一种发射车惯性设备进行参数检定的方法与流程

本发明涉及一种发射车惯性设备进行参数检定的方法，属于发射控制领域。

背景技术：

由于惯性设备存在参数有效期的问题，国内外目前惯性设备装弹后一般采取的是从弹上拆下，使用专门的检定设备进行检定，拆装过程既产生了大量的工作量，也对产品的可靠性产生一定隐患；也有部分采用专门的大型检定设备对整弹进行检定的方式，但这种方式对大型检定设备的精度、成本和复杂度的要求极高。

如何在不从弹上拆下惯性设备的情况下，进行参数检定，使本领域亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种发射车惯性设备进行参数检定的方法，实现惯性设备装弹交付用户后，在不将惯性设备从弹上拆解，且不依赖大型检定设备的情况，利用武器系统配套的发射车，即可实现对惯性设备进行检定，检定合格的惯性设备，能够满足发射条件。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种发射车惯性设备进行参数检定的方法，包括如下步骤：

(1)发射车指向正北调平；

(2)惯性设备上电后一段时间后启动惯性设备，惯性设备进入纯惯性导航状态，发射车火控系统与发控系统进行两次通讯，两次通讯时间间隔为t，每次通讯均连续记录10帧加速度ki分别为xi，yi，zi，其中表示轴向加速度，表示法向加速度，表示侧向加速度，其中i为帧计数；记录第一次通讯的连续记录10帧的姿态角k1i分别为x1i，y1i，z1i，表示滚动角，表示偏航角，表示俯仰角，记录第二次通讯的连续记录10帧的姿态角k2i分别为x2i，y2i，z2i，为滚动角，为偏航角，为俯仰角，其中P1表示惯性设备所处调平静止位置；

(3)发射车上电一段时间后，发射车发动机启动，发射车进入起竖动作；起竖动作到位后，关闭发动机，发动机火控系统与发控系统通讯，记录10帧加速度的均值10帧姿态角的均值其中k分别为x，y或z，表示滚动角的均值，表示偏航角的均值，表示俯仰角均值，表示轴向加速度，表示法向加速度，表示侧向加速度，P2表示惯性设备所处起竖位置；记录起竖过程中的最大Z向加速度值Zmax1，

(4)启动发动机，发射车回落到调平静止位置；关闭发动机，发射车火控系统与发控系统通讯，连续记录10帧姿态角的均值其中，为滚动角的均值，为偏航角的均值，为俯仰角均值，P3表示惯性设备所处调平静止位置；记录回落过程中惯性设备测得的最大侧向加速度值Zmax2；

(5)计算陀螺的零位漂移

(6)计算加表偏值稳定性指标为n个的均值；

(7)利用计算加速度表获得的俯仰角误差：为加速度表获得的俯仰角，θz0为发射车起竖后的绝对高低角，为竖起前水平放置时加表解算高低角；

(8)计算发射系姿态角误差Δθk，其中为标定试验起竖完成时的目标位置姿态角；

(9)惯性设备检定合格的判据为：

Δθk<2.5°；

|Zmax1|或|Zmax2|>40mg。

优选的，如果步骤(9)中存在不满足判据的参数，则将惯性设备从弹上分解，进一步检定。

优选的，两次通讯时间间隔为t，t为30。

优选的，惯性设备上电后一段时间启动惯性设备，一段时间为5min。

优选的，发射车进入起竖动作，目标位置为俯仰角30°，偏航角-25°，滚动角0°。

优选的，具体为标定试验起竖完成时的理论发射系姿态角，即：

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明提出的利用武器系统配套的发射车代替专门的大型检定设备对整弹进行惯性参数检定，合理设置检定动作时序，提取对飞行有影响的检定参数，实现了在线检测惯性设备，避免反复拆装带来的风险，降低了维护成本。

(2)本发明将发射车系统Z向加速度值作为判据，从系统的角度解决了发射车系统无法对Z向加速度表提供检定运动参考的难题。

(3)本发明通过仿真打靶验证表明，通过检定的惯性设备即可满足飞行的技术要求，本发明的检定方法全面可靠。

附图说明

图1为本发明发射车惯性设备进行参数检定动作时序图；

图2为本发明发射车惯性设备进行参数检定示意图；

图3为射程200Km，无横向机动打靶落点统计图；

图4为射程200Km，右横向5Km机动打靶落点统计图；

图5为射程200Km，左横向5Km机动打靶落点统计图。

具体实施方式

本发明发射车惯性设备进行参数检定动作时序图参见附图1，检定动作时序如下：

1)发射车调平，发射车指向正北调平后发动机关机；

2)惯性设备上电；惯性设备自检；惯性设备参数装订；上电5min后启动惯性设备，惯性设备进入纯惯性导航状态，火控系统与发控系统进行两次通讯，两次通讯时间间隔30秒，每次通讯均连续记录10帧导航装置数据，令加速度为(i为帧计数1～20)、三个姿态角30s前后10帧均值分别为和其中k分别表示滚动角x，偏航角y和俯仰角z，K1为第一次通讯值获得的滚动角x1，偏航角y1和俯仰角z1，K2为30s后第二次通信获得的滚动角x2，偏航角y2和俯仰角z2，P1表示惯性设备所处调平静止位置。

3)发射车上电5.5min后，发射车发动机启动，发射车进入起竖动作，目标位置为(当地水平地理坐标系下)高低角30°，偏航角-25°，滚动角0°。起竖动作到位后，关闭发动机，火控系统与发控系统通讯，连续记录10帧导航装置的输出数据，令加速度10帧均值为角度10帧均值为

4)上一步骤测试结束后，启动发动机，发射车回到初始位置；关闭发动机，火控系统与发控系统通讯，连续记录10帧导航装置的输出数据，令加速度10帧均值为角度10帧均值为标定过程完毕。发射车退出调平状态，发动机关机。

5)计算陀螺零位漂移(单位°/h)

陀螺零位漂移测试依据e)步骤进行测试，测试所得的数据依据方程1进行计算。为计算所得的三个方向陀螺的零位漂移结果。

其中k＝x,y,z (1)

6)加表偏值稳定性(单位mg)

利用加表输出数据求解标准差来获得加表偏值稳定性结果。依据方程2进行计算。为计算所得的三个方向加表偏值稳定性结果。

其中n＝20，为n个的均值；

7)利用计算加表获得的俯仰角误差：

理论发射系姿态角计算方法如下：

试验中采用的地理坐标系为北天东坐标系，弹体坐标系为前上右坐标系。发射车的旋转方式(旋转方式1)为①沿y轴(弹体坐标系)旋转-25°；②沿z’轴旋转30°；惯组解算的旋转方式(旋转方式2)为①沿z轴旋转②沿y’轴旋转ψ；③沿x’(x’、y’、z’为地理坐标系下的三个坐标轴)旋转γ。两种旋转方式等效，则两种旋转得到的姿态变换矩阵相等，有下式成立：

依据两个姿态变换矩阵存在等价关系，有偏航角、滚动角、俯仰角解算结果分别为：

此处的γ，ψ，等价于公式6-4的

加表计算高低角、滚动角误差(单位°)

利用加表对高低角进行计算，公式如下所示：

考虑到发射车起竖后的绝对高低角精度(发射车起竖的角度)较高：0.067°，利用加表计算绝对高低角误差来进行测试。如下所示：

其中θz0为发射车按照车载标定流程得到的起竖后(地理坐标系)的绝对高低角，即θz0＝30°；为竖起前水平放置时加表解算高低角。

8)发射系姿态角误差(单位°)

其中θk0为标定试验起竖完成时的理论发射系姿态角，即：

9)惯性设备检定合格的判定

回落后对陀螺积分角度偏差指标进行衡量，范围如下式所示(单位°)：

记录上升和回落过程中的最大Z向加速度值Zmax。

具体判据如下：

Δθk<2.5°；

|Zmax|＞40mg。

根据给出的参数门限，进行射程200Km，分别进行无横向机动、左横向机动5Km，由横向机动5Km，分别进行1000弹道的随机打靶，参数门限值如下，打靶结果如图3～图5，满足CEP30m的要求。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。