一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法与流程

技术特征：
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φz0和初始俯仰角φy0；并设置初始横滚角φx0＝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tk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ωx、俯仰角速度ωy和航向角速度ωz，以及上一时刻tk-1的横滚角测量分量αk-1、横滚角校正分量γk-1、俯仰角φy,k-1、航向角φz,k-1的解算结果，进行时刻tk的横滚角测量分量αk、横滚角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k的解算，且更新时刻tk的横滚角φx,k＝αk+γk；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tk的横滚角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k，并根据陀螺仪敏感输出横滚角速度ωx和前一时刻tk-1的横滚角测量分量αk-1更新得到当前时刻tk横滚角测量分量αk，则时刻tk的横滚角φx,k＝αk+γk；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φx,k、俯仰角φy,k、航向角φz,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φz0和初始俯仰角φy0，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ωx，Y轴陀螺仪敏感输出俯仰角速度ωy，Z轴陀螺仪敏感输出航向角速度ωz。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ωx和前一时刻tk-1的横滚角测量分量αk-1计算得到当前时刻tk横滚角测量分量αk＝αk-1+ωx×(tk-tk-1)；(2a)、根据如下公式计算得到时刻tk的横滚角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k：其中，Δt为惯导系统的测量周期，即Δt＝tk-tk-1；(2c)、更新时刻tk的横滚角为φx,k＝αk+γk。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ωx和前一时刻tk-1的横滚角测量分量αk-1计算得到当前时刻tk横滚角测量分量αk＝αk-1+ωx×(tk-tk-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tk的横滚角校正分量γk、俯仰角φy,k、航向角φz,k；(2c′)、更新时刻tk的横滚角为φx,k＝αk+γk。