三個(gè)陀螺儀零偏修正，對(duì)高動(dòng)態(tài)自旋炮彈進(jìn)行空中組合 導(dǎo)航解算，得到了自旋制導(dǎo)炮彈空中對(duì)應(yīng)時(shí)刻的三個(gè)姿態(tài)信息和三個(gè)速度信息，從而獲得 制導(dǎo)炮彈的導(dǎo)航軌跡和飛行控制參數(shù)。相比其它高動(dòng)態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中組合導(dǎo)航方法， 本發(fā)明實(shí)現(xiàn)了高動(dòng)態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中失重情況下的組合導(dǎo)航問(wèn)題，同時(shí)通過(guò)卡爾曼濾波 器實(shí)現(xiàn)了對(duì)導(dǎo)航噪聲和陀螺儀零偏的濾除，提高了自旋制導(dǎo)炮彈初始對(duì)準(zhǔn)參數(shù)的精確性和 修正算法的快速性，降低系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度，提高了動(dòng)態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈的導(dǎo)航精度以及落點(diǎn)精 度，增加了制導(dǎo)炮彈的可控性。
[0077] 圖2為本發(fā)明方法設(shè)計(jì)的卡爾曼濾波速度誤差估計(jì)效果圖，圖中第一行為東向速 度修正曲線，第二行為北向速度修正曲線，第三行為天向速度修正曲線，可以從圖中看出， 速度誤差收斂，且水平速度誤差值在lm/s以內(nèi)，高度速度誤差值在2m/s，達(dá)到組合導(dǎo)航修 正速度的效果。圖3為本發(fā)明方法設(shè)計(jì)的卡爾曼濾波姿態(tài)誤差估計(jì)效果圖，圖中第一行為 俯仰角誤差修正值，第二行為橫滾角誤差修正值，第三行為航向角誤差修正值，可以從圖中 看出，姿態(tài)誤差收斂，達(dá)到組合導(dǎo)航修正速度的效果。圖4為本發(fā)明方法設(shè)計(jì)的卡爾曼濾波 陀螺儀零偏估計(jì)效果圖，圖中第一行為X軸陀螺零偏估計(jì)值，第二行為Y軸陀螺零偏估計(jì) 值，第三行為Z軸陀螺零偏估計(jì)值，可以從圖中看出，零偏估計(jì)值收斂，且與所使用的陀螺 儀相對(duì)應(yīng)，估算結(jié)果準(zhǔn)確。圖5為使用本發(fā)明方法得到的組合導(dǎo)航曲線和GPS的輸出曲線 示意圖，第一行依次分別為經(jīng)度、煒度、高度，第二行依次分別為東向速度、北向速度、天向 速度，第三行依次分別為俯仰角、橫滾角和航向角。其中GPS輸出結(jié)果用線表示，組合導(dǎo)航 結(jié)果用點(diǎn)表示，從圖中可以看出，組合導(dǎo)航結(jié)果與GPS輸出相比，兩者重合的較好，說(shuō)明組 合導(dǎo)航算法修正了慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的輸出，滿足了制導(dǎo)炮彈空中導(dǎo)航控制的要求。
[0078] 本發(fā)明未詳細(xì)描述內(nèi)容為本領(lǐng)域技術(shù)人員公知技術(shù)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種高動(dòng)態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中組合導(dǎo)航方法，其特征在于步驟如下： (1) 根據(jù)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)得的加速度和角速度信息和GPS測(cè)得的速度和位置信息，利 用自旋制導(dǎo)炮彈空中粗對(duì)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[laOphiaOhO]、速度信息[Ve。Vn。VJ和姿態(tài)信息[θ。γ。φ。]，其中l(wèi)a〇表示粗 對(duì)準(zhǔn)得到的初始經(jīng)度，phiaO表示粗對(duì)準(zhǔn)得到的初始煒度，hO表示粗對(duì)準(zhǔn)得到的初始高度， I。表示粗對(duì)準(zhǔn)得到的初始東向速度，Vn。表示粗對(duì)準(zhǔn)得到的初始北向速度，Vu。表示粗對(duì)準(zhǔn)得 到的初始天向速度，Θ。表示粗對(duì)準(zhǔn)得到的初始俯仰角，γ。表示粗對(duì)準(zhǔn)得到的初始橫滾角， Φ。表示粗對(duì)準(zhǔn)得到的初始航向角； (2) 自旋制導(dǎo)炮彈在^時(shí)刻采集慣性導(dǎo)航系統(tǒng)測(cè)得的加速度和角速度信息，并根據(jù)測(cè) 得的加速度和角速度信息以及tni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(guò)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[θηγηΦη]、 位置信息[lanphianhj以及速度信息[VOTVnnVun]，其中1為1時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的航 向角，θΛt"時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的俯仰角，γ"為t"時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的橫滾角，la"為tn 時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的經(jīng)度，phianStn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的煒度，h"為t"時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮 彈的高度，^為tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的東向速度，VnnStn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 ; (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(méi)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); (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[VgOTVgnnVgun]計(jì)算tn時(shí)刻自 旋制導(dǎo)炮彈的俯仰角9gn和航向角Φgn，并依據(jù)1時(shí)刻接收到的GPS的速度信息[VgOTVgnn Vgun]和1時(shí)刻慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的姿態(tài)信息[θηγηφη]、位置信息[lanPhianhn]以 及速度信息[VOTVnnVJ進(jìn)行組合導(dǎo)航計(jì)算，得到1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，VgenStn時(shí)刻GPS輸出的東向速度，VgnnStn時(shí)刻GPS輸出的北向速度， ^_為tn時(shí)刻GPS輸出的天向速度；進(jìn)入步驟（5); (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(cè)量信息，直到自旋制導(dǎo)炮彈命中 目標(biāo)為止； 上述各步驟中，1與tni的時(shí)間間隔為慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的測(cè)量周期。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的高動(dòng)態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中組合導(dǎo)航方法，其特征在于：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[VgOTVgnnVgun]計(jì)算tn時(shí)刻自 旋制導(dǎo)炮彈的俯仰角9gn和航向角Φgn的方法為：3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的高動(dòng)態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中組合導(dǎo)航方法，其特征在于：所述 步驟⑷中依據(jù)tn時(shí)刻接收到的GPS的速度信息[VgOTVgnnVgun]和、時(shí)刻慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解 算出的姿態(tài)信息[θηγηφη]、位置信息[lanphianhn]以及速度信息[VmVnnVun]進(jìn)行組 合導(dǎo)航計(jì)算，得到1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： (3. 1)利用量測(cè)陣Η和觀測(cè)陣C，根據(jù)卡爾曼濾波算法解算出tn時(shí)刻的狀態(tài)估計(jì)量5vcn=vnn-vgnn,δvcu=Vun-vgun,δ0c=Θn-0gn,δφε=Φn-itgn 其中時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的東向速度修正值，5Vnn*tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的 北向速度修正值，δVunStn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的天向速度修正值，δΘ。為tn時(shí)刻自旋制 導(dǎo)炮彈的俯仰角修正值，Sγη為、時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的橫滾角修正值，δφnStn時(shí)刻自 旋制導(dǎo)炮彈的航向角修正值，、▽,?、為1時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的三個(gè)陀螺儀零偏修 正值； (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[VOTVnnVun]計(jì)算tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的速度信息： VKen= Ven-Xn (1) VKnn= Vnn-Xn (2) VKun= Vun-Xn (3) 其中VKOT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，VKnn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，VKun表示組合導(dǎo)航后tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的天 向速度，xn⑴表示tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的東向速度修正值，Xn(2)表示1時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮 彈的北向速度修正值，xn(3)表示tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的天向速度修正值； (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[θηγηφη]計(jì)算tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的姿態(tài)信息： γΚη=arcsin(Cbnn(3, 2)) ΘKn=-arctan(Cbnn(3, 1)/Cbnn(3, 3)) Φκη=Φgn 其中，Cbnn=Cnn*Cbn，其中Cnb表示1^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tn 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tn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，γKn表示組合導(dǎo)航后 tn時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈實(shí)際的橫滾角，θΚη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；Χη(4)表示1^時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮 彈的俯仰角修正值，Χη(5)表示^時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮彈的橫滾角修正值； (3.4)1時(shí)刻慣性導(dǎo)航系統(tǒng)解算出的位置信息[1&"?1^\1〇即為1時(shí)刻自旋制導(dǎo)炮 彈實(shí)際的位置信息。
【專利摘要】一種高動(dòng)態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中組合導(dǎo)航方法，通過(guò)自旋制導(dǎo)炮彈空中粗對(duì)準(zhǔn)方法得到初始時(shí)刻的位置、速度和姿態(tài)，利用慣性導(dǎo)航系統(tǒng)進(jìn)行導(dǎo)航解算得到每一時(shí)刻的導(dǎo)航結(jié)果；根據(jù)對(duì)應(yīng)時(shí)間下GPS輸出的導(dǎo)航信息得到對(duì)應(yīng)時(shí)刻的航向角、俯仰角、三個(gè)速度以及三個(gè)速度誤差值、俯仰角誤差值和航向角誤差值，并作為9維卡爾曼濾波估計(jì)的觀測(cè)陣C，估算出對(duì)應(yīng)時(shí)刻的三個(gè)姿態(tài)角修正值、三個(gè)速度修正值和三個(gè)陀螺儀零偏值，進(jìn)而得到自旋制導(dǎo)炮彈空中對(duì)應(yīng)時(shí)刻的姿態(tài)、速度和位置信息。本發(fā)明實(shí)現(xiàn)了高動(dòng)態(tài)自旋制導(dǎo)炮彈空中失重情況下的組合導(dǎo)航，同時(shí)通過(guò)卡爾曼濾波器實(shí)現(xiàn)了對(duì)導(dǎo)航噪聲和陀螺儀零偏的濾除，提高了自旋制導(dǎo)炮彈的落點(diǎn)精度，增加了制導(dǎo)炮彈的可控性。
【IPC分類】G01S19/47, G01S19/53, G01C21/16, G01S19/52, F41G3/22
【公開(kāi)號(hào)】CN105258698
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510657504
【發(fā)明人】趙龍, 范玉寶, 王盛, 郭濤, 郭琳, 段宇鵬
【申請(qǐng)人】北京航天控制儀器研究所
【公開(kāi)日】2016年1月20日
【申請(qǐng)日】2015年10月13日