[发明专利]一种自旋制导炮弹的空中自对准方法

摘要

本发明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。

主权项

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[V_ge0 V_gn0 V_gu0]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V_ge0为t₀时刻GPS测得的东向速度，V_gn0为t₀时刻GPS测得的北向速度，V_gu0为t₀时刻GPS测得的天向速度，λ_g0为t₀时刻GPS测得的经度，为t₀时刻GPS测得的经度，h_g0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t_n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t_n‑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t_n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[φ_z φ_x φ_y]、位置信息以及速度信息[V_e V_n V_u]，其中φ_z为t_n时刻自旋制导炮弹的航向角，φ_x为t_n时刻自旋制导炮弹的俯仰角，φ_y为t_n时刻自旋制导炮弹的横滚角，λ为t_n时刻自旋制导炮弹的经度，为t_n时刻自旋制导炮弹的经度，h为t_n时刻自旋制导炮弹的高度，V_e为t_n时刻自旋制导炮弹的东向速度，V_n为t_n时刻自旋制导炮弹的北向速度，V_u为t_n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t_n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t_n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[V_ge V_gn V_gu]和t_n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[φ_z φ_x φ_y]、位置信息以及速度信息[V_e V_n V_u]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，V_ge为t_n时刻GPS输出的东向速度，V_gn为t_n时刻GPS输出的北向速度，V_gu为t_n时刻GPS输出的天向速度；进入步骤(5)；(5)判断t_n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，t_n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，t_n与t_n‑1的时间间隔为惯性导航系统的测量周期。