一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法技术

本发明专利技术提供的一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法包括：建立地理坐标系、载体坐标系、发射坐标系；计算初始姿态矩阵和四元数，建立捷联导航算法的初始状态；实时测量角速率和比力；更新地理坐标系下的姿态，并通过坐标转换矩阵，得到发射坐标系下的姿态；更新地理坐标系下的速度和位置，并通过坐标转换矩阵，得到发射坐标系下的速度和位置。本发明专利技术基于成熟的地理坐标系作为导航坐标系，计算公式不需要重新推导，大大降低了人力成本，仅需要在此基础上，通过坐标转换矩阵，将地理坐标系下的姿态、速度、位置转换到发射坐标系下的姿态、速度和位置。速度和位置。速度和位置。

【技术实现步骤摘要】
一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法


[0001]本专利技术涉及导弹捷联导航
，尤其涉及一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法。

技术介绍

[0002]微型自寻的导弹适应于现代战争，甚至是未来战争的发展趋势，顺应历史潮流。微型自寻的导弹创意性地采用了背包式设计，类似背包的单兵背负式存储器，提高战场士兵的整装速度，进而提高作战效率。微型自寻的导弹系统灵活机变，便于携带，可以实现发射后不管，不需要激光照射，大大消减了战场所需人员，同时减少了在战场上暴露的风险。
[0003]微型自寻的导弹采样发射坐标系做为导航坐标系。而在常用的捷联导航定位方法中，一般都是地理坐标系为导航坐标系。发射坐标系和地理坐标系不一致，常规的地理坐标系下的导航解算公式需要重新推导。

技术实现思路

[0004]鉴于上述问题，提出了本专利技术以便提供克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法。
[0005]根据本专利技术的一个方面，提供了一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法包括：步骤100本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法，其特征在于，所述导航方法包括：步骤100：建立地理坐标系、地球坐标系、弹体坐标系和发射坐标系；步骤200：根据微型自寻的导弹的初始信息，以东北天地理坐标系作为导航坐标系，建立导航初始信息，包括所述发射坐标系和所述地理坐标系之间的初始方向余弦矩阵和初始四元数Q；步骤300：根据初始装订的发射点O
f
位置和方位角α，得到所述地球坐标系和所述发射坐标系之间的方向余弦矩阵逐步计算指令角速率步骤400：根据所述初始方向余弦矩阵确定姿态转换矩阵并得到地理坐标系到惯性系的角速率在载体坐标系上的投影和所述载体坐标系到地理坐标系的角速率在所述载体坐标系上的投影步骤500：根据所述载体坐标系到地理坐标系的角速率在所述载体坐标系上的投影更新四元数Q；步骤600：根据所述四元数Q计算所述初始方向余弦矩阵步骤700：根据矩阵转换原理，经过3次坐标旋转，推导出所述发射坐标系和所述载体坐标系直接的转换关系为步骤800：推导速度更新；步骤900：根据地理坐标系下的东北天速度，得到所述发射坐标系下的速度；转换公式如下：步骤1000：推导位置更新；公式如下：步骤1100：根据所述地理坐标系下的位置，计算得到所述地球坐标系下的位置，从而得到发射坐标系下的速度。2.根据权利要求1所述的一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法，其特征在于，所述步骤100：建立地理坐标系、地球坐标系、弹体坐标系和发射坐标系具体包括：以微型自寻的导弹的质心为原点建立地理坐标系n，OX
n
轴指向正东，OY
n
轴指向正北，OZ
n
轴垂直于当地水平面，沿当地垂线向上；采用地理坐标系n作为导航坐标系；以地球的中心为原点建立地球坐标系e，OX
e
轴和OY
e
轴在地球赤道平面内，OX
e
轴指向本初子午线，OZ
e
轴为地球自转轴，OY
e
轴与OX
e
轴、OZ
e
轴构成右手坐标系，地球坐标系e与地球
固连；以导弹的质心为原点建立弹体坐标系b，OX
b
轴与弹体纵轴重合，指向头部为正，OY
b
轴在弹体纵轴对称平面内，垂直于OX
b
轴，向上为正，OZ
b
轴垂直于X
b
OY
b
平面，方向按右手定则确定；导弹控制系统使用发射坐标系下参数作为控制参数，以发射点为原点建立发射坐标系f，OX
f
轴是发射点到目标点的连线，指向目标方向，OY
f
轴沿原点O
f
处的铅垂线指向上，OZ
f
轴垂直于X
f
OY
f
平面，方向按右手定则确定，OX
f
轴与北向夹角定义为方位角α，沿OY
f
轴正方向看去，逆时针为正，顺时针为负，弹上控制系统需要的实时速度和位置均是发射坐标下的速度和位置(X
f
,Y
f
,Z
f
)。3.根据权利要求1所述的一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法，其特征在于，所述步骤200：根据微型自寻的导弹的初始信息，以东北天地理坐标系作为导航坐标系，建立导航初始信息具体包括：导弹发射前，采集2秒钟静态数据，得到加速度计的平均值分别为根据静态数据得到初始的俯仰角θ0和横滚角γ0分别为如下:分别为如下:初始的偏航角可以通过弹上控制系统装订得到初值，根据三个初始姿态角，已知所述初始方向余弦矩阵和所述初始四元数Q；和所述初始四元数Q；四元数归一化，如下：4.根据权利要求1所述的一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法，其特征在
于，所述步骤300：根据初始装订的发射点O
f
位置和方位角α，得到所述地球坐标系和所述发射坐标系之间的方向余弦矩阵逐步计算指令角速率具体包括：初始装订的所述发射点O
f
位置包括：地理坐标系下的经度λ0，纬度L0，高度H0；已知某点的地理坐标系位置(L,λ,H)，计算地球坐标系e的位置(X
e
,Y
e
,Z
e
)：式中，R
N
是该点卯酉圈的曲率半径，地球椭球模型选用WG...

【专利技术属性】
技术研发人员：张钰，刘海涛，刘尔静，
申请(专利权)人：北京开拓航宇导控科技有限公司，
类型：发明
国别省市：