[发明专利]一种发射系下捷联惯组导航的工程算法

说明书

本发明公开了一种发射系下捷联惯组导航的工程算法,适用于飞行器导航领域。包括以下步骤：建立载体b坐标系和发射g坐标系；建立导航初始状态；更新飞行器姿态；更新本地重力加速度；更新飞行器实时速度；更新飞行器实时位置。本发明基于发射g坐标系进行导航解算，发射系与地球固联，其位置、速度和姿态导航参数是相对于地球的，与地面飞控系统需求的导航信息一致，有利于人的直观描述和理解。本发明发射g坐标系采用J2重力模型，考虑了当地水平的南北向重力影响，速度更新算法考虑了由于地球自转产生的牵引加速度和柯式加速度在飞行器自由飞行段中的影响，适合所有短程助推‑滑翔供靶飞行器的导航使用，适合与卫星导航进行组合导航。

技术领域

本发明涉及飞行器导航领域，具体地说涉及一种发射系下捷联惯组导航的工程算法。

背景技术

供靶飞行器可以较真实的模拟敌方来袭飞行器的运动特性，是部队训练和武器定型时必不可少的考核手段。供靶飞行器以助推-滑翔飞行的方式飞行至预定区域(弹道定点附近)后，控制舵面偏转，使弹体产生相应的飞行攻角，弹体进入巡航或机动飞行状态，为防空武器提供一个水平飞行并有一定机动能力的待拦截目标。该靶弹采用低成本的捷联惯组进行导航，结合嵌入式飞行控制计算机，形成控制系统，在满足靶弹基本性能要求的同时，能够很大程度的降低费用。

选择合适的导航参考坐标系，有利于飞行器导航制导系统的设计和应用。在常用的地球导航定位方法中，一般都是以地球中心为原点，采用与地球相固联的坐标系作为基准进行定位，如地心固联坐标系。对于助推-滑翔式靶弹，飞行距离有限，其飞行剖面划分为助推段、自由弹道段(含滑翔供靶)和下降段等飞行阶段，自由段的射程和飞行时间占全弹道的80％～90％以上，是靶弹最重要的供靶时间，此时靶弹沿着地球表面飞行，控制算法期望用描述飞行器与地面相对关系的姿态、位置导航数据来进行飞行控制，也有利于人的直观描述和理解。在工程实际中，常使用以地面台、站中心为坐标原点建立起来的发射坐标系作为靶弹。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是如何提供一种综合考虑当地水平的南北向重力和由于地球自转产生的牵引加速度、柯式加速度在飞行器中的影响的发射系下捷联惯组导航的工程算法。

为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案是：包括以下步骤：

步骤一：以飞行器为载体，建立载体b坐标系，坐标原点为飞行器的质心，x_b轴指向头部，y_b轴在飞行器的主对称面内向上为正；

以发射点为原点建立发射g坐标系，x_g轴在发射点水平面内，指向发射瞄准方向，y_g轴垂直于发射点水平面指向上方，所述发射g坐标系为前上右坐标系，设定发射g坐标系作为导航n坐标系；

步骤二：根据飞行器发射的初始信息，建立导航初始状态，包括以下子步骤：

子步骤一：计算初始四元数：设弹体的初始俯仰角为滚转角为γ₀、航向角为ψ₀，代入四元数方程得到载体b坐标系向发射g坐标系转换的四元数：

归一化的四元数为：

子步骤二：建立初始姿态矩阵：根据四元数与姿态矩阵的关系得到载体b 坐标系向发射g坐标系转换姿态矩阵

子步骤三：初始化本地地球参数：设发射点的纬度为B₀，经度为U₀，方位角为A₀，地球自转角速度ω_e在发射g坐标系下的投影分量为：

ω_ex＝ω_ecos(B₀)*cos(A₀)