一種基于mimu的肩扛制導火箭彈的導航方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于慣性導航技術(shù)領(lǐng)域，特別是一種基于MMU的肩扛制導火箭彈的導航 方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來的戰(zhàn)爭都充分表明，精確制導武器在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中的武器中占主導地位，實 施精確打擊已成為現(xiàn)代戰(zhàn)爭的主要作戰(zhàn)方式。然而高精度的制導武器雖然命中精度高，但 造價昂貴，生產(chǎn)和維護技術(shù)復雜，部隊裝備數(shù)量有限。而傳統(tǒng)的近程便攜彈藥沒有采用制導 技術(shù)，因此命中精度差，難以有效打擊目標，效費比低。所以迫切需要一種低成本制導彈藥 填補低精度、低成本無控彈藥和高精度、高成本精確制導導彈之間的空白。許多國家已經(jīng)在 這方面展開了研宄，其基本思想都是在常規(guī)彈藥上加裝低成本的制導裝置。由于微慣導具 有體積小、重量輕、成本低、隱蔽性好等優(yōu)點，成為低成本制導武器系統(tǒng)的首選。
[0003] 在《中國科技論文在線》第3卷第10期中，文獻《一種肩扛式火箭彈GNC系統(tǒng)的設(shè) 計、研制與實驗研宄》提出了一種基于MIMU(微慣性測量單元）、適用于單兵肩扛式火箭彈 的低成本GNC(導航制導與控制）系統(tǒng)，但其中沒有給出具體的火箭彈導航算法，并且精度 沒有達到指標要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于提供一種方法簡單、成本低、精度高的基于MMU的肩扛制導火 箭彈的導航方法。
[0005] 實現(xiàn)本發(fā)明目的的技術(shù)解決方案為：一種基于MMU的肩扛制導火箭彈的導航方 法，包括以下步驟：
[0006] 步驟1，導航系統(tǒng)初始對準，采用自對準的方式求取火箭彈初始時刻的俯仰角和滾 轉(zhuǎn)角；
[0007] 步驟2,導航解算初始化，為慣導解算部分提供系統(tǒng)初始姿態(tài)、位置和速度；
[0008] 步驟3,系統(tǒng)姿態(tài)更新，通過姿態(tài)更新算法更新系統(tǒng)姿態(tài)，得到火箭彈實時的姿態(tài) 信息；
[0009] 步驟4,系統(tǒng)速度和位置更新，通過速度和位置更新算法更新速度和位置，得到火 箭彈實時的速度和位置信息。
[0010] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，其顯著優(yōu)點在于：（1)在發(fā)射慣性坐標系下進行解算，不 需要在火箭彈基座上加裝組合導航設(shè)備，為火箭彈提供初始姿態(tài)、速度和位置信息，減少了 成本；（2)在發(fā)射慣性坐標系下進行解算，火箭彈發(fā)射之前需要瞄準目標，初始航向為0， 減小了初始航向誤差，提高了系統(tǒng)精度；(3)經(jīng)過數(shù)字仿真實驗，驗證了該導航方法的正確 性，并且精度可以達到指標要求。
【附圖說明】
[0011] 圖1為本發(fā)明基于MMU的肩扛制導火箭彈的導航方法的工作流程圖。
[0012] 圖2為本發(fā)明基于MMU的肩扛制導火箭彈的導航方法的火箭彈位置曲線圖。
[0013] 圖3為本發(fā)明基于MMU的肩扛制導火箭彈的導航方法的火箭彈X軸（前向）位 置誤差曲線圖。
[0014] 圖4為本發(fā)明基于MMU的肩扛制導火箭彈的導航方法的火箭彈Y軸（高度）位 置誤差曲線圖。
[0015] 圖5為本發(fā)明基于MMU的肩扛制導火箭彈的導航方法的火箭彈Z軸（側(cè)向）位 置誤差曲線圖。
【具體實施方式】
[0016] 下面結(jié)合附圖及【具體實施方式】對本發(fā)明作進一步詳細說明。
[0017] 結(jié)合圖1，本發(fā)明基于MMU的肩扛制導火箭彈的導航方法，包括以下步驟：
[0018] 步驟1，導航系統(tǒng)初始對準，采用自對準的方式求取火箭彈初始時刻的俯仰角和滾 轉(zhuǎn)角；
[0019] 捷聯(lián)慣導系統(tǒng)的初始對準就是確定姿態(tài)矩陣的初始值。如何在較短的時間內(nèi)以一 定的精度確定捷聯(lián)矩陣的初始值是非常有意義的。因為導航工作一開始就需要獲得精確的 姿態(tài)矩陣，以便完成導航任務(wù)。因此捷聯(lián)式慣導初始對準精度的好壞直接影響導航精度的 好壞程度。在捷聯(lián)慣導中，數(shù)學平臺是測量加速度的基準，數(shù)學平臺必須準確地對準，而且 不斷地跟蹤導航坐標系，以避免由于數(shù)學平臺誤差引起的慣性元件測量誤差。捷聯(lián)慣導啟 動后，初始對準前并不存在數(shù)學平臺，因此在慣導系統(tǒng)進入導航工作前進行的初始對準實 際上就是求出初始姿態(tài)矩陣q。
[0020] 由于采用發(fā)射坐標系作為導航坐標系，當肩扛制導火箭彈發(fā)射時，需要瞄準目標， 因此初始航向角為0°，而導航解算還需確定初始俯仰角和滾轉(zhuǎn)角。初始俯仰角0 0和初始 滾轉(zhuǎn)角Y 0由X軸和Z軸加速度計確定，公式如下：
[0023] 其中，乃、$、乃分別為彈體坐標系下加速度計輸出比力的平均值在X、Y、Z軸 的分量，
[0024] 步驟2,導航解算初始化，為慣導解算部分提供系統(tǒng)初始姿態(tài)、位置和速度；
[0025] 所述導航解算初始化，即將火箭彈初始時刻的速度、位置和姿態(tài)信息賦給慣導解 算部分作為解算初值。由于本發(fā)明采用發(fā)射慣性坐標系作為導航坐標系，因此系統(tǒng)的初始 位置均為〇m，而火箭彈發(fā)射之前處于靜止狀態(tài)故系統(tǒng)的初始速度均為Om/s，系統(tǒng)的姿態(tài)為 上一步自對準求得的姿態(tài)。
[0026] 步驟3,系統(tǒng)姿態(tài)更新，通過姿態(tài)更新算法更新系統(tǒng)姿態(tài)，得到火箭彈實時的姿態(tài) 信息，具體如下：
[0027] 姿態(tài)矩陣0是指從導航坐標系即n系到載體坐標系即b系的變換矩陣，當采用發(fā) 射坐標系為導航坐標系時，姿態(tài)矩陣Cn6為：
[0029]式中，步為方位角，0為俯仰角，y為滾轉(zhuǎn)角，1K0、y這三個角稱為載體的姿 態(tài)角；
[0030] 當慣導固連的載體姿態(tài)發(fā)生變化時，慣導中的陀螺儀得到相應(yīng)的角速率，姿態(tài)矩 陣ct隨之發(fā)生了變化，姿態(tài)矩陣<的微分方程為：
[0032] 式中，％為角速度< 構(gòu)成的反對稱陣，<為載體坐標系相 對導航坐標系的轉(zhuǎn)動角速度在載體坐標系上的投影，分別為載體坐標系相 對導航坐標系的轉(zhuǎn)動角速度在載體坐標系X、Y、Z軸上的投影分量；
[0033] 捷聯(lián)慣導姿態(tài)矩陣的即時修正就是實時地給出捷聯(lián)矩陣，它是捷聯(lián)慣導的關(guān)鍵任 務(wù)，而這要通過一定地算法來完成。進行姿態(tài)矩陣即時修正的算法很多，主要有歐拉角法、 方向余弦算法、四元數(shù)法，等效旋轉(zhuǎn)矢量法等。由于四元數(shù)算數(shù)法計算量小，存儲容量小，僅 需要進行簡單的四元數(shù)規(guī)范化處理便可以保證姿態(tài)矩陣的正交性，因而成為目前實際應(yīng)用 中普遍采用的姿態(tài)計算方法。
[0034] 采用四元數(shù)法實時修正捷聯(lián)慣導姿態(tài)矩陣，四元數(shù)是由一個實數(shù)單位和3個虛數(shù) 單位i、j、k構(gòu)成的含有四個元素的數(shù)，單位四元數(shù)如下：
[0036] 其中，Q是從載體系到導航系的轉(zhuǎn)動四元數(shù)，％為實數(shù)單位，q i、q2、q3為虛數(shù)單位；
[0037] 這個四元數(shù)的范數(shù)為：
[0038] ||0| = ^〇+^2+^2 +?3 =1
[0039] | |Q| |稱作"規(guī)范化"四元數(shù)。我們可以通過求解一個四元數(shù)來計算導航參數(shù)。
[0040] 在捷聯(lián)導航中，求載體系到導航系的轉(zhuǎn)換矩陣，需要解算下列四元數(shù)的運動方 程：
[0042]式中，
[0044] 其中，表示載體坐標系相對導航坐標系的轉(zhuǎn)動角速度在載體坐標系上的投影， 它由陀螺儀的輸出變換而得，滿足下式：
[0045] (〇bnb =(〇1
[0046] 式中，為角速率陀螺的輸出；
[0047] 設(shè)為角速率陀螺直接測得的載體相對慣性空間的絕對角速率在載 體坐標系X、Y、Z軸上的分量，而在發(fā)射坐標系下，則
[0049] 四元數(shù)微分方程采用四階龍格-庫塔法求解：
[0051] 式中，T為計算步長即解算周期，Kp K2、K3、K4為求當前時刻四元數(shù)的中間變量， D (t)為火箭彈前一時刻的角速度、q(t)為前一時刻的四元數(shù)、q(t+T)為當前時刻的四元 數(shù)、t為前一時刻；
[0052] 由于計算過程中存在舍入、截斷等誤差，使計算得到四元數(shù)的范數(shù)不再為1，因此 應(yīng)該對計算的四元數(shù)進行規(guī)范化處理，如下：
[0054] 利用規(guī)范化后的四元數(shù)，求得姿態(tài)矩陣：
[0056] 載體姿態(tài)角從更新計算后的姿態(tài)矩陣G中提取：
[0057] 9 = arctan (C12/Cn), y = arctan (C23/C33), ^ = arcsin (~C13)
[0058] 初始四元數(shù)計算公式：
[0060]其中，qp q2、q3的符號可按下式確定：
[0062]步驟4,系統(tǒng)速度和位置更新，通過速度和位置更新算法更新速度和位置，得到火 箭彈實時的速度和位置信息，具體如下：
[0063] 速度微分方程為：
[0064]V = J +g
[0065]其中，fn為導航系下的比力，由于火箭彈飛行時間短，忽略了另外兩個方向的引 力，則gn= [0 -g 0]，g為火箭彈