003244049350000092
Figure GDA0003244049350000093
Figure GDA0003244049350000094
其中：Δv为加速度计测量值；
Figure GDA0003244049350000095
为递推下一步的北向、东向与天向速度，单位均为：米/秒；
Figure GDA0003244049350000096
为当前位置的维度，单位：弧度；
Figure GDA0003244049350000097
为子午圈半径和卯酉圈半径，单位：米；ωie为地球自转角速率，Δvsfm为速度旋转效应补偿项。
进行位置更新计算：
Figure GDA0003244049350000101
Figure GDA0003244049350000102
Figure GDA0003244049350000104
其中：Lk,λk,hk为当前步的地理纬度、经度与高度值，单位分别为：弧度、弧度与米；Lk+1,λk+1,hk+1为递推下一步的地理纬度、经度与高度值，单位分别为：弧度、弧度与米；
Figure GDA0003244049350000103
为当前步的北向、东向与天向速度，单位均为：米/秒。
S2：建立包括子惯导的三轴加表零偏和天向速度偏差在内的15维的状态向量Xk，并根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵，进行子惯导的对准解算，得到子惯导实时的姿态失准角和速度，转到S3。
使用卡尔曼滤波进行动基座传递对准，将子惯导姿态失准角估计出来；选取子惯导三轴方向的姿态失准角、东向和北向及天向速度偏差、三轴陀螺漂移、三轴加表零偏与三轴安装偏差角作为状态向量，该系统状态向量Xk为15维状态向量：
Xk＝φx,φy,φz,δVE,δVN,δVU,εx,εy,εz,Δx,Δy,Δz,ψx,ψy,ψz
其中：Xk为系统状态向量；φx,φy,φz为子惯导姿态失准角，单位：弧度；δVE,δVN,δVU为子惯导东向、北向、天向速度偏差，单位：米/秒；εx,εy,εz为子惯导三轴陀螺漂移，单位：弧度/秒；Δx,Δy,Δz为子惯导三轴加表零偏；ψx,ψy,ψz为子惯导三轴安装偏差角，单位：弧度。
在实际惯导对准过程中，加表零偏的存在和天向速度的偏差会明显降低惯导对准的精度，因此，在系统状态向量中引入加表零偏项和天向速度，可增强系统的观测范围和滤波器的观测能力，可提高姿态角的计算精度，以此解决加表零偏和天向速度导致的惯导对准精度降低的问题。
其中，进行子惯导对准解算的具体步骤如下：
S21：计算导航系视速度增量：根据子惯导脉冲数和子惯导工具误差补偿系数矩阵，计算一个采样周期th内子惯导的本体系三轴速度增量，分别记为：ΔVx,ΔVy,ΔVz，则导航系速度增量计算公式为：
Figure GDA0003244049350000111
其中：
Figure GDA0003244049350000112
为导航系三轴速度增量。
S22：进行状态转移矩阵更新：状态转移矩阵初始为15×15维的单位矩阵，滤波器中融入的信息更多，可增加滤波器对速度误差的估算能力，提高系统的计算能力；其实时计算的相关项如下：
Figure GDA0003244049350000113
Ak(4:6,1:3)＝(Δvsfm×)
Figure GDA0003244049350000114
Figure GDA0003244049350000115
其中：
Figure GDA0003244049350000116
为附加角速度；Ak(1:3,1:3)为矩阵Ak的1至3行与1至3列构成的3×3矩阵；Ak(4:6,1:3)为矩阵Ak的4至6行与1至3列构成的3×3矩阵；(·×)为列向量的反对称矩阵。
S23：进行滤波时间更新计算：
Xk/k-1＝Ak/k-1Xk-1
Figure GDA0003244049350000117
其中：Xk/k-1为一步预测状态；Pk/k-1为一步预测均方差；Qk为过程噪声方差矩阵。
S24：进行观测向量更新计算：以主惯导与子惯导之间的速度偏差和姿态误差作为滤波器的观测量，其观测值计算如下：
Δq(1)＝qk(1)qm(1)+qk(2)qm(2)+qk(3)qm(3)+qk(4)qm(4)
Δq(2)＝-qk(2)qm(1)-qk(1)qm(2)-qk(4)qm(3)+qk(3)qm(4)
Δq(3)＝-qk(3)qm(1)+qk(4)qm(2)+qk(1)qm(3)-qk(2)qm(4)
Δq(4)＝-qk(4)qm(1)-qk(3)qm(2)+qk(2)qm(3)+qk(1)qm(4)
Zk(1:3)＝2·acos(Δq(1))/sin(acos(Δq(1)))·Δq(2:4)
Figure GDA0003244049350000121
Figure GDA0003244049350000122
Figure GDA0003244049350000123
其中：qk为子惯组姿态四元数；qm为主惯组姿态四元数；
Figure GDA0003244049350000124
为子惯导东向、北向和天向速度，单位：米/秒；
Figure GDA0003244049350000125
为主惯导东向、北向和天向速度，单位：米/秒。
S25：进行观测矩阵更新计算：
对观测关系矩阵进行初始化，如下：
Figure GDA0003244049350000126
，其需要实时计算的相关项如下：
Figure GDA0003244049350000127
Hk(1,14)＝2(q0q3-q1q2)
Hk(1,15)＝-2(q1q3+q0q2)
Hk(2,13)＝-2(q1q2+q0q3)
Figure GDA0003244049350000128
Hk(2,15)＝2(q0q1-q2q3)
Hk(3,13)＝2(q0q2-q1q3)
Hk(3,14)＝-2(q0q1+q2q3)
Figure GDA0003244049350000129
观测向量更新和观测矩阵更新均是通过四元数计算方式实现，在提高观测精度的同时，不仅增强了系统的抗干扰能力，还提高了系统的稳定性，并使安装偏差角的估算收敛更快、计算更精确。
S26：进行滤波测量更新计算：
Figure GDA0003244049350000131
Pk＝(1-KkHk)Pk/k-1
Xk＝Xk/k-1+Kk(Zk-HkXk/k-1)
其中：Kk为滤波增益；Pk为估计均方差矩阵；Xk为滤波估计状态向量。
S3：分别对子惯导实时的姿态和速度进行校正计算，并将校正结果作为下一周期导航计算的初值，对实时的姿态和速度进行修正，可有效提高筒装斜发射导弹传递对准的准确度、精度和可靠性。
S3中将Xk中子惯导的姿态失准角Xk(1)，Xk(2)，Xk(3)取出，对当前姿态qk进行校正，得到校正后的姿态qk′，并将校正后的姿态失准角作为下一步导航计算的姿态失准角初值，具体校正计算公式如下：
Figure GDA0003244049350000132
Figure GDA0003244049350000133
其中，Xk(1)，Xk(2)，Xk(3)分别为子惯导东向、北向、天向的姿态失准角。
将Xk中子惯导的速度偏差Xk(4)，Xk(5)，Xk(6)取出，对当前三轴速度
Figure GDA0003244049350000134
进行校正，得到校正后的三轴速度
Figure GDA0003244049350000135
并将校正后的东向速度、北向速度和天向速度作为下一步导航计算的速度初值，具体公式如下：
Figure GDA0003244049350000136
Figure GDA0003244049350000137
Figure GDA0003244049350000138
其中，Xk(4)，Xk(5)，Xk(6)分别为子惯导东向、北向、天向的速度偏差。
通过失准角和速度偏差对姿态失准角和速度进行校正，可加快滤波器计算的收敛速度，并使计算以最快的速度准确地收敛到期望值，从而显著减少计算的收敛时间。
将更新后状态向量Xk+1和状态估计均方差矩阵Pk+1作为下一周期更新计算的初值。
优选的，当弹与弹筒发生相对转动处于非捷联状态时，将测量噪声方差矩阵Rk中姿态对应项调大，使滤波器工作在速度匹配模式下；当弹与弹筒相对位置保持不动后，将测量噪声方差矩阵Rk中姿态对应项调小，使滤波器工作在速度加姿态匹配模式下。
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 (8)

1.一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，其特征在于，包括以下步骤：
将主惯导的初始位置、速度和姿态信息作为子惯导的初值，并进行惯导捷联解算，所述进行惯导捷联解算，具体包括以下步骤：
进行姿态更新计算：
qk＝[q0(tk) q1(tk) q2(tk) q3(tk)]
Figure FDA0003244049340000011
Figure FDA0003244049340000012
Figure FDA0003244049340000013
其中：q0(tk),q1(tk),q2(tk),q3(tk)为递推更新前的姿态四元数，q0(tk+1),q1(tk+1),q2(tk+1),q3(tk+1)为递推更新后的姿态四元数，
Figure FDA0003244049340000014
为三轴角增量，ΔT为子惯组采样周期，
Figure FDA0003244049340000015
为三轴附加角速度，Fv→q(v)表示将选择矢量转换为四元数，Fq×v表示四元数与向量相乘；
进行速度更新计算：
Figure FDA0003244049340000016
Δv＝Fq×v(qk,Δv)
Figure FDA0003244049340000017
Figure FDA0003244049340000018
Figure FDA0003244049340000019
其中：Δv为加速度计测量值，
Figure FDA00032440493400000110
为递推下一步的北向、东向与天向速度，单位均为：米/秒，
Figure FDA0003244049340000021
为当前位置的维度，单位：弧度，
Figure FDA0003244049340000022
为子午圈半径和卯酉圈半径，单位：米，ωie为地球自转角速率，Δvsfm为速度旋转效应补偿项；
进行位置更新计算：
Figure FDA0003244049340000023
Figure FDA0003244049340000024
Figure FDA0003244049340000025
其中：Lk,λk,hk为当前步的地理纬度、经度与高度值，单位分别为：弧度、弧度与米，Lk+1,λk+1,hk+1为递推下一步的地理纬度、经度与高度值，单位分别为：弧度、弧度与米，
Figure FDA0003244049340000026
为当前步的北向、东向与天向速度，单位均为：米/秒；
建立包括子惯导的三轴加表零偏和天向速度偏差在内的15维状态向量Xk，并根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵Rk，进行子惯导的对准解算，得到子惯导实时的姿态失准角和速度；
分别对子惯导实时的姿态和速度进行校正计算，并将校正结果作为下一周期导航计算的初值。
2.如权利要求1所述的一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，其特征在于：所述根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵Rk，进行子惯导的对准解算，包括以下步骤：依次进行导航系速度增量计算、状态转移矩阵更新计算、滤波时间更新计算、观测向量更新计算、观测矩阵更新计算以及滤波测量更新计算。
3.如权利要求2所述的一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，其特征在于：所述状态转移矩阵更新计算中的初始矩阵为15×15维的单位矩阵，其实时计算的相关项如下：
Figure FDA0003244049340000031
Figure FDA0003244049340000032
Figure FDA0003244049340000033
Figure FDA0003244049340000034
其中：
Figure FDA0003244049340000035
为附加角速度，Ak(1:3,1:3)为矩阵Ak的1至3行与1至3列构成的3×3矩阵，Ak(4:6,1:3)为矩阵Ak的4至6行与1至3列构成的3×3矩阵，(·×)为列向量的反对称矩阵，Δvsfm为速度旋转效应补偿项。
4.如权利要求2所述的一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，其特征在于：所述观测向量更新计算是通过四元数方法实现的，以主惯导与子惯导之间的速度偏差和姿态误差作为滤波器的观测量，其观测值计算如下：
Δq(1)＝qk(1)qm(1)+qk(2)qm(2)+qk(3)qm(3)+qk(4)qm(4)
Δq(2)＝-qk(2)qm(1)-qk(1)qm(2)-qk(4)qm(3)+qk(3)qm(4)
Δq(3)＝-qk(3)qm(1)+qk(4)qm(2)+qk(1)qm(3)-qk(2)qm(4)
Δq(4)＝-qk(4)qm(1)-qk(3)qm(2)+qk(2)qm(3)+qk(1)qm(4)
Zk(1:3)＝2·a cos(Δq(1))/sin(a cos(Δq(1)))·Δq(2:4)
Figure FDA0003244049340000036
Figure FDA0003244049340000037
Figure FDA0003244049340000038
其中：qk为子惯组姿态四元数，qm为主惯组姿态四元数，
Figure FDA0003244049340000039
为子惯导东向、北向和天向速度，单位：米/秒，
Figure FDA00032440493400000310
为主惯导东向、北向和天向速度，单位：米/秒。
5.如权利要求2所述的一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，其特征在于：所述观测矩阵更新计算是通过四元数方法实现的，其需要实时计算的相关项如下：
Figure FDA0003244049340000041
Hk(1,14)＝2(q0q3-q1q2)
Hk(1,15)＝-2(q1q3+q0q2)
Hk(2,13)＝-2(q1q2+q0q3)
Figure FDA0003244049340000042
Hk(2,15)＝2(q0q1-q2q3)
Hk(3,13)＝2(q0q2-q1q3)
Hk(3,14)＝-2(q0q1+q2q3)
Figure FDA0003244049340000043
其中，Hk为观测矩阵，q0,q1,q2,q3为子惯导姿态四元数。
6.如权利要求1所述的一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，其特征在于：所述对子惯导实时的姿态进行校正计算，具体包括以下步骤：
将Xk中子惯导的姿态失准角Xk(1)，Xk(2)，Xk(3)取出，对当前姿态qk进行校正，并得到校正后的姿态q′k，其校正公式如下：
Figure FDA0003244049340000044
Figure FDA0003244049340000045
其中，Xk(1)，Xk(2)，Xk(3)分别为子惯导东向、北向、天向的姿态失准角。
7.如权利要求1所述的一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，其特征在于：所述对子惯导实时的速度进行校正计算，具体包括以下步骤：
将Xk中子惯导的速度偏差Xk(4)，Xk(5)，Xk(6)取出，对当前三轴速度
Figure FDA0003244049340000046
进行校正，并得到校正后的三轴速度
Figure FDA0003244049340000047
其校正公式如下：
Figure FDA0003244049340000051
Figure FDA0003244049340000052
Figure FDA0003244049340000053
其中，Xk(4)，Xk(5)，Xk(6)分别为子惯导东向、北向、天向的速度偏差。
8.如权利要求1所述的一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，其特征在于：所述调整测量噪声方差矩阵Rk的方法如下：当弹与弹筒发生相对转动处于非捷联状态时，将测量噪声方差矩阵Rk中姿态对应项调大，使滤波器工作在速度匹配模式下；当弹与弹筒相对位置保持不动后，将测量噪声方差矩阵Rk中姿态对应项调小，使滤波器工作在速度加姿态匹配模式下。
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