基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法技术

本发明专利技术提供一种基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，该方法中对准的位置和速度由卫星导航系统给出，并利用卫星导航输出的速度信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，然后根据卫星导航结果输出时刻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，确定横滚角观测方程的系数矩阵，并通过最小二乘法求解横滚角观测方程，从而实现对惯导初始位置、速度和姿态角的精确解算，即实现自旋制导炮弹的快速空中对准，大大提高了自旋制导炮弹的落点精度；该对准算法简单、精度高，而且对准时间短，对准速度快，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】
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，提供一种基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，该方法中对准的位置和速度由卫星导航系统给出，并利用卫星导航输出的速度信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，然后再通过最小二乘法求解横滚角观测方程，从而实现对惯导初始位置、速度和姿态角的精确解算，即实现自旋制导炮弹的快速空中对准，大大提高了自旋制导炮弹的落点精度。本专利技术的上述目的通过以下方案实现：基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，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，以及时刻T0的卫星导航结果中的速度、位置和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。上述的基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，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Tn′＝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Tn′的观测矩阵Hn和测量矩阵Zn；如果Hn＝[Hn-1；a(Tn′),b(Tn′)]，则Zn＝[Zn-1；z(Tn′)]；如果Hn＝[Hn-1；-b(Tn′),a(Tn′)]，则Zn＝[Zn-1；z′(Tn′)]；其中：...

【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Np=T-T0TINS+1;]]>(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，以及时刻T0的卫星导航结果中的速度、位置和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。...

【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