申请/专利权人：中国民航管理干部学院;浙江建德通用航空研究院

申请日：2021-11-17

公开（公告）日：2024-03-22

公开（公告）号：CN114295145B

主分类号：G01C25/00

分类号：G01C25/00

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.03.22#授权;2022.04.26#实质审查的生效;2022.04.08#公开

摘要：本发明公开了一种基于车载发射平台的捷联惯导系统轨迹发生器设计方法，包括，定义惯性坐标系、地心赤道旋转坐标系、当地铅垂坐标系、航空器坐标系、车体坐标系与当地固定铅垂坐标系；坐标关系转换，包括当地铅锤坐标系与航空器坐标系的转换、地铅垂坐标系与当地固定铅垂坐标系的转换和当地铅垂坐标系与地心赤道旋转坐标系的转换；建立发射车姿态运行动力学方程；建立飞行器质心姿态运行动力学方程；建立飞行器线运动动力学方程；建立飞行器和发射车相对当地铅垂坐标系的姿态角运动方程，最终得到轨迹发生器设计方法。该方法最大限度地模拟实际运动，轨迹发生器可产生相同发射平台不同运动状态及不同发射平台运动数据，设计方法具有普遍适用性。

主权项：1.一种基于车载发射平台的捷联惯导系统轨迹发生器设计方法，其特征在于：坐标系的定义与转换，步骤如下：S1，定义坐标系以准确描述飞行器的运动状态，捷联惯导系统轨迹发生器的坐标系定义包括：惯性坐标系SE-OEXEYEZE、地心赤道旋转坐标系Sr-OEXrYrZr、当地铅垂坐标系Sg-OXgYgZg、航空器坐标系Sb-OXbYbZb、车体坐标系Sc-OcXcYcZc、当地固定铅垂坐标系So-OoXoYoZo；S2，1当地铅锤坐标系与航空器坐标系，航空器坐标系Sb与当地铅锤坐标系Sg的空间关系使用以下三个姿态角来定义：俯仰角偏航角ψ1以及滚转角γ1；则这两个坐标系之间的转换矩阵为： 其中，只需将中的姿态角替换为对应的变量；2当地铅垂坐标系与当地固定铅垂坐标系，当地铅垂坐标系Sg与当地固定铅垂坐标系So间的空间转换关系使用三个角度来实现：φ,Δλ,φ0，φ和λ分别为当地铅垂坐标系坐标原点O的纬度和经度，φ0和λ0分别为当地固定铅垂坐标系原点Oo的纬度和经度；则Δλ为O与Oo之间经度之差，即Δλ＝λ-λ0；则这两个坐标系之间的转换矩阵为： 3当地铅垂坐标系与地心赤道旋转坐标系，当地铅垂坐标系Sg与地心赤道旋转坐标系Sr间的空间转换关系使用两个角度来实现：φ,λ，φ和λ分别为当地铅垂坐标系坐标原点O的纬度和经度；这两个坐标系之间的转换矩阵为： 发射车姿态运行动力学方程的建立、飞行器质心姿态运行动力学方程的建立和飞行器线运动动力学方程的建立；假设发射车质心位置不变，且发射车为面对称构型，则Jxz＝Jyz＝0，转动惯量矩阵为 绕发射车三个轴的相对惯性坐标系的转动角速度在车体坐标系三个轴上的投影设定为ωcG＝[ωcxGωcyGωczG]T；已知 则发射车三个轴的转动角速度由下式计算得到 其中，Fcy和Fcz为车体坐标系y和z轴上的合外力；若Fcy作用在单个轮子上，则lcz为两个前轮间距的一半，lcx为同侧前后两个轮间距的一半；若Fcy作用在两个前轮或两个后轮上，则lcz＝0，lcx为同侧前后两个轮间距的一半；若Fcy作用在同侧轮上，则Fcylcx＝0，lcz为两个前轮间距的一半，lcx为同侧前后两个轮间距的一半；设绕发射车三个轴的相对当地固定铅垂坐标系的转动角速度在车体坐标系三个轴上的投影设定为ωc＝[ωcxωcyωcz]T，由下式计算得到 假设发射车质心位置不变，且飞行器为面对称构型，则Ixz＝Iyz＝0，转动惯量矩阵为 绕飞行器三个轴的相对连接点的转动角速度设定为ωbG′＝[ωbxG′ωbyG′ωbzG′]T；已知 则得到下式 其中发射架与发射车连接处的合力矩由下式计算得到 mf为发射架质量；绕飞行器三个轴的相对惯性坐标系的转动角速度在航空器坐标系三个轴上的投影设定为ωbG＝[ωbxGωbyGωbzG]T，由下式计算得到 设绕飞行器三个轴的相对当地固定铅垂坐标系的转动角速度在航空器坐标系三个轴上的投影设定为ωb＝[ωbxωbyωbz]T；由下式计算得到 在当地固定铅垂坐标系中建立发射车质心运动学模型 其中Fcy为发射车在车体坐标系y轴上的合力；在当地固定铅垂坐标系中的飞行器质心速度为 计算得到飞行器质心在当地固定铅垂坐标系上的位置为Od＝[xdoydozdo]T；建立飞行器和发射车相对当地铅垂坐标系的姿态角运动方程，若飞行器质心位置是运动的，则O与Oo不重合；由当地铅垂坐标系的定义可知，若坐标原点的经纬度发生变化，则会造成当地铅垂坐标系发生偏转，相应的发射车与飞行器姿态角也会发生变化；其中，R0为Oo与OE的矢径，由下式计算得到 其中已知地球长半轴ae，be为地球短半轴长；则飞行器质心到地心之间的距离r由下式计算 进而由空间转换关系可知地球经纬度由下式计算得到 由于飞行器质心的经纬度发生变化，导致坐标系的方向发生变化，而这种变化需要叠加到飞行器运动中；若绕飞行器三个轴的相对当地铅垂坐标系的转动角速度在航空器坐标系三个轴上的投影设定为ωb1＝[ωbx1ωby1ωbz1]T；其值可以由下式计算得到 则飞行器相对当地铅垂坐标系的三个姿态角速度由下式计算得到 若绕发射车三个轴的相对当地铅垂坐标系的转动角速度在车体坐标系三个轴上的投影设定为ωc1＝[ωcx1ωcy1ωcz1]T，由下式计算得到 则发射车相对当地铅垂坐标系的三个姿态角速度由下式计算得到

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