惯导转台高逼真仿真指令生成方法、系统、介质及设备技术方案

本发明专利技术提供了一种惯导转台高逼真仿真指令生成方法、系统、介质及设备，该方法解决因忽略地球自转和运动牵连而造成惯导设备半实物仿真精度下降问题。将转台控制姿态解算与飞行器姿态解算独立出来，以惯导陀螺实际敏感角速度相对地心惯性坐标系一致为原则，对仿真模型动力学解算角速度进行飞行过程地球自转角速度和牵连角速度补偿，再经过仿真试验当地地球自转角速度修正，得到惯导陀螺敏感的转台运动角速度，结合四元数微分方程，实时解算转台控制姿态角与角速度指令，从而提高惯导设备仿真试验的逼真度。本发明专利技术应用于飞行器半实物仿真转台控制领域。转台控制领域。转台控制领域。

【技术实现步骤摘要】
惯导转台高逼真仿真指令生成方法、系统、介质及设备


[0001]本专利技术涉及飞行器半实物仿真试验的
，具体地，涉及惯导转台高逼真仿真指令生成方法、系统、介质及设备。

技术介绍

[0002]惯导是飞行导航中最核心的敏感部件，负责时刻感知飞行过程姿态及位置变化，其信息闭环到制导控制系统中，实现飞行器自动驾驶功能。尤其对于远程长航时类飞行器，惯导解算精度将直接影响飞行任务剖面。半实物仿真是在实验室环境中检测惯导设备及飞行控制性能的重要手段。惯导设备半实物仿真原则上要求转台上惯导陀螺敏感的角速度相对于地心惯性系与实现飞行中惯导陀螺敏感的角速度相对地心惯性坐标系一致，这需要通过仿真转台姿态角和角速度控制来实现。
[0003]在行业仿真中，经常将飞行器模型解算的相对地理导航系姿态角和角速度直接用于惯导转台控制指令计算，忽略了实际飞行过程中地球自转和运动牵连角速度的影响。与此同时，试验当地地球自转也会被转台上惯导陀螺敏感到，作为多余角速度耦合进入飞行控制回路，造成仿真试验精度下降。国内外公开文献资料中，没有专门针对该问题的解决方法。
[0004]因此，需要提出一种新的技术方案以改善上述技术问题。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种惯导转台高逼真仿真指令生成方法、系统、介质及设备。
[0006]根据本专利技术提供的一种惯导转台高逼真仿真指令生成方法，所述方法包括如下步骤：
[0007]步骤S1：根据飞行器初始姿态角(θ,ψ,γ)，设置转台初始控制姿态角(θ
*
,ψ
*
,γ
*
)和姿态角速度(0,0,0)，计算飞行器姿态四元数及转台姿态四元数计算飞行器机体坐标相对地理导航坐标的转换矩阵以及转台姿态坐标相对转台零位坐标的转换矩阵
[0008]步骤S2：通过飞行器动力学方程计算其绕质心转动的角速度根据四元数微分方程，更新飞行器姿态四元数和机体坐标相对地理导航坐标的转换矩阵计算飞行器弹道飞行过程中地球自转角速度和牵连角速度通过转换到飞行机体坐标系中，对绕质心转动角速度进行补偿，得到飞行器惯导陀螺应敏感到的机体坐标相对地心惯性坐标下的角速度
[0009]步骤S3：根据转台安置方位与初始零位关系，计算转台安置地理坐标到转台零位坐标的转换矩阵计算转台当地地球自转在安置地理系下角速度通过和两次转
换，得到转台上惯导陀螺敏感到的多余地球自转分量以此对应敏感角速度进行修正，得到转台姿态运动在惯导陀螺上敏感的角速度根据四元数微分方程，更新转台姿态四元数和转台姿态坐标相对转台零位坐标的转换矩阵最终得到转台控制姿态角(θ
*
,ψ
*
,γ
*
)和姿态角速度
[0010]优选地，所述步骤S1包括如下步骤：
[0011]步骤S1.1：根据初始飞行器姿态角(θ,ψ,γ)，确定初始转台控制姿态角(θ
*
,ψ
*
,γ
*
)，此时θ
*
＝θ,ψ
*
＝ψ,γ
*
＝γ，初始姿态角速度为零；
[0012]步骤S1.2：根据飞行器初始姿态角(θ,ψ,γ)计算飞行姿态和转台姿态四元数初值与且
[0013]步骤S1.3：根据飞行器初始姿态角(θ,ψ,γ)，计算飞行机体坐标系相对地理导航坐标系的转换矩阵转台姿态坐标系相对转台零位坐标系的转换矩阵
[0014]优选地，所述步骤S2包括如下步骤：
[0015]步骤S2.1：根据飞行器动力学模型，解算机体绕其质心转动的角速度
[0016]步骤S2.2：根据以及四元数微分方程，计算和更新飞行姿态四元数
[0017]步骤S2.3：根据计算飞行机体坐标系与地理导航系之间的转换矩阵
[0018]步骤S2.4：计算飞行器地表飞行过程中，地理导航系下的地球自转角速度和牵连角速度
[0019]步骤S2.5：根据飞行机体坐标系和地理导航坐标系转换矩阵将牵连角速度和地球自转角速度投影到飞行机体坐标系中，得到飞行器地理导航系相对地心惯性系运动在飞行机体坐标系下的角速度
[0020]步骤S2.6：结合和计算飞行机体坐标系相对地心惯性系的角速度在飞行机体坐标系下的投影此即为飞行器飞行过程中惯导陀螺设备实际敏感的角速度。
[0021]优选地，所述步骤S3包括如下步骤：
[0022]步骤S3.1：确定转台初始零位与安置地理方位，按照偏航ψ
az
、俯仰θ
az
和滚转γ
az
关系，计算转台安置地理系到转台零位坐标系的转换矩阵
[0023]步骤S3.2：计算转台当地地球自转角速度在转台安置地理系下的投影
[0024]步骤S3.3：计算转台当地地球自转角速度在转台零位坐标系下的投影
[0025]步骤S3.4：计算转台上惯导陀螺多余敏感到的转台当地地球自转角速度
[0026]步骤S3.5：按照仿真中惯导设备敏感角速度相对地心惯性坐标系一致性原则，计
算转台姿态运动在飞行惯导设备上应敏感的角速度
[0027]步骤S3.6：根据以及四元数微分方程，计算和更新转台姿态四元数
[0028]步骤S3.7：根据更新转台姿态坐标系和转台零位坐标系的转换矩阵
[0029]步骤S3.8：根据和计算最终转台控制姿态角(θ
*
,ψ
*
,γ
*
)以及姿态角速度
[0030]本专利技术还提供一种惯导转台高逼真仿真指令生成系统，所述系统包括如下模块：
[0031]模块M1：根据飞行器初始姿态角(θ,ψ,γ)，设置转台初始控制姿态角(θ
*
,ψ
*
,γ
*
)和姿态角速度(0,0,0)，计算飞行器姿态四元数及转台姿态四元数计算飞行器机体坐标相对地理导航坐标的转换矩阵以及转台姿态坐标相对转台零位坐标的转换矩阵
[0032]模块M2：通过飞行器动力学方程计算其绕质心转动的角速度根据四元数微分方程，更新飞行器姿态四元数和机体坐标相对地理导航坐标的转换矩阵计算飞行器弹道飞行过程中地球自转角速度和牵连角速度通过转换到飞行机体坐标系中，对绕质心转动角速度进行补偿，得到飞行器惯导陀螺应敏感到的机体坐标相对地心惯性坐标下的角速度
[0033]模块M3：根据转台安置方位与初始零位关系，计算转台安置地理坐标到转台零位坐标的转换矩阵计算转台当地地球自转在安置地理系下角速度通过和两次转换，得到转台上惯导陀螺敏感到的多余地球自转分量以此对应敏感角速度进行修正，得到转台姿态运动在惯导陀螺上敏感的角速度根据四元数微分方程，更新转台姿态四元数和转台姿态坐标相对转台零位坐标的转换矩阵最终得到转台控制姿态角(θ
*
,ψ
*
,γ
*
)和姿态角速度
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种惯导转台高逼真仿真指令生成方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤S1：根据飞行器初始姿态角(θ,ψ,γ)，设置转台初始控制姿态角(θ
*
,ψ
*
,γ
*
)和姿态角速度(0,0,0)，计算飞行器姿态四元数及转台姿态四元数计算飞行器机体坐标相对地理导航坐标的转换矩阵以及转台姿态坐标相对转台零位坐标的转换矩阵步骤S2：通过飞行器动力学方程计算其绕质心转动的角速度根据四元数微分方程，更新飞行器姿态四元数和机体坐标相对地理导航坐标的转换矩阵计算飞行器弹道飞行过程中地球自转角速度和牵连角速度通过转换到飞行机体坐标系中，对绕质心转动角速度进行补偿，得到飞行器惯导陀螺应敏感到的机体坐标相对地心惯性坐标下的角速度步骤S3：根据转台安置方位与初始零位关系，计算转台安置地理坐标到转台零位坐标的转换矩阵计算转台当地地球自转在安置地理系下角速度通过和两次转换，得到转台上惯导陀螺敏感到的多余地球自转分量以此对应敏感角速度进行修正，得到转台姿态运动在惯导陀螺上敏感的角速度根据四元数微分方程，更新转台姿态四元数和转台姿态坐标相对转台零位坐标的转换矩阵最终得到转台控制姿态角(θ
*
,ψ
*
,γ
*
)和姿态角速度2.根据权利要求1所述的惯导转台高逼真仿真指令生成方法，其特征在于，所述步骤S1包括如下步骤：步骤S1.1：根据初始飞行器姿态角(θ,ψ,γ)，确定初始转台控制姿态角(θ
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,ψ
*
,γ
*
)，此时θ
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＝θ,ψ
*
＝ψ,γ
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＝γ，初始姿态角速度为零；步骤S1.2：根据飞行器初始姿态角(θ,ψ,γ)计算飞行姿态和转台姿态四元数初值与且步骤S1.3：根据飞行器初始姿态角(θ,ψ,γ)，计算飞行机体坐标系相对地理导航坐标系的转换矩阵转台姿态坐标系相对转台零位坐标系的转换矩阵3.根据权利要求1所述的惯导转台高逼真仿真指令生成方法，其特征在于，所述步骤S2包括如下步骤：步骤S2.1：根据飞行器动力学模型，解算机体绕其质心转动的角速度步骤S2.2：根据以及四元数微分方程，计算和更新飞行姿态四元数步骤S2.3：根据计算飞行机体坐标系与地理导航系之间的转换矩阵步骤S2.4：计算飞行器地表飞行过程中，地理导航系下的地球自转角速度和牵连角速度
步骤S2.5：根据飞行机体坐标系和地理导航坐标系转换矩阵将牵连角速度和地球自转角速度投影到飞行机体坐标系中，得到飞行器地理导航系相对地心惯性系运动在飞行机体坐标系下的角速度步骤S2.6：结合和计算飞行机体坐标系相对地心惯性系的角速度在飞行机体坐标系下的投影此即为飞行器飞行过程中惯导陀螺设备实际敏感的角速度。4.根据权利要求1所述的惯导转台高逼真仿真指令生成方法，其特征在于，所述步骤S3包括如下步骤：步骤S3.1：确定转台初始零位与安置地理方位，按照偏航ψ
az
、俯仰θ
az
和滚转γ
az
关系，计算转台安置地理系到转台零位坐标系的转换矩阵步骤S3.2：计算转台当地地球自转角速度在转台安置地理系下的投影步骤S3.3：计算转台当地地球自转角速度在转台零位坐标系下的投影步骤S3.4：计算转台上惯导陀螺多余敏感到的转台当地地球自转角速度步骤S3.5：按照仿真中惯导设备敏感角速度相对地心惯性坐标系一致性原则，计算转台姿态运动在飞行惯导设备上应敏感的角速度步骤S3.6：根据以及四元数微分方程，计算和更新转台姿态四元数步骤S3.7：根据更新转台姿态坐标系和转台零位坐标系的转换矩阵步骤S3.8：根据和计算最终转台控制姿态角(θ
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,ψ
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,γ
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)以及姿态角速度5.一种惯导转台高逼真仿真指令生成系统，其特征在于，所述系统包括如下模块：模块M1：根据飞行器初始姿态角(θ,ψ,γ)，设置转台初始控制姿态角(θ
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,ψ
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【专利技术属性】
技术研发人员：万士正，范旭伟，黄杉，程禹，张旭，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：