[发明专利]一种提高惯性制导航天器的落点精度的方法

说明书

本发明涉及一种提高惯性制导航天器的落点精度的方法，属于惯性导航技术领域。本发明给出了结构矩阵列向量强相关时的递推最小二乘法的稳态值的理论计算值，克服了传统的递推最小二乘法在结构矩阵奇异时不能给出精确的理论值的缺点；本发明给出了结构矩阵列向量强相关时的递推最小二乘法的稳态值的理论计算方法，可给出结构矩阵列向量强相关时的具体表达式，有利于实现对参数估计的预测。本发明给出了结构矩阵列向量强相关时的递推最小二乘法的稳态值的理论计算值，有利于在此基础上分析系统的可观性，以及估计轨迹的优化等，具有较好的工程应用价值。

技术领域

本发明涉及一种提高惯性制导航天器的落点精度的方法，属于惯性导航技术领域。

背景技术

当前航天飞行器的惯性导航主要采用陀螺仪和加速度计构成的捷联系统或平台系统。在实弹飞行前，需要在地面对陀螺仪和加速度计的误差系数进行标定，根据标定的结果通过误差补偿可有效提高惯性导航的使用精度。目前，经过地面标定的惯性器件，在实际飞行导航试验中，根据遥测数据计算的速度和位置的理论值仍与外测获得的真实飞行速度和位置值之间存在较大的偏差，出现所谓的“天地不一致”的情况。经分析，出现“天地不一致”的原因是地面标定方法和数据处理方法的精度不足，造成实际飞行过程中误差积累，导致飞行精度变差，因此需要对地面标定时的误差模型和数据处理方法进行修正。

发明内容

本发明的技术解决问题：在于克服现有技术的不足，提出一种提高惯性制导航天器的落点精度的方法，该方法能够在给定结构矩阵奇异和非奇异两种情况下非常精确的计算出各参数的稳态值以及误差值。

本发明的技术解决方案是：

一种提高惯性制导航天器的落点精度的方法，惯性器件包括陀螺仪和加速度计，该方法的步骤包括：

(1)实时计算惯性器件的n组误差量y_i；

y_i＝x₁u_i1+x₂u_i2+…+x_mu_im＝c_iX,i＝1,2,…,n，m为状态变量的个数；

其中，c_i＝[u_i1 u_i2 … u_im]，则惯性器件的结构矩阵C_n为

x₁,x₂,x₃,…,x_m是惯性器件的误差系数；

结构矩阵C_n中存在l个非零标量满足

式中，分别为相关比例系数，C_i为结构矩阵C_n的第i列，分别为结构矩阵C_n的第j₁、j₂、…、j_l列。除满足式(1)以外，列向量C_i与结构矩阵C_n中其余各列都不相关。

(3)根据步骤(2)中的相关比例系数可列写出采用递推最小二乘法后对应参数的稳态值为

(4)如果在结构矩阵C_n中还有一组列向量相关即多相关惯性器件误差系数的确定方法中多相关的含义，则按照步骤(2)和步骤(3)求得对应参数的稳态值，直至结构矩阵C_n中剩余的各列互不相关。

(5)采用递推最小二乘法计算步骤(1)中X的估计值

(6)根据步骤(5)得到的计算X为