1.一种高动态自旋制导炮弹空中组合导航方法，其特征在于步骤如下：
(1)根据惯性导航系统测得的加速度和角速度信息和GPS测得的速度和位置信息，利用自旋制导炮弹空中粗对准方法计算得到自旋制导炮弹在空中飞行初始时刻实际的位置信息[la0 phia0 h0]、速度信息[Ve0 Vn0 Vu0]和姿态信息[θ0 γ0 ψ0],其中la0表示粗对准得到的初始经度，phia0表示粗对准得到的初始纬度，h0表示粗对准得到的初始高度，Ve0表示粗对准得到的初始东向速度，Vn0表示粗对准得到的初始北向速度，Vu0表示粗对准得到的初始天向速度，θ0表示粗对准得到的初始俯仰角，γ0表示粗对准得到的初始横滚角，ψ0表示粗对准得到的初始航向角；
(2)自旋制导炮弹在tn时刻采集惯性导航系统测得的加速度和角速度信息，并根据测得的加速度和角速度信息以及tn-1时刻自旋制导炮弹实际的姿态、位置和速度信息进行导航解算，获得tn时刻通过惯性导航系统解算出的自旋制导炮弹的姿态信息[θn γn ψn]、位置信息[lan phian hn]以及速度信息[Ven Vnn Vun]，其中ψn为tn时刻自旋制导炮弹的航向角，θn为tn时刻自旋制导炮弹的俯仰角，γn为tn时刻自旋制导炮弹的横滚角，lan为tn时刻自旋制导炮弹的经度，phian为tn时刻自旋制导炮弹的纬度，hn为tn时刻自旋制导炮弹的高度，Ven为tn时刻自旋制导炮弹的东向速度，Vnn为tn时刻自旋制导炮弹的北向速度，Vun为tn时刻自旋制导炮弹的天向速度，进入步骤(3)，其中n的初始值为1；
(3)在tn时刻，自旋制导炮弹判断是否接收到GPS输出的速度和位置信息，如果没有接收到，则将步骤(2)的导航解算结果作为tn时刻自旋制导炮弹实际的速度、位置和姿态信息，进入步骤(5)；否则，进入步骤(4)；
(4)自旋制导炮弹根据tn时刻接收到的GPS的速度信息[Vgen Vgnn Vgun]计算tn时刻自旋制导炮弹的俯仰角θgn和航向角ψgn，并依据tn时刻接收到的GPS的速度信息[Vgen Vgnn Vgun]和tn时刻惯性导航系统解算出的姿态信息[θn γn ψn]、位置信息[lan phian hn]以及速度信息[Ven Vnn Vun]进行组合导航计算，得到tn时刻自旋制导炮弹实际的速度、位置和姿态信息；其中，Vgen为tn时刻GPS输出的东向速度，Vgnn为tn时刻GPS输出的北向速度，Vgun为tn时刻GPS输出的天向速度；进入步骤(5)；
(5)n的值加1后返回步骤(2)，计算出自旋制导炮弹在空中飞行每一时刻的实际速度、位置和姿态信息，用于作为自旋制导炮弹导航和控制的测量信息，直到自旋制导炮弹命中目标为止；
上述各步骤中，tn与tn-1的时间间隔为惯性导航系统的测量周期。
2.根据权利要求1所述的高动态自旋制导炮弹空中组合导航方法，其特征在于：所述步骤(4)自旋制导炮弹根据tn时刻接收到的GPS的速度信息[Vgen Vgnn Vgun]计算tn时刻自旋制导炮弹的俯仰角θgn和航向角ψgn的方法为：

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3.根据权利要求1所述的高动态自旋制导炮弹空中组合导航方法，其特征在于：所述步骤(4)中依据tn时刻接收到的GPS的速度信息[Vgen Vgnn Vgun]和tn时刻惯性导航系统解算出的姿态信息[θn γn ψn]、位置信息[lan phian hn]以及速度信息[Ven Vnn Vun]进行组合导航计算，得到tn时刻自旋制导炮弹实际的速度、位置和姿态信息的实现方式为：
(3.1)利用量测阵H和观测阵C，根据卡尔曼滤波算法解算出tn时刻的状态估计量其中
δVcn＝Vnn-Vgnn，δVcu＝Vun-Vgun，δθc＝θn-θgn，δψc＝ψn-ψgn其中δVen为tn时刻自旋制导炮弹的东向速度修正值，δVnn为tn时刻自旋制导炮弹的北向速度修正值，δVun为tn时刻自旋制导炮弹的天向速度修正值，δθn为tn时刻自旋制导炮弹的俯仰角修正值，δγn为tn时刻自旋制导炮弹的横滚角修正值，δψn为tn时刻自旋制导炮弹的航向角修正值， 为tn时刻自旋制导炮弹的三个陀螺仪零偏修正值；
(3.2)按照如下公式，利用tn时刻惯性导航系统解算出的速度信息[Ven Vnn Vun]计算tn时刻自旋制导炮弹实际的速度信息：
VKen＝Ven-Xn (1)
VKnn＝Vnn-Xn (2)
VKun＝Vun-Xn (3)
其中VKen表示组合导航后tn时刻自旋制导炮弹实际的东向速度，VKnn表示组合导航后tn时刻自旋制导炮弹实际的北向速度，VKun表示组合导航后tn时刻自旋制导炮弹实际的天向速度，Xn(1)表示tn时刻自旋制导炮弹的东向速度修正值，Xn(2)表示tn时刻自旋制导炮弹的北向速度修正值，Xn(3)表示tn时刻自旋制导炮弹的天向速度修正值；
(3.3)按照如下公式，利用tn时刻惯性导航系统解算出的姿态信息[θn γn ψn]计算tn时刻自旋制导炮弹实际的姿态信息：
γKn＝arcsin(Cbnn(3,2))
θKn＝-arctan(Cbnn(3,1)/Cbnn(3,3))
ψKn＝ψgn
其中，Cbnn＝Cnn*Cbn，
Cbn＝CnbT
其中Cnb表示tn时刻组合导航前从导航坐标系到载体坐标系的转换矩阵，Cbn表示tn时刻组合导航前从载体坐标系到导航坐标系的转换矩阵，Cnn表示tn时刻姿态修正矩阵，Cbnn表示tn时刻组合导航后从载体坐标系到导航坐标系的转换矩阵，γKn表示组合导航后tn时刻自旋制导炮弹实际的横滚角，θKn表示组合导航后tn时刻自旋制导炮弹实际的俯仰角，ψKn表示组合导航后tn时刻自旋制导炮弹实际的航向角；Xn(4)表示tn时刻自旋制导炮弹的俯仰角修正值，Xn(5)表示tn时刻自旋制导炮弹的横滚角修正值；
(3.4)tn时刻惯性导航系统解算出的位置信息[lan phian hn]即为tn时刻自旋制导炮弹实际的位置信息。