[發明專利]一種飛行中慣性初始基準偏差補償方法

有效

• 申請號: 201611048884.3
• 申請日: 2016-11-22
• 公開（公告）號: CN106595649B
• 公開（公告）日: 2019-10-22
• 發明（設計）人: 周姜濱;張華明;周峰;林平;鄭春勝;禹春竹;包一鳴;李碩;楊廣慧
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: G01C21/16
• 分類號: G01C21/16;G01C25/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

本發明提供了一種飛行中慣性初始基準偏差補償方法，該方法利用估計得到的慣性初始基準失準角，計算飛行中當前時刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滾動角偏差，結合姿控修正能力采用線性規律對姿態偏差進行補償。經數學仿真技術和搭載飛行試驗驗證飛行中慣性初始基準偏差補償方法能夠有效地補償慣性基準偏差，達到提高導航系統的精度和可靠性的目的。

技術領域

本發明涉及制導與導航技術領域，特別涉及一種飛行中慣性初始基準偏差補償方法。

背景技術

某些導彈采用間接瞄準或傳遞對準，會產生較大的初始基準偏差，這樣會致使慣性導航誤差快速累積，因此有必要采取措施補償初始基準偏差，以抑制慣性導航誤差發散速度。

發明內容

本發明的目的在于克服現有技術的不足，提供了一種基于GPS的飛行中慣性初始基準偏差估計方法，該方法利用估計得到的慣性初始基準失準角，計算飛行中當前時刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滾動角偏差，結合姿控修正能力采用線性規律對姿態偏差進行補償。

本發明的上述目的通過以下方案實現：

一種飛行中慣性初始基準偏差補償方法，包括以下步驟：

(1)、根據估計得到的慣性初始基準失準角，計算導彈在飛行中的俯仰角偏差偏航角偏差δψ和滾動角偏差δγ，具體計算公式如下：

其中：γ分別為慣導系統提供的俯仰角、滾動角；φ_x0、φ_y0、φ_z0分別為估計得到的導彈在慣性坐標系下的X向初始基準失準角、Y向初始基準失準角、Z向初始基準失準角；

(2)、在設定的修正周期內，對導彈姿態偏差連續修正N拍，其中，第n拍的修正過程如下：

(2a)、計算修正后的姿態矢量：

其中：ψ_n′、γ_n′分別為第n拍修正后俯仰角、偏航角和滾動角；ψ_n、γ_n分別為慣導系統在第n拍輸出俯仰角、偏航角和滾動角；δα_z為設定的俯仰方向姿控最大修正值、δα_y為設定的偏航方向姿控最大修正值、δα_x為設定的滾動方向姿控最大修正值；

(2b)、將第n拍修正后的姿態矢量輸出給慣導系統，慣導系統利用所述姿態矢量進行遞推計算后，輸出第n+1拍的俯仰角偏航角ψ_n+1和滾動角γ_n+1；

其中，n＝1、2、…、N。

上述的飛行中慣性初始基準偏差補償方法，在步驟(1)中，通過如下步驟估計得到慣性初始基準失準角：