CN109460075A - 一种快速方位角对准的方法及*** - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。

Description

一种快速方位角对准的方法及***

技术领域

本发明涉及传递对准技术领域，具体涉及一种快速方位角对准的方法及***。

背景技术

载机武器在发射前要精确知道载机平台和武器***之间的姿态关系，即载机武器与载机平台间的水平安装偏差角和方位安装偏差角，目前国内外载机武器的水平安装偏差角的获取方法已比较成熟，载机武器的方位角对准一般采用“地面静瞄准(在地面进行静基基座瞄准或采用地面光学瞄准)”或者“空中激励对准(在空中载机采取特殊机动，利用机动时载机的激励，建立传递对准模型进行对准)”的方式进行对准。

目前的方位角对准方法虽能在载机起飞前获得载机武器与平台间的姿态关系，但载机在滑跑起飞和飞行过程中与静态情况相比，力学环境发生剧烈变化，之前测量的姿态关系不再准确，且“地面静瞄准”的方法耗时较长，难以满足快速对准的需求；采用“空中激励对准”的方法，需载机在空中保持特殊的飞行状态或作出特殊的运动，极大地限制了载机作战的机动性与灵活性，并将对准过程带到了天上，使作战流程变得复杂。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种快速方位角对准的方法及***，能精准计算出载机武器与平台之间的方位安装偏差角。

为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：

一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：

接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；

根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；

建立本体系姿态失准角方程，将所述安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。

在上述技术方案的基础上，建立失准角对准模型，具体包括以下步骤：

选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；

基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；

基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。

在上述技术方案的基础上，所述状态向量为：

X(t)＝[ψ_x,ψ_y,ψ_z,δV_E,δV_N]^T

其中，ψ_x、ψ_y、ψ_z分别为惯导***X、Y、Z方向的姿态失准角，δV_E、δV_N分别为北天东导航坐标系东向和北向的速度误差。

在上述技术方案的基础上，所述传递对准状态方程为：

X(k+1)＝A(k+1,k)X(k)+W(k)

其中，X(k+1)为k+1时刻的传递对准滤波器状态；X(k)为k时刻的传递对准滤波器状态；A(k+1,k)为k到k+1时刻的传递对准滤波器状态转移矩阵；W(k)为k时刻的传递对准过程噪声。

在上述技术方案的基础上，所述2×1维观测向量为：

其中：为载机武器惯组的东向、北向速度；为载机平台惯组的东向、北向速度。

在上述技术方案的基础上，所述传递对准观测方程为：

Z＝H·X(t)+V

其中，观测关系矩阵H为2×5维矩阵，具体形式如下：

其中，Z为观测向量，H为观测关系矩阵，X(t)为状态向量，V为测量噪声矩阵。

在上述技术方案的基础上，所述本体系姿态失准角方程为：

其中，为滑跑末时刻的载机武器惯组的姿态矩阵；为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，ψ_m为本体系姿态失准角；同时，

其中，ψ为惯导***的姿态失准角，为滑跑起飞末时刻载机武器惯组的姿态矩阵，ψ_m为本体***的姿态失准角，ψ_a为安装偏差角；联立方程：

得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角ψ_ay：

其中，ψ_x、ψ_y、ψ_z分别为惯导***x、y、z方向的姿态失准角。

本发明还提供一种快速方位角对准的***，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括：

接收模块，用于：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；

失准角对准模型建立模块，用于：根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；

方位安装偏差角计算模块，用于：建立本体系姿态失准角方程，将所述安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。

在上述技术方案的基础上，所述失准角对准模型建立模块包括：

状态向量建立模块，用于选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；

传递对准状态方程建立模块，用于基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；

传递对准观测方程建立模块，用于基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。

在上述技术方案的基础上，载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明的快速方位角对准的方法，在滑跑起飞过程中接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，并根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，能够实时测量载机武器惯组和载机平台惯组之间的安装偏差角，由于建立的失准角对准模型只包含导航系姿态失准角，因此建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，能够精确得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角。

附图说明

图1为本发明实施例中一种快速方位角对准的***的结构框图；

图2为本发明实施例中一种快速方位角对准的方法流程图。

具体实施方式

以下结合附图及实施例对本发明作进一步详细说明。

参见图2所示，本发明实施例提供一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括以下步骤：

接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；

根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；

建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。

根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，能够实时测量载机武器惯组和载机平台惯组之间的安装偏差角，由于建立的失准角对准模型只包含导航系姿态失准角，因此建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，能够精确得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角。

参见图2所示，其中，根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角之前，包括以下步骤：

根据载机平台惯组的静对准结果，建立载机武器惯组姿态矩阵；

根据载机武器惯组姿态矩阵，对载机武器惯组的姿态、速度和位置进行初始化。

载机武器惯组姿态矩阵：

其中：为载机武器惯组姿态矩阵，为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，为滑跑起飞前载机平台的安装矩阵而且：

其中：φ_ax,φ_ay,φ_az分别为滑跑起飞前的静对准得到的载机平台的滚装、方位、俯仰安装偏差角。

根据载机武器惯组姿态矩阵，对载机武器惯组的姿态、速度和位置进行初始化，具体包括，

载机武器惯组的姿态初始方程：

ψ₀＝ψ_m0

其中：ψ₀、γ₀为载机武器惯组的俯仰、偏航与滚转角初值；ψ_m0为载机平台惯组的方位角；

载机武器惯组的速度初始方程：

其中，为载机武器惯组***的北向、天向、东向的速度初值；为载机平台惯组***的北向、天向、东向的速度初值；

载机武器惯组的位置初始方程：

L₀＝L_m0

λ₀＝λ_m0

h₀＝h_m0

其中：L₀、λ₀、h₀分别为载机武器惯组***的经度、纬度、高度三向位置的初值。L_m0、λ_m0、h_m0分别为载机平台惯组***经度、纬度、高度三向位置的初值。

进一步的，根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，具体包括以下步骤：

选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；

基于状态向量，建立传递对准状态方程；

建立基于2×1维观测向量的传递对准观测方程。

其中，状态向量为：

X(t)＝[ψ_x,ψ_y,ψ_z,δV_E,δV_N]^T

其中，ψ_x、ψ_y、ψ_z分别为惯导***X、Y、Z方向的姿态失准角，δV_E、δV_N分别为北天东导航坐标系东向和北向的速度误差。

通过载机平台惯性测量装置、载机武器惯性测量装置测量获得了包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间的多个测量参数，但本发明实施例只选取其中五个测量参数ψ_x、ψ_y、ψ_z、δV_E、δV_N进行监测，通过选取较少的量，可以在保证对准精度前提下，节省计算时间和传输时间，使对准更加快速。

进一步的，传递对准状态方程为：

X(k+1)＝A(k+1,k)X(k)+W(k)

其中，X(k+1)为k+1时刻的传递对准滤波器状态；X(k)为k时刻的传递对准滤波器状态；A(k+1,k)为k到k+1时刻的传递对准滤波器状态转移矩阵；W(k)为k时刻的传递对准过程噪声。

具体的，A(k+1,k)的具体表达形式为：

其中：分别为在导航系下载机武器惯组的加速度计测量得到三轴速度增量，ΔV_x,ΔV_y,ΔV_z分别为在本体系载机武器惯组的加速度计测量得到三轴速度增量,为载机武器惯组滑跑起飞末时刻姿态矩阵。

基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程具体为：

观测向量Z为2×1维向量，其观测值计算如下：

其中：为载机武器惯组的东向、北向速度；为载机平台惯组的东向、北向速度。

传递对准观测方程为：

Z＝H·X(t)+V

其中，Z为观测向量，H为观测关系矩阵，X(t)为状态向量，V为测量噪声矩阵。

观测关系矩阵H为2×5维矩阵，具体形式如下：

进一步的，建立的本体系姿态失准角方程为：

其中：为载机武器惯组姿态矩阵；为载机平台惯组姿态矩阵，ψ_mx、ψ_my、ψ_mz分别表示本体系x、y、z方向的姿态失准角。

其中，为滑跑末时刻的载机武器惯组的姿态矩阵；为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，ψ_m为本体系姿态失准角；同时，

其中，ψ为惯导***的姿态失准角，为载机武器惯组滑跑起飞末时刻姿态矩阵，ψ_m为本体***的姿态失准角，ψ_a为安装偏差角；联立方程：

得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角ψ_ay：

其中，ψ_x、ψ_y、ψ_z分别为惯导***x、y、z方向的姿态失准角。

参见图1所示，本发明实施例还提供一种快速方位角对准的***，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，包括接收模块、失准角对准模型建立模块和方位安装偏差角计算模块和控制装置。

接收模块用于：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；

失准角对准模型建立模块用于：根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；

方位安装偏差角计算模块用于：建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角；

控制装置用于控制快速方位角对准的***的运行。

根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，能够实时测量载机武器惯组和载机平台惯组之间的安装偏差角，由于建立的失准角对准模型只包含导航系姿态失准角，因此建立本体系姿态失准角方程，将安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，能够精确得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角。

其中，载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间。载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数分别通过载机武器惯组测量装置和载机平台惯组测量装置测量得到，载机武器惯组测量装置安装在载机武器上，能实时测量载机武器运动的角速度和加速度，主要由陀螺仪和加速度计组成，载机平台惯组测量装置安装在载机平台上，能实时测量载机平台运动的角速度和加速度，主要由陀螺仪和加速度计组成。

参见图1所示，其中，失准角对准模型建立模块包括状态向量建立模块、传递对准状态方程建立模块和传递对准观测方程建立模块。

状态向量建立模块用于选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；

传递对准状态方程建立模块用于基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；

传递对准观测方程建立模块用于基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。

参见图2所示，其中，根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角之前，包括以下步骤：

根据载机平台惯组的静对准结果，建立载机武器惯组姿态矩阵；

根据载机武器惯组姿态矩阵，对载机武器惯组的姿态、速度和位置进行初始化。

载机武器惯组姿态矩阵：

其中：为载机武器惯组姿态矩阵，为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，为滑跑起飞前载机平台的安装矩阵而且：

其中：φ_ax,φ_ay,φ_az分别为滑跑起飞前的静对准得到的载机平台的滚装、方位、俯仰安装偏差角。

根据载机武器惯组姿态矩阵，对载机武器惯组的姿态、速度和位置进行初始化，具体包括，

载机武器惯组的姿态初始方程：

ψ₀＝ψ_m0

其中：ψ₀、γ₀为载机武器惯组的俯仰、偏航与滚转角初值；ψ_m0为载机平台惯组的方位角；

载机武器惯组的速度初始方程：

其中，为载机武器惯组***的北向、天向、东向的速度初值；为载机平台惯组***的北向、天向、东向的速度初值；

载机武器惯组的位置初始方程：

L₀＝L_m0

λ₀＝λ_m0

h₀＝h_m0

其中：L₀、λ₀、h₀分别为载机武器惯组***的经度、纬度、高度三向位置的初值。L_m0、λ_m0、h_m0分别为载机平台惯组***经度、纬度、高度三向位置的初值。

进一步的，根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角，具体包括以下步骤：

选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；

基于状态向量，建立传递对准状态方程；

建立基于2×1维观测向量的传递对准观测方程。

其中，状态向量为：

X(t)＝[ψ_x,ψ_y,ψ_z,δV_E,δV_N]^T

其中，ψ_x、ψ_y、ψ_z分别为惯导***X、Y、Z方向的姿态失准角，δV_E、δV_N分别为北天东导航坐标系东向和北向的速度误差。

通过载机平台惯性测量装置、载机武器惯性测量装置测量获得了包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间的多个测量参数，但本发明实施例只选取其中五个测量参数ψ_x、ψ_y、ψ_z、δV_E、δV_N进行监测，通过选取较少的量，可以在保证对准精度前提下，节省计算时间和传输时间，使对准更加快速。

进一步的，传递对准状态方程为：

X(k+1)＝A(k+1,k)X(k)+W(k)

其中，X(k+1)为k+1时刻的传递对准滤波器状态；X(k)为k时刻的传递对准滤波器状态；A(k+1,k)为k到k+1时刻的传递对准滤波器状态转移矩阵；W(k)为k时刻的传递对准过程噪声。

具体的，A(k+1,k)的具体表达形式为：

其中：分别为在导航系下载机武器惯组的加速度计测量得到三轴速度增量，ΔV_x,ΔV_y,ΔV_z分别为在本体系载机武器惯组的加速度计测量得到三轴速度增量,为载机武器惯组滑跑起飞末时刻姿态矩阵。

基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程具体为：

观测向量Z为2×1维向量，其观测值计算如下：

其中：为载机武器惯组的东向、北向速度；为载机平台惯组的东向、北向速度。

传递对准观测方程为：

Z＝H·X(t)+V

其中，Z为观测向量，H为观测关系矩阵，X(t)为状态向量，V为测量噪声矩阵。

观测关系矩阵H为2×5维矩阵，具体形式如下：

进一步的，建立的本体系姿态失准角方程为：

其中：为载机武器惯组姿态矩阵；为载机平台惯组姿态矩阵，ψ_mx、ψ_my、ψ_mz分别表示本体系x、y、z方向的姿态失准角。

其中，为滑跑末时刻的载机武器惯组的姿态矩阵；为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，ψ_m为本体系姿态失准角；同时，

其中，ψ为惯导***的姿态失准角，为载机武器惯组滑跑起飞末时刻姿态矩阵，ψ_m为本体***的姿态失准角，ψ_a为安装偏差角；联立方程：

得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角ψ_ay：

其中，ψ_x、ψ_y、ψ_z分别为惯导***x、y、z方向的姿态失准角。

本发明不局限于上述实施方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也视为本发明的保护范围之内。本说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (10)

1.一种快速方位角对准的方法，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，其特征在于，包括以下步骤：

接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；

根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；

建立本体系姿态失准角方程，将所述安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。

2.如权利要求1的快速方位角对准的方法，其特征在于，建立失准角对准模型，具体包括以下步骤：

选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；

基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；

基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。

3.如权利要求2的快速方位角对准的方法，其特征在于，所述状态向量为：

X(t)＝[ψ_x,ψ_y,ψ_z,δV_E,δV_N]^T

其中，ψ_x、ψ_y、ψ_z分别为惯导***X、Y、Z方向的姿态失准角，δV_E、δV_N分别为北天东导航坐标系东向和北向的速度误差。

4.如权利要求3的快速方位角对准的方法，其特征在于，所述传递对准状态方程为：

X(k+1)＝A(k+1,k)X(k)+W(k)

其中，X(k+1)为k+1时刻的传递对准滤波器状态；X(k)为k时刻的传递对准滤波器状态；A(k+1,k)为k到k+1时刻的传递对准滤波器状态转移矩阵；W(k)为k时刻的传递对准过程噪声。

5.如权利要求3的快速方位角对准的方法，其特征在于，所述2×1维观测向量为：

其中：为载机武器惯组的东向、北向速度；为载机平台惯组的东向、北向速度。

6.如权利要求5的快速方位角对准的方法，其特征在于，所述传递对准观测方程为：

Z＝H·X(t)+V

其中，观测关系矩阵H为2×5维矩阵，具体形式如下：

其中，Z为观测向量，H为观测关系矩阵，X(t)为状态向量，V为测量噪声矩阵。

7.如权利要求3的快速方位角对准的方法，其特征在于，所述本体系姿态失准角方程为：

其中，为滑跑末时刻的载机武器惯组的姿态矩阵；为滑跑起飞前的载机平台惯组姿态矩阵，ψ_m为本体系姿态失准角；同时，

其中，ψ为惯导***的姿态失准角，为滑跑起飞末时刻载机武器惯组的姿态矩阵，ψ_m为本体***的姿态失准角，ψ_a为安装偏差角；联立方程：

得到载机武器和载机平台之间的方位安装偏差角ψ_ay：

其中，ψ_x、ψ_y、ψ_z分别为惯导***x、y、z方向的姿态失准角。

8.一种快速方位角对准的***，用于在滑跑起飞过程中对载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数进行处理，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角，其特征在于，包括：

接收模块，用于：接收载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数；

失准角对准模型建立模块，用于：根据载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数，建立失准角对准模型，得到载机武器惯组和载机平台惯组的安装偏差角；

方位安装偏差角计算模块，用于：建立本体系姿态失准角方程，将所述安装偏差角反馈到本体系姿态失准角方程中，得到载机武器惯组和载机平台惯组之间的方位安装偏差角。

9.如权利要求8的快速方位角对准的***，其特征在于，所述失准角对准模型建立模块包括：

状态向量建立模块，用于选取姿态失准角、速度误差作为传递对准滤波器的状态向量；

传递对准状态方程建立模块，用于基于所述状态向量，建立传递对准状态方程；

传递对准观测方程建立模块，用于基于2×1维的观测向量建立传递对准观测方程。

10.如权利要求8的快速方位角对准的***，其特征在于，载机武器惯组和载机平台惯组的测量参数包括角速度增量、加速度增量、速度增量、位置增量和时间。