一种火箭初始方位对准修正方法技术

本发明专利技术提供了一种火箭初始方位对准修正方法，包括：步骤S1，于火箭起飞后的至少一预设时刻，采集卫星导航数据、惯组导航数据、标准弹道速度；步骤S2，预处理得到有效导航数据；步骤S3，根据各有效导航数据和预设数量处理得到第一数量百分比并判断第一数量百分比是否大于第一标准百分比：若是，处理得到第一拟合数据；若否，将惯导误差置零；步骤S4，根据第一拟合数据、预设时刻和采集时刻得到惯导误差；步骤S5，根据惯导误差、标准弹道速度、初始状态数据和实时姿态四元数得到修正后姿态四元数，并将实时姿态四元数替换为修正后姿态四元数。有益效果是本发明专利技术通过对实时姿态四元数进行智能修正以消除方位误差，保证火箭顺利进入轨道。保证火箭顺利进入轨道。保证火箭顺利进入轨道。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭初始方位对准修正方法


[0001]本专利技术涉及火箭方位修正的
，具体而言，涉及一种火箭初始方位对准修正方法。

技术介绍

[0002]固体火箭是一种依靠发动机喷射工作介质所产生的反作用力向前推进的飞行器，具有机动性强、准备时间短等特点，能够满足快速机动、快速部署和快速进入空间的需求，可以广泛应用于军事、民用以及商用的中小型卫星发射任务。
[0003]火箭起飞后通过初始方位对准得到的初始姿态一般存在误差，如果采用低精度惯组进行自对准，误差则会更大，而在火箭起飞后如果不尽快进行方位修正，经过长时间飞行导航计算后，将会累积大量导航误差，致使火箭不能顺利进入轨道，或导致入轨精度较低，且由于商业火箭低成本的要求，目前在进行初始方位对准时大量采用较低精度的惯组，使得火箭初始方位对准误差很大，箭上计算机计算得到的姿态与火箭实际姿态之间的误差也很大。

技术实现思路

[0004]本专利技术要解决的问题是：提供一种火箭初始方位对准修正方法，根据卫星导航数据和惯组导航数据对实时姿态四元数进行智能修正，通过多次修正消除方位误差，保证火箭顺利进入轨道。
[0005]为解决上述问题，本专利技术提供一种火箭初始方位对准修正方法，包括：
[0006]步骤S1，于火箭起飞后的至少一预设时刻，控制火箭上的箭上计算机持续采集预设数量的卫星导航数据和各所述卫星导航数据对应的一惯组导航数据，并采集所述预设时刻火箭对应的标准弹道速度，以及记录每个所述卫星导航数据对应的一采集时刻；
[0007]步骤S2，对各所述卫星导航数据进行预处理得到多个有效导航数据；
[0008]步骤S3，根据各所述有效导航数据的数量和所述预设数量处理得到一第一数量百分比，并判断所述第一数量百分比是否大于预设的一第一标准百分比：
[0009]若是，则对各所述有效数据进行最小二乘拟合处理得到对应的一第一拟合数据，随后转向步骤S4；
[0010]若否，则将惯导误差置零并转向步骤S5；
[0011]步骤S4，根据所述第一拟合数据、所述预设时刻和各所述有效导航数据对应的所述采集时刻得到对应的所述惯导误差；
[0012]步骤S5，控制所述箭上计算机获取火箭的一实时姿态四元数，根据所述惯导误差、所述标准弹道速度、预设的初始状态数据和所述实时姿态四元数得到一修正后姿态四元数，并控制所述箭上计算机将所述实时姿态四元数替换为所述修正后姿态四元数完成初始方位对准修正。
[0013]本方案中，考虑到目前进行火箭初始方位对准时普遍采用低精度惯组进行自对
准，导致火箭初始方位对准误差很大，箭上计算机计算得到的姿态与火箭实际姿态之间的误差也很大，因此，本方案中，通过所述箭上计算机持续采集预设数量的所述卫星导航数据和所述惯组导航数据，将各所述卫星导航数据进行过滤筛选后，基于各所述有效数据和所述第一拟合数据求得所述惯导误差，最后通过所述惯导误差、所述标准弹道速度、所述初始状态数据和所述实时姿态四元数求得所述修正后姿态四元数，此时求得的所述修正后姿态四元数已经具备很高的精确度，将其替换掉所述实时姿态四元数即可完成初始方位对准修正，使得火箭顺利进入轨道。
[0014]进一步的，在火箭起飞后的多个预设时刻，均可以基于本方案进行一次初始方位对准修正，以使得所述实时姿态四元数越来越精准，在多次修正后，便可以消除方位误差，保证火箭顺利进入轨道。
[0015]优选的，所述步骤S1中，控制所述箭上计算机于所述预设时刻开始，持续采集30个所述卫星导航数据且每间隔0.1秒采集一个所述卫星导航数据和所述卫星导航数据对应的所述惯组导航数据。
[0016]优选的，采集到的每个所述卫星导航数据均对应有一定位标志，所述步骤S2包括：
[0017]步骤S21，针对每个所述卫星导航数据，判断所述卫星导航数据对应的所述定位标志是否表征未定位：
[0018]若是，则删除所述定位标志对应的所述卫星导航数据，随后转向步骤S22；
[0019]若否，则保留所述定位标志对应的所述卫星导航数据作为第一导航数据，随后转向步骤S22；
[0020]步骤S22，根据各所述第一导航数据和各所述第一导航数据对应的所述惯组导航数据处理得到多个所述有效导航数据。
[0021]本方案中，在采集所述卫星导航数据时会关联一个所述定位标志，基于所述定位标志可以来判断所述卫星导航数据是否有效，对所述卫星导航数据进行第一步筛选得到第一导航数据以提高后续初始方位对准修正的准确性。
[0022]优选的，每个所述第一导航数据内均包含第一X方向导航数据、第一Y方向导航数据和第一Z方向导航数据，每个所述惯组导航数据内均包含第二X方向导航数据、第二Y方向导航数据和第二Z方向导航数据，则所述步骤S22包括：
[0023]步骤S221，针对每个所述第一导航数据和所述第一导航数据对应的所述惯组导航数据，根据所述第一X方向导航数据和所述第二X方向导航数据进行求差计算得到对应的一第一偏差值，并根据所述第一Y方向导航数据和所述第二Y方向导航数据进行求差计算得到对应的一第二偏差值，以及根据所述第一Z方向导航数据和所述第二Z方向导航数据进行求差计算得到对应的一第三偏差值；
[0024]步骤S222，对所述第一偏差值、所述第二偏差值和所述第三偏差值分别进行绝对值计算得到对应的一第一绝对值、第二绝对值和第三绝对值；
[0025]步骤S223，判断所述第一绝对值、所述第二绝对值和所述第三绝对值中是否存在至少一个绝对值大于第一预设值：
[0026]若是，则删除所述第一导航数据，随后转向步骤S224；
[0027]若否，则保留所述第一导航数据作为第二导航数据，随后转向步骤S224；
[0028]步骤S224，对各所述第二导航数据进行最小二乘拟合处理得到对应的一第二拟合
数据，并根据所述第二拟合数据和各所述第二导航数据处理得到多个所述有效导航数据。
[0029]本方案中，通过所述第一绝对值、所述第二绝对值和所述第三绝对值对所述第一导航数据进行第二步筛选得到第二导航数据，以提高后续初始方位对准修正的准确性。
[0030]优选的，所述步骤S224包括：
[0031]步骤S2241，根据各所述第二导航数据的数量和所述预设数量处理得到一第二数量百分比，并判断所述第二数量百分比是否大于预设的一第二标准百分比：
[0032]若是，则对各所述第二导航数据进行最小二乘拟合处理得到对应的一第一拟合值、一第二拟合值和一第三拟合值作为所述第二拟合数据，随后转向步骤S2242；
[0033]若否，则将惯导误差置零并转向步骤S3；
[0034]步骤S2242，针对每个所述第二导航数据，根据所述第一X方向导航数据和所述第一拟合值进行求差计算得到对应的一第四偏差值，并根据所述第一Y方向导航数据和所述第二拟合值进行求差计算得到对应的一第五偏差值，以及根据所述第一Z方向导航数据和所述第三拟合值进行求差计算得到对应的一第六本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭初始方位对准修正方法，其特征在于，包括：步骤S1，于火箭起飞后的至少一预设时刻，控制火箭上的箭上计算机持续采集预设数量的卫星导航数据和各所述卫星导航数据对应的一惯组导航数据，并采集所述预设时刻火箭对应的标准弹道速度，以及记录每个所述卫星导航数据对应的一采集时刻；步骤S2，对各所述卫星导航数据进行预处理得到多个有效导航数据；步骤S3，根据各所述有效导航数据的数量和所述预设数量处理得到一第一数量百分比，并判断所述第一数量百分比是否大于预设的一第一标准百分比：若是，则对各所述有效数据进行最小二乘拟合处理得到对应的一第一拟合数据，随后转向步骤S4；若否，则将惯导误差置零并转向步骤S5；步骤S4，根据所述第一拟合数据、所述预设时刻和各所述有效导航数据对应的所述采集时刻得到对应的所述惯导误差；步骤S5，控制所述箭上计算机获取火箭的一实时姿态四元数，根据所述惯导误差、所述标准弹道速度、预设的初始状态数据和所述实时姿态四元数得到一修正后姿态四元数，并控制所述箭上计算机将所述实时姿态四元数替换为所述修正后姿态四元数完成初始方位对准修正。2.根据权利要求1所述的火箭初始方位对准修正方法，其特征在于，所述步骤S1中，控制所述箭上计算机于所述预设时刻开始，持续采集30个所述卫星导航数据且每间隔0.1秒采集一个所述卫星导航数据和所述卫星导航数据对应的所述惯组导航数据。3.根据权利要求1所述的火箭初始方位对准修正方法，其特征在于，采集到的每个所述卫星导航数据均对应有一定位标志，所述步骤S2包括：步骤S21，针对每个所述卫星导航数据，判断所述卫星导航数据对应的所述定位标志是否表征未定位：若是，则删除所述定位标志对应的所述卫星导航数据，随后转向步骤S22；若否，则保留所述定位标志对应的所述卫星导航数据作为第一导航数据，随后转向步骤S22；步骤S22，根据各所述第一导航数据和各所述第一导航数据对应的所述惯组导航数据处理得到多个所述有效导航数据。4.根据权利要求3所述的火箭初始方位对准修正方法，其特征在于，每个所述第一导航数据内均包含第一X方向导航数据、第一Y方向导航数据和第一Z方向导航数据，每个所述惯组导航数据内均包含第二X方向导航数据、第二Y方向导航数据和第二Z方向导航数据，则所述步骤S22包括：步骤S221，针对每个所述第一导航数据和所述第一导航数据对应的所述惯组导航数据，根据所述第一X方向导航数据和所述第二X方向导航数据进行求差计算得到对应的一第一偏差值，并根据所述第一Y方向导航数据和所述第二Y方向导航数据进行求差计算得到对应的一第二偏差值，以及根据所述第一Z方向导航数据和所述第二Z方向导航数据进行求差计算得到对应的一第三偏差值；步骤S222，对所述第一偏差值、所述第二偏差值和所述第三偏差值分别进行绝对值计算得到对应的一第一绝对值、第二绝对值和第三绝对值；
步骤S223，判断所述第一绝对值、所述第二绝对值和所述第三绝对值中是否存在至少一个绝对值大于第一预设值：若是，则删除所述第一导航数据，随后转向步骤S224；若否，则保留所述第一导航数据作为第二导航数据，随后转向步骤S224；步骤S224，对各所述第二导航数据进行最小二乘拟合处理得到对应的一第二拟合数据，并根据所述第二拟合数据和各所述第二导航数据处理得到多个所述有效导航数据。5.根据权利要求4所述的火箭初始方位对准修正方法，其特征在于，所述步骤S...

【专利技术属性】
技术研发人员：请求不公布姓名，
申请(专利权)人：宁波天擎航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：