一种自旋制导炮弹的空中自对准方法技术

本发明专利技术公开了一种自旋制导炮弹的空中自对准方法，使用GPS和惯性导航系统实现自旋制导炮弹的空中自对准。相比其它自旋制导炮弹的空中自对准方法，本发明专利技术实现了自旋制导炮弹空中快速自对准问题，同时通过卡尔曼滤波器实现了对导航噪声的滤除，不仅提高自旋制导炮弹的初始对准精度和导航精度，而且缩短了自旋制导炮弹的初始对准时间，为提高自旋制导炮弹的落点精度和缩短打击时间做出了重要铺垫。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种空中自对准方法，尤其涉及一种自旋制导炮弹的空中自对准方法，属于初始对准技术和组合导航系统设计技术。
技术介绍
自旋制导炮弹是一种在空中发射，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等系统，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。空中对准从惯导相对其他导航系统提供的导航参数(如速度等)的偏差中估计出惯导系统的失准角并校正之。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，它完全依靠机械设备和相应的算法自动、独立完成导航任务，和外界不发生任何光、电联系。由于其具有隐蔽性好、工作环境不受气象条件限制等优点，成为航天、航空、航海领域中一种广泛使用的主要导航系统。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。惯性导航系统在地面静止状态时，位置可以由GPS系统给出，三个姿态角可以通过惯性系统自对准给出，因为是静止状态，三个速度为零；惯性导航系统在空中飞行状态时，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自对准的有效途径是采用GPS导航信息解算和估计技术，即通过GPS输出的导航信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，因为位置和速度可以由GPS直接输出，所以初始状态中还剩横滚角一个参数需要进行估计解算。常用的初始对准方法是采用回路反馈法实现的经典对准方案，由于不考虑惯导工作环境中的随机干扰因素，如阵风等引起的自旋制导炮弹的随机晃动，飞行过程中空气动力的随机改变引起的制导炸弹结构的饶曲变形等，而且初始对准的精度不高且需要时间长。卡罗曼滤波算法是对随机信号作估计的算法之一，与最小二乘、维纳滤波等诸多估计算法相比，卡罗曼滤波具有显著的优点：采用状态空间法在时域内设计滤波器，用状态方程描述任何复杂多维信号的动力学特性，避开了在频域内对信号功率谱作分解带来的麻烦，滤波器设计简单易行；采用递推算法，实时量测信息经提炼被浓缩在估计值中，而不必储存时间过程中的量测量。所以卡罗曼滤波能适用于白噪声激励的任何平稳或非平稳随机向量过程的估计，所得估计在线性估计中精度最佳。随着计算机技术的发展，目前卡罗曼滤波的应用几乎设计通讯、导航、遥感、地震测量、石油勘探、经济和社会学研究等所有领域。因此，为了提高自旋制导炮弹初始对准参数的精确性和修正算法的快速性，降低系统设计难度，快速修正导航姿态，提高导航结果的精确性，需要研究一种自旋制导炮弹空中自对准方法。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种自旋制导炮弹的空中自对准方法，实现了对惯导真正进行导航控制的初始位置、速度和姿态角的精确测量解算，提高了自旋制导炮弹的落点精度。本专利技术的技术解决方案是：一种自旋制导炮弹的空中自对准方法，步骤如下：(1)自旋制导炮弹在t0时刻采集GPS测得的速度信息[Vge0 Vgn0 Vgu0]和位置信息并将其作为t0时刻实际的速度和位置信息，同时根据测得的速度信息计算得到t0时刻自旋制导炮弹实际的姿态信息，其中Vge0为t0时刻GPS测得的东向速度，Vgn0为t0时刻GPS测得的北向速度，Vgu0为t0时刻GPS测得的天向速度，λg0为t0时刻GPS测得的经度，为t0时刻GPS测得的经度，hg0为t0时刻GPS测得的高度，t0时刻为自旋制导炮弹在空中飞行的初始时刻；(2)自旋制导炮弹在tn时刻采集惯性导航系统测得的加速度和角速度信息，并根据测得的加速度和角速度信息以及tn-1时刻自旋制导炮弹实际的姿态、位置和速度信息进行导航解算，获得tn时刻通过惯性导航系统解算出的自旋制导炮弹的姿态信息[φz φx φy]、位置信息以及速度信息[Ve Vn Vu]，其中φz为tn时刻自旋制导炮弹的航向角，φx为tn时刻自旋制导炮弹的俯仰角，φy为tn时刻自旋制导炮弹的横滚角，λ为tn时刻自旋制导炮弹的经度，为tn时刻自旋制导炮弹的经度，h为tn时刻自旋制导炮弹的高度，Ve为tn时刻自旋制导炮弹的东向速度，Vn为tn时刻自旋制导炮弹的北向速度，Vu为tn时刻自旋制导炮弹的天向速度，进入步骤(3)，其中n的初始值为1；(3)在tn时刻，自旋制导炮弹判断是否接收到GPS输出的速度和位置信息，如果没有接收到，则将步骤(2)的导航解算结果作为tn时刻自旋制导炮弹实际的速度、位置和姿态信息，进入步骤(5)；否则，进入步骤(4)；(4)自旋制导炮弹根据tn时刻接收到的GPS的速度信息[Vge Vgn Vgu]和tn时刻通过惯性导航系统解算出的自旋制导炮弹的姿态信息[φz φx φy]、位置信息以及速度信息[Ve Vn Vu]进行组合导航计算，得到tn时刻自旋制导炮弹实际的速度、位置和姿态信息；其中，Vge为tn时刻GPS输出的东向速度，Vgn为tn时刻GPS输出的北向速度，Vgu为tn时刻GPS输出的天向速度；进入步骤(5)；(5)判断tn是否为自旋制导炮弹自对准的最终时刻，如果不是，则n的值加1后返回步骤(2)；否则，tn时刻解算得到的自旋制导炮弹实际的速度、位置和姿态角信息即为自旋制导炮弹自对准的结果，从而完成自旋制导炮弹的空中自对准；上述各步骤中，tn与tn-1的时间间隔为惯性导航系统的测量周期。所述步骤(1)中根据测得的速度信息计算得到t0时刻的自旋制导炮弹的姿态信息的方法为：φgz0=arctan(Vgn0Vge0);]]>φgx0=arctan(Vgu0Vge02+Vgn02);]]>φgy0为任意值；其中，φgz0为t0时刻自旋制导炮弹的航向角，φgx0为t0时刻的自旋制导炮弹的俯仰角，φgy0为t0时刻的自旋制导炮弹的横滚角。所述步骤(4)的实现方式为：(3.1)根据tn时刻接收到的GPS的速度信息[Vge Vgn Vgu]，利用如下公式计算tn时刻自旋制导炮弹的航向角φgz和俯仰角φgx：φgz=arctan(VgnVge)]]>φgx=actan(VguVge2+Vgn2);]]>(3.2)利用控制修正方法获得tn时刻自旋制导炮弹的航向角修正值、俯仰角修正值、东向位置修正值、北向位置修正值以及高度修正值：μφz=K1(φz-φgz)]]>μφx=K2(φx-φgx)]]>μλ＝K3(λ-λg)μh＝K5(h-hg)其中，为tn时刻自旋制导炮弹的航向角修正值，为tn时刻自旋制导炮弹的俯仰角的修正值本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种自旋制导炮弹的空中自对准方法，其特征在于步骤如下：(1)自旋制导炮弹在t0时刻采集GPS测得的速度信息[Vge0 Vgn0 Vgu0]和位置信息并将其作为t0时刻实际的速度和位置信息，同时根据测得的速度信息计算得到t0时刻自旋制导炮弹实际的姿态信息，其中Vge0为t0时刻GPS测得的东向速度，Vgn0为t0时刻GPS测得的北向速度，Vgu0为t0时刻GPS测得的天向速度，λg0为t0时刻GPS测得的经度，为t0时刻GPS测得的经度，hg0为t0时刻GPS测得的高度，t0时刻为自旋制导炮弹在空中飞行的初始时刻；(2)自旋制导炮弹在tn时刻采集惯性导航系统测得的加速度和角速度信息，并根据测得的加速度和角速度信息以及tn‑1时刻自旋制导炮弹实际的姿态、位置和速度信息进行导航解算，获得tn时刻通过惯性导航系统解算出的自旋制导炮弹的姿态信息[φz φx φy]、位置信息以及速度信息[Ve Vn Vu]，其中φz为tn时刻自旋制导炮弹的航向角，φx为tn时刻自旋制导炮弹的俯仰角，φy为tn时刻自旋制导炮弹的横滚角，λ为tn时刻自旋制导炮弹的经度，为tn时刻自旋制导炮弹的经度，h为tn时刻自旋制导炮弹的高度，Ve为tn时刻自旋制导炮弹的东向速度，Vn为tn时刻自旋制导炮弹的北向速度，Vu为tn时刻自旋制导炮弹的天向速度，进入步骤(3)，其中n的初始值为1；(3)在tn时刻，自旋制导炮弹判断是否接收到GPS输出的速度和位置信息，如果没有接收到，则将步骤(2)的导航解算结果作为tn时刻自旋制导炮弹实际的速度、位置和姿态信息，进入步骤(5)；否则，进入步骤(4)；(4)自旋制导炮弹根据tn时刻接收到的GPS的速度信息[Vge Vgn Vgu]和tn时刻通过惯性导航系统解算出的自旋制导炮弹的姿态信息[φz φx φy]、位置信息以及速度信息[Ve Vn Vu]进行组合导航计算，得到tn时刻自旋制导炮弹实际的速度、位置和姿态信息；其中，Vge为tn时刻GPS输出的东向速度，Vgn为tn时刻GPS输出的北向速度，Vgu为tn时刻GPS输出的天向速度；进入步骤(5)；(5)判断tn是否为自旋制导炮弹自对准的最终时刻，如果不是，则n的值加1后返回步骤(2)；否则，tn时刻解算得到的自旋制导炮弹实际的速度、位置和姿态角信息即为自旋制导炮弹自对准的结果，从而完成自旋制导炮弹的空中自对准；上述各步骤中，tn与tn‑1的时间间隔为惯性导航系统的测量周期。...

【技术特征摘要】
1.一种自旋制导炮弹的空中自对准方法，其特征在于步骤如下：
(1)自旋制导炮弹在t0时刻采集GPS测得的速度信息[Vge0 Vgn0 Vgu0]和位置
信息并将其作为t0时刻实际的速度和位置信息，同时根据测得
的速度信息计算得到t0时刻自旋制导炮弹实际的姿态信息，其中Vge0为t0时刻GPS
测得的东向速度，Vgn0为t0时刻GPS测得的北向速度，Vgu0为t0时刻GPS测得的天向
速度，λg0为t0时刻GPS测得的经度，为t0时刻GPS测得的经度，hg0为t0时刻GPS
测得的高度，t0时刻为自旋制导炮弹在空中飞行的初始时刻；
(2)自旋制导炮弹在tn时刻采集惯性导航系统测得的加速度和角速度信
息，并根据测得的加速度和角速度信息以及tn-1时刻自旋制导炮弹实际的姿态、
位置和速度信息进行导航解算，获得tn时刻通过惯性导航系统解算出的自旋制
导炮弹的姿态信息[φz φx φy]、位置信息以及速度信息[Ve Vn Vu]，
其中φz为tn时刻自旋制导炮弹的航向角，φx为tn时刻自旋制导炮弹的俯仰角，φy为tn时刻自旋制导炮弹的横滚角，λ为tn时刻自旋制导炮弹的经度，为tn时刻
自旋制导炮弹的经度，h为tn时刻自旋制导炮弹的高度，Ve为tn时刻自旋制导炮
弹的东向速度，Vn为tn时刻自旋制导炮弹的北向速度，Vu为tn时刻自旋制导炮弹
的天向速度，进入步骤(3)，其中n的初始值为1；
(3)在tn时刻，自旋制导炮弹判断是否接收到GPS输出的速度和位置信息，
如果没有接收到，则将步骤(2)的导航解算结果作为tn时刻自旋制导炮弹实际
的速度、位置和姿态信息，进入步骤(5)；否则，进入步骤(4)；
(4)自旋制导炮弹根据tn时刻接收到的GPS的速度信息[Vge Vgn Vgu]和tn时
刻通过惯性导航系统解算出的自旋制导炮弹的姿态信息[φz φx φy]、位置信息
以及速度信息[Ve Vn Vu]进行组合导航计算，得到tn时刻自旋制导炮
弹实际的速度、位置和姿态信息；其中，Vge为tn时刻GPS输出的东向速度，Vgn为
tn时刻GPS输出的北向速度，Vgu为tn时刻GPS输出的天向速度；进入步骤(5)；
(5)判断tn是否为自旋制导炮弹自对准的最终时刻，如果不是，则n的值
加1后返回步骤(2)；否则，tn时刻解算得到的自旋制导炮弹实际的速度、位置
和姿态角信息即为自旋制导炮弹自对准的结果，从而完成自旋制导炮弹的空中
自对准；
上述各步骤中，tn与tn-1的时间间隔为惯性导航系统的测量周期。
2.根据权利要求1所述的一种自旋制导炮弹的空中自对准方法，其特征在
于：所述步骤(1)中根据测得的速度信息计算得到t0时刻的自旋制导炮弹的
姿态信息的方法为：
φgz0=arctan(Vgn0Vge0)]]>φgx0=arctan(Vgu0Vge02+Vgn02);]]>φgy0为任意值；
其中，φgz0为t0时刻自旋制导炮弹的航向角，φgx0为t0时刻的自旋制导炮弹的
俯仰角，φgy0为t0时刻的自旋制导炮弹的横滚角。
3.根据权利要求1所述的一种自旋制导炮弹的空中自对准方法，其特征在
于：所述步骤(4)的实现方式为：
(3.1)根据tn时刻接收到的GPS的速度信息[Vge Vgn Vgu]，利用如下公式计
算tn时刻自旋制导炮弹的航向角φgz和俯仰角φgx：
φgz=arctan(VgnVge)]]>φgx=arctan(VguVge2+Vgn2);]]>(3.2)利用控制修正方法获得tn时刻自旋制导炮弹的航向角修正值、俯仰
角修正值、东向位置修正值、北向位置修正值以及高度修正值：
μφz=K1(φz-φgz)]]>μφx=K2(φx...

【专利技术属性】
技术研发人员：魏宗康，赵龙，郭涛，王盛，
申请(专利权)人：北京航天控制仪器研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11