CN114705220A - 动态环境下的杆臂标定方法和系统 - Google Patents

动态环境下的杆臂标定方法和系统 Download PDF

Info

Publication number
CN114705220A
CN114705220A CN202210329922.1A CN202210329922A CN114705220A CN 114705220 A CN114705220 A CN 114705220A CN 202210329922 A CN202210329922 A CN 202210329922A CN 114705220 A CN114705220 A CN 114705220A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turret
inertial navigation
coordinate system
lever arm
launcher
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210329922.1A
Other languages
English (en)
Inventor
袁杰波
宋振华
陈意芬
张斌
李建东
李晨
张佳梁
许新鹏
刘伟鹏
韩琳
秦峰
吴镇
王晖辉
李云龙
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Electromechanical Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Electromechanical Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Institute of Electromechanical Engineering filed Critical Shanghai Institute of Electromechanical Engineering
Priority to CN202210329922.1A priority Critical patent/CN114705220A/zh
Publication of CN114705220A publication Critical patent/CN114705220A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C25/00—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass
    • G01C25/005—Manufacturing, calibrating, cleaning, or repairing instruments or devices referred to in the other groups of this subclass initial alignment, calibration or starting-up of inertial devices

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Navigation (AREA)

Abstract

本发明提供了一种动态环境下的杆臂标定方法和系统，包括：步骤1：将转塔安装在运动目标上并绕方位转动中心进行调转，将发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；步骤2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；步骤3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。本发明能够在动态运动过程中实现对惯性导航系统中杆臂的在线标定，有效提高惯性导航系统性能，适合于工程应用。

Description

动态环境下的杆臂标定方法和系统
技术领域
本发明涉及杆臂标定技术领域，具体地，涉及一种动态环境下的杆臂标定方法和系统。
背景技术
动基座传递对准过程采用卡尔曼滤波器，其中速度匹配与加速度匹配所用量测信息需要补偿杆臂速度、杆臂加速度。同时，动基座对准完成后，惯导解算的速度初值也需补偿杆臂速度。因此，必须获取精确的杆臂值。
专利文献CN111562554A(申请号：CN202010456913.X)公开了一种智能卡车雷达静态标定仪及标定方法，属于智能卡车雷达静态标定仪技术领域，包括工作台，所述工作台上设置有动力机构，动力机构连接有雷达标靶本体，雷达标靶本体上设置有三轴调整机构，三轴调整机构连接有角度调整机构，角度调整机构连接有反射板，反射板的前方设置有待测工位。
杆臂值一般可以通过图纸获取理论值，但当动态较复杂且角速度较大时，仅通过图纸无法准确找到杆臂的起点和终点，且实物与图纸存在设计公差，当角速度较大需要高精度杆臂值时，理论杆臂值精度不足，因此需要通过标定获取杆臂的精确值。
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动态环境下的杆臂标定方法和系统。
根据本发明提供的动态环境下的杆臂标定方法，包括：
步骤1：将转塔安装在运动目标上并绕方位转动中心进行调转，将主惯导和旋转轴固定安装在转塔上，发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；
步骤2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；
步骤3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。
优选的，所述主惯导杆臂是主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，计算公式为：
Figure BDA0003574881740000021
式中：
Figure BDA0003574881740000022
Ak与Vdk的计算公式如下：
Figure BDA0003574881740000023
Figure BDA0003574881740000024
其中，k＝1,2…n，
Figure BDA0003574881740000025
为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure BDA0003574881740000026
其中，下标k表示第k次调转；ψz为转塔偏航角；θz为转塔俯仰角；φz为转塔滚转角；
Figure BDA0003574881740000027
为主惯导在当地地理坐标系下的速度；
Figure BDA0003574881740000028
为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影；
Figure BDA0003574881740000029
是
Figure BDA00035748817400000210
的转置；ωie是地球自转速率；L是纬度；RM是子午圆曲率半径；RN是卯酉圆曲率半径；R是地球长轴半径；e是地球椭圆度。
优选的，子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂是在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系重合，表达式为：
Figure BDA00035748817400000211
式中：
Figure BDA0003574881740000031
Bk与Vsk计算公式如下：
Bk＝Ak，
Figure BDA0003574881740000032
式中，
Figure BDA0003574881740000033
是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度。
优选的，子惯导杆臂是子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影，表达式为：
Figure BDA0003574881740000034
式中：
Figure BDA0003574881740000035
Ci与V′si计算公式如下：
Figure BDA0003574881740000036
其中，i＝1,2…m，
Figure BDA0003574881740000037
为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure BDA0003574881740000038
Figure BDA0003574881740000039
为第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：
Figure BDA00035748817400000310
其中，下标i表示第i次起竖；ψ'z为转塔偏航角；θ′z为转塔俯仰角；φz'为转塔滚转角；θj为发射架起竖角；
Figure BDA0003574881740000041
为发射架俯仰角速度；
Figure BDA0003574881740000042
为子惯导在当地地理坐标系下的速度。
优选的，发射架杆臂是发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，表达式为：
Figure BDA0003574881740000043
根据本发明提供的动态环境下的杆臂标定系统，包括：
模块M1：将安装在运动目标上的转塔绕方位转动中心进行调转，将主惯导和旋转轴固定安装在转塔上，发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；
模块M2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；
模块M3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。
优选的，所述主惯导杆臂是主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，计算公式为：
Figure BDA0003574881740000044
式中：
Figure BDA0003574881740000045
Ak与Vdk的计算公式如下：
Figure BDA0003574881740000046
Figure BDA0003574881740000047
其中，k＝1,2…n，
Figure BDA0003574881740000048
为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure BDA0003574881740000051
其中，下标k表示第k次调转；ψz为转塔偏航角；θz为转塔俯仰角；φz为转塔滚转角；
Figure BDA0003574881740000052
为主惯导在当地地理坐标系下的速度；
Figure BDA0003574881740000053
为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影；
Figure BDA0003574881740000054
是
Figure BDA0003574881740000055
的转置；ωie是地球自转速率；L是纬度；RM是子午圆曲率半径；RN是卯酉圆曲率半径；R是地球长轴半径；e是地球椭圆度。
优选的，子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂是在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系重合，表达式为：
Figure BDA0003574881740000056
式中：
Figure BDA0003574881740000057
Bk与Vsk计算公式如下：
Bk＝Ak，
Figure BDA0003574881740000058
式中，
Figure BDA0003574881740000059
是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度。
优选的，子惯导杆臂是子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影，表达式为：
Figure BDA00035748817400000510
式中：
Figure BDA00035748817400000511
Ci与Vs'i计算公式如下：
Figure BDA0003574881740000061
其中，i＝1,2…m，
Figure BDA0003574881740000062
为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure BDA0003574881740000063
Figure BDA0003574881740000064
为第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：
Figure BDA0003574881740000065
其中，下标i表示第i次起竖；ψ'z为转塔偏航角；θ′z为转塔俯仰角；φz'为转塔滚转角；θj为发射架起竖角；
Figure BDA0003574881740000066
为发射架俯仰角速度；
Figure BDA0003574881740000067
为子惯导在当地地理坐标系下的速度。
优选的，发射架杆臂是发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，表达式为：
Figure BDA0003574881740000068
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值，能够在动态运动过程中实现对惯性导航系统中杆臂的在线标定，有效提高惯性导航系统性能，适合于工程应用。
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为杆臂标定流程图；
图2为动态环境下的杆臂标定系统结构示意图。
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。
实施例：
本发明提供了一种动态环境下的杆臂标定方法，相关坐标系定义如下：
惯性参考坐标系(oxiyizi)：空间中静止或匀速直线运动的参考坐标系。
地球坐标系(oxeyeze)：原点o取在地心；oze轴沿极轴方向；oxe轴在赤道平面与本初子午面的交线上；oye轴由右手定则确定。
地理坐标系(oxtytzt)：原点o取在导弹质心；oxt轴指向北；oyt轴指向天；ozt轴指向东。
转塔坐标系(ozxzyzzz)：原点oz取在转塔转动中心；ozxz轴指向发射装置前向方向(和发射架在发射装置平台上投影方向一致)；ozyz垂直于发射装置平面，向上为正；ozzz垂直于xzozyz平面，且与ozxz轴和ozyz轴满足右手准则。
发射架坐标系ojxjyjzj：原点oj为发射架高低旋转中心；ojxj为沿发射架高低指向方向，指向弹头为正；ojyj在发射集装箱纵对称平面内，垂直于ojxj，向上为正；ojzj垂直于xjojyj平面，且与ojxj轴和ojyj轴满足右手准则。
如图1，具体包括如下步骤：
步骤一、发射架回到水平(起竖角为零)，转塔多次调转，计算主惯导杆臂，以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂。
主惯导杆臂(主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影)为：
Figure BDA0003574881740000071
式中：
Figure BDA0003574881740000072
Ak(k＝1,2…n)与Vdk(k＝1,2…n)计算公式如下：
Figure BDA0003574881740000081
Figure BDA0003574881740000082
Figure BDA0003574881740000083
为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure BDA0003574881740000084
其中，下标k表示第k次调转，ψz为转塔偏航角、θz为转塔俯仰角、φz为转塔滚转角(相对于当地地理坐标系，其中转塔偏航角ψz北偏东为正，定义域[0°，360°))；
Figure BDA0003574881740000085
为主惯导在当地地理坐标系下的速度(主惯导输出)；
Figure BDA0003574881740000086
为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影(主惯导输出)；
Figure BDA0003574881740000087
是
Figure BDA0003574881740000088
的转置；ωie＝7.2915E-5rad/s是地球自转速率；L是纬度(主惯导输出)；RM＝R(1-2e+3esin2L)+h是子午圆曲率半径；RN＝R(1+esin2L)+h是卯酉圆曲率半径；R＝6378137m是地球长轴半径；e＝3.353E-3是地球椭圆度；
子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂(在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系基本重合)为：
Figure BDA0003574881740000089
式中：
Figure BDA00035748817400000810
Bk(k＝1,2…n)与Vsk(k＝1,2…n)计算公式如下：
Bk＝Ak，
Figure BDA00035748817400000811
式中，
Figure BDA00035748817400000812
是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度(在子惯导对准完成开始导航解算后短时间内的速度)。
步骤二、发射架多次起竖，计算子惯导杆臂。
子惯导杆臂(子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影)为：
Figure BDA0003574881740000091
式中：
Figure BDA0003574881740000092
Ci(i＝1,2…m)与V′si(i＝1,2…m)计算公式如下：
Figure BDA0003574881740000093
Figure BDA0003574881740000094
为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure BDA0003574881740000095
Figure BDA0003574881740000096
第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：
Figure BDA0003574881740000097
其中，下标i表示第i次起竖，ψ'z为转塔偏航角、θ′z为转塔俯仰角、φz'为转塔滚转角(相对于当地地理坐标系，其中转塔偏航角ψz北偏东为正，定义域[0°，360°))；
θj为发射架起竖角；
Figure BDA0003574881740000098
为发射架俯仰角速度(发射架坐标系下的投影)；
Figure BDA0003574881740000099
Figure BDA00035748817400000910
为子惯导在当地地理坐标系下的速度(在子惯导对准完成开始导航解算后短时间内的速度)。
步骤三、由子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂。
发射架杆臂(发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影)为：
Figure BDA0003574881740000101
如图2，应用环境为转塔安装在运动的战车上，可以绕方位转动中心进行调转，主惯导固定安装在转塔上，发射架可以绕着旋转轴在转塔上起竖(旋转轴固定安装在转塔上)，位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上。在这种应用环境下，通过一定的运动激励，采用最小二乘法估计得到主惯导杆臂、发射架杆臂，子惯导杆臂，用于计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
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、装置及其各个模块以外，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、装置及其各个模块以逻辑门、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程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块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程序的模块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模块视为既可以是实现方法的软件程序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 (10)

1.一种动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，包括：
步骤1：将转塔安装在运动目标上并绕方位转动中心进行调转，将主惯导和旋转轴固定安装在转塔上，发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；
步骤2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；
步骤3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。
2.根据权利要求1所述的动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，所述主惯导杆臂是主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，计算公式为：
Figure FDA0003574881730000011
式中：
Figure FDA0003574881730000012
Ak与Vdk的计算公式如下：
Figure FDA0003574881730000013
Figure FDA0003574881730000014
其中，k＝1,2…n，
Figure FDA0003574881730000015
为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure FDA0003574881730000016
其中，下标k表示第k次调转；ψz为转塔偏航角；θz为转塔俯仰角；φz为转塔滚转角；
Figure FDA0003574881730000021
为主惯导在当地地理坐标系下的速度；
Figure FDA0003574881730000022
为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影；
Figure FDA0003574881730000023
是
Figure FDA0003574881730000024
的转置；ωie是地球自转速率；L是纬度；RM是子午圆曲率半径；RN是卯酉圆曲率半径；R是地球长轴半径；e是地球椭圆度。
3.根据权利要求2所述的动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂是在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系重合，表达式为：
Figure FDA0003574881730000025
式中：
Figure FDA0003574881730000026
Bk与Vsk计算公式如下：
Bk＝Ak，
Figure FDA0003574881730000027
式中，
Figure FDA0003574881730000028
是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度。
4.根据权利要求3所述的动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，子惯导杆臂是子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影，表达式为：
Figure FDA0003574881730000029
式中：
Figure FDA00035748817300000210
Ci与V′si计算公式如下：
Figure FDA00035748817300000211
其中，i＝1,2…m，
Figure FDA0003574881730000031
为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure FDA0003574881730000032
Figure FDA0003574881730000033
为第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：
Figure FDA0003574881730000034
其中，下标i表示第i次起竖；ψ'z为转塔偏航角；θ′z为转塔俯仰角；φ′z为转塔滚转角；θj为发射架起竖角；
Figure FDA0003574881730000035
为发射架俯仰角速度；
Figure FDA0003574881730000036
为子惯导在当地地理坐标系下的速度。
5.根据权利要求4所述的动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，发射架杆臂是发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，表达式为：
Figure FDA0003574881730000037
6.一种动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，包括：
模块M1：将安装在运动目标上的转塔绕方位转动中心进行调转，将主惯导和旋转轴固定安装在转塔上，发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；
模块M2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；
模块M3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。
7.根据权利要求6所述的动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，所述主惯导杆臂是主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，计算公式为：
Figure FDA0003574881730000038
式中：
Figure FDA0003574881730000041
Ak与Vdk的计算公式如下：
Figure FDA0003574881730000042
Figure FDA0003574881730000043
其中，k＝1,2…n，
Figure FDA0003574881730000044
为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure FDA0003574881730000045
其中，下标k表示第k次调转；ψz为转塔偏航角；θz为转塔俯仰角；φz为转塔滚转角；
Figure FDA0003574881730000046
为主惯导在当地地理坐标系下的速度；
Figure FDA0003574881730000047
为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影；
Figure FDA0003574881730000048
是
Figure FDA0003574881730000049
的转置；ωie是地球自转速率；L是纬度；RM是子午圆曲率半径；RN是卯酉圆曲率半径；R是地球长轴半径；e是地球椭圆度。
8.根据权利要求7所述的动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂是在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系重合，表达式为：
Figure FDA00035748817300000410
式中：
Figure FDA00035748817300000411
Bk与Vsk计算公式如下：
Bk＝Ak，
Figure FDA0003574881730000051
式中，
Figure FDA0003574881730000052
是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度。
9.根据权利要求8所述的动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，子惯导杆臂是子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影，表达式为：
Figure FDA0003574881730000053
式中：
Figure FDA0003574881730000054
Ci与V′si计算公式如下：
Figure FDA0003574881730000055
其中，i＝1,2…m，
Figure FDA0003574881730000056
为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
Figure FDA0003574881730000057
Figure FDA0003574881730000058
为第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：
Figure FDA0003574881730000059
其中，下标i表示第i次起竖；ψ'z为转塔偏航角；θ′z为转塔俯仰角；φ′z为转塔滚转角；θj为发射架起竖角；
Figure FDA00035748817300000510
为发射架俯仰角速度；
Figure FDA00035748817300000511
为子惯导在当地地理坐标系下的速度。
10.根据权利要求9所述的动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，发射架杆臂是发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，表达式为：
Figure FDA0003574881730000061
CN202210329922.1A 2022-03-31 2022-03-31 动态环境下的杆臂标定方法和系统 Pending CN114705220A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210329922.1A CN114705220A (zh) 2022-03-31 2022-03-31 动态环境下的杆臂标定方法和系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210329922.1A CN114705220A (zh) 2022-03-31 2022-03-31 动态环境下的杆臂标定方法和系统

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114705220A true CN114705220A (zh) 2022-07-05

Family

ID=82170988

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210329922.1A Pending CN114705220A (zh) 2022-03-31 2022-03-31 动态环境下的杆臂标定方法和系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114705220A (zh)

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110304270B (zh) 用于运载火箭的全方位发射控制方法、装置、计算机设备
CN107450582B (zh) 一种基于星上实时规划的相控阵数传引导控制方法
CN110132269A (zh) 一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法
CN105509769B (zh) 一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法
CN110160523B (zh) 基于方位装订的初始对准方位角补偿方法及车载武器系统
CN111381256A (zh) 主动遥感卫星天线相位中心偏移误差计算的方法和系统
CN110987021A (zh) 一种基于转台基准的惯性视觉相对姿态标定方法
CN109765530A (zh) 一种运动平台雷达波束解耦方法
CN114137590B (zh) 一种基于正交轴系调平装置北向基准修正的目标定位方法
CN114111723B (zh) 一种基于动态小视场的天体捕获方法
CN114705220A (zh) 动态环境下的杆臂标定方法和系统
CN112833878A (zh) 近地面多源天文自主导航方法
CN111879299A (zh) 一种地基望远镜全自动指星方法
CN113465570B (zh) 一种基于高精度imu的气浮台初始对准方法及系统
CN112257172B (zh) 一种基于离散点计算的卫星天线指向角正确性的验证方法
CN113175942B (zh) 动态环境下的杆臂速度补偿方法、系统及介质
CN114234974A (zh) 一种基于发射坐标系的水下航行体导航方法
CN109813302B (zh) 最佳可用导航星快速确定方法
CN114677408A (zh) 一种星上恒星目标跟踪方法
CN113218423A (zh) 发射时无基准姿态信息的空中粗对准方法
JPH06213669A (ja) 移動体における慣性基準装置座標系の設定値較正方法
RU2498193C2 (ru) Способ инерциального автосопровождения заданного объекта визирования и система для его осуществления
CN107872272B (zh) 星地双光路对地面双站同时指向方法及系统、控制终端
CN112857400A (zh) 一种基于十表冗余捷联惯组的运载火箭初始对准方法
Yuan et al. Research on moon surface positioning and navigation method based on stellar vector measurement

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination