一种基于发射惯性坐标系的传递对准方法技术

本发明专利技术公开了一种基于发射惯性坐标系的传递对准方法。该方法为：首先将主惯导解算得到的姿态、速度和位置信息装订给子惯导系统，作为子惯导解算初值；将主惯导解算得到的姿态和速度信息以固定频率发送给子惯导，与子惯导解算得到的姿态和速度构造观测量；接着建立18维状态方程和“速度+姿态”匹配的量测方程并进行离散化，利用线性卡尔曼滤波进行最优估计，用最优状态估计量修正子惯导的姿态、速度和位置信息；最后通过卡尔曼滤波迭代和修正，得到精确的子惯导初值，完成传递对准。本发明专利技术能够直接在发射惯性坐标系下进行传递对准，减少了坐标转换带来的舍入误差和冗余的计算量，加快了传递对准的速度，提高了导弹发射的机动性和精确度。

【技术实现步骤摘要】
一种基于发射惯性坐标系的传递对准方法
本专利技术涉及惯性导航
，特别是一种基于发射惯性坐标系的传递对准方法。
技术介绍
精确打击在现代战争中表现出了巨大的优势，已经成为了信息化战争的主要火力打击样式。空基导弹作为机载武器的重要力量，具有反应灵活、可快速投入战斗等特点，在区域战争中发挥着重要作用。随着战争的发展，对空基导弹的快速性和精确性提出了越来越高的要求。空基导弹上一般都装有捷联式惯性导航系统，弹载子捷联惯导的初始化一般采用传递对准完成。传统的传递对准模型一般建立在地理坐标系下，而对于战术导弹系统来说，利用发射惯性系建立导弹在惯性空间的运动方程，便于描述弹体所受到的作用力。因此，其导航、制导与控制系统多采用惯性坐标系。传统的方法是利用地理坐标系传递对准模型进行主、子捷联惯导的传递对准，带来了冗余的坐标系转换的矩阵计算问题和舍入误差问题，不利于空基导弹的快速发射，影响了导弹发射的机动性，所以亟需研究一种基于发射惯性坐标系的传递对准方法。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种对准速度快、精度高的基于发射惯性本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于发射惯性坐标系的传递对准方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤1、粗对准阶段，将主惯导解算得到的姿态、速度和位置信息装订给子惯导系统，作为子惯导解算初值；/n步骤2、子惯导解算得到姿态和速度信息，并将主惯导解算得到的姿态和速度信息以固定频率发送给子惯导，与子惯导解算得到的姿态和速度构造观测量；/n步骤3、建立18维状态方程和“速度+姿态”匹配的量测方程；/n步骤4、将状态方程和量测方程进行离散化，利用线性卡尔曼滤波方程进行最优估计，得到最优状态估计量；/n步骤5、用滤波得到的最优状态估计量修正子惯导的姿态、速度和位置信息；/n步骤6、重复步骤2～步骤5，通过卡尔曼滤波迭代和修正，...

【技术特征摘要】
1.一种基于发射惯性坐标系的传递对准方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、粗对准阶段，将主惯导解算得到的姿态、速度和位置信息装订给子惯导系统，作为子惯导解算初值；
步骤2、子惯导解算得到姿态和速度信息，并将主惯导解算得到的姿态和速度信息以固定频率发送给子惯导，与子惯导解算得到的姿态和速度构造观测量；
步骤3、建立18维状态方程和“速度+姿态”匹配的量测方程；
步骤4、将状态方程和量测方程进行离散化，利用线性卡尔曼滤波方程进行最优估计，得到最优状态估计量；
步骤5、用滤波得到的最优状态估计量修正子惯导的姿态、速度和位置信息；
步骤6、重复步骤2～步骤5，通过卡尔曼滤波迭代和修正，滤波估计量将逐渐收敛，当失准角估计值收敛至阈值以内时，将修正所得包括姿态的信息重新赋给子惯导，以此作为子惯导系统的初始导航信息，从而完成传递对准。


2.根据权利要求1所述的基于发射惯性坐标系的传递对准方法，其特征在于，步骤1所述的粗对准阶段，将主惯导解算得到的姿态、速度和位置信息装订给子惯导系统，作为子惯导解算初值，具体如下：
将主惯导解算得到的发射惯性系下的姿态、位置和速度信息传递给子惯导，子惯导获取信息后进行装订，以此作为子惯导解算初值。


3.根据权利要求1所述的基于发射惯性坐标系的传递对准方法，其特征在于，步骤2所述的子惯导解算得到姿态和速度信息，并将主惯导解算得到的姿态和速度信息以固定频率发送给子惯导，与子惯导解算得到的姿态和速度构造观测量，具体如下：
定义主惯导弹体坐标系为m系；子惯导弹体坐标系为s系；主惯导导航坐标系为n系；子惯导导航坐标系为n′系；子惯导所模拟的数学平台和主惯导导航系间的误差角为姿态失准角φ，记φ＝[φxφyφz]T，φx、φy、φz分别表示俯仰、滚转、航向失准角；导弹与空间平台之间的安装误差角在发射惯性坐标系x,y,z轴方向的分量分别为φax，φay，φaz，记φa＝[φaxφayφaz]T；
根据上述定义，本模型适用于安装角和失准角均为小量的传递对准，在5°以内均视为小量；当角度为小量的情况下，角度的余弦值近似为1，正弦值近似为角度值，根据此关系简化矩阵表达式，的表达式如下：



式中，φ×为姿态失准角构成的反对称矩阵；
主惯导导航坐标系n到子惯导导航坐标系n′的坐标转换矩阵为根据坐标转换关系得：



式中，是子惯导捷联矩阵，是主惯导捷联矩阵的转置矩阵，为安装矩阵，且



其中，φa×为安装误差角构成的反对称矩阵，即：



则：






记则：



其中(i,j)表示矩阵中的i行j列，i,j为自然数，上式展开得：



























因此取系统观测量为：
Z＝[Vxs-VxmVys-VymVzs-VzmC(2,3)C(3,1)C(1,2)]
其中，Vxs、Vys、Vzs分别为主惯导解算出来的速度在发射惯性坐标系x,y,z轴方向的分量，Vxm、Vym、Vzm分别为子惯导解算出来的速度在发射惯性坐标系x,y,z轴方向的分量；C(1,2)、C(2,3)、C(3,1)由计算得到。


4.根据权利要求1所述的基于发射惯性坐标系的传递对准方法，其特征在于，步骤3所述的建立18维状态方程和“速度+姿态”匹配的量测方程，具体如下：
步骤3.1、选取姿态失准角φ、子惯导相对于主惯导的速度误差δV和位置误差δr、子惯导相对于主惯导的陀螺测量误差ε和加速度计测量误差子惯导相对于主惯导的安装误差作φa为状态矢量，即：



其中：φ＝[φxφyφz]T，δV＝[δVxδVyδVz]T，δr＝[δxδyδz]T，ε＝[εxεyεz]T，φa＝[φaxφayφaz]T；下标x,y,z分别表示发射惯性坐标系x,y,z轴方...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈帅，李杰，王琮，姚晓涵，张敏，顾涛，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32