CN113295049B - 一种运载火箭瞄准方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种运载火箭瞄准方法和装置。所述方法包括：建立坐标系；实时获取惯组输出的方位角ψ_b、俯仰角θ_b和横滚角γ_b，实时获取自准直光管输出的其轴线相对箭上目标棱镜法线的偏角，即方位角ψ_g和俯仰角θ_g；计算自准直光管轴线的方位角ψ_gn和俯仰角θ_gn；根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜的方位角和俯仰角。本发明利用惯组内置的寻北装置产生的真北方位基准，将方位基准传递至自准直光管光轴，解算出箭上目标棱镜的方位角和俯仰角，解决了现有技术需要依托引入固定基准的问题，实现了在非稳定平台下对箭上目标棱镜进行瞄准的任务，提高了瞄准精度。

Description

一种运载火箭瞄准方法及装置

技术领域

本发明涉及运载火箭瞄准系统技术领域，具体涉及一种运载火箭瞄准方法及装置。

背景技术

现有运载火箭一般利用光电瞄准仪进行瞄准，瞄准方法主要有两种：第一种是采用远距离光电斜瞄方式的准直测量方法；第二种是采用近距离水平平瞄方式的准直测量方法。

目前，运载火箭对地面瞄准需求发生了很大变化，火箭发射平台不再具备回转功能，火箭的垂直度也不再进行调整，同时还要适应火箭的风摆晃动带来的影响，第一种方法已不再适用。第二种方法的瞄准间由地面工位转至到与火箭惯组等高的稳定脐带塔处，同时需要测绘人员对引入的固定基准进行定期标定，增大了发射场建设及维护难度。

发明内容

为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供一种运载火箭瞄准方法及装置。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案。

第一方面，本发明提供一种运载火箭瞄准方法，包括以下步骤：

分别建立自准直光管三维直角坐标系g系和惯组三维直角坐标系b系，地理坐标系记为n系；

实时获取惯组输出的方位角ψ_b、俯仰角θ_b和横滚角γ_b，实时获取自准直光管输出的其轴线相对箭上目标棱镜法线的偏角，即方位角ψ_g和俯仰角θ_g；

利用三个坐标系之间的旋转矩阵，根据ψ_b、θ_b、γ_b和标定好的惯组相对自准直光管的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀，计算自准直光管轴线的方位角ψ_gn和俯仰角θ_gn；

根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜的方位角和俯仰角。

进一步地，所述惯组相对自准直光管的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀的标定方法包括：

获取惯组寻北N次得到方位角、俯仰角和横滚角的均值ψ_b0、θ_b0、γ_b0；

获取自准直光管基于电子经纬仪提供的北向基准输出的方位角ψ_g0、俯仰角θ_g0；

将ψ_b0、θ_b0、γ_b0和ψ_g0、θ_g0、γ_g0＝0分别代入旋转矩阵，分别得到C_bn和C_gn，从而得到C_gb＝C_gn×C_nb＝C_gn×(C_bn)^-1，C_gb用ψ₀、θ₀、γ₀表示的表达式为：

令：

则：θ₀＝arcsinT₃₂，γ₀＝arctan(-T₃₁/T₃₃)，

更进一步地，计算自准直光管轴线的方位角ψ_gn、俯仰角θ_gn的方法包括：

将ψ_b、θ_b、γ_b代入旋转矩阵得到C_b'_n；

计算C'_gn＝C_gb×C_b'_n，C'_gn用ψ_gn、θ_gn、γ_gn表示的表达式为：

令：

则：θ_gn＝arcsinT₃'₂，

更进一步地，根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜方位角A和俯仰角B的方法包括：

A＝ψ_gn+ψ_g+k*2π

B＝θ_gn+θ_g

式中，k＝{-1,0,1}，当ψ_gn+ψ_g≥2π时，k＝-1；当0≤ψ_gn+ψ_g<2π时，k＝0；当ψ_gn+ψ_g<0时，k＝1。

进一步地，N＝10。

第二方面，本发明提供一种运载火箭瞄准装置，包括：

坐标系建立模块，用于分别建立自准直光管三维直角坐标系g系和惯组三维直角坐标系b系，地理坐标系记为n系；

角度实时获取模块，用于实时获取惯组输出的方位角ψ_b、俯仰角θ_b和横滚角γ_b，实时获取自准直光管输出的其轴线相对箭上目标棱镜法线的偏角，即方位角ψ_g和俯仰角θ_g；

光管轴线方向计算模块，用于利用三个坐标系之间的旋转矩阵，根据ψ_b、θ_b、γ_b和标定好的惯组相对自准直光管的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀，计算自准直光管轴线的方位角ψ_gn和俯仰角θ_gn；

目标棱镜方向计算模块，用于根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜的方位角和俯仰角。

进一步地，所述惯组相对自准直光管的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀的标定方法包括：

获取惯组寻北N次得到方位角、俯仰角和横滚角的均值ψ_b0、θ_b0、γ_b0；

获取自准直光管基于电子经纬仪提供的北向基准输出的方位角ψ_g0、俯仰角θ_g0；

将ψ_b0、θ_b0、γ_b0和ψ_g0、θ_g0、γ_g0＝0分别代入旋转矩阵，分别得到C_bn和C_gn，从而得到C_gb＝C_gn×C_nb＝C_gn×(C_bn)^-1，C_gb用ψ₀、θ₀、γ₀表示的表达式为：

令：

则：θ₀＝arcsinT₃₂，γ₀＝arctan(-T₃₁/T₃₃)，

更进一步地，计算自准直光管轴线的方位角ψ_gn、俯仰角θ_gn的方法包括：

将ψ_b、θ_b、γ_b代入旋转矩阵得到C_b'_n；

计算C'_gn＝C_gb×C_b'_n，C'_gn用ψ_gn、θ_gn、γ_gn表示的表达式为：

令：

则：θ_gn＝arcsinT₃'₂，

更进一步地，根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜方位角A和俯仰角B的方法包括：

A＝ψ_gn+ψ_g+k*2π

B＝θ_gn+θ_g

式中，k＝{-1,0,1}，当ψ_gn+ψ_g≥2π时，k＝-1；当0≤ψ_gn+ψ_g<2π时，k＝0；当ψ_gn+ψ_g<0时，k＝1。

与现有技术相比，本发明具有以下有益效果。

本发明利用惯组内置的寻北装置产生的真北方位基准，将方位基准传递至自准直光管光轴，解算出箭上目标棱镜的方位角和俯仰角，解决了现有技术需要依托引入固定基准的问题，实现了在非稳定平台下对箭上目标棱镜进行瞄准的任务；通过预先标定惯组相对自准直光管的安装偏差，能够消除安装偏差的影响，提高瞄准精度。

附图说明

图1为本发明实施例一种运载火箭瞄准方法的流程图。

图2为本发明实施例瞄准系统的构架图。

图3为惯组坐标系和自准直光管坐标系的示意图。

图4为本发明实施例一种运载火箭瞄准装置的组成框图。

图中：1-自准直光管，2-惯组，3-目标棱镜，4-综合控制器，5-工作台，6-自准直光管电缆，7-惯组电源电缆，8-惯组通信电缆，9-瞄准设备电源电缆，10-直流稳压电源，11-坐标系建立模块，12-角度实时获取模块，13-光管轴线方向计算模块，14-目标棱镜方向计算模块。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚、明白，以下结合附图及具体实施方式对本发明作进一步说明。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。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。

图1为本发明实施例一种运载火箭瞄准方法的流程图，包括以下步骤：

步骤101，分别建立自准直光管1三维直角坐标系g系和惯组2三维直角坐标系b系，地理坐标系记为n系；

步骤102，实时获取惯组2输出的方位角ψ_b、俯仰角θ_b和横滚角γ_b，实时获取自准直光管1输出的其轴线相对箭上目标棱镜3法线的偏角，即方位角ψ_g和俯仰角θ_g；

步骤103，利用三个坐标系之间的旋转矩阵，根据ψ_b、θ_b、γ_b和标定好的惯组2相对自准直光管1的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀，计算自准直光管1轴线的方位角ψ_gn和俯仰角θ_gn；

步骤104，根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜3的方位角和俯仰角。

本实施例涉及运载火箭瞄准系统，其组成如图2所示，主要由自准直光管1、惯组2、目标棱镜3、综合控制器4和直流稳压电源10等组成。自准直光管1、惯组2、综合控制器4和直流稳压电源10放置在工作台5上。工作台5具有调平、升降、方位旋转和横向平移等功能，能够使自准直光管1与箭上目标棱镜3准直。惯组2上盖表面中心处通过螺钉连接自准直光管1，惯组2下底面通过螺钉连接工作台5，自准直光管1的电源通信接口与惯组2的光管电源通信接口通过自准直光管电缆6连接，惯组2电源接口与综合控制器4的惯组2电源接口通过惯组2电源电缆连接，惯组2通信接口与综合控制器4的惯组2通信接口通过惯组2通信电缆连接，综合控制器4电源接口与直流稳压电源10的电源输出口通过瞄准设备电源电缆连接。惯组2内置转位装置，采用绕方位轴旋转的三位置寻北技术，可实现高精度定向寻北。取得方位基准后，将方位基准传递到与其固联的自准直光管1光轴上，自准直光管1通过光路将角度传递至角度码盘上，自准直光管1发出一束平行光，射向目标棱镜3，获得目标棱镜3的准直偏差角。综合控制器4主要用于数据处理、参数标定和瞄准流程控制等。

在本实施例中，步骤101主要用于建立自准直光管坐标系和惯组2坐标系。为方便描述，将自准直光管坐标系称为g系，将惯组2坐标系称为b系，将地理坐标系称为n系。g系和b系均为三维直角坐标系，每个坐标轴的方向如图3所示。

在本实施例中，步骤102主要用于实时获取惯组2输出的方位角、俯仰角和横滚角，以及自准直光管1输出的其轴线相对箭上目标棱镜3法线的偏角。惯组2包括3个正交安装的激光陀螺和3个同样正交安装的石英挠性加速度计，激光陀螺用于敏感载体相对惯性空间的角速度，加速度计用于敏感载体相对惯性空间的线性加速度，经解算后输出载体的方位角、俯仰角和横滚角。惯组2将方位基准传递至自准直光管1的光轴，自准直光管1输出相对箭上目标棱镜3法线的方位偏角和俯仰偏角。

在本实施例中，步骤103主要用于计算自准直光管1轴线的方位角和俯仰角。计算自准直光管1轴线的方位角和俯仰角是为了步骤104计算目标棱镜3的方位角和俯仰角。本实施例是利用三个坐标系之间的旋转矩阵，以及已获取的ψ_b、θ_b、γ_b和标定好的惯组2相对自准直光管1的安装偏差角ψ₀、θ₀、γ₀进行计算。要想计算自准直光管1轴线的方位角和俯仰角，须先求解自g系至n系的旋转矩阵，然后根据矩阵中各元素与所述方位角和俯仰角的关系进行求解。如果不能直接求解自g系至n系的旋转矩阵，可分步求解，比如，先求自g系至b系的旋转矩阵，然后求自b系至n系的旋转矩阵，最后求这2个旋转矩阵的积得到自g系至n系的旋转矩阵。

在本实施例中，步骤104主要用于计算目标棱镜3(法线方向)的方位角和俯仰角。由于自准直光管1能够输出其轴线与目标棱镜3法线方向的偏角ψ_g、θ_g，因此，利用所述偏角ψ_g、θ_g对自准直光管1轴线的方位角ψ_gn和俯仰角θ_gn分别进行修正，便可得到目标棱镜3的方位角和俯仰角。

作为一种可选实施例，所述惯组2相对自准直光管1的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀的标定方法包括：

获取惯组2寻北N次得到方位角、俯仰角和横滚角的均值ψ_b0、θ_b0、γ_b0；

获取自准直光管1基于电子经纬仪提供的北向基准输出的方位角ψ_g0、俯仰角θ_g0；

将ψ_b0、θ_b0、γ_b0和ψ_g0、θ_g0、γ_g0＝0分别代入旋转矩阵，分别得到C_bn和C_gn，从而得到C_gb＝C_gn×C_nb＝C_gn×(C_bn)^-1，C_gb用ψ₀、θ₀、γ₀表示的表达式为：

令：

则：θ₀＝arcsinT₃₂，γ₀＝arctan(-T₃₁/T₃₃)，

本实施例给出了一种标定惯组2相对自准直光管1安装偏差的一种技术方案。在本实施例中，标定前需将惯组2固定在大致调平的基座上。标定时惯组2进行寻北得到寻北方位角、俯仰角和横滚角。为了提高精度，一般进行多次寻北后分别求这三个角的均值ψ_b0、θ_b0、γ_b0。采用电子经纬仪将高精度北向基准传递至自准直光管1，测出自准直光管1输出光轴的方位角ψ_g0(Yg正向与北向夹角)、俯仰角θ_g0(Yg正向抬头为正方位角)。有了上述两组角度数据后，再利用三个坐标系之间的旋转矩阵与旋转角度的关系，就可求得安装偏差方位角ψ₀、θ₀和γ₀。将ψ_b0、θ_b0、γ_b0代入旋转矩阵得到C_bn，将ψ_g0、θ_g0、γ_g0＝0代入旋转矩阵得到C_gn。要求惯组2相对自准直光管1的安装偏差角ψ₀、θ₀和γ₀，需求从g系到b系的旋转矩阵C_gb。C_gb＝C_gn×C_nb，而C_nb＝(C_bn)^-1，所以C_gb＝C_gn×(C_bn)^-1。有了C_gb，根据C_gb中T₃₁、T₃₂、T₃₃、T₁₂、T₂₂与ψ₀、θ₀、γ₀的三角函数的关系，便可求出ψ₀、θ₀、γ₀。具体见上面的公式。

作为一种可选实施例，计算自准直光管1轴线的方位角ψ_gn、俯仰角θ_gn的方法包括：

将ψ_b、θ_b、γ_b代入旋转矩阵得到C_b'_n；

计算C'_gn＝C_gb×C_b'_n，C'_gn用ψ_gn、θ_gn、γ_gn表示的表达式为：

令：

则：θ_gn＝arcsinT₃'₂，

本实施例给出了计算自准直光管1轴线的方位角和俯仰角的一种技术方案。根据前面的分析方法，可通过先求从g系到n系的旋转矩阵C'_gn(这里加一撇是为区别前面的C_gn)计算自准直光管1轴线的方位角ψ_gn和俯仰角θ_gn。而C'_gn可分解为2个旋转矩阵的积，即C'_gn＝C_gb×C_b'_n，其中C_gb在前面计算惯组2相对自准直光管1的安装偏差时已经得到，而C_b'_n可通过将ψ_b、θ_b、γ_b代入旋转矩阵得到。有了C'_gn，根据C'_gn中的元素与ψ_b、θ_b、γ_b的三角函数的关系，但可求得C'_gn。具体见上面的公式。

作为一种可选实施例，根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜3方位角A和俯仰角B的方法包括：

A＝ψ_gn+ψ_g+k*2π

B＝θ_gn+θ_g

式中，k＝{-1,0,1}，当ψ_gn+ψ_g≥2π时，k＝-1；当0≤ψ_gn+ψ_g<2π时，k＝0；当ψ_gn+ψ_g<0时，k＝1。

本实施例给出了目标棱镜3方位角A和俯仰角B的计算公式。前面已给出了A和B的计算原理，这里不再赘述。值得说明的是，A的计算公式中增加了一项k*2π，是为了使A的值满足0≤A<2π。

作为一种可选实施例，N＝10。

本实施例给出了寻北次数N一个具体取值。N的大小一般根据经验选取，为了保证寻北精度，N值不宜太小；但为了保证瞄准速度，也不能取得太大。值得说明的是，N＝10只是一种较佳的实施方式，供本领域技术人员参考，并不排斥和限制其它可行的实施方式。

图4本发明实施例一种运载火箭瞄准装置的组成示意图，所述装置包括：

坐标系建立模块11，用于分别建立自准直光管1三维直角坐标系g系和惯组2三维直角坐标系b系，地理坐标系记为n系；

角度实时获取模块12，用于实时获取惯组2输出的方位角ψ_b、俯仰角θ_b和横滚角γ_b，实时获取自准直光管1输出的其轴线相对箭上目标棱镜3法线的偏角，即方位角ψ_g和俯仰角θ_g；

光管轴线方向计算模块13，用于利用三个坐标系之间的旋转矩阵，根据ψ_b、θ_b、γ_b和标定好的惯组2相对自准直光管1的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀，计算自准直光管1轴线的方位角ψ_gn和俯仰角θ_gn；

目标棱镜3方向计算模块14，用于根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜3的方位角和俯仰角。

本实施例的装置，可以用于执行图1所示方法实施例的技术方案，其实现原理和技术效果类似，此处不再赘述。后面的实施例也是如此，均不再展开说明。

作为一可选实施例，所述惯组2相对自准直光管1的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀的标定方法包括：

获取惯组2寻北N次得到方位角、俯仰角和横滚角的均值ψ_b0、θ_b0、γ_b0；

获取自准直光管1基于电子经纬仪提供的北向基准输出的方位角ψ_g0、俯仰角θ_g0；

将ψ_b0、θ_b0、γ_b0和ψ_g0、θ_g0、γ_g0＝0分别代入旋转矩阵，分别得到C_bn和C_gn，从而得到C_gb＝C_gn×C_nb＝C_gn×(C_bn)^-1，C_gb用ψ₀、θ₀、γ₀表示的表达式为：

令：

则：θ₀＝arcsinT₃₂，γ₀＝arctan(-T₃₁/T₃₃)，

作为一可选实施例，计算自准直光管1轴线的方位角ψ_gn、俯仰角θ_gn的方法包括：

将ψ_b、θ_b、γ_b代入旋转矩阵得到C_b'_n；

计算C'_gn＝C_gb×C′_bn，C'_gn用ψ_gn、θ_gn、γ_gn表示的表达式为：

令：

则：θ_gn＝arcsinT₃'₂，

作为一可选实施例，根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜3方位角A和俯仰角B的方法包括：

A＝ψ_gn+ψ_g+k*2π

B＝θ_gn+θ_g

式中，k＝{-1,0,1}，当ψ_gn+ψ_g≥2π时，k＝-1；当0≤ψ_gn+ψ_g<2π时，k＝0；当ψ_gn+ψ_g<0时，k＝1。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，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。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种运载火箭瞄准方法，由运载火箭瞄准系统实现，所述系统主要由自准直光管、惯组、目标棱镜、综合控制器和直流稳压电源组成，其特征在于，所述方法包括由综合控制器执行的以下步骤：

分别建立自准直光管三维直角坐标系g系和惯组三维直角坐标系b系，地理坐标系记为n系；

实时获取惯组输出的方位角ψ_b、俯仰角θ_b和横滚角γ_b，实时获取自准直光管输出的其轴线相对箭上目标棱镜法线的偏角，即方位角ψ_g和俯仰角θ_g；

利用三个坐标系之间的旋转矩阵，根据ψ_b、θ_b、γ_b和标定好的惯组相对自准直光管的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀，计算自准直光管轴线的方位角ψ_gn和俯仰角θ_gn；

根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜的方位角和俯仰角。

2.根据权利要求1所述的运载火箭瞄准方法，其特征在于，所述惯组相对自准直光管的安装偏差方位角ψ₀、俯仰角θ₀和横滚角γ₀的标定方法包括：

获取惯组寻北N次得到方位角、俯仰角和横滚角的均值ψ_b0、θ_b0、γ_b0；

获取自准直光管基于电子经纬仪提供的北向基准输出的方位角ψ_g0、俯仰角θ_g0；

将ψ_b0、θ_b0、γ_b0和ψ_g0、θ_g0、γ_g0＝0分别代入旋转矩阵，分别得到C_bn和C_gn，从而得到C_gb＝C_gn×C_nb＝C_gn×(C_bn)^-1，C_gb用ψ₀、θ₀、γ₀表示的表达式为：

令：

则：θ₀＝arcsinT₃₂，γ₀＝arctan(-T₃₁/T₃₃)，

3.根据权利要求2所述的运载火箭瞄准方法，其特征在于，计算自准直光管轴线的方位角ψ_gn、俯仰角θ_gn的方法包括：

将ψ_b、θ_b、γ_b代入旋转矩阵得到C_b′_n；

计算C′_gn＝C_gb×C_b′_n，C′_gn用ψ_gn、θ_gn、γ_gn表示的表达式为：

令：

则：θ_gn＝arcsinT₃′₂，

4.根据权利要求3所述的运载火箭瞄准方法，其特征在于，根据ψ_gn、θ_gn和ψ_g、θ_g计算目标棱镜方位角A和俯仰角B的方法包括：

A＝ψ_gn+ψ_g+k*2π

B＝θ_gn+θ_g

式中，k＝{-1,0,1}，当ψ_gn+ψ_g≥2π时，k＝-1；当0≤ψ_gn+ψ_g<2π时，k＝0；当ψ_gn+ψ_g<0时，k＝1。

5.根据权利要求1所述的运载火箭瞄准方法，其特征在于，N＝10。

Images