[發(fā)明專利]一種火箭初始方位對準(zhǔn)修正方法

在審

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• 申請日: 2022-11-14
• 公開（公告）號: CN115727720A
• 公開（公告）日: 2023-03-03
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 請求不公布姓名
• 申請（專利權(quán)）人: 寧波天擎航天科技有限公司
• 主分類號: F42B15/01
• 分類號: F42B15/01;G01C21/16;G01S19/47
• 代理公司: 寧波甬致專利代理有限公司 33228
• 代理人: 袁波

本發(fā)明提供了一種火箭初始方位對準(zhǔn)修正方法，包括：步驟S1，于火箭起飛后的至少一預(yù)設(shè)時刻，采集衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)、慣組導(dǎo)航數(shù)據(jù)、標(biāo)準(zhǔn)彈道速度；步驟S2，預(yù)處理得到有效導(dǎo)航數(shù)據(jù)；步驟S3，根據(jù)各有效導(dǎo)航數(shù)據(jù)和預(yù)設(shè)數(shù)量處理得到第一數(shù)量百分比并判斷第一數(shù)量百分比是否大于第一標(biāo)準(zhǔn)百分比：若是，處理得到第一擬合數(shù)據(jù)；若否，將慣導(dǎo)誤差置零；步驟S4，根據(jù)第一擬合數(shù)據(jù)、預(yù)設(shè)時刻和采集時刻得到慣導(dǎo)誤差；步驟S5，根據(jù)慣導(dǎo)誤差、標(biāo)準(zhǔn)彈道速度、初始狀態(tài)數(shù)據(jù)和實時姿態(tài)四元數(shù)得到修正后姿態(tài)四元數(shù)，并將實時姿態(tài)四元數(shù)替換為修正后姿態(tài)四元數(shù)。有益效果是本發(fā)明通過對實時姿態(tài)四元數(shù)進行智能修正以消除方位誤差，保證火箭順利進入軌道。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及火箭方位修正的技術(shù)領(lǐng)域，具體而言，涉及一種火箭初始方位對準(zhǔn)修正方法。

背景技術(shù)

固體火箭是一種依靠發(fā)動機噴射工作介質(zhì)所產(chǎn)生的反作用力向前推進的飛行器，具有機動性強、準(zhǔn)備時間短等特點，能夠滿足快速機動、快速部署和快速進入空間的需求，可以廣泛應(yīng)用于軍事、民用以及商用的中小型衛(wèi)星發(fā)射任務(wù)。

火箭起飛后通過初始方位對準(zhǔn)得到的初始姿態(tài)一般存在誤差，如果采用低精度慣組進行自對準(zhǔn)，誤差則會更大，而在火箭起飛后如果不盡快進行方位修正，經(jīng)過長時間飛行導(dǎo)航計算后，將會累積大量導(dǎo)航誤差，致使火箭不能順利進入軌道，或?qū)е氯胲壘容^低，且由于商業(yè)火箭低成本的要求，目前在進行初始方位對準(zhǔn)時大量采用較低精度的慣組，使得火箭初始方位對準(zhǔn)誤差很大，箭上計算機計算得到的姿態(tài)與火箭實際姿態(tài)之間的誤差也很大。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明要解決的問題是：提供一種火箭初始方位對準(zhǔn)修正方法，根據(jù)衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)和慣組導(dǎo)航數(shù)據(jù)對實時姿態(tài)四元數(shù)進行智能修正，通過多次修正消除方位誤差，保證火箭順利進入軌道。

為解決上述問題，本發(fā)明提供一種火箭初始方位對準(zhǔn)修正方法，包括：

步驟S1，于火箭起飛后的至少一預(yù)設(shè)時刻，控制火箭上的箭上計算機持續(xù)采集預(yù)設(shè)數(shù)量的衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)和各所述衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)對應(yīng)的一慣組導(dǎo)航數(shù)據(jù)，并采集所述預(yù)設(shè)時刻火箭對應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)彈道速度，以及記錄每個所述衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)對應(yīng)的一采集時刻；

步驟S2，對各所述衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)進行預(yù)處理得到多個有效導(dǎo)航數(shù)據(jù)；

步驟S3，根據(jù)各所述有效導(dǎo)航數(shù)據(jù)的數(shù)量和所述預(yù)設(shè)數(shù)量處理得到一第一數(shù)量百分比，并判斷所述第一數(shù)量百分比是否大于預(yù)設(shè)的一第一標(biāo)準(zhǔn)百分比：

若是，則對各所述有效數(shù)據(jù)進行最小二乘擬合處理得到對應(yīng)的一第一擬合數(shù)據(jù)，隨后轉(zhuǎn)向步驟S4；

若否，則將慣導(dǎo)誤差置零并轉(zhuǎn)向步驟S5；

步驟S4，根據(jù)所述第一擬合數(shù)據(jù)、所述預(yù)設(shè)時刻和各所述有效導(dǎo)航數(shù)據(jù)對應(yīng)的所述采集時刻得到對應(yīng)的所述慣導(dǎo)誤差；

步驟S5，控制所述箭上計算機獲取火箭的一實時姿態(tài)四元數(shù)，根據(jù)所述慣導(dǎo)誤差、所述標(biāo)準(zhǔn)彈道速度、預(yù)設(shè)的初始狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述實時姿態(tài)四元數(shù)得到一修正后姿態(tài)四元數(shù)，并控制所述箭上計算機將所述實時姿態(tài)四元數(shù)替換為所述修正后姿態(tài)四元數(shù)完成初始方位對準(zhǔn)修正。

本方案中，考慮到目前進行火箭初始方位對準(zhǔn)時普遍采用低精度慣組進行自對準(zhǔn)，導(dǎo)致火箭初始方位對準(zhǔn)誤差很大，箭上計算機計算得到的姿態(tài)與火箭實際姿態(tài)之間的誤差也很大，因此，本方案中，通過所述箭上計算機持續(xù)采集預(yù)設(shè)數(shù)量的所述衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)和所述慣組導(dǎo)航數(shù)據(jù)，將各所述衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)進行過濾篩選后，基于各所述有效數(shù)據(jù)和所述第一擬合數(shù)據(jù)求得所述慣導(dǎo)誤差，最后通過所述慣導(dǎo)誤差、所述標(biāo)準(zhǔn)彈道速度、所述初始狀態(tài)數(shù)據(jù)和所述實時姿態(tài)四元數(shù)求得所述修正后姿態(tài)四元數(shù)，此時求得的所述修正后姿態(tài)四元數(shù)已經(jīng)具備很高的精確度，將其替換掉所述實時姿態(tài)四元數(shù)即可完成初始方位對準(zhǔn)修正，使得火箭順利進入軌道。