具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

图1所示为本发明实施例提供的一种火箭地面瞄准方法的流程示意图；如图1所示，所述火箭地面瞄准方法具体包括以下步骤：

步骤S101，根据火箭箭体在第一起竖角和第二起竖角的RTK定位数据，得到箭体方位角。

在本实施例中，如图2所示，步骤S102具体包括以下步骤：

步骤S201，当火箭起竖到第一起竖角时，获取GNSS接收机在第一目标位置的第一RTK定位数据，当火箭起竖到第二起竖角时，获取GNSS接收机在第二目标位置的第二RTK定位数据；

步骤S202，根据所述第一RTK定位数据和所述第二RTK定位数据，获取所述第一目标位置和所述第二目标位置分别在地心坐标系下的第一初始坐标和第二初始坐标；

步骤S203，根据第一姿态转换矩阵，获取与所述第一初始坐标和所述第二输出坐标相匹配的第一目标坐标和第二目标坐标；

步骤S204，根据所述第一目标坐标和所述第二目标坐标，得到所述箭体方位角.

在本实施例中，根据姿态转换矩阵，获取与所述第一初始坐标和所述第二初始坐标相匹配的第一目标坐标和第二目标坐标的计算公式包括：

其中，B_a、B_b为第一初始坐标和第二初始坐标中的纬度，L_a、L_b为第一初始坐标和第二初始坐标中的经度，H_a、H_b为第一初始坐标和第二初始坐标中的高程，R_x、R_y、R_z分别表示绕x、y、z轴旋转的姿态转换矩阵。

需要说明的是，在本实施例发射火箭时火箭箭体位于发射车上的发射箱内，发射车固定在发射阵地上，在发射车的150m范围内布置有RTK基站或电台，在箭体上设置有GNSS接收机，使GNSS接收机接收到RTK基站发送的RTK差分信号，实现箭体起竖一个小角度及起竖到垂直位置两次精准定位，其两次精准定位包括：第一次定位：箭体起竖至与水平面夹角为第一起竖角且稳定保持1分钟，采集一分钟位置信息，对数据异常剔除后取其均值；第二次定位：箭体在完全竖起后也就是第二起竖角，采集1分钟数据，对数据异常剔除后取其均值。其中，由于本实施例以采集两次精确位置的方式定向，因此不能在瞄准后进行实时调整姿态，因此如果在完成瞄准后载具发生方位变化，需要重新进行瞄准。本实施例要求数据采集过程中发射车均不存在振动和晃动。

如图3和图4所示，设火箭起竖前GNSS接收机位置为a点，火箭起竖后GNSS接收机位置为b点，GNSS接收机实时接收电台RTK差分信号，GNSS数据刷新频率10hz；火箭起竖前，a点采样1min，对a点第一RTK定位数据进行数据异常剔除、均值处理，火箭起竖后，b点采样1min，对b点第二RTK定位数据进行数据异常剔除、均值处理，其中，所述RTK定位数据包括纬度、经度和高程。

上式中，B_ai为a点第i次测量纬度，L_ai为a点第i次测量经度，H_ai为a点第i次测量高程；GNSS测量位置数据属于在WGS-84地心坐标系下得到的坐标，需要转换至当地地理坐标系NUE坐标系，假设a点的第一目标坐标为(x_a,y_a,z_a)，则第一初始坐标与第一目标坐标的转换关系为：

其中，R_x、R_y、R_z分别表示绕x、y、z轴旋转的姿态转换矩阵，B、L分别为a点经度、纬度。

上式中，B_bi为b点第i次测量纬度，L_bi为b点第i次测量经度，H_bi为b点第i次测量高程，假设NUE坐标系下b点第二目标坐标为(x_b,y_b,z_b)，则第二初始坐标和第二目标坐标的转换关系为：

则根据所述第一目标坐标和所述第二目标坐标，得到所述箭体方位角的计算表达式为：

步骤S102，获取火箭箭体在第一起竖角时的第一惯组滚转角和在第二起竖角时的第二惯组滚转角。

在本实施例中，如图5所示，获取火箭箭体在第一起竖角时的第一惯组滚转角具体包括以下步骤：

步骤S301，当火箭箭体起竖到第一起竖角时，获取当前时刻的箭体运动角速度；

步骤S302，根据所述箭体运动角速度，得到箭体坐标系相对于地理坐标系的旋转角增量；

步骤S303，根据所述旋转角增量对姿态四元数进行更新，得到目标姿态四元数；

步骤S304，根据所述目标姿态四元数，得到所述第一惯组滚转角。

在本实施例中，根据所述旋转角增量对姿态四元数进行更新，得到目标姿态四元数，包括：对所述旋转角增量进行误差补偿，得到补偿因子；根据所述旋转角增量和所述补偿因子，对姿态四元数进行更新，得到目标姿态四元数；根据所述目标姿态四元数，得到所述滚转角。

需要说明的是，由于箭体起竖过程中，存在发射车不水平、箭体结构变形、惯组安装偏差等，箭体起竖前后箭体姿态发生变化。箭上惯组通过捷联惯导算法实时解算箭上惯组姿态(惯组载体系相对于地理坐标系)，由于箭体只有俯仰方向变化，箭体起竖过车中，箭体俯仰角、滚转角精度较高，方位角不可用。

在本实施例中，如图6所示，发射坐标系中坐标原点O位于发射点，x轴在发射点水平面内指向发射瞄准方向，x轴与北向N的夹角即为射向角A₀，y轴垂直于发射点水平指向上方，z轴与xOy平面构成右手坐标系；如图7所示，箭体坐标系的坐标原点O₁位于火箭的质心，x₁轴为箭体外壳对称轴，指向箭的头部，y₁轴在火箭的主对称面内，该平面在发射瞬时与发射坐标系平面重合，y₁轴垂直于x₁轴，z₁轴垂直于主对称面，构成右手坐标系，发射瞬时认为O₁与O重合。

在本实施例中的箭体姿态解算步骤如下：

(1)计算箭体坐标系下地球自转角速率及箭体角速度，ω_ieb为箭体坐标系下地球自转角速度，为发射坐标系至箭体坐标系姿态转换矩阵，发射坐标系与箭体坐标系转换关系见附图8所示，O-xyz为发射坐标系，O-x₁y₁z₁为箭体坐标系，ω_ieg为发射坐标系下地球自转角速度，ω_ibb为箭体测量角速度，为去除地球自转角速度的箭体运动角速度，ψ为箭体坐标系偏航角，为箭体坐标系俯仰角，γ为箭体坐标系滚转角；则箭体坐标系下地球自转角度和发射坐标系下地球自转角速度的转换关系为：

其中，为第二姿态转换矩阵。

则根据所述发射坐标系下地球自转角速度和所述箭体的测量角速度，得到箭体运动角速度的计算公式为：

(2)计算箭体坐标系相对于地理坐标系旋转角增量，h为IMU解算周期，为角增量矢量。

Δθ²＝Δθ_x*Δθ_x+Δθ_y*Δθ_y+Δθ_z*Δθ_z

(3)等效旋转矢量进行误差补偿，其计算补偿因子的计算公式为：

(4)根据所述旋转角增量和所述补偿因子，对姿态四元数进行更新：

其中，为上个时刻的姿态四元数，为火箭箭体起竖到第一起竖角时刻的目标姿态四元数。

(5)根据所述目标姿态四元数对姿态角进行更新；

其中，姿态角中的γ_新为所述第一惯组滚转角。

基于相同的原理和步骤，根据上述实施例的方法可以得到第二惯组滚转角。

步骤S103，根据所述箭体方位角、所述第一惯组滚转角和所述第二惯组滚转角，得到箭体射向角。

需要说明的是，在本实施例中若发射车处于水平位置、箭体起竖后无结构变形等，理论上箭体起竖后箭体滚转角变化量Δγ＝0，而实际上存在发射车不水平、箭体结构变形、惯组安装偏差等一系列误差，箭体起竖前后，箭体滚转角存在一定的偏差角Δγ。

假设箭体起竖前第一惯组滚转角为γ₀，箭体起竖后第二惯组滚转角为γ₁，箭体起竖前后滚转角变化量为Δγ＝γ₀-γ₁，如附图9所示，则箭体射向角(发射坐标系相对于地理坐标系的姿态角)为：

A₀＝ψ_GNSS+Δγ

其中，ψ_GNSS为箭体方位角。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：

本发明通过RTK定位技术获取到火箭箭体在起竖过程中的RTK定位数据，根据所述RTK定位数据计算出箭体方位角；根据惯组姿态解算出火箭箭体在起竖过程中的第一惯组滚转角和第二惯组滚转角，最后根据所述箭体方位角、所述第一惯组滚转角和所述第二惯组滚转角计算出箭体射向角，从而实现火箭的地面瞄准；本发明将基于RTK定位技术的瞄准过程和火箭箭体起竖过程进行结合，实现火箭箭体射向角的快速瞄准，解决传统地面瞄准过程繁琐、瞄准时间长等问题。

在本发明的另一个实施例中，提供一种火箭地面瞄准系统，所述系统包括：GNSS定位装置，用于获取火箭箭体在第一起竖角和第二起竖角的RTK定位数据，还用于根据所述RTK定位数据，得到箭体方位角；箭上捷联惯组，用于获取火箭箭体在第一起竖角时的第一惯组滚转角和在第二起竖角时的第二惯组滚转角；瞄准上位机，用于根据所述箭体方位角、所述第一惯组滚转角和所述第二惯组滚转角，得到箭体射向角。

需要说明的是，本系统分成三个组成部分：GNSS定位装置、箭上捷联惯组、瞄准上位机。GNSS定位装置包含箭上GNSS接收机、RTK基站，实现箭上高精度定位；箭上捷联惯组系统包含箭上光纤惯组，该惯组与箭上组合导航所用惯组为同一套；瞄准上位机与地面测发控进行一体化设计，可实时监测瞄准过程中间数据与瞄准结果，可一键上传瞄准结果。

本系统可与实际测发控流程进行有机结合，火箭到达发射阵地后，火箭从发射箱起竖过程即可完成箭体射向角的瞄准，大大缩短地面瞄准时间。通过地面测发控进行瞄准指令下发、数据判读、结果上传等工作，如附图10所示，地面瞄准工作流程如下：

(1)发射车固定在发射阵地，火箭位于发射箱，发射车150m范围内布置RTK基站及电台(瞄准完成无需撤收基站设备)，确保差分信号发送正常，耗时约2min；

(2)箭上惯组供电，开始捷联惯导解算；

(3)系统自检：与上位机软件建立连接后，发送自检指令，自检完成后返回自检结果，耗时约30s；

(4)A点数据采集，如附图3所示：箭体起竖至于水平面夹角θ>＝5°时，发送A点数据采集指令，并将定位结果上传至上位机，耗时约1min；

(5)B点数据采集，如附图4所示：箭体起竖至垂直状态，发送B点数据采集指令，并将定位结果上传至上位机，耗时约1.5min(起竖过程30s，静态数据采集1min)；

(6)瞄准解算：数据采集完成后，发送瞄准解算指令，上位机融合GNSS解算角度与箭上惯组解算角度，计算箭体实际方位角并传送至箭上，完成瞄准，耗时约30s；瞄准过程总耗时约5.5min，含设备准备与结果上传时间。

在本实施例中，通过RTK高精度定位技术实现对发射车的地面瞄准过程，通过地面测发控一键上传瞄准结果，实现瞄准过程可视化，将瞄准过程与火箭箭体起竖进行结合，实现火箭箭体方位角快速瞄准，解决传统地面瞄准过程繁琐、瞄准时间长等问题；本系统通过箭上设备即可实现射向角的瞄准，实现瞄准设备与箭上设备的复用，解决传统地面瞄准过程设备成本高、设备撤收繁琐等问题；本系统通过地面测发控进行瞄准指令下发、数据判断、瞄准结果上传等一体化设计，通过发射车三维数字模型实现瞄准过程可视化，解决传统地面瞄准过程智能化程度低的问题。

在本发明的另一个实施例中，提供一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：根据火箭箭体在第一起竖角和第二起竖角的RTK定位数据，得到箭体方位角；获取火箭箭体在第一起竖角时的第一惯组滚转角和在第二起竖角时的第二惯组滚转角；根据所述箭体方位角、所述第一惯组滚转角和所述第二惯组滚转角，得到箭体射向角。

在本发明的又一个实施例中，提供一种可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现实现以下步骤：根据火箭箭体在第一起竖角和第二起竖角的RTK定位数据，得到箭体方位角；获取火箭箭体在第一起竖角时的第一惯组滚转角和在第二起竖角时的第二惯组滚转角；根据所述箭体方位角、所述第一惯组滚转角和所述第二惯组滚转角，得到箭体射向角。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是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一非易失性计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线(Rambus)直接RAM(RDRAM)、直接存储器总线动态RAM(DRDRAM)、以及存储器总线动态RAM(RDRAM)等。

需要说明的是，在本文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。