[发明专利]基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种惯性测量系统基于火箭橇轨道坐标系的实时一维定位方法，可用于火箭橇试验的惯性导航中。

背景技术

火箭橇试验具有产生大过载、高速度、强振动和冲击等综合条件的能力，可以最逼真地模拟导弹真实飞行环境。通过试验能够考核惯性测量系统在综合环境条件下的各项性能指标和精度，验证惯性测量系统误差模型在高动态条件下的正确性，特别是在大过载情况下，高次项放大作用，能够确定惯性测量系统高次误差项对导航性能的影响，是实现惯性测量系统动态性能验证的最佳途径。

在惯性测量系统火箭橇试验中，目前主要采用基于地理坐标系的导航计算方法。一般的导航结果包括惯性测量系统的姿态信息(以姿态转移阵表示)、速度信息(东向速度v_e、北向速度v_n和天向速度v_u)和位置信息(纬度经度λ和高度h)，其导航解算公式为

其中，V^L＝(v_e，v_n，v_u)。

针对火箭橇试验，在计算火箭橇橇体运行轨迹时，需要把东向速度和北向速度合成为轨道速度，即

在求取橇体运行距离时，有

从以上计算过程可以看出，在惯性测量系统火箭橇试验时，基于地理坐标系的导航计算方法存在以下缺点：

(1)由于天向速度v_u发散，所以在计算惯性测量系统速度时，采用如下简化方法

这种方法适合考虑到曲率半径后与地球水准面平行的轨道，但对直线轨道来说存在高度误差。

(2)由于速度解算存在误差，会引起位置误差。另外，由于是标量运算，没有方向信息，求解得到的位置和速度信息都是一维信息，缺少三维空间的位置误差、速度误差和姿态角误差信息。

此外，仅是使用轨道坐标系进行导航计算，因为存在误差，会导致轨道坐标系Y、Z轴的速度和位置导航值并不为零，而这与实际不符。因此，需要研究一种新的适合于火箭橇试验的惯性测量系统导航解算方法。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法，能够精确解算惯性测量系统沿轨道运行时的姿态、位置和速度信息，为最终进行惯性测量系统的精度评定和惯性导航落点精度评估提供精确的导航结果。

本发明的技术解决方案：基于火箭橇轨道坐标系的惯性测量系统实时一维定位方法，步骤如下：

(1)将惯性测量系统搭载在火箭橇上，以火箭橇轨道起始点为原点建立火箭橇轨道坐标系OX_lY_lZ_l，其中OX_l轴指向火箭橇橇体运动方向，OZ_l轴朝上垂直于轨道，OY_l轴在水平面内垂直于轨道，且OX_l轴、OY_l轴和OZ_l轴满足右手坐标系；

(2)惯性测量系统进行自对准或传递对准，得到t₀时刻惯性测量系统在OX_l轴、OY_l轴和OZ_l轴上的姿态角，并根据得到的姿态角计算t₀时刻火箭橇轨道坐标系到捷联本体坐标系的姿态变换矩阵；其中捷联本体坐标系原点为惯性测量系统的中心，x、y、z轴按照惯性测量系统规定方向定义；

(3)火箭橇点火启动后，在火箭橇运动的t_n+1时刻，根据惯性测量系统测得的加速度和角速度，以及t_n时刻惯性测量系统在OY_l轴和OZ_l轴的速度以及位置信息，计算以下参数：

(a)惯性测量系统在OX_l轴、OY_l轴和OZ_l轴上的姿态角误差值；

(b)惯性测量系统在OY_l轴和OZ_l轴上的速度误差值；

(c)惯性测量系统在OY_l轴和OZ_l轴上的位置误差值；

(d)惯性测量系统在OX_l轴方向上的一维加速度误差值；