CN111220182A - 一种火箭传递对准方法及系统 - Google Patents

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CN111220182A CN202010210484.8A CN202010210484A CN111220182A CN 111220182 A CN111220182 A CN 111220182A CN 202010210484 A CN202010210484 A CN 202010210484A CN 111220182 A CN111220182 A CN 111220182A
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Abstract

本申请提供一种火箭传递对准方法及系统，该方法包括如下步骤：对子惯导进行惯性解算，更新子惯导的姿态矩阵和速度；根据更新后的子惯导的姿态矩阵计算预先构建的传递对准滤波模型中的状态一步转移矩阵和量测矩阵；根据计算的状态一步转移矩阵和量测矩阵，对预先构建的传递对准滤波模型中的各个状态变量进行卡尔曼滤波估计；对各个状态变量进行收敛性判断，若各个状态变量的均方误差小于预设阈值，则收敛完成，对准结束，否则，继续返回执行惯性解算步骤。本申请在主惯导的对准精度水平前提下，大幅降低设备成本，实现了动态环境下火箭的初始对准。

Description

一种火箭传递对准方法及系统
技术领域
本申请涉及火箭技术领域，尤其涉及一种火箭传递对准方法及系统。
背景技术
目前，传递对准是把基准坐标系传递给惯性导航系统以进行初始对准的方法。火箭对准方法主要是光瞄，也有自主对准，其中，光瞄的方法是采用光学瞄准确定初始方位角，用捷联惯组加速度计输出计算水平姿态角，如《箭载捷联惯导系统水平自对准的两种实用方法》(中国惯性技术学报，2009 17(4))。自主对准常采用以惯性系为参考坐标系的解析粗对准和卡尔曼滤波精对准的方法，如《一种可用于运载火箭的SINS/GNSS自主导航方案》(中国惯性技术学报，2017 25(1))。
然而，光瞄的方法存在如下缺陷:光瞄是采用远距离斜瞄或近距离平瞄等外部光学瞄准的方法，需要更专业的测试开发人员，配置与测试开发流程较为复杂，对火箭结构也有诸多要求，不具备全天候、无人化发射的能力，给火箭瞄准工作带来了许多限制，且光瞄通常用于静止或小幅晃动的情况，一旦振动幅度过大则会引起失效，无法满足诸如海上发射等环境下的对准要求。
自主对准的方法不需要借助外部设备进行对准，但其对惯导系统的本身的精度提出了很高的要求，例如惯导器件中的陀螺组件精度通常在0.01度/小时以上，导致整体导航系统的成本很高，传递对准常用于机载或弹上，需要机动条件进行误差分离，现有火箭发射中不存在类似的对准方案。
发明内容
本申请的目的在于提供一种火箭传递对准方法及系统，该对准方法目的是在实现主惯导的对准精度水平前提下，大幅降低设备成本，实现在动态环境下火箭的初始对准。
为达到上述目的，本申请提供一种火箭传递对准方法，该方法包括如下步骤：
对子惯导进行惯性解算，更新子惯导的姿态矩阵和速度；
根据更新后的子惯导的姿态矩阵计算预先构建的传递对准滤波模型中的状态一步转移矩阵和量测矩阵；
根据计算的状态一步转移矩阵和量测矩阵，对预先构建的传递对准滤波模型中的各个状态变量进行卡尔曼滤波估计；
根据卡尔曼滤波估计的结果对各个状态变量进行收敛性判断，若各个状态变量的均方误差小于预设阈值，则收敛完成，对准结束，否则，继续更新子惯导的姿态矩阵和速度。
如上的，其中，构建传递对准滤波模型为：
Figure BDA0002421489890000021
其中，Xk是tk时刻15×1维的状态向量；Xk-1是tk-1时刻15×1维的状态向量；Φk/k- 115×15维的状态一步转移矩阵；Wk-1为tk-1时刻6×1维的系统噪声向量；Zk是6×1维的量测向量；Hk表示tk时刻6×15维的量测矩阵；Vk表示tk时刻6×1维的量测噪声向量。
如上的，其中，将传递对准模型中的状态向量Xk定义为：
Figure BDA0002421489890000022
其中，φ表示子惯导与主惯导的姿态误差；δv表示子惯导与主惯导的速度误差；ε表示三轴陀螺常漂；
Figure BDA0002421489890000023
表示三轴加速度计常漂；λ表示子惯导相对主惯导安装误差；T表示矩阵的转置。
如上的，其中，将传递对准滤波模型中的观测向量Zk定义为：
Zk＝[φ δv]T；
其中，φ表示子惯导与主惯导的姿态误差，δv表示子惯导与主惯导的速度误差；T表示矩阵的转置。
如上的，其中，子惯导与主惯导的姿态误差φ的计算方法如下：
根据子惯导的姿态矩阵和主惯导的姿态矩阵计算姿态误差的转换矩阵
Figure BDA0002421489890000031
Figure BDA0002421489890000032
其中，
Figure BDA0002421489890000033
表示姿态误差的转换矩阵；
Figure BDA0002421489890000034
表示子惯导的姿态矩阵；
Figure BDA0002421489890000035
表示主惯导的姿态矩阵；
Figure BDA0002421489890000036
表示
Figure BDA0002421489890000037
的转置；C11-C33为转换矩阵的各个元素；C11-C33无实际意义；
通过姿态误差的转换矩阵
Figure BDA0002421489890000038
中的各个元素求取子惯导与主惯导的姿态误差φ：
φ＝[atan2(C21,C11) -asin(C31) atan2(C32,C33)]；
其中，atan()表示反正切函数；asin()表示反正弦函数。
如上的，其中，子惯导与主惯导的速度误差δv计算方法如下：
Figure BDA0002421489890000039
其中，δv表示子惯导与主惯导的速度误差；
Figure BDA00024214898900000310
表示子惯导输出速度；
Figure BDA00024214898900000311
表示主惯导输出速度；
Figure BDA00024214898900000312
表示杆臂速度误差。
如上的，其中，计算状态一步转移矩阵的公式如下：
Figure BDA0002421489890000041
其中，Φk/k-1表示状态一步转移矩阵；符号×代表叉乘法；
Figure BDA0002421489890000042
表示地球自转角速度；
Figure BDA0002421489890000043
表示
Figure BDA0002421489890000044
的反对称阵；fn表示导航系下加速度值；fn×表示fn的反对称阵；
Figure BDA0002421489890000045
表示子惯导的姿态矩阵；T表示一个滤波周期；I3×3为3×3的单位阵；03×3表示3行3列0矩阵。
如上的，其中，计算量测矩阵Hk的公式如下：
Figure BDA0002421489890000046
其中，
Figure BDA0002421489890000047
表示子惯导的姿态矩阵；I3×3为3×3的单位阵；03×3表示3行3列0矩阵。
如上的，其中，系统噪声向量Wk-1表示为：
Wk-1＝[wgN wgU wgE waN waU waE]T；
其中，wgi(i＝N,U,E)为等效陀螺噪声；wai(i＝N,U,E)为等效加速度计噪声；T表示矩阵的转置。
一种火箭传递对准系统，包括：安装在发射架上的主惯导，安装在火箭上的子惯导；
更新模块，用于对子惯导进行惯性解算，更新子惯导的姿态矩阵和速度；
计算处理模块，用于根据更新后的子惯导的姿态矩阵计算预先构建的传递对准滤波模型中的状态一步转移矩阵和量测矩阵；
卡尔曼滤波估计模块，用于根据状态一步转移矩阵和量测矩阵，对预先构建的传递对准滤波模型中的各个状态变量进行卡尔曼滤波估计；
判断模块，对各个状态变量进行收敛性判断，若各个状态变量的均方误差小于预设阈值，则收敛完成，对准结束，否则，继续更新子惯导的姿态矩阵和速度。
本申请实现的有益效果如下：
(1)本发明用于舰船摇摆晃动条件下火箭初始姿态确定。箭上安装有子惯导用于敏感角速度和加速度信息，将另一高精度主惯导布置在火箭发射架上且靠近子惯导处，利用高精度的主惯导信息进行卡尔曼滤波估计，完成箭上子惯导的对准，提高了子惯导对准的精度和准确度。
(2)本发明对准方法实现主惯导的对准精度水平前提下，对器件精度的选择主要考虑组合导航的精度要求即可，极大降低了器件的成本，进而大幅降低设备成本，实现在动态环境下火箭的初始对准。
(3)本发明在大晃动条件下具有良好的效果，其考虑了杆臂误差、安装误差等误差，以及充分的机动条件下，子惯导能够达到接近主惯导的初始对准效果，本发明对子惯导的速度误差进行杆臂误差补偿，尽量使得主、子惯导运动保持一致。本发明与光瞄的对准相比，具有结构简单，仅需要在发射架(或者其他与子系统由刚性连接的活动结构件)上安装主惯导，对准流程快捷，无需人工参与和可靠性高的优点。
(4)本发明以主惯导输出的信息作为信息源，进行惯性信息匹配，从而估计出子惯导的姿态误差，实现初始对准，并估计出部分器件误差数据。
(5)本发明结合要求的对准时间对滤波状态进行判断，对各个状态变量的收敛性判断进行状态固化，并在对准结束后完成误差校正。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例的一种火箭传递对准方法的流程图。
图2为本发明实施例的更新子惯导的姿态矩阵和速度的流程图。
图3为本发明实施例的计算子惯导与主惯导姿态误差的流程图。
图4为本发明实施例的计算子惯导与主惯导速度误差的流程图。
图5为本发明实施例的一种火箭传递对准系统的结构示意图。
图6为本发明实施例的主惯导和子惯导的安装示意图。
附图标记：1-发射架；2-火箭；10-主惯导；20-子惯导；30-初始化模块；40-更新模块；50-计算处理模块；60-卡尔曼滤波估计模块；70-判断模块；100-火箭传递对准系统。
具体实施方式
下面结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
实施例一
如图1所示，本发明提供了一种火箭传递对准方法，该方法包括如下步骤：
步骤S1，利用主惯导信息对子惯导的姿态和速度进行初始化，获得子惯导的初始状态下的姿态矩阵和速度。
根据本发明的一个具体实施例，主惯导与子惯导的坐标系相同，则采用主惯导的姿态和速度的输出值分别作为子惯导的姿态和速度的初始值。
根据本发明的另一个具体实施例，主惯导与子惯导的坐标系不同，利用现有的导航中坐标系转换方法将主惯导的姿态和速度按照子惯导的坐标系定义进行转换怎么进行转换的？，将转换后的主惯导的姿态阵和速度作为初始值赋予子惯导，作为子惯导的姿态和速度的初始值。
步骤S2,对子惯导进行惯性解算，更新子惯导的姿态矩阵和速度。
如图2所示，步骤S2包括如下子步骤：
步骤S210，根据时间段T＝tk-tk-1内的子惯导输出的角增量Δθ更新子惯导的姿态矩阵
Figure BDA0002421489890000071
步骤S210包括：
步骤S211，计算子惯导的姿态变化矩阵
Figure BDA0002421489890000072
公式如下：
Figure BDA0002421489890000073
其中：Δθ＝|Δθ|不知道这个有什么作用；|Δθ|指的是角增量的绝对值；Δθ指的是角增量的变化角度，为正数；I3×3为3×3的单位阵；符号×代表叉乘法；
Figure BDA0002421489890000074
表示子惯导的姿态变化矩阵。
步骤S212，根据子惯导的姿态变化矩阵更新子惯导的姿态矩阵，公式如下：
Figure BDA0002421489890000075
Figure BDA0002421489890000076
表示tk时刻子惯导的姿态矩阵，
Figure BDA0002421489890000077
表示tk-1时刻子惯导的姿态矩阵。
步骤S220，根据时间段T＝tk-tk-1内的子惯导输出的比力速度增量
Figure BDA0002421489890000078
更新子惯导的速度
Figure BDA0002421489890000079
更新子惯导的速度的公式如下：
Figure BDA00024214898900000710
Figure BDA00024214898900000711
和
Figure BDA00024214898900000712
分别表示tk-1和tk时刻的子惯导速度，
Figure BDA00024214898900000713
表示子惯导在时间段T＝tk-tk-1内的比力速度增量，
Figure BDA0002421489890000081
为时间段T＝tk-tk-1内导航系有害加速度的速度增量。
步骤S3，根据更新后的子惯导的姿态矩阵计算预先构建的传递对准滤波模型中的状态一步转移矩阵和量测矩阵。
根据本发明的一个具体实施例，构建传递对准滤波模型为：
Figure BDA0002421489890000082
其中，Xk是tk时刻15×1维的状态向量；Xk-1是tk-1时刻15×1维的状态向量；Φk/k- 115×15维的状态一步转移矩阵；Wk-1为tk-1时刻6×1维的系统噪声向量；Zk是6×1维的量测向量；Hk表示tk时刻6×15维的量测矩阵；Vk表示tk时刻6×1维的量测噪声向量。
根据本发明的一个具体实施例，将传递对准滤波模型中的状态向量Xk定义为：
Figure BDA0002421489890000083
其中，φ表示子惯导与主惯导的姿态误差，子惯导与主惯导的姿态误差φ包括滚动误差
Figure BDA0002421489890000084
俯仰误差δθ和偏航误差δψ。
δv表示子惯导与主惯导的速度误差，速度误差包括北速度误差δvn、天速度误差δvu和东速度误差δve。
ε表示三轴陀螺常漂，三轴陀螺常漂包括X轴陀螺常漂εx、Y轴陀螺常漂εy和Z轴陀螺常漂εz。
Figure BDA0002421489890000085
表示三轴加速度计常漂，三轴加速度计常漂包括X轴加速度计常漂
Figure BDA0002421489890000086
Y轴加速度计常漂
Figure BDA0002421489890000087
和Z轴加速度计常漂
Figure BDA0002421489890000088
λ表示子惯导相对主惯导安装误差，子惯导相对主惯导安装误差包括X轴安装误差λx、Y轴安装误差λy和Z轴安装误差λz。
其中，T表示矩阵的转置。
根据本发明的一个具体实施例，将传递对准滤波模型中的观测向量Zk定义为：
Zk＝[φ δv]T； (6)
其中，φ表示子惯导与主惯导的姿态误差，δv表示子惯导与主惯导的速度误差；T表示矩阵的转置。
如图3所示，根据本发明的一个具体实施例，子惯导与主惯导的姿态误差φ的计算方法如下：
步骤T1，根据子惯导的姿态矩阵和主惯导的姿态矩阵计算姿态误差的转换矩阵
Figure BDA0002421489890000091
Figure BDA0002421489890000092
其中，
Figure BDA0002421489890000093
表示姿态误差的转换矩阵；
Figure BDA0002421489890000094
表示子惯导的姿态矩阵；
Figure BDA0002421489890000095
表示主惯导的姿态矩阵；
Figure BDA0002421489890000096
表示
Figure BDA0002421489890000097
的转置；C11-C33为转换矩阵的各个元素；C11表示转换矩阵第1行第1列的元素；C12表示转换矩阵第1行第2列的元素；C11、C12、C13、C21、C22、C23、C31、C32和C33无实际意义。
步骤T2，通过姿态误差的转换矩阵
Figure BDA0002421489890000098
中的各个元素求取子惯导与主惯导的姿态误差φ。
具体的，子惯导与主惯导的姿态误差φ的计算公式为：
φ＝[atan2(C21,C11) -asin(C31) atan2(C32,C33)]； (8)
其中，atan()表示反正切函数；asin()表示反正弦函数；C21表示转换矩阵第2行第1列的元素；C11表示转换矩阵第1行第1列的元素；C31表示转换矩阵第3行第1列的元素；C32表示转换矩阵第3行第2列的元素；C33表示转换矩阵第3行第3列的元素。
根据子惯导与主惯导的姿态误差可知：
滚动误差
Figure BDA0002421489890000101
俯仰误差δθ＝-asin(C31)；偏航误差δψ＝atan2(C32,C33)。
如图4所示，根据本发明的一个具体实施例，子惯导与主惯导的速度误差δv计算方法如下：
步骤P1，计算杆臂速度误差。
计算杆臂速度误差
Figure BDA0002421489890000102
的公式如下：
Figure BDA0002421489890000103
其中，
Figure BDA0002421489890000104
表示杆臂速度误差；
Figure BDA0002421489890000105
表示主惯导的姿态矩阵；
Figure BDA0002421489890000106
表示子惯导角速度输出；符号×代表叉乘法；δlb表示杆臂。
如图6所示，杆臂δlb＝lm-ls；lm为主惯导在载体系下(动坐标系，按X-Y-Z的轴向定义)坐标；ls为子惯导在载体系下(动坐标系，按X-Y-Z的轴向定义)坐标。
步骤P2，计算子惯导与主惯导的速度误差。
子惯导与主惯导的速度误差的计算公式如下：
Figure BDA0002421489890000107
其中，δv表示子惯导与主惯导的速度误差；
Figure BDA0002421489890000108
表示子惯导输出速度；
Figure BDA0002421489890000109
表示主惯导输出速度；
Figure BDA00024214898900001010
表示杆臂速度误差。
根据计算得到的子惯导与主惯导的姿态误差和速度误差获得观测向量
Figure BDA00024214898900001011
步骤S3包括：
步骤S310，每个滤波周期内对系统的状态一步转移矩阵进行计算。Φk/k-1为15×15维的状态一步转移矩阵，其计算方法如下：
Figure BDA0002421489890000111
其中，符号×代表叉乘法，
Figure BDA0002421489890000112
表示地球自转角速度；
Figure BDA0002421489890000113
表示
Figure BDA0002421489890000114
的反对称阵；fn表示导航系下加速度值；fn×表示fn的反对称阵；
Figure BDA0002421489890000115
表示子惯导的姿态矩阵；T表示一个滤波周期；I3×3为3×3的单位阵；；03×3表示3行3列0矩阵。
Figure BDA0002421489890000116
导航系下加速度值fn的计算公式如下:
Figure BDA0002421489890000117
其中，fn表示导航系下加速度值；
Figure BDA0002421489890000118
表示子惯导的姿态矩阵；fb表示子惯导加速度计输出值。
步骤S320，每个滤波周期内对量测矩阵Hk进行计算。
Figure BDA0002421489890000119
其中，
Figure BDA00024214898900001110
表示子惯导的姿态矩阵；I3×3为3×3的单位阵。
根据本发明的具体实施例，6×1维的系统噪声向量Wk-1如下：
Wk-1＝[wgN wgU wgE waN waU waE]T； (14)
其中，wgi(i＝N,U,E)为等效陀螺噪声；wai(i＝N,U,E)为等效加速度计噪声；T表示矩阵的转置；N、U、E分别代表东北天坐标系中的北向、天向和东向；wgN表示北向等效陀螺噪声；wgU表示天向等效陀螺噪声；wgE表示东向等效陀螺噪声；waN表示北向加速度计噪声；waU表示天向等效加速度计噪声；waE表示东向等效加速度计噪声。
6×1维的系统噪声向量Wk-1和6×1维的量测噪声向量Vk都是零均值的高斯白噪声向量序列(服从正态分布)，且它们之间互不相关，即满足：
Figure BDA0002421489890000121
其中，Wk表示系统噪声向量；E[Wk]表示Wk的期望；E[Vk]表示Vk的期望；
Figure BDA0002421489890000122
表示Wj的转置；Wj表示tj时刻的系统噪声向量；δkj表示单位冲激时间信号；
Figure BDA0002421489890000123
及
Figure BDA0002421489890000124
表示Wj和Vj的转置。
步骤S4，根据状态一步转移矩阵和量测矩阵，对预先构建的传递对准滤波模型中的各个状态变量进行卡尔曼滤波估计。
根据本发明的一个具体实施例，按照如下五个滤波方程进行卡尔曼滤波估计：
状态一步预测：
Figure BDA0002421489890000125
其中，
Figure BDA0002421489890000126
表示利用Xk-1计算得到的一步预测；Φk/k-1为tk-1时刻到tk时刻15×15维的状态一步转移矩阵；
Figure BDA0002421489890000127
表示Xk-1的卡尔曼滤波估值。
可知，这一步的状态向量由上一步的状态向量估计值和这一步的状态一步转移矩阵相乘获得的。
状态一步预测均方误差：
Figure BDA0002421489890000128
其中，Φk/k-1为一个滤波周期(即tk-1时刻到tk时刻为一个滤波周期)内15×15维的状态一步转移矩阵；
Figure BDA0002421489890000129
为Φk/k-1的转置；Qk-1为tk-1时刻系统噪声方差阵。
滤波增益方程为：
Figure BDA0002421489890000131
其中，Kk表示滤波增益；Pk/k-1表示状态一步预测均方误差；Rk表示量测噪声方差阵；Hk表示6×15维的量测矩阵；
Figure BDA0002421489890000132
表示Hk的转置。
状态估计：
Figure BDA0002421489890000133
其中，
Figure BDA0002421489890000134
表示tk时刻各个状态变量的估计值；Kk表示滤波增益；Zk表示6×1维的量测向量；Hk表示6×15维的量测矩阵。
状态估计均方误差：
Pk＝(I-KkHk)Pk/k-1； (19)
其中，I表示15×15维的单位阵；Hk表示滤波增益；Hk表示6×15维的量测矩阵；Pk表示tk时刻的状态变量的估计均方误差；Pk/k-1表示一个滤波周期内状态一步预测均方误差。
子惯导根据主惯导给出的姿态和速度进行传递对准，工作在闭环修正的导航状态，修正量来自卡尔曼滤波器。
步骤S5，对各个状态变量进行收敛性判断，若各个状态变量的均方误差小于预设阈值，则收敛完成，对准结束，否则，继续返回执行步骤S2。
采用范围判断和收敛趋势判断相结合的方法进行。
对状态变量的估计均方误差分别进行平稳性判断，当十五个状态变量的估计均方误差减小到设定阈值内时，则认为该状态变量收敛完成，并记录估计值。
步骤S6，对准结束后，误差进行一次修正，主惯导分离，火箭准备发射。
误差修正包括：姿态误差补偿，安装误差角步长和器件误差补偿。
误差修正完成后，主惯导固定在发射架1上，并与箭体分离。
实施例二
如图5和图6所示，一种火箭传递对准系统100，包括安装在发射架1上的主惯导10，安装在火箭2上的子惯导20，主惯导10和子惯导20之间可视为刚性连接；
还包括初始化模块30，利用主惯导信息对子惯导的姿态矩阵和速度进行初始化；
更新模块40，用于对子惯导进行惯性解算，更新子惯导的姿态矩阵和速度；
计算处理模块50，用于根据更新后的子惯导的姿态矩阵计算预先构建的传递对准滤波模型中的状态一步转移矩阵和量测矩阵；
卡尔曼滤波估计模块60，用于根据状态一步转移矩阵和量测矩阵，对预先构建的传递对准滤波模型中的各个状态变量进行卡尔曼滤波估计；
判断模块70，对各个状态变量进行收敛性判断，若各个状态变量的均方误差小于预设阈值，则收敛完成，对准结束，否则，继续对子惯导进行对准。
本申请实现的有益效果如下：
(1)本发明用于舰船摇摆晃动条件下火箭初始姿态确定。箭上安装有子惯导用于敏感角速度和加速度信息，将另一高精度主惯导布置在火箭发射架上且靠近子惯导处，利用高精度的主惯导信息进行卡尔曼滤波估计，完成箭上子惯导的对准，提高了子惯导对准的精度和准确度。
(2)本发明对准方法实现主惯导的对准精度水平前提下，对器件精度的选择主要考虑组合导航的精度要求即可，极大降低了器件的成本，进而大幅降低设备成本，实现在动态环境下火箭的初始对准。
(3)本发明在大晃动条件下具有良好的效果，其考虑了杆臂误差、安装误差等误差，以及充分的机动条件下，子惯导能够达到接近主惯导的初始对准效果，本发明对子惯导的速度误差进行杆臂误差补偿，尽量使得主、子惯导运动保持一致。本发明与光瞄的对准相比，具有结构简单，仅需要在发射架(或者其他与子系统由刚性连接的活动结构件)上安装主惯导，对准流程快捷，无需人工参与和可靠性高的优点。
(4)本发明以主惯导输出的信息作为信息源，进行惯性信息匹配，从而估计出子惯导的姿态误差，实现初始对准，并估计出部分器件误差数据。
(5)本发明结合要求的对准时间对滤波状态进行判断，对各个状态变量的收敛性判断进行状态固化，并在对准结束后完成误差校正。

Claims (10)

1.一种火箭传递对准方法，其特征在于，该方法包括如下步骤：
对子惯导进行惯性解算，更新子惯导的姿态矩阵和速度；
根据更新后的子惯导的姿态矩阵计算预先构建的传递对准滤波模型中的状态一步转移矩阵和量测矩阵；
根据计算的状态一步转移矩阵和量测矩阵，对预先构建的传递对准滤波模型中的各个状态变量进行卡尔曼滤波估计；
根据卡尔曼滤波估计的结果对各个状态变量进行收敛性判断，若各个状态变量的均方误差小于预设阈值，则收敛完成，对准结束，否则，继续更新子惯导的姿态矩阵和速度。
2.根据权利要求1所述的火箭传递对准方法，其特征在于，构建传递对准滤波模型为：
Figure FDA0002421489880000011
其中，Xk是tk时刻15×1维的状态向量；Xk-1是tk-1时刻15×1维的状态向量；Φk/k-115×15维的状态一步转移矩阵；Wk-1为tk-1时刻6×1维的系统噪声向量；Zk是6×1维的量测向量；Hk表示tk时刻6×15维的量测矩阵；Vk表示tk时刻6×1维的量测噪声向量。
3.根据权利要求2所述的火箭传递对准方法，其特征在于，将传递对准模型中的状态向量Xk定义为：
Figure FDA0002421489880000012
其中，φ表示子惯导与主惯导的姿态误差；δv表示子惯导与主惯导的速度误差；ε表示三轴陀螺常漂；
Figure FDA0002421489880000013
表示三轴加速度计常漂；λ表示子惯导相对主惯导安装误差；T表示矩阵的转置。
4.根据权利要求2所述的火箭传递对准方法，其特征在于，将传递对准滤波模型中的观测向量Zk定义为：
Zk＝[φ δv]T；
其中，φ表示子惯导与主惯导的姿态误差，δv表示子惯导与主惯导的速度误差；T表示矩阵的转置。
5.根据权利要求4所述的火箭传递对准方法，其特征在于，子惯导与主惯导的姿态误差φ的计算方法如下：
根据子惯导的姿态矩阵和主惯导的姿态矩阵计算姿态误差的转换矩阵
Figure FDA0002421489880000021
Figure FDA0002421489880000022
其中，
Figure FDA0002421489880000023
表示姿态误差的转换矩阵；
Figure FDA0002421489880000024
表示子惯导的姿态矩阵；
Figure FDA0002421489880000025
表示主惯导的姿态矩阵；
Figure FDA0002421489880000026
表示
Figure FDA0002421489880000027
的转置；C11-C33为转换矩阵的各个元素；C11-C33无实际意义；
通过姿态误差的转换矩阵
Figure FDA0002421489880000028
中的各个元素求取子惯导与主惯导的姿态误差φ：
φ＝[atan2(C21，C11) -asin(C31) atan2(C32，C33)]；
其中，atan()表示反正切函数；asin()表示反正弦函数。
6.根据权利要求4所述的火箭传递对准方法，其特征在于，子惯导与主惯导的速度误差δv计算方法如下：
Figure FDA0002421489880000029
其中，δv表示子惯导与主惯导的速度误差；
Figure FDA00024214898800000210
表示子惯导输出速度；
Figure FDA00024214898800000211
表示主惯导输出速度；
Figure FDA00024214898800000212
表示杆臂速度误差。
7.根据权利要求2所述的火箭传递对准方法，其特征在于，计算状态一步转移矩阵的公式如下：
Figure FDA0002421489880000031
其中，Φk/k-1表示状态一步转移矩阵；符号×代表叉乘法；
Figure FDA0002421489880000032
表示地球自转角速度；
Figure FDA0002421489880000033
表示
Figure FDA0002421489880000034
的反对称阵；fn表示导航系下加速度值；fn×表示fn的反对称阵；
Figure FDA0002421489880000035
表示子惯导的姿态矩阵；T表示一个滤波周期；I3×3为3×3的单位阵；03×3表示3行3列的0矩阵。
8.根据权利要求2所述的火箭传递对准方法，其特征在于，计算量测矩阵Hk的公式如下：
Figure FDA0002421489880000036
其中，
Figure FDA0002421489880000037
表示子惯导的姿态矩阵；I3×3为3×3的单位阵；03×3表示3行3列0矩阵。
9.根据权利要求2所述的火箭传递对准方法，其特征在于，系统噪声向量Wk-1表示为：
Wk-1＝[wgN wgU wgE waN waU waE]T；
其中，wgi(i＝N，U，E)为等效陀螺噪声；wai(i＝N，U，E)为等效加速度计噪声；T表示矩阵的转置。
10.一种火箭传递对准系统，其特征在于，包括：安装在发射架上的主惯导，安装在火箭上的子惯导；
更新模块，用于对子惯导进行惯性解算，更新子惯导的姿态矩阵和速度；
计算处理模块，用于根据更新后的子惯导的姿态矩阵计算预先构建的传递对准滤波模型中的状态一步转移矩阵和量测矩阵；
卡尔曼滤波估计模块，用于根据状态一步转移矩阵和量测矩阵，对预先构建的传递对准滤波模型中的各个状态变量进行卡尔曼滤波估计；
判断模块，对各个状态变量进行收敛性判断，若各个状态变量的均方误差小于预设阈值，则收敛完成，对准结束，否则，继续更新子惯导的姿态矩阵和速度。
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