一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及运载火箭控制系统，尤其是一种起飞前运载火箭控制系统中捷联惯导 系统的初始姿态的确定技术。
【背景技术】
[0002] 由于捷联惯组(激光惯组和光纤惯组)独特的优势，在未来的各种类型的上面级、 快速响应的液体小火箭、固体小运载、空射小运载和用于载人探月的重型运载火箭上将具 有广泛的应用。
[0003] 随着我国空间应用、科学探测、载人航天的发展，国际商业发射与国际合作的日益 加深，运载火箭发射任务越来越多，高密度快速发射成为运载火箭的发展趋势。为了提高中 国运载火箭的整体水平和能力，满足未来20-30年航天发展的需求，保持我国运载技术在 世界航天领域的地位，我国开展了研制新一代快速发射运载火箭。
[0004] 新一代快速发射运载火箭定位为"新型快速发射液体运载火箭"，要求火箭简化测 发模式，缩短测发准备周期，并减少对发射工位的占用时间。火箭采用"水平总装、水平测 试、水平整体运输、整体起竖"的简易测发模式。火箭由整体运输起竖运至简易发射工位(无 固定塔架)进行起竖、加注、发射，靶场整个工作时间7天，其中发射工位占用时间2天。同时， 火箭还需要能适应国内各固定发射工位发射。
[0005] 采用捷联惯性导航系统的火箭系统，在进行导航运算之初，必须完成惯导系统的 姿态确定，即初始对准，建立相对于选定的导航参考坐标系稳定的数学平台。初始对准是惯 性导航系统的关键技术之一，它直接影响惯导系统的导航制导性能。
[0006] 火箭惯导系统的姿态确定有两种方式获得，一种是通过水平自对准和光学瞄准结 合的方式获得水平姿态角和发射方位角，另一种方式直接通过全自主对准技术获得初始姿 态角。目前火箭主要采用的是利用光学瞄准系统获得初始方位角，该方法设备繁多、操作复 杂，并具有一定的应用局限性。采用捷联惯组全自主对准技术获得初始姿态角是最好的方 式。
[0007] 随着我国惯性技术发展和捷联惯组在火箭上的普遍应用及对火箭快速发射的要 求，利用全自主对准技术代替复杂的光学瞄准系统迫在眉睫。
【发明内容】
[0008] 本发明要解决的技术问题是提供一种运载火箭捷联惯导全自主对准方法，能够解 决火箭发射前的初始姿态对准问题，能避免箭体随机晃动对火箭发射前初始姿态的影响。
[0009] 为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案如下；
[0010] -种运载火箭捷联惯导全自主对准方法，其包括如下步骤：
[0011] 步骤1，建立发射点惯性系的运载火箭捷联惯导速度和姿态误差方程；
[0012]步骤2，利用凝固解析自对准算法获得捷联惯导的初始姿态信息；
[0013]步骤3,利用Kalman滤波器对惯性器件误差在线标定；
[0014] 步骤4,利用卡尔曼滤波算法进行捷联惯导的精对准解算；
[0015] 步骤5,根据火箭和捷联惯导的自身应用情况设计卡尔曼滤波的相关参数，并进行 杆臂效应的补偿。
[0016] 本发明采用的方法，其有益效果是：
[0017] 1.快速性
[0018]目前的发射瞄准方案很难适应高密度快速发射的需求。从实现快速性的角度出 发，利用全自主对准技术可以解决这个问题。
[0019] 2.环境适应
[0020]针对新型火箭简易发射塔架无调平、且受风干扰，箭上惯组随箭体晃动幅度大。采 用光学瞄准困难，需求设备繁多，成本较高，操作比较复杂，由于晃动的幅度较大，光学瞄准 精度难以达到要求，还需要进行技术论证及试验验证。通过对全自主对准技术的研究，可以 实现在各种晃动情况下的适用。
[0021 ] 3.简易性
[0022]随着运载火箭快速发射、以及对任务适应性要求的提高，希望发射载荷的射向变 化后，火箭可以快速适应。如果按照原有的直接瞄准射向方案，当有新射向需求时，在原有 瞄准方式下，就需要增建新的瞄准间、重新布置电缆等一系列相关措施。同时，还要求发射 场地的地形、地貌平坦开阔，没有遮挡，而这对于某些发射场地来说是非常困难的。特别是 在有快射发射需求的情况下，光学瞄准方案更显示出它的不足。而全自主对准完全依靠箭 体内的捷联惯组系统，不需要任何外部设备，因此相对光学瞄准系统具有完全的简易性。 [0023] 4.成本需求
[0024] 全自主对准技术代替光学瞄准系统，该方案不要求大量新设备的投入，并可以省 去整个瞄准系统，可以以较低的成本投入实现新技术的运用，从而提高发射效率，扩大火箭 在发射市场的竞争力，进而占有更多的市场份额。
【具体实施方式】
[0025] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术 人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术 人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明 的保护范围。
[0026] 以下根据实施例对本发明的方法步骤作进一步详细描述，
[0027] 本发明所提供的运载火箭捷联惯导全自主对准方法，其包括如下步骤：
[0028] 步骤1，建立发射点惯性系的运载火箭捷联惯导速度和姿态误差方程；
[0029] 步骤2，利用凝固解析自对准算法获得捷联惯导的初始姿态信息；
[0030] 步骤3,利用卡尔曼滤波器对惯性器件误差在线标定；
[0031] 步骤4,利用卡尔曼滤波算法进行捷联惯导的精对准解算；
[0032]步骤5,根据火箭和捷联惯导的自身应用情况设计卡尔曼滤波的相关参数，并进行 杆臂效应的补偿。
[0033] 其中，步骤一、建立发射点惯性系的运载火箭捷联惯导速度和姿态误差方程包括；
[0034] 速度误差方程：
[0035] 由比力方程户=/H-(2< + <Jx FH+ g '考虑系统中存在各种误差，忽略二次小 .... ? 量得速度误差方程：
[0036]
[0037]式中：δν= [δνχ 3Vy δνζ]τ-导航系下的速度误差;fn -比力在导航坐标系的投 影；成，^：一分别为地球系相对惯性系的角速度在导航系上的投影和误差；< 4<一 分别为导航系相对地球系的角速度在导航系上的投影和误差；vn>加速度计测量误差在 导航系内的投影； <-真实导航系η系到计算导航系T系的变换矩阵，当Φχ、(i>y、Φζ均为 小量时C5可表示为：
[0038]
[0039]取发射点重力坐标系为导航坐标系有：
[0040]
7 7
[0041 ]忽略经炜度的计算误差：
[0042] ， 一
-?；
[0043]只考虑加速度计的零位误差Vn时，
[0044]
[0045]可得速度误差方程：
[0046] L κ·,」
[0047] 姿态误差方程：
[0048] -般认为失准角为小量，可得姿态误差方程为：
[0049]
[0050]步骤二、利用凝固解析自对准算法获得捷联惯导的初始姿态信息；
[0051] 基于重力加速度的自对准算法可以在静基座和角运动环境下有效的完成对准。姿 态矩阵G分解出的四个矩罔
ζ为经线地球坐标系eo到导 航坐标系η的转换矩阵，可由载体所在地地理位置精确求得；?:_ (〇为经线惯性坐标系i〇到 经线地球坐标系eo的转换矩阵，由两坐标系的定义可知该矩阵为时间t的函数，当时间t已 知时该矩阵为一确定矩阵；为载体坐标系b到载体惯性坐标系i bQ的转换矩阵，可利用 陀螺仪输出的b系相对ibQ系的角运动信息，通过姿态跟踪算法实时求解；为载体惯性坐 标系ibQ与经线地心惯性坐标系io之间的转换矩阵，该矩阵不随时间变化且与载体的运动状 态无关，为一常矩阵，通过在这两个惯性空间分别测量两不共线矢量来求取。载体姿态矩阵 G分解出的四个矩阵中，仅有矩阵C；的求解会受到滤波器的影响。i系与ibQ系都为惯性坐 标系，因此两者之间的转换矩阵为一常值矩阵，获得任意两个不同时刻的/~以及与其 对应的#即可求得该矩阵。
[0052] (1)?矩阵的求解
[0053] 为eQ系到n系的转换矩阵，只与火箭发射点的地理信息有关
[0054]
[0055] (2) 矩阵的求解
[0056] ^为io系到eo系的转换矩阵，该矩阵包含地球的自转信息。设对准起始时刻为to， 当时间t精确已知时，eo系相对于io系转过的角度为co le(t-to)，则矩阵Q可以表示为：
[0057]
[0058] (3) Ct矩阵的求解
[0059] Cp为b系到ibQ系的转换矩阵，该矩阵包含火箭摇摆基座姿态变化信息。由ibQ系的 定义知对准开始时刻ib〇系与b系重合。若设的初值为，则有◎(〇=/，因此b系 相对ib〇系转动的姿态变换四元数的初始值为q=[l 0 0 0]T。
[0060] 由四元数可以求得兑0如下：
[0061]
[0062 ] qi、q2、q3、q4:捷联惯组当前拍四元数值。
[0063] (4) Ct矩阵的求取
[0064] q；为ibQ系到iQ系的转换矩阵，该矩阵包含重力加速度相对惯性空间随地球旋转 引起的方向变化信息。
[0065] Ct矩阵求解：
[0066]
[0067] 可由下式精确求得：
[0068]
[0069 ] 可根据加速度计输出积分求得。
[0070] 其中：
[0071] Ff :捷联惯组i的加表信息加寸间内累加值；
[0072] 化-7:捷联惯组i的加表信息Tcdz时间内累加值；
[0073] 表示捷联惯组i载体惯性坐标系到地心惯性坐标系的转换矩阵。
[0074]步骤三、利用Kalman滤波器对惯性器件误差在线标定；
[0075] 由于加速度计偏置和陀螺漂移均为随机误差，故惯导系统为随机系统。采用卡尔 曼滤波技术进行捷联惯性系统的晃动基座自对准，将惯性仪表的误差