一種高動態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中組合導(dǎo)航方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001 ] 本發(fā)明涉及一種空中組合導(dǎo)航方法，尤其涉及一種高動態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中組合 導(dǎo)航方法，屬于制導(dǎo)控制技術(shù)和組合導(dǎo)航系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)，可用于無人機(jī)、自旋制導(dǎo)炮彈等需 要在空中組合導(dǎo)航的場合。
【背景技術(shù)】
[0002] 自旋制導(dǎo)炮彈是一種在空中發(fā)射，需要進(jìn)行導(dǎo)航和控制的一種高精度武器，它包 含了慣性導(dǎo)航和GPS等系統(tǒng)，通過GPS來修正慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差，達(dá)到精確打擊目標(biāo)的能 力。組合導(dǎo)航即從慣導(dǎo)相對其他導(dǎo)航系統(tǒng)提供的導(dǎo)航參數(shù)（如速度等）的偏差中估計(jì)出慣 導(dǎo)系統(tǒng)的失準(zhǔn)角并校正之。
[0003] 慣性導(dǎo)航系統(tǒng)是一個(gè)基于加速度二次積分的航程推算系統(tǒng)，它完全依靠機(jī)械設(shè)備 和相應(yīng)的算法自動、獨(dú)立完成導(dǎo)航任務(wù)，和外界不發(fā)生任何光、電聯(lián)系。由于其具有隱蔽性 好、工作環(huán)境不受氣象條件限制等優(yōu)點(diǎn)，成為航天、航空、航海領(lǐng)域中一種廣泛使用的主要 導(dǎo)航系統(tǒng)。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)是，不需要任何外來信息也不向外輻射任何信息，可在任 何介質(zhì)和任何環(huán)境條件下實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航，且能輸出炮彈的位置、速度、方位和姿態(tài)等多種導(dǎo)航參 數(shù)，系統(tǒng)地頻帶寬，能跟蹤運(yùn)載體的任何機(jī)動運(yùn)動，導(dǎo)航輸出數(shù)據(jù)平穩(wěn)，短期穩(wěn)定性好。但慣 性系統(tǒng)具有固有的缺點(diǎn)：導(dǎo)航精度隨時(shí)間而發(fā)散，且長期穩(wěn)定性差。為此，需要引入GPS輸 出的導(dǎo)航信息進(jìn)行制導(dǎo)炮彈空中對準(zhǔn)，提高制導(dǎo)炮彈的打擊精度。GPS導(dǎo)航系統(tǒng)導(dǎo)航精度 高，且不隨時(shí)間發(fā)散，但其頻帶窄，當(dāng)運(yùn)載體做較高機(jī)動運(yùn)動時(shí)，接收機(jī)的碼環(huán)和載波環(huán)極 易失鎖而丟失信號，從而完全喪失導(dǎo)航能力。因此，需要將慣性導(dǎo)航系統(tǒng)和GPS結(jié)合起來進(jìn) 行組合導(dǎo)航。傳統(tǒng)組合導(dǎo)航中地面常用的Kalman濾波算法一般采用經(jīng)煒度、水平速度中的 一個(gè)或者幾個(gè)作為觀測量，其他參數(shù)作為被觀測量，進(jìn)行組合。在空中的自旋制導(dǎo)炮彈與地 面情況不同，因自旋制導(dǎo)炮彈處于高動態(tài)自旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，且處于失重情況下，加速度計(jì)輸出幾 乎為零。三個(gè)加速度計(jì)不僅包含了自身的誤差，因?yàn)槭褂玫氖荕EMS加速度計(jì)，故自身誤差 較大，而且包含了桿臂效應(yīng)，導(dǎo)致測量得到的加速度計(jì)輸出結(jié)果不準(zhǔn)，從而導(dǎo)致真實(shí)的加速 度信息被隱沒在噪聲中，不能作為真實(shí)結(jié)果應(yīng)用。速度變化與姿態(tài)變化之間的耦合關(guān)系弱， 不能有效的通過速度和位置的偏差觀測出姿態(tài)角信息。常用的組合導(dǎo)航方法是采用速度和 位置作為觀測量的Kalman濾波算法實(shí)現(xiàn)的經(jīng)典對準(zhǔn)方案，由于不考慮慣導(dǎo)工作環(huán)境中的 隨機(jī)干擾因素和失重狀態(tài)，如陣風(fēng)等引起的自旋制導(dǎo)炮彈的隨機(jī)晃動、飛行過程中空氣動 力的隨機(jī)改變引起的制導(dǎo)炸彈結(jié)構(gòu)的饒曲變形等，導(dǎo)致導(dǎo)航精度不高且需要時(shí)間長。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種高動態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈 空中組合導(dǎo)航方法，該方法能夠快速、精確地得到制導(dǎo)炮彈在空中的位置、速度和姿態(tài)，有 效的提高了自旋制導(dǎo)炮彈空中導(dǎo)航精度。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種高動態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中組合導(dǎo)航方法，步驟如 下：
[0006] (1)根據(jù)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)測得的加速度和角速度信息和GPS測得的速度和位置信 息，利用自旋制導(dǎo)炮彈空中粗對準(zhǔn)方法計(jì)算得到自旋制導(dǎo)炮彈在空中飛行初始時(shí)刻實(shí)際的 位置信息[IaO phiaO h0]、速度信息[Ve。Vn。VJ和姿態(tài)信息[θ。γ。φ。]，其中IaO表 示粗對準(zhǔn)得到的初始經(jīng)度，PhiaO表示粗對準(zhǔn)得到的初始煒度，h0表示粗對準(zhǔn)得到的初始 高度，I。表示粗對準(zhǔn)得到的初始東向速度，V n。表示粗對準(zhǔn)得到的初始北向速度，V u。表示粗 對準(zhǔn)得到的初始天向速度，Θ。表示粗對準(zhǔn)得到的初始俯仰角，γ。表示粗對準(zhǔn)得到的初始 橫滾角，Φ。表示粗對準(zhǔn)得到的初始航向角；
[0007] (2)自旋制導(dǎo)炮彈在1時(shí)刻采集慣性導(dǎo)航系統(tǒng)測得的加速度和角速度信息，并根 據(jù)測得的加速度和角速度信息以及t n i時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的姿態(tài)、位置和速度信息進(jìn) 行導(dǎo)航解算，獲得1時(shí)刻通過慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的自旋制導(dǎo)炮彈的姿態(tài)信息[θ η γη Φ J、位置信息[lan phian hn]以及速度信息[Vai Vnn VuJ，其中ItnStn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈 的航向角，S nSt "時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的俯仰角，γ "為、時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的橫滾角，Ian 為tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的經(jīng)度，phia "為t η時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的煒度，h "為t η時(shí)刻自旋制 導(dǎo)炮彈的高度，VJ^tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的東向速度，VnnSt n時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的北向 速度，Vun為t "時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的天向速度，進(jìn)入步驟（3)，其中η的初始值為1 ;
[0008] (3)在、時(shí)刻，自旋制導(dǎo)炮彈判斷是否接收到GPS輸出的速度和位置信息，如果沒 有接收到，則將步驟（2)的導(dǎo)航解算結(jié)果作為^時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的速度、位置和姿 態(tài)信息，進(jìn)入步驟（5);否則，進(jìn)入步驟（4);
[0009] (4)自旋制導(dǎo)炮彈根據(jù)tn時(shí)刻接收到的GPS的速度信息[Vgen Vgnn VgJ計(jì)算1時(shí) 刻自旋制導(dǎo)炮彈的俯仰角9gn和航向角Φ gn，并依據(jù)1時(shí)刻接收到的GPS的速度信息[Vgen Vgnn VguJ和以寸刻慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的姿態(tài)信息[θ ηγηφη]、位置信息[lan Phian hn] 以及速度信息[VOT Vnn VJ進(jìn)行組合導(dǎo)航計(jì)算，得到^時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的速度、位置 和姿態(tài)信息；其中，VgenS t n時(shí)刻GPS輸出的東向速度，VgnnS t n時(shí)刻GPS輸出的北向速度， ^_為t n時(shí)刻GPS輸出的天向速度；進(jìn)入步驟（5);
[0010] (5)n的值加1后返回步驟（2)，計(jì)算出自旋制導(dǎo)炮彈在空中飛行每一時(shí)刻的實(shí)際 速度、位置和姿態(tài)信息，用于作為自旋制導(dǎo)炮彈導(dǎo)航和控制的測量信息，直到自旋制導(dǎo)炮彈 命中目標(biāo)為止；
[0011] 上述各步驟中，1與t n i的時(shí)間間隔為慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的測量周期。
[0012] 所述步驟⑷自旋制導(dǎo)炮彈根據(jù)tn時(shí)刻接收到的GPS的速度信息[V gen Vgnn VgJ 計(jì)算tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的俯仰角Θ gn和航向角φ gn的方法為：
[0015] 所述步驟⑷中依據(jù)tn時(shí)刻接收到的GPS的速度信息[Vgen Vgnn VguJ和tn時(shí)刻慣 性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的姿態(tài)信息[θη γη Φη]、位置信息[lan phian hn]以及速度信息[Vai Vnn Vun]進(jìn)行組合導(dǎo)航計(jì)算，得到^時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的速度、位置和姿態(tài)信息的實(shí)現(xiàn) 方式為：
[0016] (3. 1)利用量測陣H和觀測陣C，根據(jù)卡爾曼濾波算法解算出^時(shí)刻的狀態(tài)估計(jì)
[0019] 其中δ VJ% t n時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的東向速度修正值，δ V ""為t "時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮 彈的北向速度修正值，δ VunS t n時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的天向速度修正值，δ Θ。為t n時(shí)刻自 旋制導(dǎo)炮彈的俯仰角修正值，S γη為、時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的橫滾角修正值，δ φ "為、時(shí) 刻自旋制導(dǎo)炮彈的航向角修正值，VznStn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的三個(gè)陀螺儀零 偏修正值；
[0020] (3. 2)按照如下公式，利用1時(shí)刻慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的速度信息[VOT Vnn VJ計(jì) 算tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的速度信息：
[0021] Vfen=Ven-Xn (1)
[0022] VKnn= Vnn-Xn (2)
[0023] Vliun=Vun-Xn (3)
[0024] 其中Vfen表示組合導(dǎo)航后t "時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的東向速度，V Knn表示組合導(dǎo) 航后1時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的北向速度，V Kun表示組合導(dǎo)航后t "時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際 的天向速度，Xn(I)表示tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的東向速度修正值，X n(2)表示tn時(shí)刻自旋制 導(dǎo)炮彈的北向速度修正值，Xn(3)表示t n時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的天向速度修正值；
[0025] (3.3)按照如下公式，利用tn時(shí)刻慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的姿態(tài)信息[θ η γη φη] 計(jì)算tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的姿態(tài)信息：
[0033] 其中Cnb表示^時(shí)刻組合導(dǎo)航前從導(dǎo)航坐標(biāo)系到載體坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，Cbn表 示1^時(shí)刻組合導(dǎo)航前從載體坐標(biāo)系到導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，Cnn表示t "時(shí)刻姿態(tài)修正矩 陣，Cbnn表示、時(shí)刻組合導(dǎo)航后從載體坐標(biāo)系到導(dǎo)航坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣，γ Kn表示組合導(dǎo)航 后1時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的橫滾角，θ Κη表示組合導(dǎo)航后、時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的俯 仰角，ΦΚη表示組合導(dǎo)航后1^時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的航向角；X n (4)表示tn時(shí)刻自旋制導(dǎo) 炮彈的俯仰角修正值，Xn(5)表示^時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的橫滾角修正值；
[0034] (3. 4) ^時(shí)刻慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的位置信息[lan phian hn]即為tn時(shí)刻自旋制 導(dǎo)炮彈實(shí)際的位置信息。
[0035] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)如下：
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