[发明专利]一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法

权利要求书

1.一种单兵制导火箭降低加工精度要求的快速初始对准方法，针对由火箭弹和发射筒组成的单兵制导火箭发射系统进行初始对准，其特征在于，将火箭弹固连在所述发射筒内，所述发射筒上固连有制导仪，所述制导仪内具有主惯导，所述火箭弹内具有子惯导；

在火箭弹发射之前，对所述发射筒进行设定幅度范围内的姿态摆动，并采用制导仪上的主惯导对弹上子惯导进行传递对准；具体包括如下步骤：

S1、将所述主惯导开机，所述主惯导实现自对准，建立发射坐标系，进入导航状态；

S2、依据所述发射坐标系，将初始导航信息装定给所述子惯导；

S3、对所述发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动；在摆动过程中，依据主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度与子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度，解算出偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角；

所述主惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向的摆动角度分别为和子惯导敏感到的偏航、俯仰和滚转三个方向摆动角度分别为和

主惯导的姿态角速度向量为

子惯导的姿态角速度向量为

计算主惯导和子惯导之间的失准角向量其中主惯导和子惯导之间偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角分别为δ_x、δ_y和δ_z；

失准角方程为：为的一阶导数；

S4、主惯导将所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数传递给所述子惯导，所述子惯导依据所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系；

S4中，所述子惯导依据所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正自身导航坐标系，具体为：

子惯导解算得到的火箭弹坐标系与发射坐标系之间的姿态角分别为：滚转角γ、偏航角ψ和俯仰角则火箭弹坐标系和发射坐标系之间的姿态矩阵为：

子惯导依据所述偏航、俯仰和滚转三个方向的失准角参数修正所述姿态矩阵为：

2.如权利要求1所述方法，其特征在于，所述S3中，对所述发射筒依次进行偏航、俯仰和滚转方向的设定幅度范围内的姿态摆动，其中所述设定幅度范围为角度不高于15度。

3.如权利要求1或2所述方法，其特征在于，所述初始导航信息包括位置、速度、姿态初值。