基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法技术方案
【技术实现步骤摘要】
基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法
本专利技术涉及一种惯性测量系统基于火箭橇轨道坐标系的实时一维定位方法，可用于火箭橇试验的惯性导航中。
技术介绍
火箭橇试验具有产生大过载、高速度、强振动和冲击等综合条件的能力，可以最逼真地模拟导弹真实飞行环境。通过试验能够考核惯性测量系统在综合环境条件下的各项性能指标和精度，验证惯性测量系统误差模型在高动态条件下的正确性，特别是在大过载情况下，高次项放大作用，能够确定惯性测量系统高次误差项对导航性能的影响，是实现惯性测量系统动态性能验证的最佳途径。在惯性测量系统火箭橇试验中，目前主要采用基于地理坐标系的导航计算方法。一般的导航结果包括惯性测量系统的姿态信息(以姿态转移阵表示)、速度信息(东向速度ve、北向速度vn和天向速度vu)和位置信息(纬度经度λ和高度h)，其导航解算公式为其中，VL＝(ve，vn，vu)。针对火箭橇试验，在计算火箭橇橇体运行轨迹时，需要把东向速度和北向速度合成为轨道速度，即在求取橇体运行距离时，有从以上计算过程可以看出，在惯性测量系统火箭橇试验时，基于地理坐标系的导航计算方法存在以下缺点：(1)由于天向速度vu发散，所以在计算惯性测量系统速度时，采用如下简化方法这种方法适合考虑到曲率半径后与地球水准面平行的轨道，但对直线轨道来说存在高度误差。(2)由于速度解算存在误差，会引起位置误差。另外，由于是标量运算，没有方向信息，求解得到的位置和速度信息都是一维信息，缺少三维空间的位置误差、速度误差和姿态角误差信息。此外，仅是使用轨道坐标系进行导航计算，因为存在误差，会导致轨道坐标系Y、Z轴的...
【技术保护点】
基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法，其特征在于步骤如下：(1)将惯性测量系统搭载在火箭橇上，以火箭橇轨道起始点为原点建立火箭橇轨道坐标系OXlYlZl，其中OXl轴指向火箭橇橇体运动方向，OZl轴朝上垂直于轨道，OYl轴在水平面内垂直于轨道，且OXl轴、OYl轴和OZl轴满足右手坐标系；(2)惯性测量系统进行自对准或传递对准，得到t0时刻惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的姿态角，并根据得到的姿态角计算t0时刻火箭橇轨道坐标系到捷联本体坐标系的姿态变换矩阵；其中捷联本体坐标系原点为惯性测量系统的中心，x、y、z轴按照惯性测量系统规定方向定义；(3)火箭橇点火启动后，在火箭橇运动的tn+1时刻，根据惯性测量系统测得的加速度和角速度，以及tn时刻惯性测量系统在OYl轴和OZl轴的速度以及位置信息，计算以下参数：(a)惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的姿态角误差值；(b)惯性测量系统在OYl轴和OZl轴上的速度误差值；(c)惯性测量系统在OYl轴和OZl轴上的位置误差值；(d)惯性测量系统在OXl轴方向上的一维加速度误差值；(4)根据步骤(3)得到的tn...
【技术特征摘要】
1.基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法，其特征在于步骤如下：(1)将惯性测量系统搭载在火箭橇上，以火箭橇轨道起始点为原点建立火箭橇轨道坐标系OXlYlZl，其中OXl轴指向火箭橇橇体运动方向，OZl轴朝上垂直于轨道，OYl轴在水平面内垂直于轨道，且OXl轴、OYl轴和OZl轴满足右手坐标系；(2)惯性测量系统进行自对准或传递对准，得到t0时刻惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的姿态角，并根据得到的姿态角计算t0时刻火箭橇轨道坐标系到捷联本体坐标系的姿态变换矩阵；其中捷联本体坐标系原点为惯性测量系统的中心，x轴指向运动方向，z轴指天，y轴分别与x、z轴垂直，且满足右手准则；(3)火箭橇点火启动后，在火箭橇运动的tn+1时刻，根据惯性测量系统测得的加速度和角速度，以及tn时刻惯性测量系统在OYl轴和OZl轴的速度以及位置信息，计算以下参数：(a)惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的姿态角误差值；(b)惯性测量系统在OYl轴和OZl轴上的速度误差值；(c)惯性测量系统在OYl轴和OZl轴上的位置误差值；(d)惯性测量系统在OXl轴方向上的一维加速度误差值；(4)根据步骤(3)得到的tn+1时刻惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的姿态角误差值，得到tn+1时刻惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴方向上的姿态角；(5)利用tn+1时刻惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴方向上的姿态角计算得到tn+1时刻火箭橇轨道坐标系到捷联本体坐标系的姿态变换矩阵；(6)利用重力加速度在火箭橇轨道坐标系下的分量，以及tn+1时刻火箭橇轨道坐标系到捷联本体坐标系的姿态变换矩阵、惯性测量系统的加速度、惯性测量系统在OXl轴方向上的一维加速度误差值、惯性测量系统在OYl轴和OZl轴上的速度误差值和位置误差值，进行导航解算得到tn+1时刻惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的速度和位置信息，从而实现惯性测量系统的实时一维定位；其中n＝0，1，2，……N，N为自然数。2.根据权利要求1所述的基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法，其特征在于：所述步骤(2)的实现方式为：(2.1)当惯性测量系统进行自对准时，利用如下公式得到t0时刻惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的姿态角φx、φy、φz：其中，ax、ay、az分别为t0时刻在捷联本体坐标系三个轴上惯性测量系统测量得到的加速度值，ωx、ωy、ωz为t0时刻在捷联本体坐标系三个轴上惯性测量系统测量得到的角速度值，ωie为地球转速，为试验地点纬度；当进行传递对准时，t0时刻惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的姿态角φx、φy和φz由外部系统给出；(2.2)根据得到的姿态角利用如下公式计算t0时刻火箭橇轨道坐标系到捷联本体坐标系的姿态变换矩阵3.根据权利要求1所述的基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法，其特征在于：所述步骤(3)的实现方式为：(3.1)在火箭橇运动的tn+1时刻，利用如下公式计算惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的姿态角误差值、在OYl轴和OZl轴上的速度误差值、在OYl轴和OZl轴上的位置误差值：(1)X(tn|tn+1)＝Φ(tn)X(tn)(2)P(tn|tn+1)＝Φ(tn)P(tn)Φ(tn)T+Q·ΔT(3)Κ(tn)＝P(tn|tn+1)HT[HP(tn|tn+1)HT+R]-1(4)X(tn+1)＝X(tn|tn+1)+K(tn)[Y(tn)-HX(tn)](5)P(tn+1)＝[I7-K(tn)H]P(tn|tn+1)[I7-K(tn)H]T+K(tn)RK(tn)T其中，为tn时刻各误差系数组成的向量，δφx、δφy、δφz为惯性测量系统在OXl轴、OYl轴和OZl轴上的姿态角误差，δvy、δvz为惯性测量系统在OYl轴和OZl轴上的速度误差，δry、δrz为惯性测量系统在OYl轴和OZl轴上的位置误差值，在t0时刻，X(t0)＝[0000000]T；为tn时刻至tn+1时刻各误差系数一步预测值组成的向量；为状态转移阵，且A12＝-ωx(tn)sinφy(tn)+ωz(tn)cosφy(tn)A22＝[ωx(tn)cosφy(tn)+ωz(tn)sinφy(tn)]tanφx(tn)A32＝-[ωx(tn)cosφy(tn)+ωz(tn)sinφy(tn)]secφx(tn)A41＝ax(tn)sinφy(tn)cosφx(tn)cosφz(tn)-ay(tn)sinφx(tn)cosφz(tn)-az(tn)cosφy(tn)cosφx(tn)cosφz(tn)A42＝ax(tn)[-sinφy(tn)sinφz(tn)+cosφy(tn)sinφx(tn)cosφz(tn)]+az(tn)[cosφy(tn)sinφz(tn)+sinφy(tn)sinφx(tn)cosφz(tn)]A43＝ax(tn)[cosφy(tn)cosφz(tn)-sinφy(tn)sinφx(tn)sinφz(tn)]-ay(tn)cosφx(tn)sinφz(tn)+az(tn)[sinφy(t...
【专利技术属性】
技术研发人员：魏宗康，刘璠，
申请(专利权)人：北京航天控制仪器研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11
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