[發(fā)明專利]一種抑制慣性航跡修正角噪聲的方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201510895874.2
• 申請日: 2015-12-08
• 公開（公告）號: CN106855418A
• 公開（公告）日: 2017-06-16
• 發(fā)明（設計）人: 張宏剛;吉翠萍;朱少華;張曉琳;鄭彥鋒;曹建章
• 申請（專利權）人: 中國航空工業(yè)第六一八研究所
• 主分類號: G01C25/00
• 分類號: G01C25/00
• 代理公司: 中國航空專利中心11008
• 代理人: 杜永保

技術領域

本發(fā)明屬于導航技術領域，涉及一種抑制慣性航跡修正角噪聲的方法。

背景技術

慣導系統(tǒng)一般可以借助衛(wèi)星導航數(shù)據(jù)通過組合算法補償慣導系統(tǒng)導航期間的航向角。某些特殊的應用場合，需要通過導航衛(wèi)星的航跡角對慣導系統(tǒng)的航向角進行更快速修正。但是因為多種原因，直接通過航跡角計算的補償角度具有很大的噪聲。目前，在進行航向角直接補償時，一般不進行噪聲抑制，獲得的補償精度低。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的為：提供一種抑制慣性航跡修正角噪聲的方法，提高航向角補償精度。

本發(fā)明的技術方案為：一種抑制慣性航跡修正角噪聲的方法，其特征為：所述的方法通過獲取多個時刻下航跡角與航向角的差值，得到一個該差值的集合，根據(jù)該集合計算航向補償角。

作為本技術方案的一種改進，所述的方法包括如下步驟：

步驟一，獲取載體多個時刻下的航跡角和航向角；

步驟二，計算每個時刻下的航跡角與航向角的差值，獲得角度差的集合；

步驟三，根據(jù)角度差的集合，計算得出航向補償角。該技術方案提供了一種實現(xiàn)該方法的流程，該流程保證了計算結(jié)果的精確性。

作為本技術方案的一種改進，通過衛(wèi)星導航系統(tǒng)獲取載體的航跡角。該方法簡單易實現(xiàn)，提高了計算的效率，降低了成本。

作為本技術方案的一種改進，通過以下公式計算航向補償角，

式中：△ψ_B為航向補償角，△ψ_n為第n個時刻航跡角與航向角的差值。該計算方法保證了計算結(jié)果的精確性，同時提高了計算的效率。

本發(fā)明的有益效果為：本發(fā)明是一種利用統(tǒng)計算法的方式，實現(xiàn)對衛(wèi)星導航航跡角修正慣導航向角的噪聲抑制，計算方法簡單可靠，具有較好的工程適用性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的流程示意圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細說明。

對準或?qū)Ш綍r，獲取第N個衛(wèi)星導航的航跡角ψ_GN和該時刻的慣導系統(tǒng)航向角ψ_IN；計算衛(wèi)星導航的航跡角和慣導系統(tǒng)航向角的差△ψ_N＝ψ_GN-ψ_IN，并記錄到集合中：B_ψ＝{△ψ₁△ψ₂△ψ₃……△ψ_N}，通過統(tǒng)計算法，計算出航向補償角△ψ_B＝f(B_ψ)。

具體步驟如下：如圖1所示，步驟1、在慣導系統(tǒng)導航時，獲取某一個時刻的導航衛(wèi)星的東向速度V_GE和北向速度V_GN；

步驟2、計算衛(wèi)星導航的航跡角主值：

步驟3、計算衛(wèi)星導航的航跡角：