CN113218423A - 发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，主要包括以下步骤：S1、基于导弹运动学方程建立粗对准模型；S2、接收并储存一段时间的卫星导航数据；S3、利用卫星导航数据进行粗对准计算；S4、使用数据拟合对粗对准结果进行平滑处理。本发明基于导弹飞行时的运动学模型，建立了利用卫星导航数据进行解析计算的粗对准方法，可以为导弹捷联惯导系统提供初始姿态信息，方便以后的惯导解算。

Description

发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法

技术领域

本发明涉及导弹发射领域，具体地，涉及一种发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法。

背景技术

制导弹药发射时的高过载(10000g以上)环境，为了保证弹上器件存活，一般采用发射后空中加电的工作方式。弹药采用SINS/GNSS制导模式，其制导控制系统对导航系统精度、快速性要求较高。SINS系统在工作前必须进行初始对准，目前常用的初始对准方法有定位定向设备装订对准、地面静基座自对准、动基座传递对准等，在发射后加电的工况下常规对准方法均无法应用，故必须研究新的发射后空中对准技术。

发射后空中对准技术划分为空中粗对准技术和空中精对准过程，本发明提供了一种发射时无基准姿态信息的导弹空中粗对准技术，为捷联惯导的启动提供了初始姿态信息。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法。

根据本发明提供的一种发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，包括如下步骤：

模型建立步骤：基于导弹运动学方程建立粗对准模型；

数据接收步骤：接收并储存一段时间的卫星导航数据；

数据计算步骤：利用卫星导航数据进行粗对准计算；

数据处理步骤：使用数据拟合对粗对准计算结果进行平滑处理。

优选地，建立粗对准模型包括：

根据弹上卫星导航速度信息计算弹体俯仰角和偏航角；

基于导弹运动学方程，建立计算弹体滚转角模型。

优选地，根据弹上卫星导航速度信息计算弹体俯仰角和偏航角包括：假设在粗对准过程中弹体坐标系与速度坐标系重合，则弹体的俯仰角与弹道倾角重合，弹体的偏航角与弹道偏角重合，分别为：

其中：

表示卫星导航的天向速度；

表示卫星导航的北向速度；V_e ^G表示卫星导航的东向速度。

优选地，基于导弹运动学方程建立的粗对准滚转角计算的方法为：

导弹飞行过程中绕质心转动的运动学方程为：

式中，ω_x1、ω_y1和ω_z1分别为惯导系统测量得到的载体角速度；

则有：

则粗对准过程的弹体滚转角为：

其中：

表示弹体俯仰角变化速率；

表示弹体偏航角变化速率。

优选地，接收并储存合适时长的卫星导航数据，接收1秒的卫星导航数据进行计算。

优选地，利用卫星导航数据进行粗对准计算的具体方法为：

弹药每接收到一次卫星导航信息，求得此时弹体大致的俯仰角θ、偏航角ψ和滚转角γ，在1秒过程中，共可以计算得到一组俯仰角序列θ(i)、偏航角序列ψ(i)和滚转角γ(i)(i＝1,2,3...n)：

优选地，使用数据拟合对粗对准结果进行平滑处理的方法为：

在1秒过程中，利用卫星导航信息可计算得到一组俯仰角序列θ(i)、偏航角序列ψ(i)和滚转角γ(i)(i＝1,2,3...n)，使用三次函数对姿态角序列进行曲线拟合平滑处理：

y＝ax³+bx²+cx+d

将拟合出的姿态变化曲线的最后一个点信息作为弹药捷联解算的初始姿态信息，即完成弹药的空中粗对准过程。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明提供了一种发射时无基准姿态信息的导弹空中粗对准技术，为捷联惯导的启动提供了初始姿态信息。

2、本发明利用卫星导航输出的速度信息可以求得粗对准的俯仰角和偏航角信息，通过弹体运动学方程推导出弹体滚转角与俯仰角。

3、本发明基于导弹飞行时的运动学模型，建立了利用卫星导航数据进行解析计算的粗对准方法，可以为导弹捷联惯导系统提供初始姿态信息，方便以后的惯导解算。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明的原理示意图。

图2为本发明的空中粗对准俯仰角估计曲线示意图。

图3为本发明的空中粗对准偏航角估计曲线示意图。

图4为本发明的空中粗对准滚转角估计曲线示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图1至图4所示，根据本发明提供的一种发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，基于导弹运动学方程建立空中粗对准模型，利用弹上卫星导航信息进行解析粗对准计算，最后对粗对准结果序列进行平滑处理，选取平滑结果最后时刻的姿态角作为空中粗对准结果，得到弹药捷联惯导系统需要的初始姿态信息。本发明提供的空中粗对准方法适用于飞行具有小攻角和小侧滑角的制导弹药，在粗对准过程中，由于小攻角和小侧滑角假设，弹药的俯仰角近似于弹道倾角，偏航角近似于弹道偏角，因此利用卫星导航输出的速度信息可以求得粗对准的俯仰角和偏航角信息，通过弹体运动学方程推导出弹体滚转角与俯仰角。偏航角、IMU输出角速度之间的关系，对粗对准滚转角进行解析计算；为了使解析得到的姿态信息更加贴合弹药的实际飞行姿态，对一段时间内计算得到的粗对准姿态序列进行平滑处理，利用三次函数来对数据序列进行拟合处理，将数据拟合结果最后时刻的姿态信息作为弹药空中粗对准的对准结果。

更为详细的，本发明的具体步骤包括：

步骤一、基于弹体运动学模型，建立空中粗对准解析模型；

步骤二、导弹每接收到一次卫星导航速度信息，都进行一次粗对准解析计算，获得当前时刻的粗对准俯仰角、偏航角和滚转角；

步骤三、一段时间后，导弹获得粗对准一段姿态角序列，使用数据拟合方法对姿态角序列进行数据拟合，使拟合得到的姿态角更贴近于弹体真实飞行的姿态角。

本发明实施例的无基准姿态信息下的空中粗对准方法包括以下步骤：

步骤一：基于导弹运动学方程建立粗对准模型

由于弹药导航系统存在组合导航的关系，对粗对准不要求太高精度，且弹体在飞行过程中的攻角与侧滑角均较小，因此假设在粗对准过程中弹体坐标系与速度坐标系重合，此时弹体的俯仰角与弹道倾角重合，弹体的偏航角与弹道偏角重合，分别为：

其中：

表示卫星导航的天向速度；

表示卫星导航的北向速度；V_e ^G表示卫星导航的东向速度。

导弹飞行过程中绕质心转动的运动学方程为：

式中，ω_x1、ω_y1和ω_z1分别为惯导系统测量得到的载体角速度。

由运动学方程可以推出三个姿态角的数学关系如下：

可以推出粗对准过程的弹体滚转角为：

其中：

表示弹体俯仰角变化速率；

表示弹体偏航角变化速率。

步骤二：接收并储存一段时间的卫星导航数据

民用卫星导航数据的更新周期多为100ms一拍数据，通常接收并储存1秒钟即10拍卫星导航数据即可进行粗对准计算。

步骤三：利用卫星导航数据进行粗对准计算

弹药每接收到一次卫星导航信息，结合此时的惯测陀螺仪输出信息ω_x1、ω_y1和ω_z1，可以求得此时弹体大致的俯仰角θ、偏航角ψ和滚转角γ：在1秒10拍卫星导航数据条件中，共可以计算得到10个俯仰角θ(i)、偏航角ψ(i)和滚转角γ(i)(i＝1,2,3...10)：

步骤四：使用数据拟合对粗对准结果进行平滑处理

在1秒10拍卫星导航数据条件中，共可以计算得到10个俯仰角θ(i)、偏航角ψ(i)和滚转角γ(i)(i＝1,2,3...10)，为了使粗对准结果与弹体真实姿态角更加吻合，使用三次函数对姿态角序列进行曲线拟合平滑处理：

y＝ax³+bx²+cx+d

将拟合出的姿态变化曲线的最后一个点信息作为弹药捷联解算的初始姿态信息，即完成弹药的空中粗对准过程。若要求较高精度，可以收取较长时间的样本量来进行曲线拟合。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (7)

1.一种发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，其特征在于，包括如下步骤：

模型建立步骤：基于导弹运动学方程建立粗对准模型；

数据接收步骤：接收并储存一段时间的卫星导航数据；

数据计算步骤：利用卫星导航数据进行粗对准计算；

数据处理步骤：使用数据拟合对粗对准计算结果进行平滑处理。

2.根据权利要求1所述的发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，其特征在于，建立粗对准模型包括：

根据弹上卫星导航速度信息计算弹体俯仰角和偏航角；

基于导弹运动学方程，建立计算弹体滚转角模型。

3.根据权利要求2所述的发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，其特征在于，根据弹上卫星导航速度信息计算弹体俯仰角和偏航角包括：假设在粗对准过程中弹体坐标系与速度坐标系重合，则弹体的俯仰角与弹道倾角重合，弹体的偏航角与弹道偏角重合，分别为：

其中：

表示卫星导航的天向速度；

表示卫星导航的北向速度；

表示卫星导航的东向速度。

4.根据权利要求2所述的发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，其特征在于，基于导弹运动学方程建立的粗对准滚转角计算的方法为：

导弹飞行过程中绕质心转动的运动学方程为：

式中，ω_x1、ω_y1和ω_z1分别为惯导系统测量得到的载体角速度；

则有：

则粗对准过程的弹体滚转角为：

其中：

表示弹体俯仰角变化速率；

表示弹体偏航角变化速率。

5.根据权利要求1所述的发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，其特征在于，接收并储存合适时长的卫星导航数据，接收1秒的卫星导航数据进行计算。

6.根据权利要求1所述的发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，其特征在于，利用卫星导航数据进行粗对准计算的具体方法为：

弹药每接收到一次卫星导航信息，求得此时弹体大致的俯仰角

偏航角ψ和滚转角γ，在1秒过程中，共可以计算得到一组俯仰角序列

偏航角序列ψ(i)和滚转角γ(i)(i＝1,2,3...n)：

7.根据权利要求1所述的发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法，其特征在于，使用数据拟合对粗对准结果进行平滑处理的方法为：

在1秒过程中，利用卫星导航信息可计算得到一组俯仰角序列

偏航角序列ψ(i)和滚转角γ(i)(i＝1,2,3...n)，使用三次函数对姿态角序列进行曲线拟合平滑处理：

y＝ax³+bx²+cx+d

将拟合出的姿态变化曲线的最后一个点信息作为弹药捷联解算的初始姿态信息，即完成弹药的空中粗对准过程。

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