[發明專利]一種在發射坐標系下的飛行器姿態對準方法及系統

有效

• 申請號: 202011482413.X
• 申請日: 2020-12-16
• 公開（公告）號: CN112611394B
• 公開（公告）日: 2022-08-16
• 發明（設計）人: 陳凱;沈付強;周鈞;趙子祥;梁文超
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G01C25/00
• 分類號: G01C25/00
• 代理公司: 北京高沃律師事務所 11569
• 代理人: 王愛濤

本發明公開了一種在發射坐標系下的飛行器姿態對準方法及系統。該方法包括：根據初始緯度和發射方位角，計算地心慣性坐標系到發射坐標系的轉換矩陣；根據陀螺儀輸出角速度，計算載體坐標系到載體慣性坐標系的轉換矩陣；根據加速度計的輸出、地球自轉角速度和載體坐標系到載體慣性坐標系的轉換矩陣，采用雙矢量定姿方法計算載體慣性坐標系到地心慣性坐標系的轉換矩陣；將地心慣性坐標系到發射坐標系的轉換矩陣、載體慣性坐標系到地心慣性坐標系的轉換矩陣與載體坐標系到載體慣性坐標系的轉換矩陣的乘積確定為發射坐標系下飛行器發射前的姿態矩陣。采用本發明的方法及系統，能夠滿足垂直發射飛行器初始姿態信息獲取需求。

技術領域

本發明涉及飛行器導航技術領域，特別是涉及一種在發射坐標系下的飛行器姿態對準方法及系統。

背景技術

捷聯慣性導航系統（Strap-down Inertial Navigation System，SINS）作為一種自主導航系統，具有隱蔽性好、不受外界干擾、不受地域和氣候條件限制等諸多優點，目前已廣泛應用于航天、航空、航海以及陸地等領域。在捷聯慣導系統進入導航解算前，需要得到載體準確的初始狀態，包括載體的姿態、速度和位置等。捷聯慣導系統的精對準和后續導航必須在完成姿態粗對準的基礎上進行，所以姿態粗對準在整個導航任務中起著至關重要的作用。

現有的粗對準技術中，大多是在當地水平坐標系或地心地固坐標系下進行的，但這兩種坐標系無法滿足垂直發射的要求。而現行的很多飛行器（如助推-滑翔高超聲速飛行器、垂直發射的火箭等），均采用垂直發射，因此，解決初始捷聯慣導初始對準問題是十分必要的。

發明內容

本發明的目的是提供一種在發射坐標系下的飛行器姿態對準方法及系統，能夠滿足垂直發射飛行器初始姿態信息獲取需求。

為實現上述目的，本發明提供了如下方案：

一種飛行器姿態對準方法，包括：

獲取發射時刻飛行器的初始緯度、發射方位角、陀螺儀輸出角速度、加速度計的輸出和地球自轉角速度；

根據所述初始緯度和所述發射方位角，計算地心慣性坐標系到發射坐標系的轉換矩陣；

根據所述陀螺儀輸出角速度，計算載體坐標系到載體慣性坐標系的轉換矩陣；

根據所述加速度計的輸出、所述地球自轉角速度和所述載體坐標系到載體慣性坐標系的轉換矩陣，采用雙矢量定姿方法計算載體慣性坐標系到地心慣性坐標系的轉換矩陣；

將所述地心慣性坐標系到發射坐標系的轉換矩陣、所述載體慣性坐標系到地心慣性坐標系的轉換矩陣與所述載體坐標系到載體慣性坐標系的轉換矩陣的乘積確定為發射坐標系下飛行器發射前的姿態矩陣。

可選的，所述根據所述初始緯度和所述發射方位角，計算地心慣性坐標系到發射坐標系的轉換矩陣，具體包括：

根據所述初始緯度和所述發射方位角，采用如下公式計算發射坐標系到地心慣性坐標系的轉換矩陣；

對所述發射坐標系到地心慣性坐標系的轉換矩陣進行正交變換，得到地心慣性坐標系到發射坐標系的轉換矩陣；所述地心慣性坐標系到發射坐標系的轉換矩陣如下：

式中，為發射坐標系到地心慣性坐標系的轉換矩陣，i為地心慣性坐標系，g為發射坐標系，為繞y軸旋轉的余弦矩陣，為繞x軸旋轉的余弦矩陣，為在發射點飛行器的初始緯度，為發射方位角，為地心慣性坐標系到發射坐標系的轉換矩陣。

可選的，所述根據所述陀螺儀輸出角速度，計算載體坐標系到載體慣性坐標系的轉換矩陣，具體包括：

獲取上一時刻的姿態四元數；