公开(公告)号：CN106379559A

公开(公告)日：2017-02-08

申请号：CN201610864500.9

申请日：2016-09-29

Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所

Inventor： 刘建雄 ,  夏飞 ,  许方家 ,  王志军 ,  姚少君 ,  蒋金龙 ,  宋长哲 ,  李悍 ,  黄鑫鑫 ,  陈兴褔 ,  徐国伟

IPC: B64G1/24 ,  F42B15/01

Abstract: 本发明提供一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法，具体为：S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高；S2、以采集的载机姿态为基准，通过动基座对准得到导弹相对载机的姿态；S3、导弹离开载机时刻，动基座对准的导弹相对载机的姿态采用四元数表达，依据姿态四元数计算零时姿态角，进而求取导弹相对地面发射系的姿态：选定导航周期的一个整节点，以该整节点的载机速度和经纬高为导弹的导航初始值，推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高，再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。本发明在导弹离开载机之前，与动基座对准完成之后，增加一段过渡导航，避免了初始导航基准误差大的问题，提高了导航精度。