基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法与流程

技术特征：
1.基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，其特征在于包括如下步骤：(1)、发射后的制导炮弹接收卫星导航信号进行导航处理，其中实现卫星导航信号捕获跟踪并输出导航结果的时刻为T0；然后从所述时刻T0到设定的对准时刻T1保存卫星导航系统输出的M组卫星导航结果和INS输出的N组INS数据，其中：TGPS为卫星导航结果输出周期，TINS为INS数据输出周期，且TGPS＝Q×TINS，即N＝Q×M，Q为正整数；所述卫星导航结果包括制导炮弹的速度和位置；所述INS数据包括前向陀螺、左向陀螺和上向陀螺输出的角速度，其中，前向陀螺敏感弹体横滚角角速度，左向陀螺敏感俯仰角角速度，上向陀螺敏感航向角角速度；(2)、根据M组卫星导航结果中的制导炮弹的速度，计算得到相应的M组航向角和俯仰角；(3)、对步骤(2)计算得到的M组航向角和俯仰角的计算结果进行拟合计算，得到航向角和俯仰角在时刻T0到时刻T1之间随时间变换的函数；然后对所述函数进行求导运算，得到航向角变化率和俯仰角变化率的时间函数；(4)、将输出N组INS数据的时刻值代入到步骤(3)确定的4个时间函数中，计算得到输出N组INS数据时的制导炮弹的航向角、俯仰角、航向角变化率和俯仰角变化率；(5)、根据时刻T0到设定时刻T的Np组俯仰角、航向角变化率、俯仰角变化率和INS数据中的陀螺输出角速度，计算观测方程Z＝H×X中的观测矩阵H和测量矩阵Z；其中X为两维的测量向量，X(1)为制导炮弹横滚角的正弦值，X(2)为制导炮弹横滚角的余弦值；其中，设定时刻T的取值范围为T0≤T<T1，正整数(6)、利用最小二乘法对观测方程Z＝H×X进行求解，得到观测向量X＝(HTH)-1HTZ；(7)、根据观测向量X计算结果中的制导炮弹横滚角的正弦值和余弦值，计算得到制导炮弹的横滚角；(8)、将步骤(7)计算得到的横滚角，时刻T0的卫星导航结果中的速度和位置，以及根据所述速度计算得到的航向角和俯仰角，作为空中对准结果，输出到制导炮弹的导航系统，用于对所述制导炮弹进行导航和控制。2.根据权利要求1所述的基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，其特征在于：在步骤(5)中，根据时刻T0～T的Np组俯仰角、航向角变化率和俯仰角变化率，以及INS数据中的陀螺输出角速度，计算观测矩阵H和测量矩阵Z，具体计算过程如下：(5a)、对观测矩阵H和测量矩阵Z进行初始化，得到初始观测矩阵H0和测量矩阵Z0：如果初始化H0＝[a(T0)b(T0)]，则Z0＝z(T0)；如果初始化H0＝[-b(T0)a(T0)]，则Z0＝z′(T0)；其中：其中：ωx(T0)、ωy(T0)和ωz(T0)分别为时刻T0前向陀螺、左向陀螺和上向陀螺输出的角速度测量值；φgx(T0)为时刻T0的俯仰角；和分别为时刻T0的航向角变化率和俯仰角变化率；(5b)、在时刻T′n＝T0+n×TINS，n＝1、2、…Np-1，按照如下的迭代公式对观测矩阵H和测量矩阵Z进行迭代更新，得到时刻T′n的观测矩阵Hn和测量矩阵Zn；如果Hn＝[Hn-1；a(T′n),b(T′n)]，则Zn＝[Zn-1；z(T′n)]；如果Hn＝[Hn-1；-b(T′n),a(T′n)]，则Zn＝[Zn-1；z′(T′n)]；其中：其中：ωx(T′m)、ωy(T′m)和ωz(T′m)分别为时刻T′m前向陀螺、左向陀螺和上向陀螺输出的角速度测量值，φgx(T′m)和分别为时刻T′m的俯仰角和航向角变化率，m＝0～n且T′0＝T0；φgx(T′n)为时刻T′n的俯仰角；和分别为时刻T′n的航向角变化率和俯仰角变化率；ωx(T′n)、ωy(T′n)和ωz(T′n)分别为时刻T′n前向陀螺、左向陀螺和上向陀螺输出的角速度测量值；(5c)、将步骤(5b)迭代得到的时刻T＝T0+(Np-1)×TINS的观测矩阵和测量矩阵作为观测矩阵H和测量矩阵Z的最终计算结果，用于步骤(6)的最小二乘计算。3.根据权利要求1所述的基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，其特征在于：在步骤(7)中，根据观测向量X计算结果中的制导炮弹横滚角的正弦值和余弦值，计算得到制导炮弹的横滚角γ0，具体计算方法如下：当|X(1)|<1,|X(2)|<1时:如果X(1)>0,X(2)>0，γ0＝(arcsin(X(1))+arccos(X(2)))/2；如果X(1)>0,X(2)<0，γ0＝(180-arcsin(X(1))+arccos(X(2)))/2；如果X(1)<0,X(2)>0，γ0＝(arcsin(X(1))-arccos(X(2)))/2；如果X(1)<0,X(2)<0，γ0＝(-arcsin(X(1))-arccos(X(2)))/2；当|X(1)|>1,|X(2)|<1时:如果X(1)>0,X(2)>0，γ0＝arccos(X(2))/2；如果X(1)>0,X(2)<0，γ0＝arccos(X(2))；如果X(1)<0,X(2)>0，γ0＝-arccos(X(2))；如果X(1)<0,X(2)<0，γ0＝-arccos(X(2))；当|X(1)|<1,|X(2)|>1时:如果X(1)>0,X(2)>0，γ0＝arcsin(X(1))；如果X(1)>0,X(2)<0，γ0＝180-arcsin(X(1))；如果X(1)<0,X(2)>0，γ0＝arcsin(X(1))；如果X(1)<0,X(2)<0，γ0＝-arcsin(X(1))。4.根据权利要求1所述的基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，其特征在于：在步骤(2)中，根据制导炮弹速度计算航向角和俯仰角的公式如下：其中：φgz和φgx分别为制导炮弹的航向角和俯仰角；Vgn、Vge和Vgu分别为制导炮弹的北速、东速和天速。5.根据权利要求1所述的基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，其特征在于：在步骤(3)中，采用最小二乘4次曲线拟合方法对M组航向角和俯仰角的计算结果进行拟合计算，得到航向角和俯仰角在时刻T0到时刻T1之间随时间变换的函数如下：φgz(t)＝kz4t4+kz3t3+kz2t2+kz1t+kz0；φgx(t)＝kx4t4+kx3t3+kx2t2+kx1t+kx0；其中，φgz(t)和φgx(t)分别为拟合得到的航向角和俯仰角的时间函数；kz0、kz1、kz2、kz3、kz4分别为航向角时间函数拟合的常系数、一次系数、二次系数、三次系数和四次系数；kx0、kx1、kx2、kx3、kx4分别为俯仰角时间函数拟合的常系数、一次系数、二次系数、三次系数和四次系数；时间变量t＝T0～T1。6.根据权利要求5所述的基于前数据的旋转制导炮弹快速空中对准方法，其特征在于：对航向角时间函数φgz(t)和俯仰角时间函数φgx(t)进行求导运算，得到航向角变化率时间函数和俯仰角变化率时间函数其中：