申请/专利权人：上海机电工程研究所

申请日：2021-11-26

公开（公告）日：2024-06-14

公开（公告）号：CN114061575B

主分类号：G01C21/16

分类号：G01C21/16;G01C25/00;G01S19/40;G01S19/47

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.14#授权;2024.05.10#著录事项变更;2022.03.08#实质审查的生效;2022.02.18#公开

摘要：本发明提供了一种大失准角条件下的导弹姿态角精对准方法及系统，包括：步骤S1：建立大失准角条件下捷联惯导系统的惯导误差模型；步骤S2：设置基于捷联惯导信息和卫星导航信息数据融合的扩展卡尔曼滤波器；步骤S3：利用惯导误差模型和扩展卡尔曼滤波器获取失准角估计值；步骤S4：利用获取的失准角估计值对导弹当前姿态角进行姿态矫正。本发明基于大失准角条件下的惯导系统误差模型，对卫星导航信息和捷联惯导信息进行融合，建立了扩展卡尔曼滤波模型，估计出准确的姿态角误差进行修正，可以在大失准角情况下，完成导弹的姿态角精对准。

主权项：1.一种大失准角条件下的导弹姿态角精对准方法，其特征在于，包括：步骤S1：建立大失准角条件下捷联惯导系统的惯导误差模型；步骤S2：设置基于捷联惯导信息和卫星导航信息数据融合的扩展卡尔曼滤波器；步骤S3：利用惯导误差模型和扩展卡尔曼滤波器获取失准角估计值；步骤S4：利用获取的失准角估计值对导弹当前姿态角进行姿态矫正；所述惯导误差模型包括：捷联惯导非线性姿态误差模型和捷联惯导非线性速度误差模型；所述捷联惯导非线性姿态误差模型是基于捷联惯导系统姿态解算的原理，在理想方向余弦矩阵微分方程中，利用初始姿态角误差、速度误差和陀螺仪测量误差推导大失准角条件下的捷联惯导非线性姿态误差方程；捷联惯导非线性速度误差模型是基于捷联惯导系统姿态解算的原理，在理想比力方程中，利用初始姿态角误差、速度误差、位置误差和加速度计测量误差推导大失准角条件下的捷联惯导非线性速度误差方程；所述步骤S2采用：将捷联惯导系统输出的速度和位置与卫星导航系统输出的速度和位置进行信息融合，利用最优估计理论对姿态角误差进行估计；所述步骤S3采用：基于大失准角条件下捷联惯导误差模型建立状态方程，将惯导输出的速度和位置与卫星导航系统输出的速度和位置进行信息融合建立观测方程；在大失准角条件下，惯导系统的误差模型是非线性的，建立扩展卡尔曼滤波算法估计非线性系统的状态；所述惯导误差模型包括：捷联惯导非线性姿态误差模型和捷联惯导非线性速度误差模型；所述捷联惯导非线性姿态误差模型是基于捷联惯导系统姿态解算的原理，在理想方向余弦矩阵微分方程中，利用初始姿态角误差、速度误差和陀螺仪测量误差推导大失准角条件下的捷联惯导非线性姿态误差方程；理想情况下，方向余弦矩阵微分方程为： （1）其中，表示理想姿态矩阵的变化率，表示理想姿态矩阵，表示体坐标系相较于理想导航系的角速度在体坐标系的投影，表示叉乘运算，表示体坐标系，表示理想导航系；实际情况下，方向余弦矩阵微分方程为： （2）其中，表示真实姿态矩阵的变化率，表示真实姿态矩阵，表示体坐标系相较于真实导航系的角速度在体坐标系的投影，表示真实导航系；计算过程中，有： （3）其中，表示理想陀螺输出，表示理想姿态矩阵，表示理想导航系相对惯性系的角速度在理想导航系的投影，表示真实陀螺输出，表示真实姿态矩阵，表示真实导航系相对惯性系的角速度在真实导航系的投影，表示角速度误差，表示真实导航系到理想导航系的转换矩阵；得： （4）其中，表示真实导航系相较理想导航系的角速度在真实导航系的投影；由矢量旋转关系得： （5）其中，表示真实导航系到理想导航系的转换矩阵的变化率；推导得到大失准角捷联惯导姿态误差方程为： （6）式中， （7）捷联惯导非线性速度误差模型是基于捷联惯导系统姿态解算的原理，在理想比力方程中，利用初始姿态角误差、速度误差、位置误差和加速度计测量误差推导大失准角条件下的捷联惯导非线性速度误差方程；根据比力方程式，在理想情况下，不考虑任何误差时，弹体速度由下式确定： （8）其中，表示弹体在理想导航系的加速度，表示理想加表输出，表示地球系相对惯性系的角速度在理想导航系的投影，表示理想导航系相对地球系的角速度在理想导航系的投影，表示弹体在理想导航系的速度，表示重力在理想导航系的投影；实际情况下，弹体速度由下式确定： （9）其中，表示弹体在真实导航系的加速度，表示真实加表输出，表示地球系相对惯性系的角速度在真实导航系的投影，表示真实导航系相对地球系的角速度在真实导航系的投影，表示弹体在真实导航系的速度，表示重力在真实导航系的投影；式中： （10）其中，表示真实值与理性值之间的误差，表示理想导航系到真实导航系的转换矩阵，为加速度计的常值零偏；认为，推导得到大失准角捷联惯导速度误差方程为： （11）所述步骤S2采用：弹上捷联惯导系统在进行捷联解算时，由于姿态角误差引起的捷联解算误差会体现在弹体速度和弹体位置误差上，由于弹上存在卫星导航系统，所以惯导输出的速度和位置误差是可知的，其中包含有姿态角误差信息，将捷联惯导系统输出的速度和位置与卫星导航系统输出的速度和位置进行信息融合，利用最优估计理论对姿态角误差进行估计；所述步骤S3采用：基于大失准角条件下捷联惯导误差模型建立状态方程，将惯导输出的速度和位置与卫星导航系统输出的速度和位置进行信息融合建立观测方程；在大失准角条件下，惯导系统的误差模型是非线性的，建立扩展卡尔曼滤波算法估计非线性系统的状态；状态变量为惯导系统三轴失准角、三方向速度误差、位置误差、陀螺零偏和加速度计零偏，即： 结合捷联惯导的非线性误差模型，得状态方程为： 式中， 其中，表示地球卯酉圈半径，表示弹体高度，表示地球子午圈半径，表示正割函数，表示弹体纬度，卫星导航系统可以提供弹体的实时速度和实时位置信息，所以量测信息采用卫星导航与惯导系统的速度之差和位置之差，即： 量测方程为： 其中，表示观测量，表示观测噪声，选取典型理论弹道进行仿真分析，仿真初始条件设置如下：导弹精对准初始姿态信息真值为偏航-31.5°、俯仰23.8°、滚转30.8°，加入参数装订误差后，代入精对准滤波器的姿态信息为偏航-61.5°、俯仰-13.8°、滚转0.8°；利用扩展卡尔曼滤波模型对三轴失准角进行滤波估计，估计出的三轴失准角曲线；扩展卡尔曼滤波算法如下： 式中，表示状态量的一步预测，表示当前拍的状态量，T表示滤波周期，表示协方差矩阵的一步预测，表示在处的雅克比矩阵的离散化形式，表示当前的协方差矩阵，表示状态噪声矩阵，表示滤波增益矩阵，表示观测矩阵，上标T表示矩阵转置，表示观测噪声矩阵，表示状态量的一步估计，表示状态量，表示15维单位矩阵；表示当前拍的数据；所述步骤S4采用：使用滤波估计的三轴失准角生成姿态角校正矩阵，对惯导系统的姿态矩阵进行校正，利用校正后的姿态矩阵重新计算导弹姿态角，获得校正后的导弹姿态角信息，完成大失准角条件下导弹的姿态角精对准；滤波估计的三轴失准角为，姿态校正矩阵为： 惯导系统的姿态矩阵为： 式中，、和为分别为校正前的弹体姿态角；使用姿态校正矩阵校正惯导系统的姿态矩阵，得到校正后的姿态矩阵为： 式中，；得到校正后的惯导姿态矩阵后，再使用传统的姿态矩阵计算姿态角方法得到校正后的导弹姿态角。

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