CN108680153B - 基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法 - Google Patents

基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法 Download PDF

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CN108680153B CN201810489280.5A CN201810489280A CN108680153B CN 108680153 B CN108680153 B CN 108680153B CN 201810489280 A CN201810489280 A CN 201810489280A CN 108680153 B CN108680153 B CN 108680153B
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Abstract

本发明公开了一种基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法。使用本发明能够有效补偿制导炮弹的圆锥误差。本发明根据制导炮弹的高动态特点，将实际的制导炮弹运动环境简化为规则进动和一般线性角速率机动并存的环境，并以此为基础设计了基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿算法，完成对旋转矢量不可交换性误差的补偿，不仅能够有效提高制导炮弹姿态解算精度，而且充分考虑了高动态环境，为制导炮弹的制导与控制研究打下良好基础。

Description

基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法
技术领域
本发明涉及高动态姿态测量术领域，具体涉及一种基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法。
背景技术
制导炮弹具有附带毁伤小且对预定目标杀伤力强的特点，是各国陆军武器发展的重要方向之一。炮弹姿态的精确测量是实现精确制导与控制的基础。
针对制导炮弹的高过载、高旋转的高动态特点，可以采用高动态陀螺组合测量制导炮弹的姿态。然而，姿态测量过程中不可避免地会产生不可交换性误差，也就是圆锥误差。特别是对于高旋弹体(滚转角速率≥10r/s)，这种圆锥误差会更加强烈。所以，在设计姿态更新算法时需要进行圆锥误差补偿。
目前，国内外绝大多数的圆锥误差补偿算法不适用于制导炮弹，因为传统的圆锥误差补偿算法建立在基于非自旋的经典圆锥运动的基础上，而制导炮弹存在自旋。因此，迫切需要设计能够适用于制导炮弹运动特点的圆锥误差补偿方法。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，充分考虑了制导炮弹的高过载和高旋转的高动态特点，能够有效补偿制导炮弹的圆锥误差，提高制导炮弹的姿态解算精度，为制导炮弹的制导与控制研究提供精确的参数信息。
本发明的基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，包括如下步骤：
步骤1，在制导炮弹的制导控制舱内安装惯性姿态测量组件以及一个单轴磁阻传感器；其中，单轴磁阻传感器的敏感轴沿着弹体坐标系的yb轴的正向，用于测量炮弹的滚转角速率；惯性姿态测量组件由3个单轴高动态陀螺组成，其敏感轴分别沿着弹体坐标系的xb、zb轴和yb轴的正向；
步骤2，陀螺信号由规则进动的角速率分量和一般线性角速率机动的角速率分量组成；利用峰值检测法获得yb轴陀螺信号的谷值点和峰值点，进而基于由两个相邻谷值点和峰值点之间的中点确定的直线为yb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量的原理，即可获得yb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量的表达式参数
Figure GDA0003331697940000021
再将yb轴陀螺信号减去yb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量便得到yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量；最后求取yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的角频率和幅值；
步骤3，将步骤2得到的yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的角频率减去由步骤1中单轴磁阻传感器测量解算出的滚转角速率
Figure GDA0003331697940000022
得到制导炮弹的进动角速率
Figure GDA0003331697940000023
利用yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的幅值获得规则进动的角速率分量的半锥角
Figure GDA0003331697940000024
步骤4，利用由单轴磁阻传感器测量解算出的滚转角速率
Figure GDA0003331697940000025
步骤3获得的进动角速率
Figure GDA0003331697940000026
和半锥角
Figure GDA0003331697940000027
对zb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量进行重构；利用zb轴陀螺信号减去重构的zb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量，得到重构的zb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量及其表达式参数
Figure GDA0003331697940000028
步骤5，根据下式计算炮弹的圆锥误差补偿项
Figure GDA0003331697940000029
Figure GDA00033316979400000210
其中，
Figure GDA00033316979400000211
Figure GDA00033316979400000212
其中，T为圆锥误差补偿的时间间隔，可按照常规的设置方法进行设定；A1、A2、A3为一般线性角速率机动的圆锥误差补偿算法系数，可按照常规的圆锥误差补偿系数进行设定，例如27/40、9/20、27/40。
Figure GDA0003331697940000031
和
Figure GDA0003331697940000032
由步骤1～步骤4获得。由此，完成了炮弹的圆锥误差补偿。
进一步的，采用磁阻传感器测量炮弹的滚转角速率时，可以采用峰值检测法或者过零点检测法识别磁阻传感器输出信号的特征点(峰谷值或者过零点)，然后通过计算特征点之间时间差进而得到炮弹的滚转角速率。
进一步的，所述步骤2中，yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的角频率求取方法如下：采用过零点检测法获得yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的过零点，从而利用过零点求解出yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的角频率。
进一步的，采用最小二乘过零点检测法获得yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的过零点。
进一步的，采用磁阻传感器测量炮弹的滚转角速率时，首选选取一个测量窗口，提取该测量窗口内磁阻传感器在其敏感轴上的投影信号Fb(t)的频率，该频率作为所述测量窗口中心时刻ts的炮弹转速
Figure GDA0003331697940000033
计算炮弹在中心时刻ts的转速测量误差补偿值Δf(ts)：
Figure GDA0003331697940000034
其中，
Figure GDA0003331697940000035
Figure GDA0003331697940000036
为炮弹发射处的当地地磁场矢量F在导航坐标系下的投影；ψ(ts)为ts时刻炮弹的偏航角；θ(ts)为ts时刻炮弹的俯仰角；ψ(ts)和θ(ts)由GPS天线阵测量获得的炮弹速度计算获得；Δt为磁阻传感器输出信号的采样间隔时间；
对ts时刻的炮弹转速进行误差补偿：
Figure GDA0003331697940000037
f(ts)为炮弹在ts时刻的实际转速；
移动测量窗口，得到炮弹任意时刻的转速，即获得炮弹的滚转角速率。
进一步的，炮弹转速
Figure GDA0003331697940000041
的提取方法具体如下：所述测量窗口
Figure GDA0003331697940000042
为包含M个连续采样点的测量窗口，t0为测量窗口
Figure GDA0003331697940000043
内的第一个采样点对应的时间；将
Figure GDA0003331697940000044
内的采样点幅值乘以长度为M的Blackman窗函数，得到
Figure GDA0003331697940000045
利用线性调频Z变换提取
Figure GDA0003331697940000046
的频率，记为
Figure GDA0003331697940000047
作为炮弹在中心时刻ts的转速。
进一步的，所述M为奇数且采样长度大于或等于3T，T为投影信号Fb(t)的周期。
有益效果：
(1)本发明针对制导炮弹轴向存在自旋角速率，不能采用基于非自旋运动的经典圆锥运动来设计圆锥误差补偿算法的问题，采用了基于自旋运动的规则进动来设计圆锥误差补偿算法，更加符合制导炮弹的运动特点。
(2)本发明根据制导炮弹的高动态特点，将实际的制导炮弹运动环境简化为规则进动和一般线性角速率机动并存的环境，并以此为基础设计了基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿算法，完成对旋转矢量不可交换性误差的补偿，不仅能够有效提高制导炮弹姿态解算精度，而且充分考虑了高动态环境，为制导炮弹的制导与控制研究打下良好基础。
(3)本发明中涉及到的制导炮弹进动角速率测量方法以及制导炮弹半锥角测量方法不仅能够为圆锥误差补偿算法提供参数，还可以为分析制导炮弹运动学和力学提供数据支持。
附图说明
图1为本发明实施例中的基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法原理框图。
图2为本发明实施例中的姿态测量组件在制导炮弹的制导控制舱内的安装示意图。
图3为本发明实施例中的信号y(t)、y1(t)和y2(t)的时域波形图。
图4为本发明实施例中的信号y(t)、y1(t)和y2(t)的时域波形放大图。
图5是本发明实施例中的基于二次拟合函数的最小二乘过零检测法示意图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明提供了一种基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，将实际的制导炮弹运动环境简化为规则进动和一般线性角速率机动并存的环境，其中规则进动的角速率在弹体坐标系上的投影ωbRP见式(1)，一般线性角速率机动的角速率在弹体坐标系上的投影ωbGL见式(2)。弹体坐标系(obxbybzb，简称为b系)原点ob在弹丸的质心并与之固联，xb轴沿弹丸的纵轴向前，yb轴与xb轴和zb轴构成右手直角坐标系，如图1所示。
Figure GDA0003331697940000051
式中，ωc为弹丸的进动角速率，ω0为弹丸的滚转角速率，a为弹丸的半锥角，t为时间。下标b代表弹体坐标系。RP为Regular Precession的缩写，代表规则进动。
ωbGL＝[0 n1t+n2 n3t]T (2)
式中，n1、n2和n3为系数。GL为Generalliner的缩写，代表一般线性角速率机动。
那么，规则进动和一般线性角速率机动并存的环境的角速率在弹体坐标系上的投影ωbRP+GL为：
Figure GDA0003331697940000052
式中，下标“RP+GL”代表规则进动和一般线性角速率机动并存的环境。
式(3)所示的制导炮弹的规则进动和一般线性角速率机动并存的环境较为复杂且会引入不可交换性误差(即圆锥误差)，所以在设计姿态更新算法时要进行圆锥误差补偿。基于此，本发明提供一种基于陀螺信号重构的直接圆锥误差补偿方法，原理框图如图2所示，具体包括如下步骤：
步骤1，在制导炮弹的制导控制舱内安装惯性姿态测量组件以及一个单轴磁阻传感器。
单轴磁阻传感器1-5固联在制导炮弹上，如图1所示，其敏感轴沿着弹体坐标系的yb轴的正向，用于测量炮弹的滚转角速率
Figure GDA0003331697940000061
利用单轴磁阻传感器测量炮弹的滚转角速率时，可以采用峰值检测法或者过零点检测法识别磁阻传感器输出信号的特征点(峰谷值或者过零点)，然后通过计算特征点之间时间差进而得到炮弹的滚转角速率。由三个单轴陀螺1-2，1-3和1-4组成的惯性姿态测量组件也固联在制导炮弹上，其敏感轴分别沿着弹体坐标系的xb轴、zb轴和yb轴的正向。较优的，可以选用单轴高动态陀螺，如图1所示。
采用磁阻传感器测量炮弹的滚转角速率时，也可以采用如下方式：
首选选取一个测量窗口，提取该测量窗口内磁阻传感器在其敏感轴上的投影信号Fb(t)的频率，该频率作为所述测量窗口中心时刻ts的炮弹转速
Figure GDA0003331697940000062
计算炮弹在中心时刻ts的转速测量误差补偿值Δf(ts)：
Figure GDA0003331697940000063
其中，
Figure GDA0003331697940000064
Figure GDA0003331697940000065
为炮弹发射处的当地地磁场矢量F在导航坐标系下的投影；ψ(ts)为ts时刻炮弹的偏航角；θ(ts)为ts时刻炮弹的俯仰角；ψ(ts)和θ(ts)由GPS天线阵测量获得的炮弹速度计算获得；Δt为磁阻传感器输出信号的采样间隔时间；
对ts时刻的炮弹转速进行误差补偿：
Figure GDA0003331697940000066
f(ts)为炮弹在ts时刻的实际转速；
移动测量窗口，得到炮弹任意时刻的转速，即获得炮弹的滚转角速率。
其中，炮弹转速
Figure GDA0003331697940000071
的提取方法具体如下：所述测量窗口
Figure GDA0003331697940000072
为包含M个连续采样点的测量窗口，t0为测量窗口
Figure GDA0003331697940000073
内的第一个采样点对应的时间；将
Figure GDA0003331697940000074
内的采样点幅值乘以长度为M的Blackman窗函数，得到
Figure GDA0003331697940000075
利同线性调频Z变换提取
Figure GDA0003331697940000076
的频率，记为
Figure GDA0003331697940000077
作为炮弹在中心时刻ts的转速。
其中，所述M为奇数且采样长度大于或等于3T，T为投影信号Fb(t)的周期。
步骤2，陀螺信号由规则进动的角速率分量和一般线性角速率机动的角速率分量组成。利用峰值检测法获得yb轴陀螺信号的谷值点和峰值点，进而基于由两个相邻谷值点和峰值点之间的中点确定的直线为yb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量的原理，即可获得yb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量的表达式参数
Figure GDA0003331697940000078
再将yb轴陀螺信号减去yb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量便得到yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量；最后求取yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的角频率和幅值。原理详述如下：
由式(3)可知，当制导炮弹以规则进动和一般线性角速率机动并存的环境运动时，陀螺信号由规则进动的角速率分量和一般线性角速率机动的角速率分量组成。其中，yb轴陀螺信号y(t)的表达式为：
y(t)＝ωcsin(a)sin(ω0t-ωct)+n1t+n2 (4)
yb轴陀螺信号y(t)的规则进动的角速率分量y1(t)和一般线性角速率机动的角速率分量y2(t)的表达式分别为：
y1(t)＝ωcsin(a)sin(ω0t-ωct) (5)
y2(t)＝n1t+n2 (6)
其中，y(t)、y1(t)和y2(t)的时域波形及其放大图分别如图3和图4所示。
利用峰值检测法识别出相邻的一对谷值点E1和峰值点E3，并得到E1点和E3点对应的时间点
Figure GDA0003331697940000081
那么E1点和E3点之间的中点为e2，且其对应的时间点
Figure GDA0003331697940000082
满足：
Figure GDA0003331697940000083
然后，按照相同的方法可以得到下一对峰值和谷值之间的中点e4对应的时间点
Figure GDA0003331697940000084
e2点和e4点的幅值分别为
Figure GDA0003331697940000085
由图4可以看出，e2点和e4点同时也是y2(t)上的两个点，所以由这两个点确定的直线即为yb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量。将数据点
Figure GDA0003331697940000086
和
Figure GDA0003331697940000087
代入式(6)，便可以估计出系数
Figure GDA0003331697940000088
和
Figure GDA0003331697940000089
进而得到一般线性角速率机动的角速率分量y2(t)的估计值为：
Figure GDA00033316979400000810
然后，将yb轴陀螺信号y(t)减去一般线性角速率机动的角速率分量的估计值
Figure GDA00033316979400000811
便得到yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的估计值
Figure GDA00033316979400000812
Figure GDA00033316979400000813
通过上面的解算便得到yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的估计值
Figure GDA00033316979400000814
接下来需要提取
Figure GDA00033316979400000815
的角频率
Figure GDA00033316979400000816
和幅值。
(一)
Figure GDA00033316979400000817
的角频率提取
经过前期的研究发现，针对正弦形式变化的信号
Figure GDA00033316979400000818
可以通过求解其时频信息来得到角频率
Figure GDA00033316979400000819
正弦形式变化的信号的时频信息可以利用过零点检测法来提取。过零点检测法原理基于正弦信号中两个相邻过零点的时间差的倒数正好等于频率的二倍。其中，过零点是指信号中电压为零的点。过零点检测法的关键在于过零点的准确提取。
然而，由于实际的陀螺信号并非连续函数，而是间隔采样，因此不一定正好存在过零点。如果采用过零点附近的点来近似为过零点会引入误差，尤其当信号中存在噪声或者信号采样频率较低时误差更大。针对具有这些特点的信号
Figure GDA00033316979400000820
本发明提供一种基于二次拟合函数的最小二乘过零点检测法。
设曲线中过零点前M个点的坐标分别为(t1，y1(t1))、(t2，y1(t2))，...，(tM，y1(tM))；过零点后N个点的坐标为(tM+1，y1(tM+1))、(tM+2，y1(tM+2))，...，(tM+N，y1(tM+N))。其中M和N的选取可以根据实际情况而定。
令拟合函数为二次多项式：
Y1(t)＝k1t2+k2t+k3 (12)
则有：
Figure GDA0003331697940000091
记
Figure GDA0003331697940000092
则有：
A·B＝C (14)
进一步可得：
B＝(AT·A)-1AT·C (15)
通过上面的求解，可以得到二次多项式的系数解
Figure GDA0003331697940000093
和
Figure GDA0003331697940000094
将这三个参量代入式(12)，得到二次拟合函数的表达式为：
Figure GDA0003331697940000101
令上式中的
Figure GDA00033316979400001025
等于零便求解出准确的过零点tzero，如图5所示，进而基于正弦信号中两个相邻过零点的时间差的倒数正好等于频率二倍的原理便得到
Figure GDA0003331697940000102
的角频率估计值
Figure GDA0003331697940000103
(二)
Figure GDA0003331697940000104
的幅值提取
通过式(11)分离出
Figure GDA0003331697940000105
后，当
Figure GDA0003331697940000106
时(其中，tmax为信号
Figure GDA0003331697940000107
取峰值的时刻)，利用常规的峰值检测法得到
Figure GDA0003331697940000108
的幅值为：
Figure GDA0003331697940000109
步骤3，利用步骤2得到的yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的角频率减去由步骤1中单轴磁阻传感器测量解算出的滚转角速率
Figure GDA00033316979400001010
得到制导炮弹的进动角速率
Figure GDA00033316979400001011
利用yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的幅值获得规则进动的角速率分量的半锥角
Figure GDA00033316979400001012
原理详述如下：
制导炮弹的进动角速率
Figure GDA00033316979400001013
的计算公式为：
Figure GDA00033316979400001014
其中，
Figure GDA00033316979400001015
为步骤1中由单轴磁阻传感器测量解算出的滚转角速率，
Figure GDA00033316979400001016
为步骤2中得到的yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的角频率。
通过步骤2，获得了yb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量的幅值
Figure GDA00033316979400001017
再将其与公式(18)中获得的进动角速率
Figure GDA00033316979400001018
代入下式，即可获得半锥角的估计值
Figure GDA00033316979400001019
为：
Figure GDA00033316979400001020
步骤4，利用由单轴磁阻传感器测量获得的滚转角速率
Figure GDA00033316979400001021
步骤3获得的进动角速率
Figure GDA00033316979400001022
和半锥角
Figure GDA00033316979400001023
对zb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量进行重构；利用zb轴陀螺信号减去重构的zb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量，得到重构的zb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量及其表达式参数
Figure GDA00033316979400001024
原理详述如下：
在利用由单轴磁阻传感器测量解算出的滚转角速率
Figure GDA0003331697940000111
步骤3获得的进动角速率
Figure GDA0003331697940000112
和半锥角
Figure GDA0003331697940000113
后，对zb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量进行重构为：
Figure GDA0003331697940000114
然后利用zb轴陀螺信号z(t)减去重构的zb轴陀螺信号的规则进动的角速率分量
Figure GDA0003331697940000115
得到重构的zb轴陀螺信号的一般线性角速率机动的角速率分量及其表达式参数
Figure GDA0003331697940000116
步骤5，根据下式计算制导炮弹的圆锥误差补偿项
Figure GDA0003331697940000117
Figure GDA0003331697940000118
其中，
Figure GDA0003331697940000119
Figure GDA00033316979400001110
其中，T为圆锥误差补偿的时间间隔，可按照常规的设置方法进行设定；A1、A2、A3为一般线性角速率机动的圆锥误差补偿算法系数，可按照常规的圆锥误差补偿系数进行设定，例如27/40、9/20、27/40。
Figure GDA00033316979400001111
和
Figure GDA00033316979400001112
由步骤1～步骤4获得。
再将以上求解出的
Figure GDA00033316979400001113
带入方程(23)，即可得到圆锥误差补偿后的等效旋转矢量φ。
Figure GDA00033316979400001114
其中，Δα为角增量。
由此，实现了高过载、高旋转的制导炮弹的圆锥误差补偿。
然后再依次计算姿态变化四元数、姿态四元数、姿态转换矩阵，进而得到姿态角并实现了捷联惯导的姿态更新，这些过程中涉及到的算法为公知技术，此处不再赘述。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1，在炮弹上安装惯性姿态测量组件以及一个单轴磁阻传感器；其中，磁阻传感器用于测量炮弹的滚转角速率；惯性姿态测量组件由3个单轴陀螺组成，其敏感轴分别沿着弹体坐标系的xb轴、zb轴和yb轴的正向；
步骤2，陀螺信号由规则进动角速率分量和一般线性角速率机动角速率分量组成；利用峰值检测法获得yb轴陀螺信号的谷值点和峰值点，相邻谷值点和峰值点之间的中点的连线即为yb轴陀螺信号一般线性角速率机动角速率分量；获得yb轴陀螺信号一般线性角速率机动角速率分量的表达式参数n1、n2；
yb轴上陀螺信号减去yb轴陀螺信号的一般线性角速率机动角速率分量即得到yb轴陀螺信号规则进动角速率分量；求取yb轴陀螺信号规则进动角速率分量的角频率和幅值；
步骤3，利用步骤2得到的yb轴陀螺信号规则进动角速率分量的角频率减去由磁阻传感器测量获得的滚转角速率
Figure FDA0003331697930000011
得到炮弹的进动角速率
Figure FDA0003331697930000012
利用yb轴陀螺信号规则进动角速率分量的幅值获得规则进动角速率分量的半锥角
Figure FDA0003331697930000013
步骤4，利用由磁阻传感器测量获得的滚转角速率
Figure FDA0003331697930000014
步骤3获得的炮弹的进动角速率
Figure FDA0003331697930000015
和半锥角
Figure FDA0003331697930000016
对zb轴陀螺信号的规则进动角速率分量进行重构；利用zb轴陀螺信号减去重构的zb轴陀螺信号的规则进动角速率分量，得到重构的zb轴陀螺信号的一般线性角速率机动角速率分量，得到陀螺信号一般线性角速率机动角速率分量的表达式参数n3；
步骤5，根据下式计算炮弹的圆锥误差补偿项
Figure FDA0003331697930000017
Figure FDA0003331697930000018
其中，
Figure FDA0003331697930000021
Figure FDA0003331697930000022
其中，T为圆锥误差补偿的时间间隔；A1、A2、A3为一般线性角速率机构的圆锥误差补偿算法系数。
2.如权利要求1所述的基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，其特征在于，采用磁阻传感器测量炮弹的滚转角速率时，先采用峰值检测法或者过零点检测法识别磁阻传感器输出信号的特征点，然后通过计算特征点之间时间差得到炮弹的滚转角速率。
3.如权利要求1所述的基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，其特征在于，所述步骤2中，yb轴陀螺信号规则进动角速率分量的角频率的求取方法如下：采用过零点检测法获得yb轴陀螺信号规则进动角速率分量的过零点，从而利用过零点求解出yb轴陀螺信号规则进动角速率分量的角频率。
4.如权利要求1所述的基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，其特征在于，采用最小二乘过零点检测法获得yb轴陀螺信号规则进动角速率分量的过零点。
5.如权利要求1所述的基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，其特征在于，采用磁阻传感器测量炮弹的滚转角速率时，首选选取一个测量窗口，提取该测量窗口内磁阻传感器在其敏感轴上的投影信号Fb(t)的频率，该频率作为所述测量窗口中心时刻ts的炮弹转速
Figure FDA0003331697930000025
计算炮弹在中心时刻ts的转速测量误差补偿值Δf(ts)：
Figure FDA0003331697930000023
其中，
Figure FDA0003331697930000024
Figure FDA0003331697930000031
为炮弹发射处的当地地磁场矢量F在导航坐标系下的投影；ψ(ts)为ts时刻炮弹的偏航角；θ(ts)为ts时刻炮弹的俯仰角；ψ(ts)和θ(ts)由GPS天线阵测量获得的炮弹速度计算获得；Δt为磁阻传感器输出信号的采样间隔时间；
对ts时刻的炮弹转速进行误差补偿：
Figure FDA0003331697930000032
f(ts)为炮弹在ts时刻的实际转速；
移动测量窗口，得到炮弹任意时刻的转速，即获得炮弹的滚转角速率。
6.如权利要求5所述的基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，其特征在于，炮弹转速
Figure FDA0003331697930000033
的提取方法具体如下：所述测量窗口
Figure FDA0003331697930000034
为包含M个连续采样点的测量窗口，t0为测量窗口
Figure FDA0003331697930000035
内的第一个采样点对应的时间；将
Figure FDA0003331697930000036
内的采样点幅值乘以长度为M的Blackman窗函数，得到
Figure FDA0003331697930000037
利用线性调频Z变换提取
Figure FDA0003331697930000038
的频率，记为
Figure FDA0003331697930000039
Figure FDA00033316979300000310
作为炮弹在中心时刻ts的转速。
7.如权利要求6所述的基于陀螺信号重构的制导炮弹直接圆锥误差补偿方法，其特征在于，所述M为奇数且采样长度大于或等于3T，T为投影信号Fb(t)的周期。
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