[发明专利]一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统

权利要求书

1.一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于包括：多源融合导航子系统、末制导子系统、控制与驱动单元和电池；其中，

所述多源融合导航子系统根据得到的地面装订信息、运动角速度、运动加速度、3轴磁场强度和气压高度信息，通过多源数据融合方法，得到制导弹药的导航信息，并将导航信息发送到控制与驱动单元；

控制与驱动单元根据所述导航信息得到制导弹药的飞行位置，当制导弹药飞行至预定区域时，控制与驱动单元发送启动信号至末制导子系统，使得末制导子系统启动工作；

所述末制导子系统采集图像信息，通过图像匹配运算锁定目标点，并得到主动式导引头视场轴与目标点的导引信息，将导引信息发送至控制与驱动单元；

所述控制与驱动单元根据导引信息生成末端制导飞行控制指令，驱动舵机偏转完成飞行控制；

电池分别给多源融合导航子系统、末制导子系统和控制与驱动单元提供电能；其中，

所述多源融合导航子系统包括3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计和微处理器；其中，

3轴陀螺仪得到制导弹药的运动角速度，将所述运动角速度传输给所述微处理器；

3轴加速度计得到制导弹药的运动加速度，将所述运动加速度传输给所述微处理器；

3轴磁强计得到制导弹药所处区域的3轴磁场强度，将所述3轴磁场强度传输给所述微处理器；

气压高度计得到制导弹药所处区域的气压高度信息，将所述气压高度信息传输给所述微处理器；

所述微处理器根据接收的地面装订信息、运动角速度、运动加速度、3轴磁场强度和气压高度信息，通过多源数据融合方法，得到制导弹药的导航信息，并将导航信息发送到控制与驱动单元；

所述多源融合导航子系统还包括第一外围电路；其中，第一外围电路分别与3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计、微处理器相连接，第一外围电路均给3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计和微处理器供电；

所述末制导子系统包括主动式导引头、图像处理计算机和第二外围电路；其中，

所述主动式导引头采集图像信息，并将图像信息发送至图像处理计算机；图像处理计算机通过图像匹配运算锁定目标点，并得到主动式导引头视场轴与目标点的导引信息，并发送至控制与驱动单元；

第二外围电路分别与主动式导引头和图像处理计算机相连接，第二外围电路均给主动式导引头和图像处理计算机供电。

2.根据权利要求1所述的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于：所述多源数据融合方法包括标定步骤、初始对准步骤和自主导航步骤。

3.根据权利要求2所述的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于：所述标定步骤包括：

弹药发射前，微处理器采集弹药静止状态下的运动角速度，根据弹药静止状态下的运动角速度，采用求均值的方法标定得到3轴陀螺仪的零位误差；微处理器采集气压高度信息，采用求均值的方法标定得到气压高度计的零位误差；

弹药发射后，微处理器采集磁场强度，进行标定得到3轴磁强计的零位误差、比例系数误差和安装误差；

根据3轴磁强计的零位误差、比例系数误差和安装误差补偿测量的3轴磁场强度得到补偿后的3轴磁场强度，利用补偿后的3轴磁场强度矢量和的滑动方差，判定3轴磁强计在线标定有效；

磁传感器标定完成后，根据补偿后的3轴磁场强度得到弹体轴向磁滚转角，根据3轴陀螺仪得到弹体轴向陀螺仪角速度，根据弹体轴向磁滚转角和弹体轴向陀螺仪角速度标定得到弹体轴向陀螺仪的零位误差和比例系数误差。

4.根据权利要求3所述的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于：弹体轴向陀螺仪的零位误差和比例系数误差根据以下公式得到：

其中，Δγ_i为周期T的第i次采样周期内，弹体轴向磁滚转角增量，ω_gx,1为该采样周期内X轴陀螺仪输出角速度，和为待估计参数，弹体轴向陀螺比例系数误差计算公式为弹体轴向零位误差计算公式为