一種運載火箭捷聯慣導全自主對準方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及運載火箭控制系統，尤其是一種起飛前運載火箭控制系統中捷聯慣導 系統的初始姿態的確定技術。
【背景技術】
[0002] 由于捷聯慣組(激光慣組和光纖慣組)獨特的優勢，在未來的各種類型的上面級、 快速響應的液體小火箭、固體小運載、空射小運載和用于載人探月的重型運載火箭上將具 有廣泛的應用。
[0003] 隨著我國空間應用、科學探測、載人航天的發展，國際商業發射與國際合作的日益 加深，運載火箭發射任務越來越多，高密度快速發射成為運載火箭的發展趨勢。為了提高中 國運載火箭的整體水平和能力，滿足未來20-30年航天發展的需求，保持我國運載技術在 世界航天領域的地位，我國開展了研制新一代快速發射運載火箭。
[0004] 新一代快速發射運載火箭定位為"新型快速發射液體運載火箭"，要求火箭簡化測 發模式，縮短測發準備周期，并減少對發射工位的占用時間。火箭采用"水平總裝、水平測 試、水平整體運輸、整體起豎"的簡易測發模式。火箭由整體運輸起豎運至簡易發射工位(無 固定塔架)進行起豎、加注、發射，靶場整個工作時間7天，其中發射工位占用時間2天。同時， 火箭還需要能適應國內各固定發射工位發射。
[0005] 采用捷聯慣性導航系統的火箭系統，在進行導航運算之初，必須完成慣導系統的 姿態確定，即初始對準，建立相對于選定的導航參考坐標系穩定的數學平臺。初始對準是慣 性導航系統的關鍵技術之一，它直接影響慣導系統的導航制導性能。
[0006] 火箭慣導系統的姿態確定有兩種方式獲得，一種是通過水平自對準和光學瞄準結 合的方式獲得水平姿態角和發射方位角，另一種方式直接通過全自主對準技術獲得初始姿 態角。目前火箭主要采用的是利用光學瞄準系統獲得初始方位角，該方法設備繁多、操作復 雜，并具有一定的應用局限性。采用捷聯慣組全自主對準技術獲得初始姿態角是最好的方 式。
[0007] 隨著我國慣性技術發展和捷聯慣組在火箭上的普遍應用及對火箭快速發射的要 求，利用全自主對準技術代替復雜的光學瞄準系統迫在眉睫。
【發明內容】
[0008] 本發明要解決的技術問題是提供一種運載火箭捷聯慣導全自主對準方法，能夠解 決火箭發射前的初始姿態對準問題，能避免箭體隨機晃動對火箭發射前初始姿態的影響。
[0009] 為解決上述技術問題，本發明所采用的技術方案如下；
[0010] -種運載火箭捷聯慣導全自主對準方法，其包括如下步驟：
[0011] 步驟1，建立發射點慣性系的運載火箭捷聯慣導速度和姿態誤差方程；
[0012]步驟2，利用凝固解析自對準算法獲得捷聯慣導的初始姿態信息；
[0013]步驟3,利用Kalman濾波器對慣性器件誤差在線標定；
[0014] 步驟4,利用卡爾曼濾波算法進行捷聯慣導的精對準解算；
[0015] 步驟5,根據火箭和捷聯慣導的自身應用情況設計卡爾曼濾波的相關參數，并進行 桿臂效應的補償。
[0016] 本發明采用的方法，其有益效果是：
[0017] 1.快速性
[0018]目前的發射瞄準方案很難適應高密度快速發射的需求。從實現快速性的角度出 發，利用全自主對準技術可以解決這個問題。
[0019] 2.環境適應
[0020]針對新型火箭簡易發射塔架無調平、且受風干擾，箭上慣組隨箭體晃動幅度大。采 用光學瞄準困難，需求設備繁多，成本較高，操作比較復雜，由于晃動的幅度較大，光學瞄準 精度難以達到要求，還需要進行技術論證及試驗驗證。通過對全自主對準技術的研究，可以 實現在各種晃動情況下的適用。
[0021 ] 3.簡易性
[0022]隨著運載火箭快速發射、以及對任務適應性要求的提高，希望發射載荷的射向變 化后，火箭可以快速適應。如果按照原有的直接瞄準射向方案，當有新射向需求時，在原有 瞄準方式下，就需要增建新的瞄準間、重新布置電纜等一系列相關措施。同時，還要求發射 場地的地形、地貌平坦開闊，沒有遮擋，而這對于某些發射場地來說是非常困難的。特別是 在有快射發射需求的情況下，光學瞄準方案更顯示出它的不足。而全自主對準完全依靠箭 體內的捷聯慣組系統，不需要任何外部設備，因此相對光學瞄準系統具有完全的簡易性。 [0023] 4.成本需求
[0024] 全自主對準技術代替光學瞄準系統，該方案不要求大量新設備的投入，并可以省 去整個瞄準系統，可以以較低的成本投入實現新技術的運用，從而提高發射效率，擴大火箭 在發射市場的競爭力，進而占有更多的市場份額。
【具體實施方式】
[0025] 下面結合具體實施例對本發明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術 人員進一步理解本發明，但不以任何形式限制本發明。應當指出的是，對本領域的普通技術 人員來說，在不脫離本發明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發明 的保護范圍。
[0026] 以下根據實施例對本發明的方法步驟作進一步詳細描述，
[0027] 本發明所提供的運載火箭捷聯慣導全自主對準方法，其包括如下步驟：
[0028] 步驟1，建立發射點慣性系的運載火箭捷聯慣導速度和姿態誤差方程；
[0029] 步驟2，利用凝固解析自對準算法獲得捷聯慣導的初始姿態信息；
[0030] 步驟3,利用卡爾曼濾波器對慣性器件誤差在線標定；
[0031] 步驟4,利用卡爾曼濾波算法進行捷聯慣導的精對準解算；
[0032]步驟5,根據火箭和捷聯慣導的自身應用情況設計卡爾曼濾波的相關參數，并進行 桿臂效應的補償。
[0033] 其中，步驟一、建立發射點慣性系的運載火箭捷聯慣導速度和姿態誤差方程包括；
[0034] 速度誤差方程：
[0035] 由比力方程戶=/H-(2< + <Jx FH+ g '考慮系統中存在各種誤差，忽略二次小 .... ? 量得速度誤差方程：
[0036]
[0037]式中：δν= [δνχ 3Vy δνζ]τ-導航系下的速度誤差;fn -比力在導航坐標系的投 影；成，^：一分別為地球系相對慣性系的角速度在導航系上的投影和誤差；< 4<一 分別為導航系相對地球系的角速度在導航系上的投影和誤差；vn>加速度計測量誤差在 導航系內的投影； <-真實導航系η系到計算導航系T系的變換矩陣，當Φχ、(i>y、Φζ均為 小量時C5可表示為：
[0038]
[0039]取發射點重力坐標系為導航坐標系有：
[0040]
7 7
[0041 ]忽略經煒度的計算誤差：
[0042] ， 一
-?；
[0043]只考慮加速度計的零位誤差Vn時，
[0044]
[0045]可得速度誤差方程：
[0046] L κ·,」
[0047] 姿態誤差方程：
[0048] -般認為失準角為小量，可得姿態誤差方程為：
[0049]
[0050]步驟二、利用凝固解析自對準算法獲得捷聯慣導的初始姿態信息；
[0051] 基于重力加速度的自對準算法可以在靜基座和角運動環境下有效的完成對準。姿 態矩陣G分解出的四個矩罔
ζ為經線地球坐標系eo到導 航坐標系η的轉換矩陣，可由載體所在地地理位置精確求得；?:_ (〇為經線慣性坐標系i〇到 經線地球坐標系eo的轉換矩陣，由兩坐標系的定義可知該矩陣為時間t的函數，當時間t已 知時該矩陣為一確定矩陣；為載體坐標系b到載體慣性坐標系i bQ的轉換矩陣，可利用 陀螺儀輸出的b系相對ibQ系的角運動信息，通過姿態跟蹤算法實時求解；為載體慣性坐 標系ibQ與經線地心慣性坐標系io之間的轉換矩陣，該矩陣不隨時間變化且與載體的運動狀 態無關，為一常矩陣，通過在這兩個慣性空間分別測量兩不共線矢量來求取。載體姿態矩陣 G分解出的四個矩陣中，僅有矩陣C；的求解會受到濾波器的影響。i系與ibQ系都為慣性坐 標系，因此兩者之間的轉換矩陣為一常值矩陣，獲得任意兩個不同時刻的/~以及與其 對應的#即可求得該矩陣。
[0052] (1)?矩陣的求解
[0053] 為eQ系到n系的轉換矩陣，只與火箭發射點的地理信息有關
[0054]
[0055] (2) 矩陣的求解
[0056] ^為io系到eo系的轉換矩陣，該矩陣包含地球的自轉信息。設對準起始時刻為to， 當時間t精確已知時，eo系相對于io系轉過的角度為co le(t-to)，則矩陣Q可以表示為：
[0057]
[0058] (3) Ct矩陣的求解
[0059] Cp為b系到ibQ系的轉換矩陣，該矩陣包含火箭搖擺基座姿態變化信息。由ibQ系的 定義知對準開始時刻ib〇系與b系重合。若設的初值為，則有◎(〇=/，因此b系 相對ib〇系轉動的姿態變換四元數的初始值為q=[l 0 0 0]T。
[0060] 由四元數可以求得兌0如下：
[0061]
[0062 ] qi、q2、q3、q4:捷聯慣組當前拍四元數值。
[0063] (4) Ct矩陣的求取
[0064] q；為ibQ系到iQ系的轉換矩陣，該矩陣包含重力加速度相對慣性空間隨地球旋轉 引起的方向變化信息。
[0065] Ct矩陣求解：
[0066]
[0067] 可由下式精確求得：
[0068]
[0069 ] 可根據加速度計輸出積分求得。
[0070] 其中：
[0071] Ff :捷聯慣組i的加表信息加寸間內累加值；
[0072] 化-7:捷聯慣組i的加表信息Tcdz時間內累加值；
[0073] 表示捷聯慣組i載體慣性坐標系到地心慣性坐標系的轉換矩陣。
[0074]步驟三、利用Kalman濾波器對慣性器件誤差在線標定；
[0075] 由于加速度計偏置和陀螺漂移均為隨機誤差，故慣導系統為隨機系統。采用卡爾 曼濾波技術進行捷聯慣性系統的晃動基座自對準，將慣性儀表的誤差