CN108931155B - 一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，该制导系统多源融合导航子系统、末制导子系统、控制与驱动单元和电池，其中，多源融合导航子系统由陀螺仪、加速度计、磁强计、气压高度计、微处理器和外围电路组成，末制导子系统由红外或可见光主动式导引头、图像处理计算机和外围电路组成。自主制导系统在弹药发射前上电，接收装订数据，在发射后完成多传感器数据采集、实时在线标定、空中初始对准、多源融合导航、末端匹配制导等功能，实现在不依赖卫星导航条件下的自主导航与制导，能够适应现代战争环境中卫星导航信号缺失条件下的精确制导作战任务。

Description

一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统

技术领域

本发明属于导航制导与控制技术领域，尤其涉及一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统。

背景技术

增程制导弹药是从常规武器平台发射的一种弹药，在飞行过程中实时测量弹道诸元或目标信息，解算弹道偏差并控制相应的修正执行机构，对弹道进行一次或多次修正，从而提高射击精度。增程制导弹药通常需要承受高过载、高转速等恶劣条件，其采用与常规弹药一致的弹体高速旋转运动方式。增程制导弹药在飞行过程中的修正，需要依赖精确的制导信息。在具备卫星导航条件下，增程制导弹道可采用惯性/卫星组合方式，完成全程制导。在不具备卫星导航条件下，惯性/卫星组合方式无法提供导航信息，增程制导弹药不能够完成精确制导与打击。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，在卫星导航信号缺失条件下，实现增程制导弹药的自主导航与制导。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，包括：多源融合导航子系统、末制导子系统、控制与驱动单元和电池；其中，所述多源融合导航子系统根据得到的地面装订信息、运动角速度、运动加速度、3轴磁场强度和气压高度信息，通过多源数据融合方法，得到制导弹药的导航信息，并将导航信息发送到控制与驱动单元；控制与驱动单元根据所述导航信息得到制导弹药的飞行位置，当制导弹药飞行至预定区域时，控制与驱动单元发送启动信号至末制导子系统，使得末制导子系统启动工作；所述末制导子系统采集图像信息，通过图像匹配运算锁定目标点，并得到主动式导引头视场轴与目标点的导引信息，将导引信息发送至控制与驱动单元；所述控制与驱动单元根据导引信息生成末端制导飞行控制指令，驱动舵机偏转完成飞行控制；电池分别给多源融合导航子系统、末制导子系统和控制与驱动单元提供电能。

上述不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统中，所述多源融合导航子系统包括3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计和微处理器；其中，3轴陀螺仪得到制导弹药的运动角速度，将所述运动角速度传输给所述微处理器；3轴加速度计得到制导弹药的运动加速度，将所述运动加速度传输给所述微处理器；3轴磁强计得到制导弹药所处区域的3轴磁场强度，将所述3轴磁场强度传输给所述微处理器；气压高度计得到制导弹药所处区域的气压高度信息，将所述气压高度信息传输给所述微处理器；所述微处理器根据接收的地面装订信息、运动角速度、运动加速度、3轴磁场强度和气压高度信息，通过多源数据融合方法，得到制导弹药的导航信息，并将导航信息发送到控制与驱动单元。

上述不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统中，所述多源融合导航子系统还包括第一外围电路；其中，第一外围电路分别与3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计、微处理器相连接，第一外围电路均给3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计和微处理器供电。

上述不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统中，所述末制导子系统包括主动式导引头、图像处理计算机和第二外围电路；其中，所述主动式导引头采集图像信息，并将图像信息发送至图像处理计算机；图像处理计算机通过图像匹配运算锁定目标点，并得到主动式导引头视场轴与目标点的导引信息，并发送至控制与驱动单元；第二外围电路分别与主动式导引头和图像处理计算机相连接，第二外围电路均给主动式导引头和图像处理计算机供电。

上述不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统中，所述多源数据融合方法包括标定步骤、初始对准步骤和自主导航步骤。

上述不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统中，所述标定步骤包括：弹药发射前，微处理器采集弹药静止状态下的运动角速度，根据弹药静止状态下的运动角速度，采用求均值的方法标定得到3轴陀螺仪的零位误差；微处理器采集气压高度信息，采用求均值的方法标定得到气压高度计的零位误差；弹药发射后，微处理器采集磁场强度，进行标定得到3轴磁强计的零位误差、比例系数误差和安装误差；根据3轴磁强计的零位误差、比例系数误差和安装误差补偿测量的3轴磁场强度得到补偿后的3轴磁场强度，利用补偿后的3轴磁场强度矢量和的滑动方差，判定3轴磁强计在线标定有效；磁传感器标定完成后，根据补偿后的3轴磁场强度得到弹体轴向磁滚转角，根据3轴陀螺仪得到弹体轴向陀螺仪角速度，根据弹体轴向磁滚转角和弹体轴向陀螺仪角速度标定得到弹体轴向陀螺仪的零位误差和比例系数误差。

上述不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统中，弹体轴向陀螺仪的零位误差和比例系数误差根据以下公式得到：

其中，Δγ_i为周期T的第i次采样周期内，弹体轴向磁滚转角增量，ω_gx,1为该采样周期内X轴陀螺仪输出角速度，

和

为待估计参数，弹体轴向陀螺比例系数误差计算公式为

弹体轴向零位误差计算公式为

上述不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统中，所述初始对准步骤包括：所述微处理器以地面装订信息作为弹药动力学模型的输出边界参数，递推弹药发射后的位置、速度、俯仰角和偏航角；在完成磁传感器标定后，根据补偿后的3轴磁场强度得到磁滚转角，将磁滚转角代入导航信息的姿态中的弹体滚转角。

上述不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统中，所述自主导航步骤包括：微处理器根据运动角速度和运动加速度采用惯性导航的方法得到惯性导航的导航信息，将惯性导航的导航信息与磁滚转角、气压高度信息融合，建立滚转角通道和高度通道的卡尔曼组合滤波，通过滤波器估计惯性导航的滚转角误差、高度误差，将惯性导航的滚转角误差、高度误差以及3轴陀螺仪的零位误差和弹体轴向陀螺仪比例系数误差实时反馈到惯性导航解算方程中，修正惯性导航的导航信息，得到制导弹药的导航信息。

上述不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统中，所述主动式导引头采用红外制导、电视制导或雷达制导导引头，导引头采用全捷联式，安装在减旋机构上，减旋机构旋转方向与弹药旋转方向相反，旋转速度与多源融合导航子系统输出的弹药滚转角一致。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

本发明通过多传感器数据融合方法，在卫星导航信号缺失条件下完成制导弹药的空中初始对准、在线误差标定和自主导航，实现了不依赖卫星导航的自主导航与制导，可使制导弹药在卫星导航干扰的恶劣环境下正常工作。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1是本发明实施例提供的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统的结构框图；

图2是本发明实施例提供的增程制导炮弹自主制导系统工作流程图；

图3是本发明实施例提供的增程制导炮弹自主制导系统数据流图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图1是本发明实施例提供的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统的结构框图。如图1所示，该不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统包括：多源融合导航子系统1、末制导子系统2、控制与驱动单元4和电池3。

其中，多源融合导航子系统1由3轴陀螺仪11、3轴加速度计16、3轴磁强计12、气压高度计13、微处理器15和第一外围电路14组成；

3轴陀螺仪得到制导弹药的运动角速度，将所述运动角速度传输给所述微处理器；

3轴加速度计得到制导弹药的运动加速度，将所述运动加速度传输给所述微处理器；

3轴磁强计得到制导弹药所处区域的3轴磁场强度，将所述3轴磁场强度传输给所述微处理器；

气压高度计得到制导弹药所处区域的气压高度信息，将所述气压高度信息传输给所述微处理器；

第一外围电路分别与3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计、微处理器相连接，第一外围电路均给3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计和微处理器供电；

微处理器根据接收的地面装订信息、运动角速度、运动加速度、3轴磁场强度和气压高度信息，通过多源数据融合方法，得到制导弹药的导航信息(姿态、位置、速度)，并将导航信息发送到控制与驱动单元；

控制与驱动单元根据所述导航信息得到制导弹药的飞行位置，当制导弹药飞行至预定区域时，控制与驱动单元发送开关信号至末制导子系统，末制导子系统启动工作；

末制导子系统由红外或可见光主动式导引头22、图像处理计算机21和第二外围电路组成。

红外或可见光主动式导引头将采集的图像信息发送至图像处理计算机；图像处理计算机通过图像匹配运算锁定目标点，并得到红外或可见光主动式导引头视场轴与目标点的导引信息(纵偏角和横偏角)，并发送至控制与驱动单元；

第二外围电路分别与主动式导引头和图像处理计算机相连接，第二外围电路均给主动式导引头和图像处理计算机供电。

控制与驱动单元根据导引信息生成末端制导飞行控制指令，驱动舵机偏转完成飞行控制；

电池分别给多源融合导航子系统、末制导子系统和控制与驱动单元提供电能。

将地面装订信息、运动角速度、运动加速度、磁场强度和气压高度信息，通过多源数据融合方法，得到制导弹药的导航信息包括如下步骤：

弹药发射前，微处理器采集弹药静止状态下的运动角速度，根据弹药静止状态下的运动角速度，采用求均值的方法标定得到3轴陀螺仪的零位误差；微处理器采集气压高度信息，采用求均值的方法标定得到气压高度计的零位误差；

弹药发射后，微处理器采集磁场强度，进行标定得到3轴磁强计的零位误差、比例系数误差和安装误差(微处理器采集弹药旋转状态下的3轴磁场强度，采用椭球标定方法，以递推最小二乘方式，在线实时估计3轴磁强计的零位误差、比例系数误差和安装误差)

根据3轴磁强计的零位误差、比例系数误差和安装误差补偿测量的3轴磁场强度得到补偿后的3轴磁场强度，利用补偿后的3轴磁场强度矢量和的滑动方差，判定3轴磁强计在线标定是否有效，在有效条件下，补偿后磁场强度可用于后续解算。补偿后的3轴磁场强度矢量和的滑动方差在阈值0-0.1高斯的范围内，则判定3轴磁强计在线标定有效。

磁传感器标定完成后，根据补偿后的3轴磁场强度得到弹体轴向磁滚转角，根据3轴陀螺仪得到弹体轴向陀螺仪角速度，根据弹体轴向磁滚转角和弹体轴向陀螺仪角速度标定得到弹体轴向陀螺仪的零位误差和比例系数误差；

利用X轴(弹体轴向)磁滚转角和X轴陀螺仪角速度输出，对X轴陀螺仪比例系数误差进行标定，

建立如下等式关系：

其中Δγ_i为周期T的第i次采样周期内，X轴磁滚转角增量，ω_gx,1为该采样周期内X轴陀螺仪输出角速度，

和

为待估计参数，X轴陀螺比例系数误差计算公式为

零位误差计算公式为

磁传感器误差标定和X轴陀螺仪比例系数误差标定可以在发射后完成一次标定，在整个飞行弹道中上述标定过程继续进行。

微处理器根据预设的弹药动力学模型和地面装订信息，完成弹药的初始对准，具体方法为：微处理器以地面装订信息(装订的初始位置、射速、射向、射角)作为弹药动力学模型的输出边界参数，递推弹药发射后的位置、速度、俯仰角和偏航角；在完成磁传感器标定后，根据补偿后的3轴磁场强度得到磁滚转角，将磁滚转角代入导航信息的姿态中的弹体滚转角。

多源融合导航子系统自主导航具体方法为：微处理器根据运动角速度、运动加速度采用惯性导航的方法得到惯性导航的导航信息(姿态位置速度)，

惯性导航的导航信息与磁滚转角、气压高度信息融合，建立滚转角通道和高度通道的卡尔曼组合滤波，通过滤波器估计惯性导航的滚转角误差、高度误差，将上述误差(惯性导航的滚转角误差、高度误差)以及3轴陀螺仪的零位误差和弹体轴向陀螺仪比例系数误差实时反馈到惯性导航解算方程中，修正惯性导航的导航信息，得到制导弹药的导航信息(姿态、位置、速度)。

如图1所示，多源融合导航子系统产生的导引信号发送至控制与驱动系统4，其生成控制指令，控制舵系统6工作，实现增程制导弹药的弹道控制。

增程制导弹药在发射前上电，上电后自主制导系统接收装订数据，并完成在线静态标定。增程制导弹药在地面发射后，无动力滑翔一段时间，在此期间自主制导系统完成多传感器数据采集、实时在线标定和空中初始对准，该飞行阶段舵系统6，包括尾舵61和前置方向舵62不起控。自主制导系统完成空中初始对准后，进入多源融合导航阶段，在此期间，增程发动机5点火，增程制导弹药进入有动力飞行阶段，飞行一定时间，增程发动机5关闭，增程制导弹药进入无动力飞行阶段。在多源融合导航阶段，前置方向舵62可起控，对弹药的飞行弹道进行控制或修正，向预定目标空间区域飞行。到达目标空间区域后，多源融合导航子系统1向末制导子系统2发送启动信号，导引头22开始工作，启动末端匹配制导等功能，导引弹药向被攻击目标飞行实现。通过上述工作工作，增程制导弹药实现在不依赖卫星导航条件下的自主导航与制导。

如图2所示，自主制导系统在弹药发射前接收装订数据、在线静态标定，在发射后自主完成多传感器数据采集、实时在线标定、空中初始对准、多源融合导航、末端匹配制导等功能，实现在不依赖卫星导航条件下的自主导航与制导。以上功能的具体实施方式如下：

(1)数据装订。自主制导系统接收的装订数据包括发射点经度、纬度、高度、射速、射向、射角、目标点经度、纬度、高度、待攻击目标红外或可见光图像。

(2)数据采集。自主制导系统采集的数据包括3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计等传感器数据，以及红外或可见光导引头图像数据。

(3)在线标定。自主制导系统实时在线标定的参数包括：3轴陀螺仪零位误差、弹轴向陀螺仪比例系数误差、3轴磁强计零位误差、3轴磁强计比例系数和安装误差、气压高度计零位误差。

(4)初始对准。自主制导系统空中初始对准的参数包括：初始点经度、初始点纬度、初始点高度、初始点滚转角、初始点速度。

(5)多源融合导航。自主制导系统多源融合导航子系统不依赖卫星导航信号，融合惯性、地磁、气压高度计和在线标定参数，实现全程自主导航，将增程制导弹药导引至目标区域上空；

(6)末端制导。自主制导系统末制导子系统在飞行至目标区域上空时，由多源融合导航子系统激发，匹配并搜索待攻击目标，导引制导弹药向待攻击目标飞行。

多源融合导航子系统由陀螺仪、加速度计、磁强计、气压高度计、微处理器和外围电路组成，可包含卫星导航接收机，也可不包含卫星导航接收机。

如图3所示，在无卫星导航接收机或全程无卫星导航信号条件下，多源融合导航子系统利用采集的多种传感器数据，通过数据融合方法，互补实现传感器误差的实时在线精确标定，提高自主导航精度。具体方式为：

(1)多源融合导航子系统在弹药发射前，采集3轴陀螺仪数据，对陀螺仪的零位误差进行标定，采集气压高度数据，对气压高度计零位误差进行标定；

(2)弹药发射后，3轴磁传感器采集磁场强度数据，采用椭球标定方法完成磁传感器零位误差、比例系数误差和安装误差的在线标定；

(3)磁传感器标定完成后，利用X轴(弹体轴向)磁滚转角和X轴陀螺仪角速度输出，对X轴陀螺仪比例系数误差进行标定。建立如下等式关系：

其中Δγ_i为周期T的第i次采样周期内，X轴磁滚转角增量，ω_gx,1为该采样周期内X轴陀螺仪输出角速度。利用最小二乘计算公式可计算得到最优估计值

和

X轴陀螺比例系数误差计算公式为

零位误差计算公式为

(4)磁传感器误差标定和X轴陀螺仪比例系数误差标定可以在发射后一次标定完成，也可在整个飞行弹道中循环更替完成。

如图3所示，多源融合导航子系统融合弹药动力学模型和装订参数，完成弹药的初始对准，具体方法为：多源融合导航子系统以装订的初始位置、射速、射向、射角作为弹药动力学模型的输出边界参数，递推弹药发射后的位置、速度、俯仰角和偏航角；在完成磁传感器标定后，将磁滚转角数值代入弹体滚转角；至此，弹药的初始对准完成。

如图3所示，多源融合导航子系统自主导航具体方法为：融合惯性导航、地磁滚转角观测量、气压高度观测量，建立滚转角通道和高度通道的反馈滤波，通过滤波器估计惯性导航的滚转角误差、高度误差，将上述误差以及在线标定误差实时反馈到惯性导航解算方程中，修正导航参数及导航结果的漂移。

如图3所示，自主制导系统末制导子系统可采用红外制导、电视制导或雷达制导导引头，导引头采用全捷联式，安装在减旋机构上。减旋机构旋转方向与弹体旋转方向相反，旋转速度与多源融合导航子系统输出的弹体滚转角一致。捷联式导引头通过减旋结构，可实现相对观测目标的滚转视场稳定。增程制导弹药在飞行至目标区域上空时，导引头受多源融合导航自系统激发并开始工作，导引头匹配并搜索待攻击目标，图像匹配后，根据图像反馈信息测量弹轴与待攻击目标的纵向偏差角和横向偏差角，根据偏差角对弹道和弹体姿态角进行导引控制，实现弹药的末端制导。

以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。

Claims (7)

1.一种不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于包括：多源融合导航子系统、末制导子系统、控制与驱动单元和电池；其中，

所述多源融合导航子系统根据得到的地面装订信息、运动角速度、运动加速度、3轴磁场强度和气压高度信息，通过多源数据融合方法，得到制导弹药的导航信息，并将导航信息发送到控制与驱动单元；

控制与驱动单元根据所述导航信息得到制导弹药的飞行位置，当制导弹药飞行至预定区域时，控制与驱动单元发送启动信号至末制导子系统，使得末制导子系统启动工作；

所述末制导子系统采集图像信息，通过图像匹配运算锁定目标点，并得到主动式导引头视场轴与目标点的导引信息，将导引信息发送至控制与驱动单元；

所述控制与驱动单元根据导引信息生成末端制导飞行控制指令，驱动舵机偏转完成飞行控制；

电池分别给多源融合导航子系统、末制导子系统和控制与驱动单元提供电能；其中，

所述多源融合导航子系统包括3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计和微处理器；其中，

3轴陀螺仪得到制导弹药的运动角速度，将所述运动角速度传输给所述微处理器；

3轴加速度计得到制导弹药的运动加速度，将所述运动加速度传输给所述微处理器；

3轴磁强计得到制导弹药所处区域的3轴磁场强度，将所述3轴磁场强度传输给所述微处理器；

气压高度计得到制导弹药所处区域的气压高度信息，将所述气压高度信息传输给所述微处理器；

所述微处理器根据接收的地面装订信息、运动角速度、运动加速度、3轴磁场强度和气压高度信息，通过多源数据融合方法，得到制导弹药的导航信息，并将导航信息发送到控制与驱动单元；

所述多源融合导航子系统还包括第一外围电路；其中，第一外围电路分别与3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计、微处理器相连接，第一外围电路均给3轴陀螺仪、3轴加速度计、3轴磁强计、气压高度计和微处理器供电；

所述末制导子系统包括主动式导引头、图像处理计算机和第二外围电路；其中，

所述主动式导引头采集图像信息，并将图像信息发送至图像处理计算机；图像处理计算机通过图像匹配运算锁定目标点，并得到主动式导引头视场轴与目标点的导引信息，并发送至控制与驱动单元；

第二外围电路分别与主动式导引头和图像处理计算机相连接，第二外围电路均给主动式导引头和图像处理计算机供电。

2.根据权利要求1所述的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于：所述多源数据融合方法包括标定步骤、初始对准步骤和自主导航步骤。

3.根据权利要求2所述的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于：所述标定步骤包括：

弹药发射前，微处理器采集弹药静止状态下的运动角速度，根据弹药静止状态下的运动角速度，采用求均值的方法标定得到3轴陀螺仪的零位误差；微处理器采集气压高度信息，采用求均值的方法标定得到气压高度计的零位误差；

弹药发射后，微处理器采集磁场强度，进行标定得到3轴磁强计的零位误差、比例系数误差和安装误差；

根据3轴磁强计的零位误差、比例系数误差和安装误差补偿测量的3轴磁场强度得到补偿后的3轴磁场强度，利用补偿后的3轴磁场强度矢量和的滑动方差，判定3轴磁强计在线标定有效；

磁传感器标定完成后，根据补偿后的3轴磁场强度得到弹体轴向磁滚转角，根据3轴陀螺仪得到弹体轴向陀螺仪角速度，根据弹体轴向磁滚转角和弹体轴向陀螺仪角速度标定得到弹体轴向陀螺仪的零位误差和比例系数误差。

4.根据权利要求3所述的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于：弹体轴向陀螺仪的零位误差和比例系数误差根据以下公式得到：

其中，Δγ_i为周期T的第i次采样周期内，弹体轴向磁滚转角增量，ω_gx,1为该采样周期内X轴陀螺仪输出角速度，

和

为待估计参数，弹体轴向陀螺比例系数误差计算公式为

弹体轴向零位误差计算公式为

5.根据权利要求3所述的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于：所述初始对准步骤包括：所述微处理器以地面装订信息作为弹药动力学模型的输出边界参数，递推弹药发射后的位置、速度、俯仰角和偏航角；在完成磁传感器标定后，根据补偿后的3轴磁场强度得到磁滚转角，将磁滚转角代入导航信息的姿态中的弹体滚转角。

6.根据权利要求5所述的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于：所述自主导航步骤包括：微处理器根据运动角速度和运动加速度采用惯性导航的方法得到惯性导航的导航信息，将惯性导航的导航信息与磁滚转角、气压高度信息融合，建立滚转角通道和高度通道的卡尔曼组合滤波，通过滤波器估计惯性导航的滚转角误差、高度误差，将惯性导航的滚转角误差、高度误差以及3轴陀螺仪的零位误差和弹体轴向陀螺仪比例系数误差实时反馈到惯性导航解算方程中，修正惯性导航的导航信息，得到制导弹药的导航信息。

7.根据权利要求4所述的不依赖卫星导航增程制导弹药自主制导系统，其特征在于：所述主动式导引头采用红外制导、电视制导或雷达制导导引头，导引头采用全捷联式，安装在减旋机构上，减旋机构旋转方向与弹药旋转方向相反，旋转速度与多源融合导航子系统输出的弹药滚转角一致。

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