一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法技术

本发明专利技术涉及一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其步骤包括：步骤一、导弹水平状态时，通过发射车的初始姿态角，可以得到精度较高的导弹初始姿态角。步骤二、导弹开始起竖，同时以水平状态下的初始姿态进行导航解算，实时获取起竖过程中导弹姿态，直至起竖完毕导弹保持静止状态，以静止后的捷联惯导解算姿态阵解算出导弹垂直状态下的装订方位角。步骤三、导弹起竖完成后，装订起竖导航过程得到的垂直状态下的方位角，再进行一次垂直状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角。该方法可以有效规避在导弹起竖过程中由于机械结构带来的初始姿态误差。

A High Precision Initial Attitude Acquisition Method for Vertical Launch of Missile

【技术实现步骤摘要】
一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法
本专利技术涉及一种新的导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，将导弹水平状态下通过发射车的初始姿态角得到的精度较高的导弹初始姿态作为初始值，通过起竖过程实时导航解算获取导弹垂直状态下的方位角，最后再进行一次垂直发射状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角，以保证导弹飞行过程中惯导解算精度。
技术介绍
垂直发射技术于上世纪80年代趋于成熟，该技术的优点是：反应快，发射率高；全方位发射，无死角；贮弹量大，火力强；结构简单，工作可靠，生存能力强；有利于通用化和模块化；成本低，全寿命周期费用少。目前，垂直发射技术为导弹普遍采用的发射方式。导弹捷联惯导解算的精度是中末制导交班的必要条件。捷联惯导位置与速度解算误差由初始对准误差、惯性器件误差以及算法误差等因素决定，其中初始对准误差又是所有因素中影响最大的。初始对准误差即初始姿态误差，包括俯仰角误差、滚转角误差和方位角误差，俯仰角和滚转角由惯性器件决定，误差较小，而方位角完全由地面装订值决定。地空导弹垂直发射时，由于导弹在起竖过程中，发射车支架的扭转变形等因素会使导弹相对发射车产生一定的滚转，而滚转误差直接影响导弹垂直状态下装订的方位角误差。针对目前惯导系统存在的该问题，本文设计了一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，可以有效规避在导弹起竖过程中由于机械结构带来的初始姿态误差。目前国内外没有使用过该种方法。
技术实现思路
由于惯测装置的陀螺精度不够，地空导弹采用的自对准方法只能够估计出水平方向的两个姿态角，因此，自对准完成之后的方位角精度完全由装订的方位角决定。为了保证导弹飞行过程中的导航精度，需要严格控制装订方位角的误差。导弹水平状态时，导弹与发射车保持相对固定的姿态，发射车带有定位定向系统，该系统能够给出发射车的俯仰角、偏航角和滚转角，因此可以获得导弹的初始俯仰角、偏航角和滚转角，以此为初始值，随后，导弹开始起竖，同时进行导航解算，实时获取导弹姿态，直至起竖完毕导弹保持静止状态，以静止后的捷联惯导解算姿态阵解算出导弹垂直发射时的装订方位角。最后再进行一次垂直发射状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角即可。附图说明本专利技术的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法由以下的实施例及附图给出。图1是本专利技术实施例的图2是本专利技术实施例的先ψ后姿态角计算流程图。图3本专利技术实施例的导航计算流程图。图4是本专利技术实施例的精对准流程图。具体实施方式以下将结合图1、图2、图3和图4对地空导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法作进一步的详细描述。步骤一、导弹水平状态时，利用发射车的定位定向系统获得发射车的俯仰角、偏航角和滚转角，进而可以获得导弹的初始俯仰角、偏航角和滚转角，以此为初始值。步骤二、导弹开始起竖，同时以水平状态下自对准获得的姿态进行导航解算，实时获取起竖过程中导弹的姿态，直至起竖完毕导弹保持静止状态，以静止后的捷联惯导解算姿态阵解算出导弹垂直发射时的装订方位角。详细计算模型如下。1捷联惯导系统的输入输出量1.1捷联惯导系统输入量初始纬度(由发控装订，单位：度)；初始经度λ0(由发控装订，单位：度)；初始海拔高度h0(由发控装订，单位：米)；初始位置X和Z(初值设为0，单位：米)；初始四元数q0、q1、q2、q3(由发控装订，弹上机四元数初值设为0.5、0.5、0.5、0.5)；初始速度Vx,Vy,Vz(弹上机初值设为0，单位：米/秒)。1.2捷联惯导系统输出量弹体姿态矩阵弹体姿态角ψ,φ(单位：度)；弹体速度Vx,Vy,Vz(单位：米/秒)；弹体经度λ(单位：度)、纬度(单位：度)，海拔高度h(单位：米)；2捷联惯导解算模型2.1计算角增量其中：——为导航坐标系(北天东)到弹体执行坐标系的变换阵(t前一时刻的),初始值由发控装订的自对准结果四元数计算得到，计算公式同2.4姿态矩阵计算；——惯测装置测量的角度增量(单位为度，全文计算过程中需要除以57.29577951，将单位转化为弧度)；Vx,Vy,Vz北向、天向和东向速度；ωie＝7.2915×10-5弧度/秒——地球自转速率；——位置计算得到的纬度，初始值由发控装订(单位为度，全文计算过程中需要除以57.29577951将单位转化为弧度)；——子午圆方向曲率半径；——卯酉圆方向曲率半径；米——地球长轴半径；e＝3.353E-3——地球椭圆度；Δt＝0.0025秒——姿态更新周期。2.2更新四元数四元数更新采用三阶增量算法：sin(Δθ0/2)＝Δθ0/2-(Δθ0)3/48cos(Δθ0/2)＝1-(Δθ0)2/8将sin(Δθ0/2)/Δθ0和cos(Δθ0/2)分别以S和C表示，可得四元数更新为：2.3四元数规范化式中：——规范化前的四元数计算值；qi——规范化后的四元数。2.4姿态矩阵计算2.5速度计算北向、天向、东向速度更新的算式为：其中由惯测装置测量的速度增量(单位：米/秒)转换得到：重力加速度的计算公式为：式中：h——海拔高度(由2.6位置计算得到)，初始值为发射点海拔高度；Δt＝0.0025秒——速度、位置更新周期；——导弹初始纬度，初值由发控装订。2.6位置计算经纬高更新算法：式中：h(t)为导弹海拔高度，初始经度λ0由发控装订(初始经度装订时单位为度，全文计算过程中经度需要除以57.29577951将单位转化为弧度)。2.7垂直状态下方位角解算起竖完成后，垂直状态下自对准初始方位角的计算如下：起竖完成后捷联惯导解算的姿态阵为则导弹垂直发射时的装订方位角由计算得到。而由以下公式计算得到：设按图2全姿态解算流程计算姿态角。ε取0.0000001。图2中：方位角ψ即为起竖完成后，垂直状态下自对准初始方位角，定义域为：(-180度，180度]；俯仰角的定义域为：[-90度，90度]；滚动角φ的定义域为：(-180度，180度]。3计算周期的选取计算周期为0.0025秒。导航计算流程见图3。4高纬度处理当纬度绝对值度时，认为度。步骤三、导弹起竖完成后，装订起竖导航过程得到的垂直状态下的方位角进行一次垂直状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角。详细计算模型如下。1敏感轴映射Z→X,Y→Z,X→Y箭头左为映射前坐标轴，箭头右为映射后坐标轴。即令加速度计的输出fx＝fz、fy＝fx、fz＝fy，等号左边为被赋值量。初始方位角按映射后状态计。对准过程计算出姿态矩阵再进行坐标变换。2坐标变换求映射前状态姿态矩阵：垂直发射状态自对准时，在精对准完成后计算映射前状态姿态矩阵。3方位角输入量方位角输入量为步骤二计算得到的导弹垂直状态下的方位角。4自对准模型输入输出量角度参数在输入输出时单位均为度，在计算过程中单位均为弧度。单位由度转换成弧度需要除以57.29577951。4.1输入量初始纬度(单位：度)；弹体执行坐标系相对导航坐标系(北天东)方位角ψ(单位：度)；惯测组合输出的速度增量(单位：米/秒)(执行坐标系)；惯测组合输出的角增量(单位：度)(执行坐标系)。4.2输出量弹体初始四元数(q0q1q2q3)；(执行坐标系相对于导航坐标系)5粗对准数学模型设加速度计速度增量100毫秒累加输出为fx、fy、fz，令则求得由姿态矩阵和姿态角的关系可求出方位角ψ直接装订(单位转换成弧度)，则有由以上本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，步骤包括：步骤一、导弹水平时通过发射车传递获得精度较高的姿态；步骤二、导弹起竖过程实时导航解算获取导弹垂直状态下的方位角；步骤三、导弹垂直状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角。

【技术特征摘要】
1.一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，步骤包括：步骤一、导弹水平时通过发射车传递获得精度较高的姿态；步骤二、导弹起竖过程实时导航解算获取导弹垂直状态下的方位角；步骤三、导弹垂直状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角。2.依据权利要求1所述的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，所述步骤一、导弹水平状态时，利用发射车的定位定向系统获得发射车的俯仰角、偏航角和滚转角，进而可以获得导弹的初始俯仰角、偏航角和滚转角，以此为初始值。3.依据权利要求2所述的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，所述步骤二、导弹开始起竖，同时以水平状态下自对准获得的姿态进行导航解算，实时获取起竖过程中导弹的姿态，直至起竖完毕导弹保持静止状态，以静止后的捷联惯导解算姿态阵解算出导弹垂直发射时的装订方位角。4.依据权利要求3所述的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，所述步骤三、导弹起竖完成后，装订起竖导航过程得到的垂直状态下的方位角，再进行一次垂直状态下的自对准，获得初始滚转角和俯仰角。5.依据权利要求3所述的一种导弹高精度垂直发射初始姿态获取方法，其特征在于，所述步骤二具体如下：1)捷联惯导系统的输入输出量1.1)捷联惯导系统输入量初始纬度由发控装订，单位：度；初始经度λ0，由发控装订，单位：度；初始海拔高度h0，由发控装订，单位：米；初始位置X和Z，初值设为0，单位：米；初始四元数q0、q1、q2、q3，由发控装订，弹上机四元数初值设为0.5、0.5、0.5、0.5；初始速度Vx,Vy,Vz，弹上机初值设为0，单位：米/秒；1.2)捷联惯导系统输出量弹体姿态矩阵弹体姿态角ψ,,φ，单位：度,；弹体速度Vx,Vy,Vz，单位：米/秒；弹体经度λ，单位：度、纬度单位：度；海拔高度h，单位：米；2)捷联惯导解算模型；2.1)计算角增量其中：——为导航坐标系到弹体执行坐标系的变换阵,初始值由发控装订的自对准结果四元数计算得到，计算公式同2.4姿态矩阵计算；——惯测装置测量的角度增量，单位为度，全文计算过程中需要除以57.29577951，将单位转化为弧度；Vx,Vy,Vz北向、天向和东向速度；ωie＝7.2915×10-5弧度/秒——地球自转速率；——位置计算得到的纬度，初始值由发控装订，单位为度，全文计算过程中需要除以57.29577951将单位转化为弧度；——子午圆方向曲率半径；——卯酉圆方向曲率半径；米——地球长轴半径；e＝3.353E-3——地球椭圆度；Δt＝0.0025秒——姿态更新周期；2.2)更新四元数四元数更新采用三阶增量算法：sin(Δθ0/2)＝Δθ0/2-(Δθ0)3/48cos(Δθ0/2)＝1-(Δθ0)2/8将sin(Δθ0/2)/Δθ0和cos(Δθ0/2)分别以S和C表示，可得四元数更新为：2.3)四元数规范化式中：——规范化前的四元数计算值；qi——规范化后的四元数；2.4)姿态矩阵计算2.5)速度计算北向、天向、东向速度更新的算式为：其中由惯测装置测量的速度增量，单位：米/秒，转换得到：式中：——的转置………………(7)重力加速度的计算公式为：式中：h——海拔高度，由2.6位置计算得到，初始值为发射点海拔高度；Δt＝0.0025秒——速度、位置更新周期；——导弹初始纬度，初值由发控装订；2.6)位置计算经纬高更新算法：式中：h(t)为导弹海拔高度，初始经度λ0由发控装订，初始经度装订时单位为度，全文计算过程中经度需要除以57.29577951将单位转化为弧度；2.7)垂直状态下方位角解算起竖完成后，垂直状态下自对准初始方位角的计算如下：起竖完成后捷联惯导解算的姿态阵为则导弹垂直发射时的装订方位角由计算得到；而由以下公式计算得到：设按全姿态解...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵斌，朱传祥，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61