CN109764752B - 一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法 - Google Patents
一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109764752B CN109764752B CN201811577684.6A CN201811577684A CN109764752B CN 109764752 B CN109764752 B CN 109764752B CN 201811577684 A CN201811577684 A CN 201811577684A CN 109764752 B CN109764752 B CN 109764752B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- inertial navigation
- yaw
- pitch
- roll
- sub
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
本发明公开了一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法,能够使子惯导在较低的加工精度下,实现较为快速准确的初始对准。为达到上述目的,本发明的技术方案为:一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法,针对由火箭弹和发射筒组成的单兵制导火箭发射***进行初始对准,将火箭弹固连在发射筒内,发射筒上固连有制导仪,制导仪内具有主惯导,火箭弹内具有子惯导。在火箭弹发射之前,对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动,并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准。
Description
技术领域
本发明涉及惯导***初始对准技术领域,具体涉及一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法。
背景技术
随着技术的发展和战争要求的提高,为了提高单兵便携式火箭的命中精度,需要在单兵火箭上加装制导装置。惯性导航技术作为一种抗干扰性好、隐蔽性好以及提供制导信息全面的导航技术,被广泛应用于各类制导武器。采用惯性制导的单兵制导火箭,由于成本限制,弹上采用的惯导***精度一般不高,这样带来的影响就是惯导初始自对准误差较大,因此而产生的制导误差会使火箭的命中精度降低。而单兵火箭在战场上的使用要求,则要求弹上惯导***的对准具有快速性,自对准也满足不了这个需求。因此,对于采用惯导体制的单兵制导火箭来讲,通过较高精度的惯导***的导航信息对弹上低精度的惯导***进行传递对准是一个比较合理的初始对准方案。
传统的传递对准方案为了提高传递对准的精度,一般有两类方案。一是通过提高主惯导和子惯导之间基座的加工精度来减小由于加工和安装造成的对准误差;二是通过使载体做较为复杂的机动动作来提高传递对准的精度。由于较高的加工精度势必会提高武器的成本,这对于单兵制导火箭这种低成本武器来讲是难以接受的;而且单兵制导火箭在发射前是依靠士兵自身来让火箭做机动动作,较大的机动对于单兵制导火箭来讲也是难以实现的。因此,对于采用惯导体制的单兵制导火箭,需要一种既保证惯导对准的快速性和易操作性,又对加工精度要求不高的惯导初始对准方案。
发明内容
有鉴于此,本发明提供了一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法,能够使子惯导在较低的加工精度下,实现较为快速准确的初始对准。
为达到上述目的,本发明的技术方案为:
一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法,针对由火箭弹和发射筒组成的单兵制导火箭发射***进行初始对准,将火箭弹固连在发射筒内,发射筒上固连有制导仪,制导仪内具有主惯导,火箭弹内具有子惯导。
在火箭弹发射之前,对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动,并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准。
进一步地,在火箭弹发射之前,对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动,并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准,具体包括如下步骤:
S1、将主惯导开机,主惯导实现自对准,建立发射坐标系,进入导航状态。
S2、依据发射坐标系,将初始导航信息装定给子惯导。
S3、对发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动;在摆动过程中,依据主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度与子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度,解算出偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角。
S4、主惯导将偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数传递给子惯导,子惯导依据偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系。
进一步地,S3中,对发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动,其中设定幅度范围为角度不高于15度。
进一步地,初始导航信息包括位置、速度、姿态初值。
求解失准角方程获得子惯导和主惯导之间的失准角。
进一步地,S4中,子惯导依据偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系,具体为:
有益效果:
本发明提供的单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法,该方法通过制导仪上的主惯导的导航信息对弹上子惯导进行初始对准,并且采用将制导仪和发射筒固连,发射筒和火箭弹固连的方式,实现制导仪上的惯导***和弹上惯导***的传递固连,在此基础上,通过在发射前使发射筒进行小幅度的姿态摆动,实现对主惯导对子惯导的传递对准。由于主惯导的精度高于子惯导,因此通过主惯导对子惯导的传递对准,能够使子惯导在较低的加工精度下,实现较为快速准确的初始对准。
附图说明
图1为本发明提供的一种单兵制导火箭降低加工精度的惯导初始对准方法流程图。
图2为主惯导和子惯导安装关系示意图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例,对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法,针对由火箭弹和发射筒组成的单兵制导火箭发射***进行初始对准,将火箭弹固连在发射筒内,发射筒上固连有制导仪,制导仪内具有主惯导,火箭弹内具有子惯导;主惯导和子惯导安装关系如图2所示。
本发明的工作原理是,在火箭弹发射之前,对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动,并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准。
在火箭弹发射之前,对发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动,并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准,具体包括如下步骤,如图1所示:
S1、将主惯导开机,主惯导实现自对准,建立发射坐标系,进入导航状态;
S2、依据发射坐标系,将初始导航信息装定给子惯导;初始导航信息包括位置、速度、姿态初值。
S3、对发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动;在摆动过程中,依据主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度与子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度,解算出偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角。本发明实施例中设定幅度范围为角度不高于15度。
求解失准角方程获得子惯导和主惯导之间的失准角。
S4、主惯导将偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数传递给子惯导,子惯导依据偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系。
综上,以上仅为本发明的较佳实施例而已,并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内,所作的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (3)
1.一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法,针对由火箭弹和发射筒组成的单兵制导火箭发射***进行初始对准,其特征在于,将火箭弹固连在所述发射筒内,所述发射筒上固连有制导仪,所述制导仪内具有主惯导,所述火箭弹内具有子惯导;
在火箭弹发射之前,对所述发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动,并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准;具体包括如下步骤:
S1、将所述主惯导开机,所述主惯导实现自对准,建立发射坐标系,进入导航状态;
S2、依据所述发射坐标系,将初始导航信息装定给所述子惯导;
S3、对所述发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动;在摆动过程中,依据主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度与子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度,解算出偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角;
S4、主惯导将所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数传递给所述子惯导,所述子惯导依据所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系;
S4中,所述子惯导依据所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系,具体为:
2.如权利要求1所述方法,其特征在于,所述S3中,对所述发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动,其中所述设定幅度范围为角度不高于15度。
3.如权利要求1或2所述方法,其特征在于,所述初始导航信息包括位置、速度、姿态初值。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811577684.6A CN109764752B (zh) | 2018-12-20 | 2018-12-20 | 一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201811577684.6A CN109764752B (zh) | 2018-12-20 | 2018-12-20 | 一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN109764752A CN109764752A (zh) | 2019-05-17 |
CN109764752B true CN109764752B (zh) | 2021-07-13 |
Family
ID=66450961
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201811577684.6A Active CN109764752B (zh) | 2018-12-20 | 2018-12-20 | 一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN109764752B (zh) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN111089588B (zh) * | 2019-12-27 | 2022-02-01 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5672872A (en) * | 1996-03-19 | 1997-09-30 | Hughes Electronics | FLIR boresight alignment |
CN104567930A (zh) * | 2014-12-30 | 2015-04-29 | 南京理工大学 | 一种能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法 |
CN105021212A (zh) * | 2015-07-06 | 2015-11-04 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种初始方位信息辅助下潜航器快速传递对准方法 |
CN105973268A (zh) * | 2016-05-06 | 2016-09-28 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于共基座安装的传递对准精度定量评估方法 |
-
2018
- 2018-12-20 CN CN201811577684.6A patent/CN109764752B/zh active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5672872A (en) * | 1996-03-19 | 1997-09-30 | Hughes Electronics | FLIR boresight alignment |
CN104567930A (zh) * | 2014-12-30 | 2015-04-29 | 南京理工大学 | 一种能够估计和补偿机翼挠曲变形的传递对准方法 |
CN105021212A (zh) * | 2015-07-06 | 2015-11-04 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种初始方位信息辅助下潜航器快速传递对准方法 |
CN105973268A (zh) * | 2016-05-06 | 2016-09-28 | 哈尔滨工程大学 | 一种基于共基座安装的传递对准精度定量评估方法 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
精确制导火箭弹传递对准研究;秦永元 等;《火力与指挥控制》;20121115;第37卷(第11期);第20-23页 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN109764752A (zh) | 2019-05-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN109373833B (zh) | 适用于旋转弹初始姿态和速度联合测量方法 | |
CN108279005B (zh) | 一种导引头数据失效模式下的制导信息重构方法 | |
CN110160523B (zh) | 基于方位装订的初始对准方位角补偿方法及车载武器*** | |
CN104089529B (zh) | 使用光纤陀螺仪对战斗机武器***进行校准的方法及设备 | |
CN110345814B (zh) | 一种不依赖自身导引头测量信息的末制导算法 | |
WO2020114293A1 (zh) | 基于磁测滚转的旋转弹炮口初始参数测量方法 | |
CN115238450A (zh) | 一种制导火箭弹行进间发射攻击区仿真计算方法 | |
CN109764752B (zh) | 一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法 | |
KR101502401B1 (ko) | 공대공 유도탄을 위한 기울기 기반의 최대 교전거리 계산방법 | |
CN110615104A (zh) | 一种无人机武器平台稳定瞄准控制方法 | |
CN112698580A (zh) | 适用于红外精确制导炸弹的半实物仿真***及仿真方法 | |
CN111258229A (zh) | 一种航空自导深弹控制***半实物仿真*** | |
CN108592860B (zh) | 用于机载光电观瞄***基轴对准操作后的瞄准线输出角度计算方法 | |
CN113587740A (zh) | 一种基于弹目视线角的被动反辐射导引方法及*** | |
CN104931048A (zh) | 一种基于mimu的肩扛制导火箭弹的导航方法 | |
US6142412A (en) | Highly accurate long range optically-aided inertially guided type missile | |
CN109780933B (zh) | 一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法 | |
CN101403593A (zh) | 基于横滚/偏摆结构的两轴捷联平台光轴超半球稳定方法 | |
CN114111805B (zh) | 运载火箭多源多类测量数据位置基准高精度对齐方法 | |
CN110765638B (zh) | 扰动引力场对星光/惯性复合制导影响的计算方法 | |
JPH1089896A (ja) | 射撃指揮装置 | |
WO2020142126A2 (en) | Imuless flight control system | |
CN111895865B (zh) | 一种降低装定诸元需求的卫星制导弹药制导方法 | |
CN116222306B (zh) | 激光制导灭火炸弹偏置导引律设计方法及*** | |
Jisi et al. | Simulation for two-dimensional trajectory correction projectile with fixed-canard based on modified proportional navigation |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant | ||
TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20211221 Address after: 710000 a1-135, building 4, phase II, information industry park, No. 526, Xitai Road, high tech Zone, Xi'an, Shaanxi Province Patentee after: Xi'an Xingxing Jianxiang Technology Co.,Ltd. Address before: 100085 no.09c-072, block C, floor 9, No.A 28, information road, Haidian District, Beijing Patentee before: BEIJING HENGXING JIANXIANG TECHNOLOGY Co.,Ltd. |
|
TR01 | Transfer of patent right |