一種用于機載導彈動基座傳遞對準精度分析的工程方法

2014-12-31 11:57:06韓鵬鑫穆榮軍崔乃剛

上海航天 2014年1期

韓鵬鑫，穆榮軍，崔乃剛

（哈爾濱工業大學航天學院，黑龍江哈爾濱 150001）

0 引言

機載武器系統中，彈載子慣導安裝誤差和相對機載主慣導的姿態誤差對發射時刻彈載子慣導的導航解算誤差影響較大［1］。動基座傳遞對準的目的是對子慣導的安裝誤差和姿態誤差進行準確的標定與修正，并向子慣導提供準確的速度和位置信息，保證在發射后的導航過程中，子慣導具有正確的導航解算初始條件。

子慣導的初始姿態誤差與安裝誤差相關，通過補償安裝誤差可對子慣導的初始姿態誤差進行修正。由于子慣導的安裝誤差在實際試驗過程中一般為常值，由初始安裝條件決定。通過比較實際標定的安裝誤差與傳遞對準算法算得的安裝誤差可判定傳遞對準算法的正確性和有效性。但初始安裝誤差的標定須采用光電經緯儀、陀螺尋北儀等高精度實驗設備，一般試驗條件下，不具備標定所需的硬件設備［2］。由于不能精確標定安裝誤差，前期研究中多通過重復性檢驗的方法驗證算法的正確性［2－3］。本文對一種通過子慣導重新導航解算對傳遞對準試驗結果進行精度分析的工程方法進行了研究［4－6］。

1 安裝誤差角補償

在機載武器系統中，載機本體系Oa－XaYaZa和導彈的本體坐標系Ob－XbYbZb定義分別如圖1、2所示。

圖1 載機本體系Fig.1 Body coordinate of plane

圖2 導彈本體系Fig.2 Body coordinate of missile

在傳遞對準過程中，一般認為機載主慣導的敏感軸與機體系三坐標軸重合，子慣導的敏感軸與彈體系的坐標軸重合，且機載主慣導完全準確。因存在設備加工及安裝誤差，機載主慣導和彈載子慣導的敏感軸并非完全平行，存在一定的安裝誤差角φa。記φa＝［φaxφayφaz］T，表示機體系繞三坐標軸須分別調整φax，φay，φaz后才能與彈體系對應坐標軸平行，即主子慣導系統的敏感軸互相平行。因此在傳遞對準過程中估算出子慣導相對機體的φa后，可通過式（1）求得子慣導的姿態矩陣，即彈體相對標準導航坐標系的真實姿態轉換矩陣

式中：上下標a，n，b分別表示載機本體系、導航系和導彈本體系為由載機姿態信息描述的導航系至載機本體系的姿態轉換矩陣；為子慣導（導彈）的姿態轉換矩陣；為導彈的安裝誤差矩陣，由彈載子慣導的安裝誤差角確定［7－8］。有

式中：I為三階單位陣；上標“×”表示反對稱矩陣，有

式（1）中，的各分量由機載主慣導輸出的姿態信息確定，由傳遞對準算法所得的φa確定。根據式（1），由提取的姿態角信息，可得子慣導相對標準導航坐標系的真實姿態信息，實現對子慣導安裝誤差角的補償。

2 基于重導航法的對準精度分析

在動基座傳遞對準試驗中，為衡量對準算法的正確性，須分析傳遞對準精度。在試驗條件允許時，通過比較對準算法得到的安裝誤差角估值和實際設備標定的安裝誤差角，可直觀地衡量對準精度；反之，則不能得到安裝誤差角的真實標定值。為衡量對準精度和算法的性能，采用一種工程上易于實現的重導航法進行精度分析，具體步驟如下。

a）主子慣導進行導航解算和傳遞對準

因未進行試驗標定和傳遞對準誤差補償，認為主子慣導系統的導航初始條件相同。利用兩套導航系統的解算結果，結合相關算法可進行動基座傳遞對準，以估算子慣導的φa。

設傳遞對準過程中，主慣導解算出的位置、速度、姿態分別為rm，vm，Am，子慣導解算出的位置、速度、姿態分別為rs，vs，As，則安裝誤差角修正前子慣導的導航誤差為

b）安裝誤差角補償

基于傳遞對準及主子慣導的解算結果，用式（1）補償安裝誤差角，獲得在子慣導開始解算時刻（傳遞對準開始時刻）修整后的子慣導姿態信息。

c）子慣導進行重新導航解算

在傳遞對準對應的時間段內，重新解算子慣導的導航。期間，子慣導的初始位置和速度仍采用主慣導的初始值，子慣導的初始姿態采用安裝角誤差補償后的姿態信息。

設安裝誤差角補償后，子慣導重新導航得到的位置、速度、姿態分別為rs1，Vs1，As1，則子慣導重新導航的導航誤差為

d）精度分析

在傳遞對準對應的時間段內，通過比較初始值修正前后子慣導的位置和速度誤差特性，可對傳遞對準算法的性能及對準精度進行分析和判定。

采用重導航法進行精度分析的要點是：根據對準算法得到的安裝誤差角的穩定值，對傳遞對準開始時刻子慣導的初始導航姿態進行修正，并以修正后的參數為初值，在傳遞對準所經歷的時間段內重新進行子慣導的導航解算。根據傳遞對準的基本原理和目的，若對準算法有效，則經重導航后子慣導的位置和速度誤差會有較大幅度的改善（特別是東向和北向，而天向估計結果一般是發散的）。因為無安裝誤差角的標定值，子慣導的姿態誤差不能作為衡量對準性能的定量指標，但重新導航后的姿態誤差能很大程度體現相應安裝誤差角的影響。

3 算例

在某次傳遞對準掛飛試驗中，由于設備有限，無法準確標定子慣導的安裝誤差角，現以試驗中得到的三組試驗數據為初始條件，分析傳遞對準精度。在分析子慣導的導航誤差時，以機載主慣導的導航輸出作為參考軌跡。子慣導的陀螺常值漂移0.1（°）／h，加速度計常值漂移10－4g，主子慣導的數據更新周期均為0.01s。

試驗在北天東地球固聯坐標系中進行，采用“速度＋姿態”的傳遞對準匹配模式。三組試驗數據的傳遞對準及重導航驗證的結果如下，其中“實際解算”和“重新導航”分別為安裝誤差修正前后子慣導的導航結果。

a）第一組試驗數據

傳遞對準的安裝角估計結果如圖3所示，進行重新導航前后，子慣導的導航誤差如圖4～6所示。

b）第二組試驗數據

傳遞對準的安裝角估計結果如圖7所示，進行重新導航前后，子慣導的導航誤差如圖8～10所示。

c）第三組試驗數據

傳遞對準的安裝角估計結果如圖11所示，進行重新導航前后，子慣導的導航誤差如圖12～14所示。

三組試驗數據的處理結果見表1、2。

圖3 安裝角估計結果（試驗1）Fig.3 Result of misalignment established angles（test 1）

圖4 子慣導位置誤差（試驗1）Fig.4 Sub SINS position errors（test 1）

表1 三組數據的傳遞對準結果Tab.1 Transfer alignment results

圖5 子慣導速度誤差（試驗1）Fig.5 Sub SINS velocity errors（test 1）

圖6 子慣導姿態誤差（試驗1）Fig.6 Sub SINS attitude errors（test 1）

由仿真結果可知：對安裝誤差角進行修正后，速度和位置誤差有較大幅度的改善。同時，子慣導相對主慣導的姿態誤差很大程度體現了安裝誤差角的影響。如第一組數據，由于X向存在約110′的安裝誤差，導致子慣導相對主慣導產生近2°的滾轉角誤差，與實際物理意義相吻合。

圖7 安裝角估計結果（試驗2）Fig.7 Result of misalignment established angles（test 2）

圖8 子慣導位置誤差（試驗2）Fig.8 Sub SINS position errors（test 2）

上述三組試驗數據的計算結果表明：采用對準算法估得的安裝角誤差對子慣導解算的初始姿態進行校正，并重新進行子慣導的導航解算，所得速度和位置精度大幅提高；同時，重新導航得到的位置和速度誤差與子慣導的設備誤差漂移特性相一致；重新導航得到的姿態誤差與對準算法估計出的子慣導安裝誤差相一致。傳遞對準模型和算法是準確可行的，對準的結果合理、可信。