一种飞行位置差异补偿的半实物仿真方法

技术领域

本发明涉及半实物仿真技术领域，尤其涉及一种飞行位置差异补偿的半实物仿真方法。

背景技术

惯性导航系统的基本工作原理是以牛顿力学定律为基础，通过测量运载体在惯性参考系的加速度和角速度，将加速度和角速度对时间进行积分，且把它变换到地理坐标系中，就能够得到在地理坐标系中的速度、姿态角和位置等导航信息。

现有半实物仿真试验中，惯性导航系统的惯性导航设备通常捷联在仿真转台上，仿真转台通常设置在本地，用以复现飞行器的姿态运动，根据输入仿真转台的指令，以一定角速度转到指定姿态。

惯性导航设备敏感出的数据是基于惯性坐标系的，在实验室条件下仿真过程中惯性测量数据以本地地理信息为基准所形成的导航信息为类静态信息。而实际飞行通常在距离本地较远(与本地不同的)的实际飞行地发生，实际飞行地与本地的地理坐标系不是同一个(坐标系原点不同)，或者说地理坐标系是一个动系，参见图1，图1是本地地理坐标系与实际飞行地地理坐标系的示意图，因此，用于描述实际飞行地地理信息的方式与描述本地地理信息的方式存在差异，若直接将本地地理信息用于导航实际飞行地的飞行，则将产生较大误差。

发明内容

鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种飞行位置差异补偿的半实物仿真方法，解决现有技术中存在的直接将半实物仿真中本地地理信息用于导航实际飞行地的飞行将产生较大误差的技术问题。

本发明提供的技术方案是：

本发明提供一种飞行位置差异补偿的半实物仿真方法，包括：

初始化本地惯导转台设备；所述惯导转台设备包括：仿真转台与捷联于其上的惯性导航设备；

获取所述惯导转台设备所在本地地理位置信息、飞行器所在实际飞行地地理位置信息与飞行器姿态信息；

利用所述本地地理位置信息、所述实际飞行地地理位置信息与所述飞行器姿态信息，对所述实际飞行地与所述本地之间地理位置差异做补偿处理，生成飞行位置差异补偿信息；

利用所述飞行位置差异补偿信息，对所述仿真转台的驱动做位置差异补偿处理，并将所述惯性导航设备的测量结果由本地补偿至飞行地。

优选地，所述利用所述本地地理位置信息、所述实际飞行地地理位置信息与所述飞行器姿态信息，对所述实际飞行地与所述本地之间地理位置差异做补偿处理包括：

计算第一地理坐标系到地心地固坐标系的第一转移矩阵；所述第一地理坐标系用于描述所述本地地理位置信息；

计算第二地理坐标系到地心地固坐标系的第二转移矩阵；所述第二地理坐标系用于描述所述实际飞行地地理位置信息；

计算飞行器本体坐标系到第二地理坐标系的第三转移矩阵；

根据所述第一转移矩阵、所述第二转移矩阵和所述第三转移矩阵，计算飞行器本体坐标系到第一地理坐标系的第四转移矩阵；

利用所述第四转移矩阵做所述补偿处理。

优选地，所述本地地理位置信息包括：本地经度λ

所述计算第一地理坐标系到地心地固坐标系的第一转移矩阵包括：

其中，G

优选地，所述实际飞行地地理位置信息包括：实际飞行地经度λ，实际飞行地纬度

所述计算第二地理坐标系到地心地固坐标系的第二转移矩阵包括：

其中，G

优选地，所述飞行器姿态信息包括：所述飞行器姿态角，包括：滚动角γ，航向角ψ，俯仰角θ；

所述计算飞行器本体坐标系到第二地理坐标系的第三转移矩阵包括：

其中，B表示飞行器本体坐标系。

优选地，所述根据所述第一转移矩阵、所述第二转移矩阵和所述第三转移矩阵，计算飞行器本体坐标系到第一地理坐标系的第四转移矩阵包括：

其中，γ'为补偿后的滚动角，ψ'为补偿后的航向角，θ'为补偿后的俯仰角。

优选地，所述飞行位置差异补偿信息包括：用于驱动所述仿真转台的姿态补偿信息；

所述利用所述第四转移矩阵做所述补偿处理包括：

计算

其中，

优选地，所述对所述仿真转台的驱动做位置差异补偿处理包括：

根据所述姿态补偿信息，驱动所述仿真转台设备并带动所述惯性导航设备；

所述将所述惯性导航设备的测量结果由本地补偿至飞行地包括：

由所述惯性导航设备输出所述姿态补偿信息。

优选地，所述飞行位置差异补偿信息包括：补偿后的重力加速度；

所述利用所述第四转移矩阵做所述补偿处理包括：计算补偿后的重力加速度g：

其中，g

g

优选地，所述将所述惯性导航设备的测量结果由本地补偿至飞行地包括：

利用所述补偿后的重力加速度g，对所述惯性导航设备产生的测量结果：飞行加速度a，做补偿处理，得出补偿后的飞行加速度a'：a'＝a+g。

本发明提供的技术方案，通过对实际飞行地与本地之间地理位置差异做补偿处理，从而对仿真转台的驱动做位置差异补偿处理，并将惯性导航设备的测量结果由本地补偿至飞行地，有效解决现有技术中存在的直接将半实物仿真中本地地理信息用于导航实际飞行地的飞行将产生较大误差的技术问题。

进一步，在半实物仿真试验中，可基于本发明实施例提供的技术方案，对惯性导航设备输出的导航信息做补偿处理，与卫星导航完成动态深组合导航的半实物仿真模拟，有效提升半实物仿真的能力。

本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1是本地地理坐标系与实际飞行地地理坐标系的示意图；

图2是本发明实施例中飞行位置差异补偿的半实物仿真方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理。

参见图2，图2是本发明实施例中飞行位置差异补偿的半实物仿真方法流程图，该流程可包括：

步骤201：初始化本地惯导转台设备；其中，惯导转台设备包括：仿真转台与捷联于其上的惯性导航设备。

步骤202：获取惯导转台设备所在本地地理位置信息、飞行器所在实际飞行地地理位置信息与飞行器姿态信息。

仿真转台通常设置在本地，用以复现飞行器的姿态运动。

步骤203：利用本地地理位置信息、实际飞行地地理位置信息与飞行器姿态信息，对实际飞行地与本地之间地理位置差异做补偿处理，生成飞行位置差异补偿信息。

步骤204：利用飞行位置差异补偿信息，对仿真转台的驱动做位置差异补偿处理，并将惯性导航设备的测量结果由本地补偿至飞行地。

惯性导航设备所在的惯性导航系统涉及一系列参考坐标系，列举本申请需要用到的坐标系如下：

地球惯性坐标系：惯性坐标系是适用牛顿运动定律的参考坐标系，无加速度项，其远点在地球质心，X轴落在地球赤道平面，Z轴延地球自转轴，Y轴与X轴和Z轴完成右手正交坐标系；

地理坐标系：记为G系，是相对大地水准面定义的北-东-地(或东-北-天)正交坐标系；地理坐标系的原点是惯性平台原点在大地水准面上的投影，地向轴垂直于参考椭圆面指向地球内部，北向轴指向真北，东向轴水平指向东并完成右手正交坐标系；

飞行器本体坐标系：记为B系，是固连于运载体的参考坐标系，坐标系原点通常固定在运载体原点位置，x轴指向前方，z轴指向运载体侧向，y轴与x轴和z轴完成右手正交坐标系；

地心地固坐标系：记为E系，坐标系原点为地球的质心，x轴延伸通过本初子午线(0度经度)和赤道的交点，z轴延伸通过的北极，与地球旋转轴重合，y轴完成右手坐标系。

本发明实施例中，仿真转台可由预设的仿真模拟设备来控制驱动，其中，仿真模拟设备通过向仿真转台输入控制指令，指示仿真转台以一定角速度转到指定姿态。

上述步骤201具体可包括：

仿真模拟设备以本地静态初始值驱动仿真转台，使仿真转台的轴向与本地地理坐标系共轴；其中，本地静态初始值可包括：用于驱动仿真转台的姿态角伺服初始值为0°。

上述步骤202中获取到的相关信息包括：

惯导转台设备所在本地地理位置信息，包括：本地经度λ

飞行器所在实际飞行地地理位置信息，包括：实际飞行地经度λ，实际飞行地纬度

飞行器姿态信息包括：飞行器姿态角，包括：滚动角γ，航向角ψ，俯仰角θ；在初始阶段，这三个角为飞行器初始状态下的姿态角。

本发明实施例中，步骤203的具体实现可包括：

S1：计算第一地理坐标系到地心地固坐标系的第一转移矩阵；其中，第一地理坐标系用于描述本地地理位置信息；第一转移矩阵

其中，G

S2：计算第二地理坐标系到地心地固坐标系的第二转移矩阵；其中，第二地理坐标系用于描述所述实际飞行地地理位置信息；第二转移矩阵

其中，G

S3：计算飞行器本体坐标系到第二地理坐标系的第三转移矩阵；第三转移矩阵

其中，B表示飞行器本体坐标系；飞行器姿态信息包括：飞行器姿态角，包括：滚动角γ，航向角ψ，俯仰角θ；

S4：根据上述第一转移矩阵、第二转移矩阵和第三转移矩阵，计算飞行器本体坐标系到第一地理坐标系的第四转移矩阵

其中，γ'为补偿后的滚动角，ψ'为补偿后的航向角，θ'为补偿后的俯仰角；

S5：利用计算所得的第四转移矩阵，对实际飞行地与本地之间地理位置差异做补偿处理包括：

飞行位置差异补偿信息包括：用于驱动仿真转台的姿态补偿信息，则，计算：

其中，

飞行位置差异补偿信息还包括：补偿后的重力加速度；则利用第四转移矩阵做所述补偿处理包括：计算补偿后的重力加速度g：

其中，g

g

上述S1至S5描述的具体实现中，通过先将第一地理坐标系描述的本地地理位置信息投影到地心地固坐标系上，以及将第二地理坐标系描述的实际飞行地地理位置信息也投影到地心地固坐标系上，从而得到相应的转移矩阵，并进一步基于获得的第三转移矩阵，来计算用于进行位置补偿的第四转移矩阵，从而可利用第四转移矩阵进行一系列的位置补偿处理，如上述g的获得。

本发明实施例中，上述步骤204中，对仿真转台的驱动做位置差异补偿处理可包括：

根据姿态补偿信息，驱动仿真转台设备并带动惯性导航设备；

上述步骤204中，将惯性导航设备的测量结果由本地补偿至飞行地包括：由惯性导航设备输出姿态补偿信息；以及利用补偿后的重力加速度g，对惯性导航设备产生的测量结果：飞行加速度a，做补偿处理，得出补偿后的飞行加速度a'：a'＝a+g。

本发明的具体实现中，惯性导航设备可通过对算出的补偿后的飞行加速度a'进行积分处理，计算飞行器的飞行速度；进一步对飞行速度做积分处理，得到飞行距离，由飞行距离算出当时飞行器所在经纬度，再将得到的经纬度值代入第二转移矩阵，重新计算第四转移矩阵，从而实现对仿真转台驱动的实时更新，同时惯性导航设备科实时输出相关导航信息，导航信息如：飞行角速度(通过对姿态补偿信息做微分计算得出)、飞行加速度、飞行速度、飞行距离等。

实际应用中，以飞行地经纬度初值作为注入数据重新初始化惯性导航设备经纬度；以调整后姿态作为注入数据重新初始化惯性导航设备的姿态；开始进行组合导航。开始飞行航迹仿真，以实际飞行地位置作为卫星模拟器驱动信息，以补偿后的姿态值作为转台驱动信息，以补偿后的飞行加速度作为注入数据注入至惯性导航设备内并与实测数据进行融合，实现动态深组合导航仿真。

本发明提供的技术方案，通过对实际飞行地与本地之间地理位置差异做补偿处理，从而对仿真转台的驱动做位置差异补偿处理，并将惯性导航设备的测量结果由本地补偿至飞行地，有效解决现有技术中存在的直接将半实物仿真中本地地理信息用于导航实际飞行地的飞行将产生较大误差的技术问题。

进一步，在半实物仿真试验中，可基于本发明实施例提供的技术方案，对惯性导航设备输出的导航信息做补偿处理，与卫星导航完成动态深组合导航的半实物仿真模拟，有效提升半实物仿真的能力。

本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法的全部或部分流程，可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于计算机可读存储介质中。其中，所述计算机可读存储介质为磁盘、光盘、只读存储记忆体或随机存储记忆体等。

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。