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CN111141282A - 基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法及装置 - Google Patents

基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法及装置 Download PDF

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CN111141282A CN202010021324.9A CN202010021324A CN111141282A CN 111141282 A CN111141282 A CN 111141282A CN 202010021324 A CN202010021324 A CN 202010021324A CN 111141282 A CN111141282 A CN 111141282A
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Beijing Institute of Space Launch Technology
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Abstract

本发明提供了一种基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法及装置，其中方法包括：基于龙芯处理器定瞄计算机读取瞄准仪参数；在惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态时，实时读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度，三测量头瞄控仪下光管准直偏差角，卫星棱镜方位角和棱镜不水平度，瞄准仪三个光管准直偏差角；利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角；根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制。

Description

基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法及装置
技术领域
本发明涉及定位导航技术领域，尤其涉及一种基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法及装置。
背景技术
随着人们对定位导航设备精度提出了越来越高的要求，为实现高精度的定位瞄准算法，一方面需要建立更准确的系统模型，另一方面可以基于惯性导航、GPS、里程计等多元信息融合来实现。
然而现有并不存在这样一种高精度的定位瞄准方式，因此，设计一种高精度定位瞄准的控制方案成为亟待解决的问题。
发明内容
本发明旨在提供一种克服上述问题或者至少部分地解决上述问题的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法及装置。
为达到上述目的，本发明的技术方案具体是这样实现的：
本发明的一个方面提供了一种基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法，包括：基于龙芯处理器定瞄计算机读取瞄准仪参数；在惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态时，实时读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度，三测量头瞄控仪下光管准直偏差角，卫星棱镜方位角和棱镜不水平度，瞄准仪三个光管准直偏差角；利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角；根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制。
其中，惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态包括：在系统就绪状态下，接收自标定指令，执行惯组自标定操作；接收车长寻北控制指令，进入车长寻北状态，进行车长寻北操作，接收结束车长寻北控制指令，进入系统导航状态；或者接收发射流程寻北控制指令，进入发射流程寻北状态，进行发射流程寻北操作，接收结束发射流程寻北控制指令，进入系统导航状态。
其中，进入系统导航状态包括：在系统导航状态下，接收导航标定开始指令，进入导航标定状态，进行导航粗标定操作，接收粗标定完成指令，进行导航精标定操作，接收精标定完成指令，返回系统就绪状态。
其中，利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角包括：A：确定坐标转换基本公式：
Figure BDA0002360906940000021
其中，方位角ψ定义域为0°～360°，俯仰角θ定义域为-90°～90°，横滚角γ定义域为-90°～90°；
令
Figure BDA0002360906940000022
确定俯仰角θ＝arcsin(T32)；
方位角
Figure BDA0002360906940000023
横摇角γ＝arctan(-T31/T33)；
B：使用光学瞄准仪器测量中光管测量角得
Figure BDA0002360906940000024
通过读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度及下光管测量角得
Figure BDA0002360906940000025
利用误差安装矩阵
Figure BDA0002360906940000026
俯仰角、方位角以及横摇角计算得到安装误差角方位安装误差角ψEO，俯仰安装误差角θEO；
C：利用公式
Figure BDA0002360906940000027
通过解光管瞄准矩阵
Figure BDA0002360906940000028
中的方位角和俯仰角，得到基于惯性的弹上棱镜法线方位角及光管光轴俯仰角；以及通过卫星寻被直接测量输出的棱镜法线方位角俯仰角及横滚角，得到基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角和光管光轴俯仰角。
其中，根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制包括：根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角实时测量计算出载体初始方位角，根据载体初始方位角进行定位瞄准控制。
本发明另一方面提供了一种基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制装置，包括：读取模块，用于基于龙芯处理器定瞄计算机读取瞄准仪参数；读取模块，还用于在惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态时，实时读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度，三测量头瞄控仪下光管准直偏差角，卫星棱镜方位角和棱镜不水平度，瞄准仪三个光管准直偏差角；计算模块，用于利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角；控制模块，用于根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制。
其中，装置还包括：导航模块，导航模块通过如下方式完成惯组车长寻北或发射流程寻北进入系统导航状态：导航模块，具体用于在系统就绪状态下，接收自标定指令，执行惯组自标定操作；接收车长寻北控制指令，进入车长寻北状态，进行车长寻北操作，接收结束车长寻北控制指令，进入系统导航状态；或者接收发射流程寻北控制指令，进入发射流程寻北状态，进行发射流程寻北操作，接收结束发射流程寻北控制指令，进入系统导航状态。
其中，导航模块具体通过如下方式进入系统导航状态：导航模块，具体还用于在系统导航状态下，接收导航标定开始指令，进入导航标定状态，进行导航粗标定操作，接收粗标定完成指令，进行导航精标定操作，接收精标定完成指令，返回系统就绪状态。
其中，计算模块通过如下方式利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角：
A：确定坐标转换基本公式：
Figure BDA0002360906940000031
其中，方位角ψ定义域为0°～360°，俯仰角θ定义域为-90°～90°，横滚角γ定义域为-90°～90°；
令
Figure BDA0002360906940000032
确定俯仰角θ＝arcsin(T32)；
方位角
Figure BDA0002360906940000041
横摇角γ＝arctan(-T31/T33)；
B：使用光学瞄准仪器测量中光管测量角得
Figure BDA0002360906940000042
通过读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度及下光管测量角得
Figure BDA0002360906940000043
利用误差安装矩阵
Figure BDA0002360906940000044
俯仰角、方位角以及横摇角计算得到安装误差角方位安装误差角ψEO，俯仰安装误差角θEO；
C：利用公式
Figure BDA0002360906940000045
通过解光管瞄准矩阵
Figure BDA0002360906940000046
中的方位角和俯仰角，得到基于惯性的弹上棱镜法线方位角及光管光轴俯仰角；以及通过卫星寻被直接测量输出的棱镜法线方位角俯仰角及横滚角，得到基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角和光管光轴俯仰角。
其中，控制模块通过如下方式根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制：控制模块，具体用于根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角实时测量计算出载体初始方位角，根据载体初始方位角进行定位瞄准控制。
由此可见，通过本发明提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法及装置，其控制流程简洁明了，计算过程传递误差小，测量计算精度高，且具有很强的实时跟踪性，有利于提高武器系统的瞄准精度及快速反应性能。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域的普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他附图。
图1为本发明实施例提供的于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法所采用的系统的结构示意图；
图2为本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法的流程图；
图3为本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位导航算法状态转移方法示意图；
图4为本发明实施例提供的坐标系示意图；
图5为本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制装置的结构示意图。
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。
本发明实施例采用基于龙芯处理器的定瞄计算机，该基于龙芯处理器的定瞄计算机是将惯性导航设备和瞄准设备有机结合于一体的设备，其中惯性导航设备是利用惯性仪表敏感运动载体的角运动和线运动，瞄准设备为三测量头瞄控仪，利用光学测角技术测量瞄准设备与弹壁棱镜之间的夹角，通过定瞄计算机定位瞄准算法，实时计算出系统方位基准及系统方位基准与弹壁棱镜之间的方位夹角，完成导弹水平状态下的初始方位瞄准。
本发明实施例提供的定瞄计算机处理器可以采用采用国产龙芯2I，运行操作系统为VxWorks，响应上位机的控制命令。控制方法通过设置优先级调度多个任务的方法处理这些数据。其中各任务的优先级根据测量设备的重要性和通讯的频率进行合理设置。基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法所采用的系统如图1所示，包括上位机指控单元、上位机发控单元、惯组、瞄准仪(即三测量头瞄准仪)、卫星设备、数据记录仪等。可以依据上位机指令，进行相应的寻北及导航控制操作，根据惯组实时测到的位置及姿态基准(即方位基准)、瞄准仪三个光管数据、卫星设备数据，依据瞄准角度计算方法，实时测量计算出载体初始方位角。
图2示出了本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法的流程图，参见图2，本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法，包括：
S1，基于龙芯处理器定瞄计算机读取瞄准仪参数；
S2，在惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态时，实时读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度，三测量头瞄控仪下光管准直偏差角，卫星棱镜方位角和棱镜不水平度，瞄准仪三个光管准直偏差角；
S3，利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角；
S4，根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制。
具体地，本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法在上电后首先读取瞄准仪参数，在惯组车长寻北或发射流程寻北完成后进入系统导航状态时，实时读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度，三测量头瞄控仪下光管准直偏差角，卫星棱镜方位角和棱镜不水平度，瞄准仪三个光管准直偏差角；利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角，之后根据计算得到的基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制。
作为本发明实施例的一个可选实施方式，惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态包括：在系统就绪状态下，接收自标定指令，执行惯组自标定操作；接收车长寻北控制指令，进入车长寻北状态，进行车长寻北操作，接收结束车长寻北控制指令，进入系统导航状态；或者接收发射流程寻北控制指令，进入发射流程寻北状态，进行发射流程寻北操作，接收结束发射流程寻北控制指令，进入系统导航状态。
作为本发明实施例的一个可选实施方式，进入系统导航状态包括：在系统导航状态下，接收导航标定开始指令，进入导航标定状态，进行导航粗标定操作，接收粗标定完成指令，进行导航精标定操作，接收精标定完成指令，返回系统就绪状态。
具体地，参见图3，本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位导航算法状态转移方法，包括：
在系统就绪状态下，接收到“自标定指令”，执行惯组自标定操作，并接收自标定完成指令；
接收到“车长寻北控制指令”，进入车长寻北状态，进行车长寻北操作，接收“结束车长寻北控制指令“，进入系统导航状态；
或者
接收到“发射流程寻北控制指令”，进入发射流程寻北状态，进行发射流程寻北操作，接收到“结束发射流程寻北控制指令”，进入系统导航状态；
在系统导航状态下，接收到“导航标定开始指令”，进入导航标定状态，进行导航粗标定操作，接收到“粗标定完成指令”，进行导航精标定操作，接收到“精标定完成指令”，返回系统就绪状态。
作为本发明实施例的一个可选实施方式，利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角包括：
A：确定坐标转换基本公式：
Figure BDA0002360906940000071
其中，方位角ψ定义域为0°～360°，俯仰角θ定义域为-90°～90°，横滚角γ定义域为-90°～90°；
令
Figure BDA0002360906940000072
确定俯仰角θ＝arcsin(T32)；
方位角
Figure BDA0002360906940000073
横摇角γ＝arctan(-T31/T33)；
B：使用光学瞄准仪器测量中光管测量角得
Figure BDA0002360906940000074
通过读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度及下光管测量角得
Figure BDA0002360906940000075
利用误差安装矩阵
Figure BDA0002360906940000076
俯仰角、方位角以及横摇角计算得到安装误差角方位安装误差角ψE0，俯仰安装误差角θE0；
C：利用公式
Figure BDA0002360906940000077
通过解光管瞄准矩阵
Figure BDA0002360906940000078
中的方位角和俯仰角，得到基于惯性的弹上棱镜法线方位角及光管光轴俯仰角；以及通过卫星寻被直接测量输出的棱镜法线方位角俯仰角及横滚角，得到基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角和光管光轴俯仰角。
具体地，本发明实施例提供的定位瞄准算法包括：
(1)坐标转换基本公式：
Figure BDA0002360906940000079
方位角ψ定义域为0°～360°，俯仰角θ定义域为-90°～90°，横滚角γ定义域为-90°～90°。
令
Figure BDA0002360906940000081
则由(1)式可知
俯仰角θ＝arcsin(T32) (2)
方位角
Figure BDA0002360906940000082
横摇角γ＝arctan(-T31/T33) (4)
定义中光管(瞄弹上棱镜)坐标系g2系，定义下光管(瞄惯组棱镜)坐标系g3系。其中，坐标系如图4所示。
(2)误差标定：
在实验室条件下，使用光学瞄准仪器测量中光管测量角得
Figure BDA0002360906940000083
通过读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度及下光管测量角得
Figure BDA0002360906940000084
因误差安装矩阵
Figure BDA0002360906940000085
针对
Figure BDA0002360906940000086
参照(2)(3)(4)得安装误差角方位安装误差角ψE0，俯仰安装误差角θE0。
(3)弹上棱镜法线方位角计算：
因
Figure BDA0002360906940000087
针对
Figure BDA0002360906940000088
参照(2)(3)(4)式，得弹上棱镜瞄准方位角ψg2。
作为本发明实施例的一个可选实施方式，根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制包括：根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角实时测量计算出载体初始方位角，根据载体初始方位角进行定位瞄准控制。由此可以根据计算得到的数据进行定位瞄准控制，在计算精度高的前提下，提高武器系统的瞄准精度及快速反应性能。
由此可见，通过本发明提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法，其控制流程简洁明了，计算过程传递误差小，测量计算精度高，且具有很强的实时跟踪性，有利于提高武器系统的瞄准精度及快速反应性能。
图5示出了本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制装置的结构示意图，本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制装置利用上述基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法，在此仅对本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制装置进行简要说明，其他未尽事宜，请参照上述基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法的相关说明，在此不再赘述，参见图5，本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制装置，包括：
读取模块，用于基于龙芯处理器定瞄计算机读取瞄准仪参数；
读取模块，还用于在惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态时，实时读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度，三测量头瞄控仪下光管准直偏差角，卫星棱镜方位角和棱镜不水平度，瞄准仪三个光管准直偏差角；
计算模块，用于利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角；
控制模块，用于根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制。
作为本发明实施例的一个可选实施方式，本发明实施例提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制装置还包括：导航模块，导航模块通过如下方式完成惯组车长寻北或发射流程寻北进入系统导航状态：导航模块，具体用于在系统就绪状态下，接收自标定指令，执行惯组自标定操作；接收车长寻北控制指令，进入车长寻北状态，进行车长寻北操作，接收结束车长寻北控制指令，进入系统导航状态；或者接收发射流程寻北控制指令，进入发射流程寻北状态，进行发射流程寻北操作，接收结束发射流程寻北控制指令，进入系统导航状态。
作为本发明实施例的一个可选实施方式，导航模块具体通过如下方式进入系统导航状态：导航模块，具体还用于在系统导航状态下，接收导航标定开始指令，进入导航标定状态，进行导航粗标定操作，接收粗标定完成指令，进行导航精标定操作，接收精标定完成指令，返回系统就绪状态。
作为本发明实施例的一个可选实施方式，计算模块通过如下方式利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角：
A：确定坐标转换基本公式：
Figure BDA0002360906940000091
其中，方位角ψ定义域为0°～360°，俯仰角θ定义域为-90°～90°，横滚角γ定义域为-90°～90°；
令
Figure BDA0002360906940000101
确定俯仰角θ＝arcsin(T32)；
方位角
Figure BDA0002360906940000102
横摇角γ＝arctan(-T31/T33)；
B：使用光学瞄准仪器测量中光管测量角得
Figure BDA0002360906940000104
通过读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度及下光管测量角得
Figure BDA0002360906940000105
利用误差安装矩阵
Figure BDA0002360906940000103
俯仰角、方位角以及横摇角计算得到安装误差角方位安装误差角ψE0，俯仰安装误差角θE0；
C：利用公式
Figure BDA0002360906940000106
通过解光管瞄准矩阵
Figure BDA0002360906940000107
中的方位角和俯仰角，得到基于惯性的弹上棱镜法线方位角及光管光轴俯仰角；以及通过卫星寻被直接测量输出的棱镜法线方位角俯仰角及横滚角，得到基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角和光管光轴俯仰角。
作为本发明实施例的一个可选实施方式，控制模块通过如下方式根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制：控制模块，具体用于根据基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角实时测量计算出载体初始方位角，根据载体初始方位角进行定位瞄准控制。
由此可见，通过本发明提供的基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制装置，其控制流程简洁明了，计算过程传递误差小，测量计算精度高，且具有很强的实时跟踪性，有利于提高武器系统的瞄准精度及快速反应性能。
以上仅为本申请的实施例而已，并不用于限制本申请。对于本领域技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原理之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制方法，其特征在于，包括：
基于龙芯处理器定瞄计算机读取瞄准仪参数；
在惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态时，实时读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度，三测量头瞄控仪下光管准直偏差角，卫星棱镜方位角和棱镜不水平度，瞄准仪三个光管准直偏差角；
利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角；
根据所述基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态包括：
在系统就绪状态下，接收自标定指令，执行惯组自标定操作；
接收车长寻北控制指令，进入车长寻北状态，进行车长寻北操作，接收结束车长寻北控制指令，进入系统导航状态；或者接收发射流程寻北控制指令，进入发射流程寻北状态，进行发射流程寻北操作，接收结束发射流程寻北控制指令，进入系统导航状态。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，进入系统导航状态包括：
在系统导航状态下，接收导航标定开始指令，进入导航标定状态，进行导航粗标定操作，接收粗标定完成指令，进行导航精标定操作，接收精标定完成指令，返回系统就绪状态。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角包括：
A：确定坐标转换基本公式：
Figure FDA0002360906930000011
其中，方位角ψ定义域为0°～360°，俯仰角θ定义域为-90°～90°，横滚角γ定义域为-90°～90°；
令
Figure FDA0002360906930000012
确定俯仰角θ＝arcsin(T32)；
方位角
Figure FDA0002360906930000021
横摇角γ＝arctan(-T31/T33)；
B：使用光学瞄准仪器测量中光管测量角得
Figure FDA0002360906930000022
通过读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度及下光管测量角得
Figure FDA0002360906930000023
利用误差安装矩阵
Figure FDA0002360906930000024
所述俯仰角、所述方位角以及所述横摇角计算得到安装误差角方位安装误差角ψE0，俯仰安装误差角θE0；
C：利用公式
Figure FDA0002360906930000025
所述俯仰角、所述方位角以及所述横摇角计算得到弹上棱镜瞄准方位角ψg2。通过解所述光管瞄准矩阵
Figure FDA0002360906930000026
中的方位角和俯仰角，得到所述基于惯性的弹上棱镜法线方位角及光管光轴俯仰角；以及通过卫星寻被直接测量输出的棱镜法线方位角俯仰角及横滚角，得到所述基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角和光管光轴俯仰角。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述根据所述基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制包括：
根据所述基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角实时测量计算出载体初始方位角，根据所述载体初始方位角进行定位瞄准控制。
6.一种基于龙芯处理器定瞄计算机的定位瞄准控制装置，其特征在于，包括：
读取模块，用于基于龙芯处理器定瞄计算机读取瞄准仪参数；
所述读取模块，还用于在惯组车长寻北或发射流程寻北完成进入系统导航状态时，实时读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度，三测量头瞄控仪下光管准直偏差角，卫星棱镜方位角和棱镜不水平度，瞄准仪三个光管准直偏差角；
计算模块，用于利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角；
控制模块，用于根据所述基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，还包括：导航模块，所述导航模块通过如下方式完成所述惯组车长寻北或发射流程寻北进入系统导航状态：
所述导航模块，具体用于在系统就绪状态下，接收自标定指令，执行惯组自标定操作；接收车长寻北控制指令，进入车长寻北状态，进行车长寻北操作，接收结束车长寻北控制指令，进入系统导航状态；或者接收发射流程寻北控制指令，进入发射流程寻北状态，进行发射流程寻北操作，接收结束发射流程寻北控制指令，进入系统导航状态。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述导航模块具体通过如下方式进入系统导航状态：
所述导航模块，具体还用于在系统导航状态下，接收导航标定开始指令，进入导航标定状态，进行导航粗标定操作，接收粗标定完成指令，进行导航精标定操作，接收精标定完成指令，返回系统就绪状态。
9.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述计算模块通过如下方式利用读取的数据实时计算基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角：
A：确定坐标转换基本公式：
Figure FDA0002360906930000031
其中，方位角ψ定义域为0°～360°，俯仰角θ定义域为-90°～90°，横滚角γ定义域为-90°～90°；
令
Figure FDA0002360906930000032
确定俯仰角θ＝arcsin(T32)；
方位角
Figure FDA0002360906930000033
横摇角γ＝arctan(-T31/T33)；
B：使用光学瞄准仪器测量中光管测量角得
Figure FDA0002360906930000034
通过读取惯组棱镜方位角和棱镜不水平度及下光管测量角得
Figure FDA0002360906930000035
利用误差安装矩阵
Figure FDA0002360906930000036
所述俯仰角、所述方位角以及所述横摇角计算得到安装误差角方位安装误差角ψE0，俯仰安装误差角θE0；
C：利用公式
Figure FDA0002360906930000041
通过解所述光管瞄准矩阵
Figure FDA0002360906930000042
中的方位角和俯仰角，得到所述基于惯性的弹上棱镜法线方位角及光管光轴俯仰角；以及通过卫星寻被直接测量输出的棱镜法线方位角俯仰角及横滚角，得到所述基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角和光管光轴俯仰角。
10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述控制模块通过如下方式根据所述基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角进行定位瞄准控制：
所述控制模块，具体用于根据所述基于惯性的弹上棱镜法线方位角，基于卫星数据的弹上棱镜法线方位角，及光管光轴俯仰角实时测量计算出载体初始方位角，根据所述载体初始方位角进行定位瞄准控制。
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