【技术实现步骤摘要】
基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法
本专利技术涉及初始对准技术和组合导航系统
,特别涉及一种基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法,可以用于无人机、自旋制导炮弹等需要在空中自对准的场合。
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。常用的对准方法是采用Kalman滤波算法实现,该算法需要建立系统的误差模型,算法稳定性严重依赖于导航误差模型的正确性和精确程度,而且时间开销较大,滤波周期较长;另外在Kalman滤波过程中未考虑惯导工作在失重环境中,加速度计输出几乎为零,对横滚角的观测效果差,而且对准的精度不高且需要时间长。运用加速度计方法因制导炮弹在空中处于失重情况下,加速度计输出结果噪声太大,甚至隐没真实输出,导致最终计算得到的横滚角结果不准确。运用陀螺仪输出结果进行计算,因旋转速度比较快,故采用的陀螺仪的量测比较大,精度相对就比较低,输出的扰动较大,导致结果不可估算。
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
【技术保护点】
基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法,其特征在于包括如下步骤:(1)、发射后的制导炮弹接收卫星导航信号进行导航处理,其中实现卫星导航信号捕获跟踪并输出导航结果的时刻为T0;然后从所述时刻T0到设定的对准时刻T1保存卫星导航系统输出的M组卫星导航结果和INS输出的N组INS数据,其中:TGPS为卫星导航结果输出周期,TINS为INS数据输出周期,且TGPS=Q×TINS,即N=Q×M,Q为正整数;所述卫星导航结果包括制导炮弹的速度和位置;所述INS数据包括前向陀螺、左向陀螺和上向陀螺输出的角速度,其中,前向陀螺敏感弹体横滚角角速度,左向陀螺敏感俯仰角角速度,上向陀螺敏感航向角角速度;(2)、根据M组卫星导航结果中的制导导弹的速度,计算得到相应的M组航向角和俯仰角;(3)、对步骤(2)计算得到的M组航向角和俯仰角的计算结果进行拟合计算,得到航向角和俯仰角在时刻T0到时刻T1之间随时间变换的函数;然后对所述函数进行求导运算,得到航向角变化率和俯仰角变化率的时间函数;(4)、将输出N组INS数据的时刻值代入到步骤(3)确定的4个时间函数中,计算得到输出N组INS数据时的制导炮弹的航向角、俯 ...
【技术特征摘要】
1.基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法,其特征在于包括如下步骤:(1)、发射后的制导炮弹接收卫星导航信号进行导航处理,其中实现卫星导航信号捕获跟踪并输出导航结果的时刻为T0;然后从所述时刻T0到设定的对准时刻T1保存卫星导航系统输出的M组卫星导航结果和INS输出的N组INS数据,其中:TGPS为卫星导航结果输出周期,TINS为INS数据输出周期,且TGPS=Q×TINS,即N=Q×M,Q为正整数;所述卫星导航结果包括制导炮弹的速度和位置;所述INS数据包括前向陀螺、左向陀螺和上向陀螺输出的角速度,其中,前向陀螺敏感弹体横滚角角速度,左向陀螺敏感俯仰角角速度,上向陀螺敏感航向角角速度;(2)、根据M组卫星导航结果中的制导炮弹的速度,计算得到相应的M组航向角和俯仰角;(3)、对步骤(2)计算得到的M组航向角和俯仰角的计算结果进行拟合计算,得到航向角和俯仰角在时刻T0到时刻T1之间随时间变换的函数;然后对所述函数进行求导运算,得到航向角变化率和俯仰角变化率的时间函数;(4)、将输出N组INS数据的时刻值代入到步骤(3)确定的4个时间函数中,计算得到输出N组INS数据时的制导炮弹的航向角、俯仰角、航向角变化率和俯仰角变化率;(5)、根据时刻T0到设定时刻T的Np组俯仰角、航向角变化率、俯仰角变化率和INS数据中的陀螺输出角速度,计算观测方程Z=H×X中的观测矩阵H和测量矩阵Z;其中X为两维的测量向量,X(1)为制导炮弹横滚角的正弦值,X(2)为制导炮弹横滚角的余弦值;其中,设定时刻T的取值范围为T0≤T<T1,正整数(6)、利用最小二乘法对观测方程Z=H×X进行求解,得到观测向量X=(HTH)-1HTZ;(7)、根据观测向量X计算结果中的制导炮弹横滚角的正弦值和余弦值,计算得到制导炮弹的横滚角;(8)、将步骤(7)计算得到的横滚角,时刻T0的卫星导航结果中的速度和位置,以及根据所述速度计算得到的航向角和俯仰角,作为空中对准结果,输出到制导炮弹的导航系统,用于对所述制导炮弹进行导航和控制。2.根据权利要求1所述的基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法,其特征在于:在步骤(5)中,根据时刻T0~T的Np组俯仰角、航向角变化率和俯仰角变化率,以及INS数据中的陀螺输出角速度,计算观测矩阵H和测量矩阵Z,具体计算过程如下:(5a)、对观测矩阵H和测量矩阵Z进行初始化,得到初始观测矩阵H0和测量矩阵Z0:如果初始化H0=[a(T0)b(T0)],则Z0=z(T0);如果初始化H0=[-b(T0)a(T0)],则Z0=z′(T0);其中:其中:ωx(T0)、ωy(T0)和ωz(T0)分别为时刻T0前向陀螺、左向陀螺和上向陀螺输出的角速度测量值;φgx(T0)为时刻T0的俯仰角;和分别为时刻T0的航向角变化率和俯仰角变化率;(5b)、在时刻T′n=T0+n×TINS,n=1、2、…Np-1,按照如下的迭代公式对观测矩阵H和测量矩阵Z进行迭代更新,得到时刻T′n的观测矩阵Hn和测量矩阵Zn;如果Hn=[Hn-1;a(T′n),b(T′n)],则Zn=[Zn-1;z(T′n)];如果Hn=[Hn-1;-b(T′n),a(T′n)],则Zn=[Zn-1;z′(T′n)];其中:其中:ωx(T′m)、ωy(T′m)和ωz(T′m)分别为时刻T′m前向陀螺、左向陀螺和上向陀螺输出的角速度测量值,φgx(T′m)和分别为时刻T′m的俯仰角和航向角变化率,m=0~n且T′0=T0;φgx...
【专利技术属性】
技术研发人员:赵龙,郭涛,王盛,郭琳,魏宗康,范玉宝,张帅,段宇鹏,
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
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