申请/专利权人：北京开拓航宇导控科技有限公司

申请日：2022-08-26

公开（公告）日：2023-07-04

公开（公告）号：CN115560756B

主分类号：G01C21/20

分类号：G01C21/20;G01C21/16

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2023.07.04#授权;2023.01.20#实质审查的生效;2023.01.03#公开

摘要：本发明提供的一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法包括：建立地理坐标系、载体坐标系、发射坐标系；计算初始姿态矩阵和四元数，建立捷联导航算法的初始状态；实时测量角速率和比力；更新地理坐标系下的姿态，并通过坐标转换矩阵，得到发射坐标系下的姿态；更新地理坐标系下的速度和位置，并通过坐标转换矩阵，得到发射坐标系下的速度和位置。本发明基于成熟的地理坐标系作为导航坐标系，计算公式不需要重新推导，大大降低了人力成本，仅需要在此基础上，通过坐标转换矩阵，将地理坐标系下的姿态、速度、位置转换到发射坐标系下的姿态、速度和位置。

主权项：1.一种发射坐标系下微型自寻的导弹捷联导航方法，其特征在于，所述导航方法包括：步骤100：建立地理坐标系、地球坐标系、载体坐标系和发射坐标系；以微型自寻的导弹的质心为原点建立地理坐标系n，OXn轴指向正东，OYn轴指向正北，OZn轴垂直于当地水平面，沿当地垂线向上；采用地理坐标系n作为导航坐标系；以地球的中心为原点建立地球坐标系e，OXe轴和OYe轴在地球赤道平面内，OXe轴指向本初子午线，OZe轴为地球自转轴，OYe轴与OXe轴、OZe轴构成右手坐标系，地球坐标系e与地球固连；以导弹的质心为原点建立载体坐标系b，OXb轴与弹体纵轴重合，指向头部为正，OYb轴在弹体纵轴对称平面内，垂直于OXb轴，向上为正，OZb轴垂直于XbOYb平面，方向按右手定则确定；导弹控制系统使用发射坐标系下参数作为控制参数，以发射点为原点建立发射坐标系f，OXf轴是发射点到目标点的连线，指向目标方向，OYf轴沿原点Of处的铅垂线指向上，OZf轴垂直于XfOYf平面，方向按右手定则确定，OXf轴与北向夹角定义为方位角α，沿OYf轴正方向看去，逆时针为正，顺时针为负，弹上控制系统需要的实时速度和位置均是发射坐标下的速度和位置Xf,Yf,Zf；步骤200：根据微型自寻的导弹的初始信息，以东北天地理坐标系作为导航坐标系，建立导航初始信息，包括所述发射坐标系和所述地理坐标系之间的初始方向余弦矩阵和初始四元数Q；步骤300：根据初始装订的发射点Of位置和方位角α，得到所述地球坐标系和所述发射坐标系之间的方向余弦矩阵逐步计算指令角速率步骤400：根据所述初始方向余弦矩阵确定姿态转换矩阵并得到地理坐标系到惯性系的角速率在载体坐标系上的投影和所述载体坐标系到地理坐标系的角速率在所述载体坐标系上的投影步骤500：根据所述载体坐标系到地理坐标系的角速率在所述载体坐标系上的投影更新四元数Q；步骤600：根据所述四元数Q计算所述初始方向余弦矩阵步骤700：根据矩阵转换原理，经过3次坐标旋转，推导出所述发射坐标系和所述载体坐标系直接的转换关系为所述发射坐标系和所述载体坐标系直接的转换关系为具体包括： 式中，θf、γf是载体坐标系相对于发射坐标系的姿态角，分别为航向角，俯仰角和横滚角；同时，推导得到，根据的各个元素值，计算出载体坐标系相对于发射坐标系的三个姿态角为：偏航角俯仰角 横滚角γf＝atanF32F3317 步骤800：推导速度更新；步骤900：根据地理坐标系下的东北天速度，得到所述发射坐标系下的速度；转换公式如下： 步骤1000：推导位置更新；公式如下： 步骤1100：根据所述地理坐标系下的位置，计算得到所述地球坐标系下的位置，从而得到发射坐标系下的速度。

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