CN105241319A - 一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法 - Google Patents

Abstract

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。

Description

一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法

技术领域

本发明涉及动态初始对准和组合导航技术领域，特别涉及一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，用于对无人机、自旋制导炮弹进行空中对准。

背景技术

自旋制导炮弹是一种在空中发射且需要进行自我对准的一种高精度武器，它包含了惯性导航和GPS卫星导航的组合导航系统，通过GPS来修正惯性导航系统的误差，达到精确打击目标的能力。空中对准为在其他导航系统提供的导航参数(如速度、姿态角等)辅助作用下估计出惯导系统的横滚角的过程。

惯性导航系统是一个基于加速度二次积分的航程推算系统，在惯性导航系统工作解算前，需要给出初始状态，就是需要进行初始对准。在空中飞行状态时，惯性导航系统位置和速度仍然可以由GPS系统给出，但姿态角无法由惯性导航系统自对准给出。

进行空中惯性导航系统对准的有效途径是利用GPS输出的导航信息解算出对应时刻的航向角和俯仰角，通过合适的方法估计出横滚角。常用的初始对准方法采用卡尔曼滤波器，以专利“一种自旋制导炮弹的空中自对准方法”(申请号：201410712260.1)为例，但该方法适合于转速相对较慢的情况，在转速较快时则不能满足要求。比如，在GPS外测值为1秒钟10组观测量时，制导炮弹的旋转速度在每秒转速大于4圈的情况下，则不能满足信号复现的要求，从而引起估计误差。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，该方法通过卫星导航系统的辅助数据，以及惯导系统的陀螺仪输出的角速度，进行炮弹姿态角解算，算法计算简单、收敛速度快，适用于载体高速或低速运转情况。

本发明的上述目的通过以下技术方案实现：

一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，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，k为正整数且初始值为1，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；

(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。

上述的高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，在步骤(1)中，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，具体计算公式如下：

${\mathrm{\φ}}_{g0}=arctan\left(\frac{y_1-y_0}{x_1-x_0}\right);{\mathrm{\φ}}_{g0}=arctan\frac{y_1-y_0}{x_1-x_0}\frac{z_1-z_0}{\sqrt{{(x_1-x_0)}^2+{(y_1-y_0)}^2}};$

其中：卫星导航系统输出的前一组定位结果包括：炮弹在东北天坐标系中的X坐标x₀、Y坐标y₀、Z坐标z₀；卫星导航系统输出的当前定位结果包括：炮弹在东北天坐标系中的X坐标x₁、Y坐标y₁、Z坐标z₁。

上述的高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，在步骤(1)中，设定初始横滚角测量分量α₀＝0；设定初始横滚角校正分量γ₀为任意值。

上述的高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，在步骤(2)中，惯导系统陀具有三个陀螺仪，分别为X轴陀螺仪、Y轴陀螺仪和Z轴陀螺仪，其中，X轴陀螺仪敏感输出横滚角速度ω_x，Y轴陀螺仪敏感输出俯仰角速度ω_y，Z轴陀螺仪敏感输出偏航角速度ω_z。

上述的高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，在步骤(2)中，如果惯导系统与卫星导航系统时间不同步，则炮弹姿态角的解算具体过程如下：

(2a)、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计算得到当前时刻t_k横滚角测量分量α_k＝α_k-1+ω_x×(t_k-t_k-1)；

(2a)、根据如下公式计算得到时刻t_k的横滚角校正分量γ_k、俯仰角φ_y,k、航向角φ_z,k：

γ_k＝γ_k-1+[(ω_ysinα_k-1+ω_zcosα_k-1)cosγ_k-1tanφ_y,k-1+(ω_ycosα_k-1-ω_zsinα_k-1)sinγ_k-1tanφ_y,k-1]×Δt；

φ_z，k＝φ_z，k-1+[(ω_ysinα_k-1+ω_zcosα_k-1)cosγ_k-1secφ_y,k-1+(ω_ycosα_k-1-ω_zsinα_k-1)sinγ_k-1secφ_y,k-1]×Δt；

其中，Δt为惯导系统的测量周期，即Δt＝t_k-t_k-1；

(2c)、更新时刻t_k的横滚角为φ_x,k＝α_k+γ_k。

上述的高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，在步骤(2)中，如果惯导系统与卫星导航系统时间同步，则炮弹姿态角的解算具体过程如下：

(2a′)、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计算得到当前时刻t_k横滚角测量分量α_k＝α_k-1+ω_x×(t_k-t_k-1)；

(2b′)、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；

(2c′)、更新时刻t_k的横滚角为φ_x,k＝α_k+γ_k。

本发明与现有技术相比的优点如下：

(1)、本发明在只有惯导系统数据而无卫星导航定位数据时，通过前一时刻的姿态解算结果，以及陀螺仪敏感的角速度，进行当前时刻的姿态角解算，实现俯仰角、偏航角和横滚角的实时计算，计算过程简单且计算精度高；

(2)、本发明在卫星导航数据辅助的情况下，以卫星导航定位结果得到的偏航角和俯仰角为观测量，以横滚角校正分量、偏航角和俯仰角作为状态量进行三维卡尔曼滤波，相对于现有的七维卡尔曼滤波方法，本发明的计算量下且收敛速度快；

(3)、本发明在每个惯导系统输出周期内均进行姿态实时更新计算，相对于现有的对准方法，本发明不仅适用于载体低速运转情况，同样适用于高速运转情况。

附图说明

图1为本发明的高度自旋制导炮弹空中实时对准方法的流程图；

图2a为本发明实施例中卡尔曼滤波估计结果中的横滚角校正分量γ的收敛曲线；

图2b为本发明实施例中卡尔曼滤波估计结果中的俯仰角的收敛曲线；

图2c为本发明实施例中卡尔曼滤波估计结果中的航向角的收敛曲线；

图3为本发明实施例中得到的自对准过程中的横滚角收敛曲线。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

制导炮弹在空中处于机动状态，因此不能通过惯性导航系统单独进行自对准，而是需要引入GPS辅助信息进行惯性导航系统姿态角的测量和解算，实现制导炮弹空中对准，从而提高制导炮弹的打击精度。

如图1所述的流程图，本发明的高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，具体实现步骤如下：

(1)、在初始时刻t₀，根据GPS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，该分量在后续的计算中通过陀螺仪输出的角速度进行计算，在初始时刻设定该分量初值为0；γ₀为设定的初始横滚角校正分量，该分量用于对惯导系统的横滚角测量值进行修正，经试验验证该分量的初始值对横滚角的收敛结果无影响，因此可设定初值为任意值。

在该步骤中，利用GPS辅助信息初始航向角φ_z0和初始俯仰角φ_y0计算，具体计算公式如下：

${\mathrm{\φ}}_{g0}=arctan\left(\frac{y_1-y_0}{x_1-x_0}\right);{\mathrm{\φ}}_{g0}=arctan\frac{y_1-y_0}{x_1-x_0}\frac{z_1-z_0}{\sqrt{{(x_1-x_0)}^2+{(y_1-y_0)}^2}};$

其中：卫星导航系统输出的前一组定位结果包括：炮弹在东北天坐标系中的X坐标x₀、Y坐标y₀、Z坐标z₀；卫星导航系统输出的当前定位结果包括：炮弹在东北天坐标系中的X坐标x₁、Y坐标y₁、Z坐标z₁。

(2)、在时刻t_k判断惯导系统的时间是否与GPS时间同步，其中：

如果惯导系统与GPS时间不同步，即当前时刻只有惯导系统数据而没有GPS辅助数据，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；具体解算过程如下：

(2a)、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计算得到当前时刻t_k横滚角测量分量α_k＝α_k-1+ω_x×(t_k-t_k-1)；

(2b)、根据如下公式计算得到时刻t_k的横滚角校正分量γ_k、俯仰角φ_y,k、航向角φ_z,k：

γ_k＝γ_k-1+[(ω_ysinα_k-1+ω_zcosα_k-1)cosγ_k-1tanφ_y,k-1+(ω_ycosα_k-1-ω_zsinα_k-1)sinγ_k-1tanφ_y,k-1]×Δt；

φ_z,k＝φ_z,k-1+[(ω_ys_inα_k-1+ω_zcosα_k-1)cosγ_k-1secφ_y,k-1+(ω_ycosα_k-1-ω_zsinα_k-1)sinγ_k-1secφ_y,k-1]×Δt；

其中，Δt为惯导系统的测量周期，即Δt＝t_k-t_k-1；

(2c)、更新时刻t_k的横滚角为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；具体解算过程如下：

(2a′)、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计算得到当前时刻t_k横滚角测量分量α_k＝α_k-1+ω_x×(t_k-t_k-1)；

(2b′)、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；

(2c′)、更新时刻t_k的横滚角为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。

在本发明中，惯导系统陀具有三个陀螺仪，分别为X轴陀螺仪、Y轴陀螺仪和Z轴陀螺仪，其中，X轴陀螺仪敏感输出横滚角速度ω_x，Y轴陀螺仪敏感输出俯仰角速度ω_y，Z轴陀螺仪敏感输出偏航角速度ω_z。

实施例：

本实施例采用本发明的高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，进行对准解算，解算结果如图2和图3所示。

其中，在图2中包括横滚角校正分量γ、俯仰角φ_y和偏航角φ_z的收敛曲线。从图2可以看出，γ不依赖于初始值，最终收敛到真值。图3为横滚角φ_x空中对准的过程曲线，可以从图中看出，横滚角φ_x逐渐收敛于真值，完成自旋制导炮弹的空中对准，收敛速度快且收敛误差小。

以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一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。

2.根据权利要求1所述的一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，其特征在于：在步骤(1)中，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，具体计算公式如下：

其中：卫星导航系统输出的前一组定位结果包括：炮弹在东北天坐标系中的X坐标x₀、Y坐标y₀、Z坐标z₀；卫星导航系统输出的当前定位结果包括：炮弹在东北天坐标系中的X坐标x₁、Y坐标y₁、Z坐标z₁。

3.根据权利要求1所述的一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，其特征在于：在步骤(1)中，设定初始横滚角测量分量α₀＝0；设定初始横滚角校正分量γ₀为任意值。

4.根据权利要求1所述的一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，其特征在于：在步骤(2)中，惯导系统陀具有三个陀螺仪，分别为X轴陀螺仪、Y轴陀螺仪和Z轴陀螺仪，其中，X轴陀螺仪敏感输出横滚角速度ω_x，Y轴陀螺仪敏感输出俯仰角速度ω_y，Z轴陀螺仪敏感输出偏航角速度ω_z。

5.根据权利要求1所述的一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，其特征在于：在步骤(2)中，如果惯导系统与卫星导航系统时间不同步，则炮弹姿态角的解算具体过程如下：

(2a)、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计算得到当前时刻t_k横滚角测量分量α_k＝α_k-1+ω_x×(t_k-t_k-1)；

(2a)、根据如下公式计算得到时刻t_k的横滚角校正分量γ_k、俯仰角φ_y,k、航向角φ_z,k：

γ_k＝γ_k-1+[(ω_ysinα_k-1+ω_zcosα_k-1)cosγ_k-1tanφ_y,k-1+(ω_ycosα_k-1-ω_zsinα_k-1)sinγ_k-1tanφ_y,k-1]×Δt；

φ_z,k＝φ_z,k-1+[(ω_ysinα_k-1+ω_zcosα_k-1)cosγ_k-1secφ_y,k-1+(ω_ycosα_k-1-ω_zsinα_k-1)sinγ_k-1secφ_y,k-1]×Δt；

其中，Δt为惯导系统的测量周期，即Δt＝t_k-t_k-1；

(2c)、更新时刻t_k的横滚角为φ_x,k＝α_k+γ_k。

6.根据权利要求1所述的一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法，其特征在于：在步骤(2)中，如果惯导系统与卫星导航系统时间同步，则炮弹姿态角的解算具体过程如下：

(2a′)、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计算得到当前时刻t_k横滚角测量分量α_k＝α_k-1+ω_x×(t_k-t_k-1)；

(2b′)、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；

(2c′)、更新时刻t_k的横滚角为φ_x,k＝α_k+γ_k。