一种发射系下捷联惯组导航的工程算法制造技术

本发明专利技术公开了一种发射系下捷联惯组导航的工程算法,适用于飞行器导航领域。包括以下步骤：建立载体b坐标系和发射g坐标系；建立导航初始状态；更新飞行器姿态；更新本地重力加速度；更新飞行器实时速度；更新飞行器实时位置。本发明专利技术基于发射g坐标系进行导航解算，发射系与地球固联，其位置、速度和姿态导航参数是相对于地球的，与地面飞控系统需求的导航信息一致，有利于人的直观描述和理解。本发明专利技术发射g坐标系采用J2重力模型，考虑了当地水平的南北向重力影响，速度更新算法考虑了由于地球自转产生的牵引加速度和柯式加速度在飞行器自由飞行段中的影响，适合所有短程助推‑滑翔供靶飞行器的导航使用，适合与卫星导航进行组合导航。

【技术实现步骤摘要】
一种发射系下捷联惯组导航的工程算法
本专利技术涉及飞行器导航领域，具体地说涉及一种发射系下捷联惯组导航的工程算法。
技术介绍
供靶飞行器可以较真实的模拟敌方来袭飞行器的运动特性，是部队训练和武器定型时必不可少的考核手段。供靶飞行器以助推-滑翔飞行的方式飞行至预定区域(弹道定点附近)后，控制舵面偏转，使弹体产生相应的飞行攻角，弹体进入巡航或机动飞行状态，为防空武器提供一个水平飞行并有一定机动能力的待拦截目标。该靶弹采用低成本的捷联惯组进行导航，结合嵌入式飞行控制计算机，形成控制系统，在满足靶弹基本性能要求的同时，能够很大程度的降低费用。选择合适的导航参考坐标系，有利于飞行器导航制导系统的设计和应用。在常用的地球导航定位方法中，一般都是以地球中心为原点，采用与地球相固联的坐标系作为基准进行定位，如地心固联坐标系。对于助推-滑翔式靶弹，飞行距离有限，其飞行剖面划分为助推段、自由弹道段(含滑翔供靶)和下降段等飞行阶段，自由段的射程和飞行时间占全弹道的80％～90％以上，是靶弹最重要的供靶时间，此时靶弹沿着地球表面飞行，控制算法期望用描述飞行器与本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种发射系下捷联惯组导航的工程算法，其特征在于：包括以下步骤：/n步骤一：以飞行器为载体，建立载体b坐标系，坐标原点为飞行器的质心，x

【技术特征摘要】
1.一种发射系下捷联惯组导航的工程算法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤一：以飞行器为载体，建立载体b坐标系，坐标原点为飞行器的质心，xb轴指向头部，yb轴在飞行器的主对称面内向上为正；
以发射点为原点建立发射g坐标系，xg轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向，yg轴垂直于发射点水平面指向上方，所述发射g坐标系为前上右坐标系，设定发射g坐标系作为导航n坐标系；
步骤二：根据飞行器发射的初始信息，建立导航初始状态，包括以下子步骤：
子步骤一：计算初始四元数：设弹体的初始俯仰角为滚转角为γ0、航向角为ψ0，代入四元数方程得到载体b坐标系向发射g坐标系转换的四元数：



归一化的四元数为：



子步骤二：建立初始姿态矩阵：根据四元数与姿态矩阵的关系得到载体b坐标系向发射g坐标系转换姿态矩阵



子步骤三：初始化本地地球参数：设发射点的纬度为B0，经度为U0，方位角为A0，地球自转角速度ωe在发射g坐标系下的投影分量为：
ωex＝ωecos(B0)*cos(A0)
ωey＝ωesin(B0)
ωez＝-ωecos(B0)*sin(A0)
地球自转产生的柯式加速度ac＝-2ωe×fi在发射g坐标系各轴上的分量矩阵为：



地球自转产生的牵连加速度设自转角加速度为ω′e，飞行器的地心矢量为牵连加速度在发射g坐标系各轴上各分量的转换矩阵为：



地球重力加速度g在发射g坐标系中可表述为：



其中：地球引力系数σ＝3.986005*1014，地球长半轴aε＝6378140米，φ为地心纬度；发射点的地心矢量为：



步骤三：更新飞行器姿态：包括以下子步骤：
子步骤一：采用四阶毕卡增量算法更新四元素，四阶毕卡公式为：



其中：



得到更新后四元数：



做归一化处理后，代入公式(3)得到更新后的姿态矩阵；
子步骤二：利用更新后的姿态矩阵，计算三向姿态角为：
俯仰角偏航角ψ：ψ′＝arctan(k2/k1)



其中：
滚转角γ：γ′＝rctan(k2/k1)



其中：
步骤四：更新本地重力加速度：设发射点到飞行器当前位置的矢量在发射坐标系的三分量为[x,y,z]T，则其地心矢量在发射g坐标系的分量为：代入公式(6)得到重力加速度更新公式：



...

【专利技术属性】
技术研发人员：张志国，梁小宏，燕志业，梁小乐，耿立杰，旋海英，沈永明，朱晓宁，
申请(专利权)人：河北斐然科技有限公司，
类型：发明
国别省市：河北;13