[发明专利]一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法

说明书

技术领域

本发明涉及动态初始对准和组合导航技术领域，特别涉及一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，用于对无人机、自旋制导炮弹进行空中对准。

背景技术

自旋制导炮弹是一种在空中发射且需要进行自我对准的一种高精度武器，它包含了惯性导航和GPS卫星导航的组合导航系统，通过GPS来修正惯性导航系统的误差，达到精确打击目标的能力。空中对准为在其他导航系统提供的导航参数(如速度、姿态角等)辅助作用下估计出惯导系统的横滚角的过程。

惯性导航系统是一个基于加速度二次积分的航程推算系统，在惯性导航系统工作解算前，需要给出初始状态，就是需要进行初始对准。在空中飞行状态时，惯性导航系统位置和速度仍然可以由GPS系统给出，但姿态角无法由惯性导航系统自对准给出。

进行空中惯性导航系统对准的有效途径是利用GPS输出的导航信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，通过合适的方法估计出横滚角。常用的初始对准方法采用卡尔曼滤波器，以专利“一种自旋制导炮弹的空中自对准方法”(申请号：201410712260.1)为例，但该方法适合于转速相对较慢的情况，在转速较快时则不能满足要求。比如，在GPS外测值为1秒钟10组观测量时，制导炮弹的旋转速度在每秒转速大于4圈的情况下，则不能满足信号复现的要求，从而引起估计误差。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，该方法通过卫星导航系统的辅助数据，以及惯导系统的陀螺仪输出的角速度，进行炮弹姿态角解算，算法计算简单、收敛速度快，适用于载体高速或低速运转情况。

本发明的上述目的通过以下技术方案实现：

一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，包括如下步骤：

(1)、在初始时刻t₀，根据卫星导航系统输出的前一组定位结果以及当前定位结果，确定炮弹的初始航向角φ_z0和初始俯仰角φ_y0；并设置初始横滚角φ_x0＝α₀+γ₀，其中，α₀为设定的初始横滚角测量分量，γ₀为设定的初始横滚角校正分量；

(2)、在时刻t_k判断惯导系统的时间是否与卫星导航系统时间同步，k为正整数且初始值为1，其中：

如果惯导系统与卫星导航系统时间不同步，则根据惯导系统的陀螺仪敏感输出的横滚角速度ω_x、俯仰角速度ω_y和航向角速度ω_z，以及上一时刻t_k-1的横滚角测量分量α_k-1、横滚角校正分量γ_k-1、俯仰角φ_y,k-1、航向角φ_z,k-1的解算结果，进行时刻t_k的横滚角测量分量α_k、横滚角校正分量γ_k、俯仰角φ_y,k、航向角φ_z,k的解算，且更新时刻t_k的横滚角φ_x,k＝α_k+γ_k；

如果惯导系统与卫星导航系统时间同步，则以横滚角校正分量、俯仰角、航向角作为状态变量，将根据卫星导航系统定位结果确定的航向角、俯仰角作为观测量，进行三维卡尔曼滤波处理，解算得到时刻t_k的横滚角校正分量γ_k、俯仰角φ_y,k、航向角φ_z,k，并根据陀螺仪敏感输出横滚角速度ω_x和前一时刻t_k-1的横滚角测量分量α_k-1更新得到当前时刻t_k横滚角测量分量α_k，则时刻t_k的横滚角φ_x,k＝α_k+γ_k；

(3)、判断当前时刻是否为设定的空中对准时刻，其中：

如果当前时刻没有到达设定的空中对准时刻，则k加1后返回步骤(2)；

如果判断当前时刻为空中对准时刻，则将解算得到的炮弹横滚角φ_x,k、俯仰角φ_y,k、航向角φ_z,k作为空中对准结果，输出到炮弹的导航系统，用于对所述制导炮弹进行导航和控制。