[发明专利]一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法

摘要

本发明提供一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法，具体为：S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高；S2、以采集的载机姿态为基准，通过动基座对准得到导弹相对载机的姿态；S3、导弹离开载机时刻，动基座对准的导弹相对载机的姿态采用四元数表达，依据姿态四元数计算零时姿态角，进而求取导弹相对地面发射系的姿态：选定导航周期的一个整节点，以该整节点的载机速度和经纬高为导弹的导航初始值，推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高，再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。本发明在导弹离开载机之前，与动基座对准完成之后，增加一段过渡导航，避免了初始导航基准误差大的问题，提高了导航精度。

主权项

1.一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高；S2、以采集的载机姿态为基准，通过动基座对准得到导弹相对载机的姿态；S3、计算导弹离开载机时刻导弹相对地面发射系的姿态、速度和经纬高：S31、计算导弹相对地面发射系的姿态；导弹离开载机时刻记为零时，动基座对准的导弹相对载机的姿态采用四元数(q_0,NUE、q_1,NUE、q_2,NUE、q_3,NUE)表达，依据姿态四元数计算零时姿态角再依据零时姿态角求取导弹相对地面发射系的姿态[q_0,0,q_1,0,q_2,0,q_3,0]：p₁＝0p₃＝0q₀＝q_0,NUE×p₀‑q_1,NUE×p₁‑q_2,NUE×p₂‑q_3,NUE×p₃q₁＝q_0,NUE×p₁+q_1,NUE×p₀‑q_2,NUE×p₃+q_3,NUE×p₂q₂＝q_0,NUE×p₂+q_1,NUE×p₃+q_2,NUE×p₀‑q_3,NUE×p₁q₃＝q_0,NUE×p₃‑q_1,NUE×p₂+q_2,NUE×p₁+q_3,NUE×p₀ψ′＝asin[2(q₀q₂‑q₁q₃)]A为射向；S32、计算导弹相对地面发射系的速度和经纬高；选定导航周期的一个整节点，以该整节点在地理坐标系下的载机速度[V_N,V_U,V_E]_Plane和经纬高[L_W,B_W,H]_Plane为导弹的导航初始值，推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高，再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。