[發(fā)明專利]提高慣性制導航天器落點精度的方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201910556798.0
• 申請日: 2019-06-25
• 公開（公告）號: CN110186483B
• 公開（公告）日: 2020-09-18
• 發(fā)明（設計）人: 魏宗康
• 申請（專利權）人: 北京航天控制儀器研究所
• 主分類號: G01C25/00
• 分類號: G01C25/00;G01C21/16
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 張麗娜

本發(fā)明涉及提高慣性制導航天器落點精度的方法，屬于慣性導航技術領域。本發(fā)明給出了結構矩陣單一列向量強相關時的遞推最小二乘法的穩(wěn)態(tài)值的理論計算方法，可給出結構矩陣單一列向量強相關時的具體表達式，有利于實現(xiàn)對參數(shù)估計的預測。

技術領域

本發(fā)明涉及提高慣性制導航天器落點精度的方法，屬于慣性導航技術領域。

背景技術

當前航天飛行器的慣性導航主要采用陀螺儀和加速度計構成的捷聯(lián)系統(tǒng)或平臺系統(tǒng)。在實彈飛行前，需要在地面對陀螺儀和加速度計的誤差系數(shù)進行標定，根據(jù)標定的結果通過誤差補償可有效提高慣性導航的使用精度。目前，經(jīng)過地面標定的慣性器件，在實際飛行導航試驗中，根據(jù)遙測數(shù)據(jù)計算的速度和位置的理論值仍與外測獲得的真實飛行速度和位置值之間存在較大的偏差，出現(xiàn)所謂的“天地不一致”的情況。經(jīng)分析，出現(xiàn)“天地不一致”的原因是地面標定方法和數(shù)據(jù)處理方法的精度不足，造成實際飛行過程中誤差積累，導致飛行精度變差，因此需要對地面標定時的誤差模型和數(shù)據(jù)處理方法進行修正。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術解決問題：在于克服現(xiàn)有技術的不足，提出提高慣性制導航天器落點精度的方法，該方法能夠在給定結構矩陣奇異和非奇異兩種情況下非常精確的計算出各參數(shù)的穩(wěn)態(tài)值以及誤差值。

本發(fā)明的技術解決方案是：

提高慣性制導航天器落點精度的方法，慣性器件包括陀螺儀和加速度計，該方法的步驟包括：

(1)實時計算慣性器件的n組誤差量y_i；

y_i＝x₁u_i1+x₂u_i2+…+x_mu_im＝c_iX,i＝1,2,…,n，m為狀態(tài)變量的個數(shù)；

其中，c_i＝[u_i1 u_i2 L u_im]，則慣性器件的結構矩陣C_n為

x₁,x₂,x₃,…,x_m是慣性器件的誤差系數(shù)；

結構矩陣C_n中存在l個非零標量滿足如下關系，也即單相關慣性器件誤差系數(shù)的確定方法中單相關的含義：

式中，分別為相關比例系數(shù)，C_i為結構矩陣C_n的第i列，分別為結構矩陣C_n的第j₁、j₂、…、j_l列。除滿足式(1)以外，列向量C_i與結構矩陣C_n中其余各列都不相關；且在C_n中除之外的其余各列也都互不相關。

(2)根據(jù)步驟(1)中的相關比例系數(shù)可列寫出(l+1)×1維列向量：

(3)根據(jù)步驟(2)中的列向量u₂，可求出(l+1)×(l+1)維實對稱矩陣：

(4)根據(jù)步驟(3)中的列向量可求出

式中，I為(m-l-1)×(m-l-1)維單位矩陣，UU^T為m×m維實對稱矩陣，M為m×m維轉(zhuǎn)換矩陣。

(5)采用遞推最小二乘法計算步驟(1)中X的估計值

(6)根據(jù)步驟(5)得到的計算X為