CN111141310B - 一种垂直发射仿真转台激励补偿方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种垂直发射仿真转台激励补偿方法，步骤包括定义惯导系统与仿真转台之间的轴向对应关系；确定仿真转台姿态和惯导系统姿态之间对应关系；选择转台激励；获得惯导敏感值；初步转台误差补偿；进行真北误差计算；进行台地误差的加性补偿，计算台地补偿矩阵；再次获得转台激励补偿矩阵，计算台惯补偿矩阵；在使用转台时采用惯导系统与仿真转台之间的轴向对应关系，进行乘性补偿，完成台惯和台地双补偿状态下的仿真转台激励补偿。本发明将转台进行补偿偏转使惯导系统零位坐标系的三轴尽可能的与地理系三轴重合，保证惯性导航的测量精度。

Description

一种垂直发射仿真转台激励补偿方法

技术领域

本发明属于半实物仿真技术领域，具体涉及一种垂直发射仿真转台激励补偿方法。

背景技术

在进行半实物仿真试验过程中，惯性导航系统或组合导航系统(以下统称惯导系统)通过结构工装安装于垂直发射仿真转台内框架上，使其与垂直发射仿真转台实现刚体捷联。在进行制导系统性能验证和航迹仿真过程中，仿真转台接收理论姿态信号进行角位置伺服，同时驱动惯导系统完成相应转动，使惯导系统能够正确的敏感到飞行轨迹的模拟姿态信息。

由于在转台地基安装和惯导系统捷联安装过程中无法避免引入安装误差，即转台与地理系之间的安装误差(以下简称台地误差)以及惯导系统与转台之间的安装误差(以下简称台惯误差)，且这些误差由于转台框架与结构工装的限制通常难以利用外源设备，如水平仪、激光准直仪等，进行高精度的标定。若在安装误差不进行补偿的情况下，惯导系统零位坐标系的轴向会偏离地理坐标系的轴向，该轴向偏差将直接影响惯导系统姿态测量结果，进而影响由惯导系统闭环解算的制导控制系统控制结果及航迹仿真结果。

通常在惯导系统初始对准后，台惯误差可以在转台零位时利用惯导系统姿态测量结果与转台驱动激励之间的差值进行一次性加性补偿，即将该差值直接添加至驱动激励之上，但是由于姿态差值的物理意义与姿态转动的物理意义完全不同，这样的补偿方式虽然能够在一定程度上缩小误差造成的影响，但也会在补偿后引入额外的坐标系轴间耦合；由于台地误差的存在，会造成仿真转台系统的航向零位相对地理系真北有一定偏差，该偏差将会扩散至捷联于其的惯性导航系统，导致在航向角整周旋转时航向角计算值非预期跨象限，或大角度机动时俯仰姿态和滚转姿态的耦合，这两种情况均对仿真结果影响较大。目前，现有的转台补偿方法较为繁琐，不容易在工程应用中实现，且补偿方法通常使用收敛方法不具备快速性。因此亟需一种能够实现快速通用垂直发射仿真转台的激励补偿流程及方法，将转台进行补偿偏转使惯导系统零位坐标系的三轴尽可能的与地理系三轴重合，保证惯性导航的测量精度，将测量误差限制在与转台稳态误差一致的角秒级别。

发明内容

本发明提出一种垂直发射仿真转台激励补偿方法,能够使惯性导航的测量值与仿真理论值保持一致。

本发明技术方案为：

一种垂直发射仿真转台激励补偿方法，包括如下步骤：

步骤一，确定对应关系，定义惯导系统与仿真转台之间的轴向对应关系，确定仿真转台姿态和惯导系统姿态之间对应关系；转台和地理坐标系之间的关系简称为台地关系，转台和惯导系统之间的关系简称为台惯关系；

步骤二，选择转台激励，根据角度对应关系，确定能够使惯导系统零位接近与地理坐标系三轴重合的转台激励；

步骤三，获得惯导敏感值，在惯导系统完成初始对准后，记录在步骤二中转台激励状态下的惯导系统理论值和惯导系统敏感值；

步骤四，初步转台误差补偿，根据步骤三中惯导系统理论值和惯导系统敏感值计算转台激励补偿矩阵，利用反解角度将转台调整至惯导系统与地理坐标系三轴重合，完成台地误差及台惯误差的共同补偿；

步骤五，进行真北误差获取；

步骤六，进行台地误差的加性补偿，计算台地补偿矩阵，完成台地误差的分离与加性补偿；

步骤七，在保持步骤六中台地误差加性补偿的基础上，再次进行步骤二至步骤四，获得转台激励补偿矩阵，计算台惯补偿矩阵；

步骤八，在使用转台时，根据惯导系统与仿真转台之间的轴向对应关系，利用步骤七中的台惯补偿矩阵进行乘性补偿，完成台惯和台地双补偿状态下的仿真转台激励补偿。

进一步地，步骤一中所述仿真转台与惯导系统之间的轴对应关系为：仿真转台滚转框、航向框、俯仰框对应惯导系统的X、Y、Z轴。

进一步地，步骤二中所述使惯导系统零位接近与地理坐标系三轴重合的转台激励为

其中i,j,k为整数、

为轴向单位矢量。

进一步地，步骤三中所述转台激励为

时的惯导系统理论值为(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)，惯导系统敏感值为(γ′_INS,ψ′_INS,θ′_INS)。

进一步地，步骤四中补偿激励获得步骤为，

计算为达到理论姿态而输出实际转台激励矩阵：

其中，

为由(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)形成的欧拉矩阵，

为由(γ′_INS,ψ′_INS,θ′_INS)形成的欧拉矩阵；

根据欧拉转序及欧拉矩阵

进行欧拉角反解,并采用中值滤波进行数据处理，消除测量噪声获得补偿后的转台激励角度为(Δγ,Δψ,Δθ)。

进一步地，步骤五中真北误差获取步骤为，转台到达补偿角度(Δγ,Δψ,Δθ)后，旋转转台俯仰框90°使惯性导航系统X轴指向天向，惯导系统切换为垂直发射状态，记录当前惯性组合导航系统输出的滚动角反欧拉值Δγ^inv。

进一步地，步骤六转台与地理系之间误差的加性补偿，通过将所述滚动角反欧拉值Δγ^inv以加性的形式补偿至转台航向框激励中完成。

进一步地，步骤八中，乘性补偿为

其中，

为由惯导系统理论值(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)形成的欧拉矩阵，获得转台激励角度(γ′_ROT,ψ′_ROT,θ′_ROT)，并送至仿真转台，完成台惯和台地双补偿状态下的仿真转台激励补偿。

本发明将转台进行补偿偏转使惯导系统零位坐标系的三轴尽可能的与地理系三轴重合，保证惯性导航的测量精度，能够将测量误差限制在与转台稳态误差一致的角秒级别，保证了仿真试验的精度和置信度，提高了制导控制系统性能验证和航迹仿真的正确性和准确性。

具体实施方式

下面对本发明作进一步详细说明。

不失一般性的规定以下内容：惯导系统和垂直发射转台系统的轴向关系均符合标准右手定则，即X轴代表滚转，Y轴代表航向，Z轴代表俯仰。惯导系统满足地理坐标系(北天东坐标系或东北天坐标系)规定。垂直发射仿真转台系统的四轴分别为内框、中1框、中2框、外框，即通常意义下的滚转框、内航向框、俯仰框、航向框(下述采用后者描述方式)，垂直发射仿真转台系统零位为滚转框轴线指北、内航向框轴线指天、俯仰框轴线指东、外航向框轴线指天。由于转台各轴之间相互独立，因此转台转动即可以满足ZYX(321)转序(通常称为反欧拉转序)也可以满足合YZX(231)转序(通常称为正欧拉转序)，在使用全部四个框架时，外航向框仅满足正欧拉转序。

惯导系统理论值与地理系之间的关系用转移矩阵

表示，惯导系统敏感值与地理系之间的关系用转移矩阵

表示，仿真转台激励与地理系之间的关系用转移矩阵

表示，台地安装误差用转移矩阵

表示，台惯安装误差用转移矩阵

表示。在不存在安装误差的情况下，惯导系统和转台之间的关系

为：

当仅存在台惯安装误差时，惯导系统和仿真转台之间的关系为：

其中

当仅存在台地安装误差时，仿真转台与地理系之间的关系为：

其中

台地误差与台惯误差为乘性关系。

本发明按如下步骤顺序执行：

步骤一：确定对应关系。根据惯导系统的捷联安装方式，确定惯导系统与仿真转台系统之间的轴向对应关系，该对应关系不受物理意义对应限制。设仿真转台与惯导系统之间的轴对应关系可为：

则姿态(γ_ROT,ψ_ROT,θ_ROT)和(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)之间对应关系可为：

or

其中，(γ_ROT,ψ_ROT,θ_ROT)为仿真转台姿态理论值，(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)为惯导系统姿态理论值。

步骤二：选择转台激励。根据角度对应关系，确定能够使惯导系统零位接近与地理坐标系三轴重合(即惯性导航系统正欧拉零位)的转台激励

其中i,j,k为整数、

为轴向单位矢量。如惯导系统的理论姿态(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)选择为(0°,0°,0°)，则对应仿真转台激励选择为(-180°,0°,90°)。

步骤三：获得惯导敏感值。在惯导系统完成初始对准后，记录在步骤二中转台激励为

时的惯导系统理论值(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)和惯导系统敏感值(γ′_INS,ψ′_INS,θ′_INS)；

步骤四：初步转台误差补偿。补偿的目的是为了使惯导系统实测值与理论值一致，因此激励补偿欧拉矩阵

应满足

因此激励补偿矩阵为

为达到理论姿态而输出实际转台激励矩阵应为

其中，

为由(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)形成的欧拉矩阵，

为由(γ′_INS,ψ′_INS,θ′_INS)形成的欧拉矩阵。根据欧拉转序及欧拉矩阵

进行欧拉角反解并采用中值滤波进行数据处理，消除测量噪声获得补偿后的转台激励角度为(Δγ,Δψ,Δθ)。根据仿真转台伺服位置以及欧拉矩阵旋转顺序确定选用框架，利用该角度将转台调平，完成包含台地误差和台惯误差的初步转台误差补偿；

步骤五：真北误差获取。转台到达补偿角度(Δγ,Δψ,Δθ)后，旋转转台俯仰框90°使惯性导航系统X轴指向天向，惯导系统切换为垂直发射状态(即地理系下反欧拉角有效)，此时惯导系统理论姿态为(0°,0°,90°)。记录当前惯性组合导航系统输出的滚动角反欧拉值Δγ^inv；

步骤六：将Δγ^inv以加性的形式补偿至转台航向框激励中，计算台地补偿矩阵，完成台地误差的分离与加性补偿；

步骤七：在保持台地误差加性补偿的基础上，再次进行步骤二至步骤四，获得转台激励补偿矩阵

完成台惯补偿矩阵的计算获得；

步骤八：在使用转台时考虑选用转序和选用框架，根据惯导系统与仿真转台之间的轴向对应关系，利用步骤七中的台惯补偿矩阵进行乘性补偿，即

其中，

为由惯导系统理论值(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)形成的欧拉矩阵。根据转序进行欧拉矩阵反解，从而获得转台激励角度(γ′_ROT,ψ′_ROT,θ′_ROT)，并送至仿真转台，完成台惯和台地双补偿状态下的仿真转台激励补偿。

在某飞行器半实物仿真试验中，采用该方法完成了仿真转台激励的补偿，将惯性导航系统敏感姿态与理论飞行姿态之间的差距限制为仿真转台静态误差的量级(10″)，有效降低了仿真过程中由安装误差带来的干扰，避免了飞行器机动过程中，由惯导系统零位三轴轴向与地理系三轴轴向不重合而引入的惯性导航系统敏感值的轴间耦合，保证了仿真试验的精度和置信度，提高了制导控制系统性能验证和航迹仿真的正确性和准确性。

上述具体实施方式仅限于解释和说明本发明的技术方案，但并不能构成对权利要求保护范围的限定。本领域技术人员应当清楚，在本发明的技术方案的基础上做任何简单的变形或替换而得到的新的技术方案，均落入本发明的保护范围内。

Claims (7)

1.一种垂直发射仿真转台激励补偿方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一，确定对应关系，定义惯导系统与仿真转台之间的轴向对应关系，确定仿真转台姿态和惯导系统姿态之间对应关系；转台和地理坐标系之间的关系简称为台地关系，转台和惯导系统之间的关系简称为台惯关系；

步骤二，选择转台激励，根据角度对应关系，确定能够使惯导系统零位接近与地理坐标系三轴重合的转台激励；

步骤三，获得惯导敏感值，在惯导系统完成初始对准后，记录在步骤二中转台激励状态下的惯导系统理论值和惯导系统敏感值；

步骤四，初步转台误差补偿，根据步骤三中惯导系统理论值和惯导系统敏感值计算转台激励补偿矩阵，利用反解角度将转台调整至惯导系统与地理坐标系三轴重合，完成台地误差及台惯误差的共同补偿；

补偿激励获得步骤为，计算为达到理论姿态而输出实际转台激励矩阵：

其中，

为由(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)形成的欧拉矩阵，

为由(γ′_INS,ψ′_INS,θ′_INS)形成的欧拉矩阵；

根据欧拉转序及欧拉矩阵

进行欧拉角反解,并采用中值滤波进行数据处理，消除测量噪声获得补偿后的转台激励角度为(Δγ,Δψ,Δθ)；

步骤五，进行真北误差获取；

步骤六，进行台地误差的加性补偿，计算台地补偿矩阵，完成台地误差的分离与加性补偿；

步骤七，在保持步骤六中台地误差加性补偿的基础上，再次进行步骤二至步骤四，获得转台激励补偿矩阵，计算台惯补偿矩阵；

步骤八，在使用转台时，根据惯导系统与仿真转台之间的轴向对应关系，利用步骤七中的台惯补偿矩阵进行乘性补偿，完成台惯和台地双补偿状态下的仿真转台激励补偿。

2.根据权利要求1所述的一种垂直发射仿真转台激励补偿方法，其特征在于，步骤一中所述仿真转台与惯导系统之间的轴对应关系为：仿真转台滚转框、航向框、俯仰框对应惯导系统的X、Y、Z轴。

3.根据权利要求2所述的一种垂直发射仿真转台激励补偿方法，其特征在于，步骤二中所述使惯导系统零位接近与地理坐标系三轴重合的转台激励为

其中i,j,k为整数、

为轴向单位矢量。

4.根据权利要求3所述的一种垂直发射仿真转台激励补偿方法，其特征在于，步骤三中所述转台激励为

时的惯导系统理论值为(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)，惯导系统敏感值为(γ′_INS,ψ′_INS,θ′_INS)。

5.根据权利要求4所述的一种垂直发射仿真转台激励补偿方法，其特征在于，步骤五中真北误差获取步骤为，转台到达补偿角度(Δγ,Δψ,Δθ)后，旋转转台俯仰框90°使惯性导航系统X轴指向天向，惯导系统切换为垂直发射状态，记录当前惯性组合导航系统输出的滚动角反欧拉值Δγ^inv。

6.根据权利要求5所述的一种垂直发射仿真转台激励补偿方法，其特征在于，步骤六转台与地理系之间误差的加性补偿，通过将所述滚动角反欧拉值Δγ^inv以加性的形式补偿至转台航向框激励中完成。

7.根据权利要求6所述的一种垂直发射仿真转台激励补偿方法，其特征在于，步骤八中，乘性补偿为

其中，

为由惯导系统理论值(γ_INS,ψ_INS,θ_INS)形成的欧拉矩阵，获得转台激励角度(γ′_ROT,ψ′_ROT,θ′_ROT)，并送至仿真转台，完成台惯和台地双补偿状态下的仿真转台激励补偿。