[发明专利]一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法

摘要

本发明公开了一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，该方法在初始时刻根据卫星导航系统辅助数据设置初始航向角和俯仰角，并设置初始横滚角为任意值，然后在只有惯导系统数据时进行惯导姿态解算，得到三个姿态角；在有卫星导航系统辅助数据时，通过三维卡尔曼滤波估计，快速估算出该时刻的横滚角，得到自旋制导炮弹空中的三个姿态角。相对现有的空中自对准方法，本发明解决了自旋制导炮弹空中对准方法，该方法计算量小、精度高，为提高高速自旋制导炮弹的落点精度奠定了基础。

主权项

一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，其特征在于包括如下步骤：(1)、在初始时刻t₀，根据卫星导航系统输出的前一组定位结果以及当前定位结果，确定炮弹的初始航向角φ_z0和初始俯仰角φ_y0；并设置初始横滚角φ_x0＝α₀+γ₀，其中，α₀为设定的初始横滚角测量分量，γ₀为设定的初始横滚角校正分量；(2)、在时刻t_k判断惯导系统的时间是否与卫星导航系统时间同步，其中：如果惯导系统与卫星导航系统时间不同步，则根据惯导系统的陀螺仪敏感输出的横滚角速度ω_x、俯仰角速度ω_y和航向角速度ω_z，以及上一时刻t_k‑1的横滚角测量分量α_k‑1、横滚角校正分量γ_k‑1、俯仰角φ_y,k‑1、航向角φ_z,k‑1的解算结果，进行时刻t_k的横滚角测量分量α_k、横滚角校正分量γ_k、俯仰角φ_y,k、航向角φ_z,k的解算，且更新时刻t_k的横滚角φ_x,k＝α_k+γ_k；如果惯导系统与卫星导航系统时间同步，则以横滚角校正分量、俯仰角、航向角作为状态变量，将根据卫星导航系统定位结果确定的航向角、俯仰角作为观测量，进行三维卡尔曼滤波处理，解算得到时刻t_k的横滚角校正分量γ_k、俯仰角φ_y,k、航向角φ_z,k，并根据陀螺仪敏感输出横滚角速度ω_x和前一时刻t_k‑1的横滚角测量分量α_k‑1更新得到当前时刻t_k横滚角测量分量α_k，则时刻t_k的横滚角φ_x,k＝α_k+γ_k；其中，k为正整数且初始值为1；(3)、判断当前时刻是否为设定的空中对准时刻，其中：如果当前时刻没有到达设定的空中对准时刻，则k加1后返回步骤(2)；如果判断当前时刻为空中对准时刻，则将解算得到的炮弹横滚角φ_x,k、俯仰角φ_y,k、航向角φ_z,k作为空中对准结果，输出到炮弹的导航系统，用于对所述制导炮弹进行导航和控制。