[发明专利]基于后数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法

说明书

技术领域

本发明涉及初始对准技术和组合导航系统技术领域，特别涉及一种基于后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。

背景技术

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。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于后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。

本发明的上述目的通过以下方案实现：

基于后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：T_GPS为卫星导航结果输出周期，T_INS为INS数据输出周期，且T_GPS＝Q×T_INS，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)、根据设定时刻T到时刻T₁的N_p′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＝(H^TH)^-1H^TZ；

(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T₁的卫星导航系统输出的速度、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。