本發(fā)明涉及動態(tài)初始對準(zhǔn)和組合導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，用于對無人機、自旋制導(dǎo)炮彈進行空中對準(zhǔn)。

背景技術(shù)：
自旋制導(dǎo)炮彈是一種在空中發(fā)射且需要進行自我對準(zhǔn)的一種高精度武器，它包含了慣性導(dǎo)航和GPS衛(wèi)星導(dǎo)航的組合導(dǎo)航系統(tǒng)，通過GPS來修正慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差，達到精確打擊目標(biāo)的能力?？罩袑?zhǔn)為在其他導(dǎo)航系統(tǒng)提供的導(dǎo)航參數(shù)(如速度、姿態(tài)角等)輔助作用下估計出慣導(dǎo)系統(tǒng)的橫滾角的過程。慣性導(dǎo)航系統(tǒng)是一個基于加速度二次積分的航程推算系統(tǒng)，在慣性導(dǎo)航系統(tǒng)工作解算前，需要給出初始狀態(tài)，就是需要進行初始對準(zhǔn)。在空中飛行狀態(tài)時，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)位置和速度仍然可以由GPS系統(tǒng)給出，但姿態(tài)角無法由慣性導(dǎo)航系統(tǒng)自對準(zhǔn)給出。進行空中慣性導(dǎo)航系統(tǒng)對準(zhǔn)的有效途徑是利用GPS輸出的導(dǎo)航信息解算出對應(yīng)時刻的航向角和俯仰角，通過合適的方法估計出橫滾角。常用的初始對準(zhǔn)方法采用卡爾曼濾波器，以專利“一種自旋制導(dǎo)炮彈的空中自對準(zhǔn)方法”(申請?zhí)枺?01410712260.1)為例，但該方法適合于轉(zhuǎn)速相對較慢的情況，在轉(zhuǎn)速較快時則不能滿足要求。比如，在GPS外測值為1秒鐘10組觀測量時，制導(dǎo)炮彈的旋轉(zhuǎn)速度在每秒轉(zhuǎn)速大于4圈的情況下，則不能滿足信號復(fù)現(xiàn)的要求，從而引起估計誤差。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，該方法通過衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)的輔助數(shù)據(jù)，以及慣導(dǎo)系統(tǒng)的陀螺儀輸出的角速度，進行炮彈姿態(tài)角解算，算法計算簡單、收斂速度快，適用于載體高速或低速運轉(zhuǎn)情況。本發(fā)明的上述目的通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：一種高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，包括如下步驟：(1)、在初始時刻t0，根據(jù)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的前一組定位結(jié)果以及當(dāng)前定位結(jié)果，確定炮彈的初始航向角φz0和初始俯仰角φy0；并設(shè)置初始橫滾角φx0＝α0+γ0，其中，α0為設(shè)定的初始橫滾角測量分量，γ0為設(shè)定的初始橫滾角校正分量；(2)、在時刻tk判斷慣導(dǎo)系統(tǒng)的時間是否與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)時間同步，k為正整數(shù)且初始值為1，其中：如果慣導(dǎo)系統(tǒng)與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)時間不同步，則根據(jù)慣導(dǎo)系統(tǒng)的陀螺儀敏感輸出的橫滾角速度ωx、俯仰角速度ωy和航向角速度ωz，以及上一時刻tk-1的橫滾角測量分量αk-1、橫滾角校正分量γk-1、俯仰角φy,k-1、航向角φz,k-1的解算結(jié)果，進行時刻tk的橫滾角測量分量αk、橫滾角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k的解算，且更新時刻tk的橫滾角φx,k＝αk+γk；如果慣導(dǎo)系統(tǒng)與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)時間同步，則以橫滾角校正分量、俯仰角、航向角作為狀態(tài)變量，將根據(jù)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)定位結(jié)果確定的航向角、俯仰角作為觀測量，進行三維卡爾曼濾波處理，解算得到時刻tk的橫滾角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k，并根據(jù)陀螺儀敏感輸出橫滾角速度ωx和前一時刻tk-1的橫滾角測量分量αk-1更新得到當(dāng)前時刻tk橫滾角測量分量αk，則時刻tk的橫滾角φx,k＝αk+γk；(3)、判斷當(dāng)前時刻是否為設(shè)定的空中對準(zhǔn)時刻，其中：如果當(dāng)前時刻沒有到達設(shè)定的空中對準(zhǔn)時刻，則k加1后返回步驟(2)；如果判斷當(dāng)前時刻為空中對準(zhǔn)時刻，則將解算得到的炮彈橫滾角φx,k、俯仰角φy,k、航向角φz,k作為空中對準(zhǔn)結(jié)果，輸出到炮彈的導(dǎo)航系統(tǒng)，用于對所述制導(dǎo)炮彈進行導(dǎo)航和控制。上述的高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，在步驟(1)中，根據(jù)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的前一組定位結(jié)果以及當(dāng)前定位結(jié)果，確定炮彈的初始航向角φz0和初始俯仰角φy0，具體計算公式如下：φz0=arctan(y1-y0x1-x0);φy0=arctanz1-z0(x1-x0)2+(y1-y0)2;]]>其中：衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的前一組定位結(jié)果包括：炮彈在東北天坐標(biāo)系中的X坐標(biāo)x0、Y坐標(biāo)y0、Z坐標(biāo)z0；衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的當(dāng)前定位結(jié)果包括：炮彈在東北天坐標(biāo)系中的X坐標(biāo)x1、Y坐標(biāo)y1、Z坐標(biāo)z1。上述的高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，在步驟(1)中，設(shè)定初始橫滾角測量分量α0＝0；設(shè)定初始橫滾角校正分量γ0為任意值。上述的高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，在步驟(2)中，慣導(dǎo)系統(tǒng)具有三個陀螺儀，分別為X軸陀螺儀、Y軸陀螺儀和Z軸陀螺儀，其中，X軸陀螺儀敏感輸出橫滾角速度ωx，Y軸陀螺儀敏感輸出俯仰角速度ωy，Z軸陀螺儀敏感輸出航向角速度ωz。上述的高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，在步驟(2)中，如果慣導(dǎo)系統(tǒng)與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)時間不同步，則炮彈姿態(tài)角的解算具體過程如下：(2a)、根據(jù)陀螺儀敏感輸出橫滾角速度ωx和前一時刻tk-1的橫滾角測量分量αk-1計算得到當(dāng)前時刻tk橫滾角測量分量αk＝αk-1+ωx×(tk-tk-1)；(2a)、根據(jù)如下公式計算得到時刻tk的橫滾角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k：γk=γk-1+[(ωysinαk-1+ωzcosαk-1)cosγk-1tanφy,k-1+(ωycosαk-1-ωzsinαk-1)sinγk-1tanφy,k-1]×Δt;]]>φz,k=φz,k-1+[(ωysinαk-1+ωzcosαk-1)cosγk-1tanφy,k-1+(ωycosαk-1-ωzsinαk-1)sinγk-1tanφy,k-1]×Δt;]]>其中，Δt為慣導(dǎo)系統(tǒng)的測量周期，即Δt＝tk-tk-1；(2c)、更新時刻tk的橫滾角為φx,k＝αk+γk。上述的高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，在步驟(2)中，如果慣導(dǎo)系統(tǒng)與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)時間同步，則炮彈姿態(tài)角的解算具體過程如下：(2a′)、根據(jù)陀螺儀敏感輸出橫滾角速度ωx和前一時刻tk-1的橫滾角測量分量αk-1計算得到當(dāng)前時刻tk橫滾角測量分量αk＝αk-1+ωx×(tk-tk-1)；(2b′)、以橫滾角校正分量、俯仰角、航向角作為狀態(tài)變量，將根據(jù)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)定位結(jié)果確定的航向角、俯仰角作為觀測量，進行三維卡爾曼濾波處理，解算得到時刻tk的橫滾角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k；(2c′)、更新時刻tk的橫滾角為φx,k＝αk+γk。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點如下：(1)、本發(fā)明在只有慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)而無衛(wèi)星導(dǎo)航定位數(shù)據(jù)時，通過前一時刻的姿態(tài)解算結(jié)果，以及陀螺儀敏感的角速度，進行當(dāng)前時刻的姿態(tài)角解算，實現(xiàn)俯仰角、偏航角和橫滾角的實時計算，計算過程簡單且計算精度高；(2)、本發(fā)明在衛(wèi)星導(dǎo)航數(shù)據(jù)輔助的情況下，以衛(wèi)星導(dǎo)航定位結(jié)果得到的偏航角和俯仰角為觀測量，以橫滾角校正分量、偏航角和俯仰角作為狀態(tài)量進行三維卡爾曼濾波，相對于現(xiàn)有的七維卡爾曼濾波方法，本發(fā)明的計算量下且收斂速度快；(3)、本發(fā)明在每個慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出周期內(nèi)均進行姿態(tài)實時更新計算，相對于現(xiàn)有的對準(zhǔn)方法，本發(fā)明不僅適用于載體低速運轉(zhuǎn)情況，同樣適用于高速運轉(zhuǎn)情況。附圖說明圖1為本發(fā)明的高度自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法的流程圖；圖2a為本發(fā)明實施例中卡爾曼濾波估計結(jié)果中的橫滾角校正分量γ的收斂曲線；圖2b為本發(fā)明實施例中卡爾曼濾波估計結(jié)果中的俯仰角的收斂曲線；圖2c為本發(fā)明實施例中卡爾曼濾波估計結(jié)果中的航向角的收斂曲線；圖3為本發(fā)明實施例中得到的自對準(zhǔn)過程中的橫滾角收斂曲線。具體實施方式下面結(jié)合附圖和具體實施例對本發(fā)明作進一步詳細(xì)的描述：制導(dǎo)炮彈在空中處于機動狀態(tài)，因此不能通過慣性導(dǎo)航系統(tǒng)單獨進行自對準(zhǔn)，而是需要引入GPS輔助信息進行慣性導(dǎo)航系統(tǒng)姿態(tài)角的測量和解算，實現(xiàn)制導(dǎo)炮彈空中對準(zhǔn)，從而提高制導(dǎo)炮彈的打擊精度。如圖1所述的流程圖，本發(fā)明的高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，具體實現(xiàn)步驟如下：(1)、在初始時刻t0，根據(jù)GPS輸出的前一組定位結(jié)果以及當(dāng)前定位結(jié)果，確定炮彈的初始航向角φz0和初始俯仰角φy0；并設(shè)置初始橫滾角φx0＝α0+γ0，其中，α0為設(shè)定的初始橫滾角測量分量，該分量在后續(xù)的計算中通過陀螺儀輸出的角速度進行計算，在初始時刻設(shè)定該分量初值為0；γ0為設(shè)定的初始橫滾角校正分量，該分量用于對慣導(dǎo)系統(tǒng)的橫滾角測量值進行修正，經(jīng)試驗驗證該分量的初始值對橫滾角的收斂結(jié)果無影響，因此可設(shè)定初值為任意值。在該步驟中，利用GPS輔助信息初始航向角φz0和初始俯仰角φy0計算，具體計算公式如下：φz0=arctan(y1-y0x1-x0);φy0=arctanz1-z0(x1-x0)2+(y1-y0)2;]]>其中：衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的前一組定位結(jié)果包括：炮彈在東北天坐標(biāo)系中的X坐標(biāo)x0、Y坐標(biāo)y0、Z坐標(biāo)z0；衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的當(dāng)前定位結(jié)果包括：炮彈在東北天坐標(biāo)系中的X坐標(biāo)x1、Y坐標(biāo)y1、Z坐標(biāo)z1。(2)、在時刻tk判斷慣導(dǎo)系統(tǒng)的時間是否與GPS時間同步，其中：如果慣導(dǎo)系統(tǒng)與GPS時間不同步，即當(dāng)前時刻只有慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)而沒有GPS輔助數(shù)據(jù)，則根據(jù)慣導(dǎo)系統(tǒng)的陀螺儀敏感輸出的橫滾角速度ωx、俯仰角速度ωy和航向角速度ωz，以及上一時刻tk-1的橫滾角測量分量αk-1、橫滾角校正分量γk-1、俯仰角φy,k-1、航向角φz,k-1的解算結(jié)果，進行時刻tk的橫滾角測量分量αk、橫滾角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k的解算，且更新時刻tk的橫滾角φx,k＝αk+γk；具體解算過程如下：(2a)、根據(jù)陀螺儀敏感輸出橫滾角速度ωx和前一時刻tk-1的橫滾角測量分量αk-1計算得到當(dāng)前時刻tk橫滾角測量分量αk＝αk-1+ωx×(tk-tk-1)；(2b)、根據(jù)如下公式計算得到時刻tk的橫滾角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k：γk=γk-1+[(ωysinαk-1+ωzcosαk-1)cosγk-1tanφy,k-1+(ωycosαk-1-ωzsinαk-1)sinγk-1tanφy,k-1]×Δt;]]>φz,k=φz,k-1+[(ωysinαk-1+ωzcosαk-1)cosγk-1tanφy,k-1+(ωycosαk-1-ωzsinαk-1)sinγk-1tanφy,k-1]×Δt;]]>其中，Δt為慣導(dǎo)系統(tǒng)的測量周期，即Δt＝tk-tk-1；(2c)、更新時刻tk的橫滾角為φx,k＝αk+γk。如果慣導(dǎo)系統(tǒng)與衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)時間同步，則以橫滾角校正分量、俯仰角、航向角作為狀態(tài)變量，將根據(jù)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)定位結(jié)果確定的航向角、俯仰角作為觀測量，進行三維卡爾曼濾波處理，解算得到時刻tk的橫滾角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k，并根據(jù)陀螺儀敏感輸出橫滾角速度ωx和前一時刻tk-1的橫滾角測量分量αk-1更新得到當(dāng)前時刻tk橫滾角測量分量αk，則時刻tk的橫滾角φx,k＝αk+γk；具體解算過程如下：(2a′)、根據(jù)陀螺儀敏感輸出橫滾角速度ωx和前一時刻tk-1的橫滾角測量分量αk-1計算得到當(dāng)前時刻tk橫滾角測量分量αk＝αk-1+ωx×(tk-tk-1)；(2b′)、以橫滾角校正分量、俯仰角、航向角作為狀態(tài)變量，將根據(jù)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)定位結(jié)果確定的航向角、俯仰角作為觀測量，進行三維卡爾曼濾波處理，解算得到時刻tk的橫滾角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k；(2c′)、更新時刻tk的橫滾角為φx,k＝αk+γk。其中，k為正整數(shù)且初始值為1；(3)、判斷當(dāng)前時刻是否為設(shè)定的空中對準(zhǔn)時刻，其中：如果當(dāng)前時刻沒有到達設(shè)定的空中對準(zhǔn)時刻，則k加1后返回步驟(2)；如果判斷當(dāng)前時刻為空中對準(zhǔn)時刻，則將解算得到的炮彈橫滾角φx,k、俯仰角φy,k、航向角φz,k作為空中對準(zhǔn)結(jié)果，輸出到炮彈的導(dǎo)航系統(tǒng)，用于對所述制導(dǎo)炮彈進行導(dǎo)航和控制。在本發(fā)明中，慣導(dǎo)系統(tǒng)具有三個陀螺儀，分別為X軸陀螺儀、Y軸陀螺儀和Z軸陀螺儀，其中，X軸陀螺儀敏感輸出橫滾角速度ωx，Y軸陀螺儀敏感輸出俯仰角速度ωy，Z軸陀螺儀敏感輸出航向角速度ωz。實施例：本實施例采用本發(fā)明的高速自旋制導(dǎo)炮彈空中實時對準(zhǔn)方法，進行對準(zhǔn)解算，解算結(jié)果如圖2和圖3所示。其中，在圖2中包括橫滾角校正分量γ、俯仰角φy和偏航角φz的收斂曲線。從圖2可以看出，γ不依賴于初始值，最終收斂到真值。圖3為橫滾角φx空中對準(zhǔn)的過程曲線，可以從圖中看出，橫滾角φx逐漸收斂于真值，完成自旋制導(dǎo)炮彈的空中對準(zhǔn)，收斂速度快且收斂誤差小。以上所述，僅為本發(fā)明一個具體實施方式，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。