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公开(公告)号：CN111089588B
公开(公告)日：2022-02-01
申请号：CN201911380922.9
申请日：2019-12-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准方法，涉及航空航天捷联惯性导航技术领域，包括将主惯导的初始位置、速度和姿态信息作为子惯导的初值，并进行惯导捷联解算；建立包括三轴加表零偏和天向速度偏差在内的15维状态向量Xk，根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵，进行子惯导的对准解算并得到子惯导实时的姿态失准角和速度；分别对子惯导实时的姿态失准角和速度进行校正计算，并将校正结果作为下一周期导航计算的初值。本发明不仅解决了由于弹与发射筒之间存在的转动而引起的计算精度和准确度下降的问题，还提高了姿态角的计算精度。
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公开(公告)号：CN111089588A
公开(公告)日：2020-05-01
申请号：CN201911380922.9
申请日：2019-12-27
Applicant: 湖北航天技术研究院总体设计所
Abstract: 本发明公开了一种适用于筒装斜发射导弹的动基座传递对准算法，涉及航空航天捷联惯性导航技术领域，包括将主惯导的初始位置、速度和姿态信息作为子惯导的初值，并进行惯导捷联解算；建立包括三轴加表零偏和天向速度偏差在内的15维状态向量Xk，根据导弹的起竖角度，调整测量噪声方差矩阵，进行子惯导的对准解算并得到子惯导实时的姿态失准角和速度；分别对子惯导实时的姿态失准角和速度进行校正计算，并将校正结果作为下一周期导航计算的初值。本发明不仅解决了由于弹与发射筒之间存在的转动而引起的计算精度和准确度下降的问题，还提高了姿态角的计算精度。
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