1.本发明涉及杆臂标定技术领域，具体地，涉及一种动态环境下的杆臂标定方法和系统。
背景技术：2.动基座传递对准过程采用卡尔曼滤波器，其中速度匹配与加速度匹配所用量测信息需要补偿杆臂速度、杆臂加速度。同时，动基座对准完成后，惯导解算的速度初值也需补偿杆臂速度。因此，必须获取精确的杆臂值。
3.专利文献cn111562554a(申请号：cn202010456913.x)公开了一种智能卡车雷达静态标定仪及标定方法，属于智能卡车雷达静态标定仪技术领域，包括工作台，所述工作台上设置有动力机构，动力机构连接有雷达标靶本体，雷达标靶本体上设置有三轴调整机构，三轴调整机构连接有角度调整机构，角度调整机构连接有反射板，反射板的前方设置有待测工位。
4.杆臂值一般可以通过图纸获取理论值，但当动态较复杂且角速度较大时，仅通过图纸无法准确找到杆臂的起点和终点，且实物与图纸存在设计公差，当角速度较大需要高精度杆臂值时，理论杆臂值精度不足，因此需要通过标定获取杆臂的精确值。
技术实现要素：5.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种动态环境下的杆臂标定方法和系统。
6.根据本发明提供的动态环境下的杆臂标定方法，包括：
7.步骤1：将转塔安装在运动目标上并绕方位转动中心进行调转，将主惯导和旋转轴固定安装在转塔上，发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；
8.步骤2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；
9.步骤3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。
10.优选的，所述主惯导杆臂是主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，计算公式为：
[0011][0012]
式中：
[0013][0014]ak
与v
dk
的计算公式如下：
[0015][0016][0017]
其中，k＝1,2
…
n，为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
[0018][0019]
其中，下标k表示第k次调转；ψz为转塔偏航角；θz为转塔俯仰角；φz为转塔滚转角；为主惯导在当地地理坐标系下的速度；为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影；是的转置；ω
ie
是地球自转速率；l是纬度；rm是子午圆曲率半径；rn是卯酉圆曲率半径；r是地球长轴半径；e是地球椭圆度。
[0020]
优选的，子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂是在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系重合，表达式为：
[0021][0022]
式中：
[0023][0024]bk
与v
sk
计算公式如下：
[0025]bk
＝ak，
[0026]
式中，是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度。
[0027]
优选的，子惯导杆臂是子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影，表达式为：
[0028][0029]
式中：
[0030][0031]ci
与v
′
si
计算公式如下：
[0032][0033]
其中，i＝1,2
…
m，为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
[0034][0035]
为第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：
[0036][0037]
其中，下标i表示第i次起竖；ψ'z为转塔偏航角；θ
′z为转塔俯仰角；φz'为转塔滚转角；θj为发射架起竖角；为发射架俯仰角速度；为子惯导在当地地理坐标系下的速度。
[0038]
优选的，发射架杆臂是发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，表达式为：
[0039][0040]
根据本发明提供的动态环境下的杆臂标定系统，包括：
[0041]
模块m1：将安装在运动目标上的转塔绕方位转动中心进行调转，将主惯导和旋转轴固定安装在转塔上，发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；
[0042]
模块m2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；
[0043]
模块m3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。
[0044]
优选的，所述主惯导杆臂是主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，计算公式为：
[0045][0046]
式中：
[0047][0048]ak
与v
dk
的计算公式如下：
[0049][0050][0051]
其中，k＝1,2
…
n，为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
[0052][0053]
其中，下标k表示第k次调转；ψz为转塔偏航角；θz为转塔俯仰角；φz为转塔滚转角；为主惯导在当地地理坐标系下的速度；为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影；是的转置；ω
ie
是地球自转速率；l是纬度；rm是子午圆曲率半径；rn是卯酉圆曲率半径；r是地球长轴半径；e是地球椭圆度。
[0054]
优选的，子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂是在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系重合，表达式为：
[0055][0056]
式中：
[0057][0058]bk
与v
sk
计算公式如下：
[0059]bk
＝ak，
[0060]
式中，是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度。
[0061]
优选的，子惯导杆臂是子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影，表达式为：
[0062][0063]
式中：
[0064][0065]ci
与vs'i计算公式如下：
[0066][0067]
其中，i＝1,2
…
m，为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
[0068][0069]
为第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：
[0070][0071]
其中，下标i表示第i次起竖；ψ'z为转塔偏航角；θ
′z为转塔俯仰角；φz'为转塔滚转角；θj为发射架起竖角；为发射架俯仰角速度；为子惯导在当地地理坐标系下的速度。
[0072]
优选的，发射架杆臂是发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，表达式为：
[0073][0074]
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0075]
本发明根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值，能够在动态运动过程中实现对惯性导航系统中杆臂的在线标定，有效提高惯性导航系统性能，适合于工程应用。
附图说明
[0076]
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0077]
图1为杆臂标定流程图；
[0078]
图2为动态环境下的杆臂标定系统结构示意图。
具体实施方式
[0079]
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0080]
实施例：
[0081]
本发明提供了一种动态环境下的杆臂标定方法，相关坐标系定义如下：
[0082]
惯性参考坐标系(oxiyizi)：空间中静止或匀速直线运动的参考坐标系。
[0083]
地球坐标系(oxeyeze)：原点o取在地心；oze轴沿极轴方向；oxe轴在赤道平面与本初子午面的交线上；oye轴由右手定则确定。
[0084]
地理坐标系(ox
tytzt
)：原点o取在导弹质心；ox
t
轴指向北；oy
t
轴指向天；oz
t
轴指向东。
[0085]
转塔坐标系(ozx
zyzzz
)：原点oz取在转塔转动中心；ozxz轴指向发射装置前向方向(和发射架在发射装置平台上投影方向一致)；o
zyz
垂直于发射装置平面，向上为正；ozzz垂直于xzo
zyz
平面，且与ozxz轴和o
zyz
轴满足右手准则。
[0086]
发射架坐标系ojxjyjzj：原点oj为发射架高低旋转中心；ojxj为沿发射架高低指向方向，指向弹头为正；ojyj在发射集装箱纵对称平面内，垂直于ojxj，向上为正；ojzj垂直于xjojyj平面，且与ojxj轴和ojyj轴满足右手准则。
[0087]
如图1，具体包括如下步骤：
[0088]
步骤一、发射架回到水平(起竖角为零)，转塔多次调转，计算主惯导杆臂，以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂。
[0089]
主惯导杆臂(主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影)为：
[0090][0091]
式中：
[0092][0093]ak
(k＝1,2
…
n)与v
dk
(k＝1,2
…
n)计算公式如下：
[0094]
[0095][0096]
为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
[0097][0098]
其中，下标k表示第k次调转，ψz为转塔偏航角、θz为转塔俯仰角、φz为转塔滚转角(相对于当地地理坐标系，其中转塔偏航角ψz北偏东为正，定义域[0
°
，360
°
))；为主惯导在当地地理坐标系下的速度(主惯导输出)；为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影(主惯导输出)；是的转置；ω
ie
＝7.2915e-5rad/s是地球自转速率；l是纬度(主惯导输出)；rm＝r(1-2e+3esin2l)+h是子午圆曲率半径；rn＝r(1+esin2l)+h是卯酉圆曲率半径；r＝6378137m是地球长轴半径；e＝3.353e-3是地球椭圆度；
[0099]
子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂(在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系基本重合)为：
[0100][0101]
式中：
[0102][0103]bk
(k＝1,2
…
n)与v
sk
(k＝1,2
…
n)计算公式如下：
[0104]bk
＝ak，
[0105]
式中，是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度(在子惯导对准完成开始导航解算后短时间内的速度)。
[0106]
步骤二、发射架多次起竖，计算子惯导杆臂。
[0107]
子惯导杆臂(子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影)为：
[0108][0109]
式中：
[0110][0111]ci
(i＝1,2
…
m)与v
′
si
(i＝1,2
…
m)计算公式如下：
[0112][0113]
为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：
[0114][0115]
第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：
[0116][0117]
其中，下标i表示第i次起竖，ψ'z为转塔偏航角、θ
′z为转塔俯仰角、φz'为转塔滚转角(相对于当地地理坐标系，其中转塔偏航角ψz北偏东为正，定义域[0
°
，360
°
))；
[0118]
θj为发射架起竖角；为发射架俯仰角速度(发射架坐标系下的投影)；为发射架俯仰角速度(发射架坐标系下的投影)；为子惯导在当地地理坐标系下的速度(在子惯导对准完成开始导航解算后短时间内的速度)。
[0119]
步骤三、由子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂。
[0120]
发射架杆臂(发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影)为：
[0121][0122]
如图2，应用环境为转塔安装在运动的战车上，可以绕方位转动中心进行调转，主惯导固定安装在转塔上，发射架可以绕着旋转轴在转塔上起竖(旋转轴固定安装在转塔上)，位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上。在这种应用环境下，通过一定的运动激励，采用最小二乘法估计得到主惯导杆臂、发射架杆臂，子惯导杆臂，用于计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。
[0123]
在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须
具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
[0124]
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
[0125]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
技术特征：1.一种动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，包括：步骤1：将转塔安装在运动目标上并绕方位转动中心进行调转，将主惯导和旋转轴固定安装在转塔上，发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；步骤2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；步骤3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。2.根据权利要求1所述的动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，所述主惯导杆臂是主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，计算公式为：式中：a
k
与v
dk
的计算公式如下：的计算公式如下：其中，k＝1,2
…
n，为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：其中，下标k表示第k次调转；ψ
z
为转塔偏航角；θ
z
为转塔俯仰角；φ
z
为转塔滚转角；为主惯导在当地地理坐标系下的速度；为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影；是的转置；ω
ie
是地球自转速率；l是纬度；r
m
是子午圆曲率半径；r
n
是卯酉圆曲率半径；r是地球长轴半径；e是地球椭圆度。3.根据权利要求2所述的动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂是在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系重合，表达式为：
式中：b
k
与v
sk
计算公式如下：b
k
＝a
k
，式中，是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度。4.根据权利要求3所述的动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，子惯导杆臂是子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影，表达式为：式中：c
i
与v
′
si
计算公式如下：其中，i＝1,2
…
m，为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：为第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：其中，下标i表示第i次起竖；ψ'
z
为转塔偏航角；θ
′
z
为转塔俯仰角；φ
′
z
为转塔滚转角；θ
j
为发射架起竖角；为发射架俯仰角速度；为子惯导在当地地理坐标系下的速度。
5.根据权利要求4所述的动态环境下的杆臂标定方法，其特征在于，发射架杆臂是发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，表达式为：6.一种动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，包括：模块m1：将安装在运动目标上的转塔绕方位转动中心进行调转，将主惯导和旋转轴固定安装在转塔上，发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将位于导弹内部的子惯导固定安装在发射架上，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；模块m2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；模块m3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。7.根据权利要求6所述的动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，所述主惯导杆臂是主惯导中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，计算公式为：式中：a
k
与v
dk
的计算公式如下：的计算公式如下：其中，k＝1,2
…
n，为第k次调转中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：其中，下标k表示第k次调转；ψ
z
为转塔偏航角；θ
z
为转塔俯仰角；φ
z
为转塔滚转角；为主惯导在当地地理坐标系下的速度；为转塔坐标系相对于惯性坐标系的转动角速度在转塔坐标系下的投影；是的转置；ω
ie
是地球自转速率；l是纬度；r
m
是子午圆曲率半径；r
n
是卯酉圆曲率半径；r是地球长轴半径；e是地球椭圆度。
8.根据权利要求7所述的动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂是在转塔坐标系/发射架坐标系下的投影，转塔坐标系与发射架坐标系重合，表达式为：式中：b
k
与v
sk
计算公式如下：b
k
＝a
k
，式中，是第k次调转中子惯导在当地地理坐标系下的速度。9.根据权利要求8所述的动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，子惯导杆臂是子惯导相对于发射架高低旋转中心的杆臂在发射架坐标系下的投影，表达式为：式中：c
i
与v
′
si
计算公式如下：其中，i＝1,2
…
m，为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：为第i次起竖中转塔坐标系到地理坐标系的姿态矩阵：为第i次起竖中发射架坐标系到转塔坐标系的姿态矩阵：
其中，下标i表示第i次起竖；ψ'
z
为转塔偏航角；θ
′
z
为转塔俯仰角；φ
′
z
为转塔滚转角；θ
j
为发射架起竖角；为发射架俯仰角速度；为子惯导在当地地理坐标系下的速度。10.根据权利要求9所述的动态环境下的杆臂标定系统，其特征在于，发射架杆臂是发射架高低旋转中心相对于转塔方位转动中心的杆臂在转塔坐标系下的投影，表达式为：
技术总结本发明提供了一种动态环境下的杆臂标定方法和系统，包括：步骤1：将转塔安装在运动目标上并绕方位转动中心进行调转，将发射架绕旋转轴在转塔上起竖，将发射架调至水平状态并多次调转转塔，计算主惯导杆臂以及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂；步骤2：对发射架多次起竖，计算子惯导杆臂；步骤3：根据子惯导杆臂及子惯导相对于转塔方位转动中心的杆臂，计算发射架杆臂，然后计算杆臂速度与杆臂加速度，补偿后得到子惯导速度与加速度，作为导弹动基座对准的输入以及惯导解算的速度初值。本发明能够在动态运动过程中实现对惯性导航系统中杆臂的在线标定，有效提高惯性导航系统性能，适合于工程应用。适合于工程应用。适合于工程应用。
技术研发人员：袁杰波 宋振华 陈意芬 张斌 李建东 李晨 张佳梁 许新鹏 刘伟鹏 韩琳 秦峰 吴镇 王晖辉 李云龙
受保护的技术使用者：上海机电工程研究所
技术研发日：2022.03.31
技术公布日：2022/7/5
