基于方位装订的初始对准方位角补偿方法及车载武器系统与流程

本发明涉及车载武器方位角补偿技术领域，尤其涉及一种基于方位装订的初始对准方位角补偿方法及车载武器系统。

背景技术：

惯性导航系统(ins)是一种利用惯性传感器测量载体的比力及角速度信息，并结合给定的初始条件通过数值积分求解运载体的姿态、速度和位置等导航参数的自主式导航系统，具有短时精度高、输出连续、抗干扰能力强、导航信息完整等优点。但作为一种推算定位方法，惯性导航系统的缺点在于其导航误差随时间积累，难以长时间独立工作。其中，初始条件误差作为惯性导航系统的重要误差源对系统导航精度影响很大，故精确的初始对准对于提高系统的导航精度至关重要。

初始对准方法主要有两种：一种是利用惯性传感器测量的比力及角速度信息进行自对准；另一种是利用外部基准信息辅助惯性导航系统进行初始对准。高精度的惯性导航系统一般采用自对准方案，像火箭弹等射程短的战术武器，为降低成本，一般选用低精度的惯性导航系统，自对准精度无法满足指标要求，通常采用基于方位角装订的技术方案。对于车载武器而言，主惯性导航系统一般装在发射车上，当导弹处于水平位置时，假设主、子惯性导航系统的x轴(前上右坐标系)指向重合，如图3和图4所示，其中图4表示从上往下看。此时，可直接用主惯性导航系统的方位角信息初始化子惯性导航系统，在不考虑主、子惯性导航系统安装误差的情况下，不会引入方位装订误差。但是，当发射车所处的发射位置不平坦，即主惯性导航系统的横滚角不为零时，导弹起竖以后，由于主、子惯性导航系统之间存在一个较大的俯仰角偏差，将导致主、子惯性导航系统的x轴(前上右坐标系)指向不重合，此时直接用主惯性导航系统的方位角信息初始化子惯性导航系统将引入较大方位装订误差，如图5和图6所示。为避免这一问题，目前，车载武器在发射前多是寻找相对平坦的阵地停放发射车或利用液压系统将发射平台调平，从而使主惯性导航系统的横滚角近似为零，以实现主、子惯性导航系统方位角近似相等的目的。然而此种方式对环境要求高，存在操作及发射流程复杂，系统适应性差的问题。

技术实现要素：

本发明提供了一种基于方位装订的初始对准方位角补偿方法及车载武器系统，能够解决现有技术中车载武器系统的操作及发射流程复杂、系统适应性差的技术问题。

根据本发明的一方面，提供了一种基于方位装订的初始对准方位角补偿方法，初始对准方位角补偿方法包括：步骤一，根据子惯性导航系统上的加速度计的比力测量信息计算获取子惯性导航系统的俯仰角；步骤二，根据子惯性导航系统的俯仰角、主惯性导航系统的俯仰角以及主惯性导航系统的横滚角计算获取导弹的起竖角；步骤三，根据导弹的起竖角、主惯性导航系统的俯仰角以及主惯性导航系统的横滚角计算获取主惯性导航系统与子惯性导航系统之间的方位角偏差；步骤四，根据主惯性导航系统与子惯性导航系统之间的方位角偏差对主惯性导航系统的方位角进行补偿，将补偿后的主惯性导航系统的方位角装订给子惯性导航系统以辅助子惯性导航系统完成初始对准。

进一步地，在步骤一中，子惯性导航系统的俯仰角θs可根据来获取，其中，为加速度计测量的子惯性导航系统在x方向上的比力信息，g为重力加速度。

进一步地，在步骤二中，导弹的起竖角f可根据来获取，其中，θm为主惯性导航系统的俯仰角，γm为主惯性导航系统的横滚角。

进一步地，主惯性导航系统的俯仰角θm的取值范围为主惯性导航系统的横滚角γm的取值范围为

进一步地，在步骤三中，主惯性导航系统与子惯性导航系统之间的方位角偏差δψ可根据来获取，其中，ψs为子惯性导航系统的方位角，ψm为主惯性导航系统的方位角。

根据本发明的又一方面，提供了一种车载武器系统，车载武器系统使用如上所述的基于方位装订的初始对准方位角补偿方法对子惯性导航系统进行方位角补偿。

应用本发明的技术方案，提供了一种基于方位装订的初始对准方位角补偿方法，该方法利用主、子惯性导航系统的姿态角信息与方位角偏差之间的关系对装订给子惯性导航系统的方位角进行补偿计算以提高方位装订精度，此种方式与现有技术相比，其对发射阵地是否平坦没有要求，也不需要利用液压系统将发射平台调平，在保证方位装订精度的同时能够提高系统适应性并简化发射流程。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的基于方位装订的初始对准方位角补偿方法的流程框图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的主、子惯性导航系统方位角偏差的示意图；

图3示出了根据本发明的具体实施例提供的导弹未起竖时主、子惯性导航系统x轴指向示意图；

图4示出了图3中提供的导弹未起竖时主、子惯性导航系统x轴指向的俯视图；

图5示出了根据本发明的具体实施例提供的导弹起竖后主、子惯性导航系统x轴指向示意图；

图6示出了图5中提供的导弹起竖后主、子惯性导航系统方位角偏差的示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1和图2所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于方位装订的初始对准方位角补偿方法，该初始对准方位角补偿方法包括：步骤一，根据子惯性导航系统上的加速度计的比力测量信息计算获取子惯性导航系统的俯仰角；步骤二，根据子惯性导航系统的俯仰角、主惯性导航系统的俯仰角以及主惯性导航系统的横滚角计算获取导弹的起竖角；步骤三，根据导弹的起竖角、主惯性导航系统的俯仰角以及主惯性导航系统的横滚角计算获取主惯性导航系统与子惯性导航系统之间的方位角偏差；步骤四，根据主惯性导航系统与子惯性导航系统之间的方位角偏差对主惯性导航系统的方位角进行补偿，将补偿后的主惯性导航系统的方位角装订给子惯性导航系统以辅助子惯性导航系统完成初始对准。

应用此种配置方式，提供了一种基于方位装订的初始对准方位角补偿方法，该方法利用主、子惯性导航系统的姿态角信息与方位角偏差之间的关系对装订给子惯性导航系统的方位角进行补偿计算以提高方位装订精度，此种方式与现有技术相比，其对发射阵地是否平坦没有要求，也不需要利用液压系统将发射平台调平，在保证方位装订精度的同时能够提高系统适应性并简化发射流程。

具体地，在本发明中，如图1和图2所示，主惯性导航系统设置在发射车上，子惯性导航系统设置在导弹上，其中，xmymzm为主惯性导航系统的坐标系，主惯性导航系统的坐标系bm为前上右坐标系；xsyszs为子惯性导航系统的坐标系，子惯性导航系统的坐标系bs为前上右坐标系；导航坐标系(n系)为北天东地理坐标系。

在本发明中，为了实现对子惯性导航系统的方位角补偿，首先需要求取子惯性导航系统的俯仰角θs。具体地，在步骤一中，子惯性导航系统的俯仰角θs可根据来获取，其中，为加速度计测量的子惯性导航系统在x方向上的比力信息，g为重力加速度。

作为本发明的一个具体实施例，由于惯性导航系统的加速度计测量精度一般较高，因此，可以利用子惯性导航系统加速度计的测量信息与子惯性导航系统的俯仰角θs之间的关系对子惯性导航系统的俯仰角θs进行求取。子惯性导航系统加速度计的测量信息与子惯性导航系统的俯仰角θs之间的关系为

根据公式(1-1)可得

其中，θs为子惯性导航系统的俯仰角，γs为子惯性导航系统的横滚角，ψs为子惯性导航系统的方位角，为加速度计测量的子惯性导航系统在x方向上的比力信息，为加速度计测量的子惯性导航系统在y方向上的比力信息，为加速度计测量的子惯性导航系统在z方向上的比力信息，为子惯性导航系统坐标系与导航坐标系之间的转换矩阵。根据公式(1-2)中的可得

根据公式(1-3)即可求得子惯性导航系统的俯仰角θs。此外，在本发明中，根据公式(1-2)中的即可求得子惯性导航系统的横滚角γs。

进一步地，在本发明中，在获取了子惯性导航系统的俯仰角θs之后，即可根据子惯性导航系统的俯仰角、主惯性导航系统的俯仰角以及主惯性导航系统的横滚角计算获取导弹的起竖角f。在本发明中，导弹的起竖角f可根据来获取，其中，θm为主惯性导航系统的俯仰角，γm为主惯性导航系统的横滚角。

作为本发明的一个具体实施例，通常导弹的起竖角f无法直接得到有效测量，为此，可利用子惯性导航系统的俯仰角θs以及主惯性导航系统的俯仰角θm和横滚角γm与导弹的起竖角f之间的关系求解起竖角f。

如图2所示，由于子惯性导航系统坐标系(bs系：前上右坐标系)是由主惯性导航系统坐标系(bm系：前上右坐标系)通过绕bm系的zm轴转动一个起竖角f得到的。因此，主、子惯性导航系统坐标系的姿态转换矩阵具有如下关系：

根据公式(2-1)的第一行第二列对应项相等可得

sinθs＝cosfsinθm+sinfcosθmcosγm(2-2)

由于主惯性导航系统的俯仰角θm的取值范围为主惯性导航系统的横滚角γm的取值范围为因此，可令则将公式(2-2)左右两边同时除以可得：

因此，

其中，由此，根据子惯性导航系统的俯仰角θs、主惯性导航系统的俯仰角θm以及主惯性导航系统的横滚角γm可计算获取导弹的起竖角f。

进一步地，在本发明中，在获取了导弹的起竖角f之后，可根据导弹的起竖角f、所述主惯性导航系统的俯仰角θm以及主惯性导航系统的横滚角γm计算获取所述主惯性导航系统与所述子惯性导航系统之间的方位角偏差δψ。具体地，在本发明中，如图2所示，当主惯性导航系统的俯仰角θm和横滚角γm不为零时，主惯性导航系统坐标系的xm轴在水平面内的投影x'm与子惯性导航系统坐标系的xs轴在水平面内的投影xs'将不重合，存在一个方位偏差δψ。在本发明中，主惯性导航系统与子惯性导航系统之间的方位角偏差δψ可根据来获取，其中，ψs为子惯性导航系统的方位角，ψm为主惯性导航系统的方位角。

作为本发明的一个具体实施例，根据公式(2-1)的第一行第一列以及第一行第三列对应项相等可得

cosθscosψs＝cosfcosθmcosψm+sinfsinγmsinψm-sinfsinθmcosγmcosψm

-cosθssinψs＝-cosfcosθmsinψm+sinfsinγmcosψm+sinfsinθmcosγmsinψm

又因为

且

因此，将公式(3-1)以及公式(3-2)代入公式(3-3)可得：

因此，主惯性导航系统与主惯性导航系统之间的方位角偏差δψ为：

进一步地，在本发明中，在获取了主惯性导航系统与子惯性导航系统之间的方位角偏差δψ，可根据主惯性导航系统与子惯性导航系统之间的方位角偏差对主惯性导航系统的方位角进行补偿，将补偿后的主惯性导航系统的方位角装订给子惯性导航系统以辅助子惯性导航系统完成初始对准。

根据本发明的另一方面，提供了一种车载武器系统，该车载武器系统使用如上所述的基于方位装订的初始对准方位角补偿方法对子惯性导航系统进行方位角补偿。由于本发明的方位角补偿方法利用主、子惯性导航系统的姿态角信息与方位角偏差之间的关系对装订给子惯性导航系统的方位角进行补偿计算以提高方位装订精度，其对发射阵地是否平坦没有要求，也不需要利用液压系统将发射平台调平，在保证方位装订精度的同时能够提高系统适应性并简化发射流程。因此，将该方法运用到车载武器系统中以用于对装订给子惯性导航系统的方位角进行补偿，能够极大地提高车载武器系统的工作性能。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1和图2对本发明的基于方位装订的初始对准方位角补偿方法进行详细说明。

如图1和图2所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于方位装订的初始对准方位角补偿方法，为了验证算法的准确性，利用本发明的方位角补偿方法进行了不同状态下的仿真验证，下面仅列出几种典型情况下的仿真结果，具体见表1所示。其中，θm，γm，ψm分别表示主惯性导航系统的俯仰角、横滚角和方位角，f表示导弹起竖角，θs，ψs表示子惯性导航系统的俯仰角和方位角，δψ表示主、子惯性导航系统之间的方位偏差角，表示利用公式(1-3)计算的俯仰角，f^c表示利用公式(2-4)计算的起竖角，表示利用公式(3-5)计算的方位角偏差，令子惯性导航系统加速度计测量误差为：常值零偏为100μg，随机噪声为下面详细说明如何利用本发明的初始对准方位角补偿方法实现对子惯性导航系统的方位角补偿。

表1

步骤一，求解子惯性导航系统的俯仰角θs。根据子惯性导航系统上的加速度计的比力测量信息、重力加速度信息与子惯性导航系统俯仰角之间的关系计算获取子惯性导航系统的俯仰角求解结果见表1中那一列所示。

步骤二，求解导弹的起竖角f。利用子惯性导航系统的俯仰角θs以及主惯性导航系统的俯仰角θm和横滚角γm与导弹的起竖角f之间的关系求解起竖角f，其中，求解结果见表1中f^c那一列所示。

步骤三，求解主、子惯性导航系统之间的方位角偏差δψ。利用主惯性导航系统的俯仰角θm和横滚角γm以及导弹的起竖角f与方位角偏差δψ之间的关系求解方位角偏差δψ，求解结果如表1中那一列所示。求解结果表明，计算的方位角偏差与真实的方位角偏差δψ基本相等。因此，利用计算的方位角偏差对主惯性导航系统的方位角进行补偿后再装订给子惯性导航系统，能够显著提高方位装订精度，从而提高子惯性导航系统的初始对准精度。

步骤四，完成子惯性导航系统初始对准。利用计算的方位角偏差对主惯性导航系统的方位角ψm进行补偿，并将补偿后的方位角装订给子惯性导航系统，以辅助子惯性导航系统完成初始对准。

综上所述，基于方位装订的初始对准精度取决于方位的装订精度，本发明提供了一种基于方位装订的初始对准方位角补偿方法，该方法通过对装订的方位角进行补偿能够提高系统的适应性，在保证方位装订精度的同时能够简化发射流程。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。