一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法技术

本发明专利技术提供了一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，该方法利用估计得到的惯性初始基准失准角，计算飞行中当前时刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滚动角偏差，结合姿控修正能力采用线性规律对姿态偏差进行补偿。经数学仿真技术和搭载飞行试验验证飞行中惯性初始基准偏差补偿方法能够有效地补偿惯性基准偏差，达到提高导航系统的精度和可靠性的目的。

A method for compensating inertia initial reference deviation in flight

The present invention provides an initial datum error in flight inertia compensation method, the initial estimation of inertial reference misalignment angle by the method of calculating the current time of flight pitch angle deviation and yaw angle deviation and rolling angle deviation, combined with the attitude control law by using the linear correction ability to compensate attitude deviation. It is proved that the method can effectively compensate the deviation of inertial reference and improve the accuracy and reliability of the navigation system by means of mathematical simulation and flight test.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及制导与导航
，特别涉及一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法。
技术介绍
某些导弹采用间接瞄准或传递对准，会产生较大的初始基准偏差，这样会致使惯性导航误差快速累积，因此有必要采取措施补偿初始基准偏差，以抑制惯性导航误差发散速度。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，提供了一种基于GPS的飞行中惯性初始基准偏差估计方法，该方法利用估计得到的惯性初始基准失准角，计算飞行中当前时刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滚动角偏差，结合姿控修正能力采用线性规律对姿态偏差进行补偿。本专利技术的上述目的通过以下方案实现：一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，包括以下步骤：(1)、根据估计得到的惯性初始基准失准角，计算导弹在飞行中的俯仰角偏差偏航角偏差δψ和滚动角偏差δγ，具体计算公式如下：其中：γ分别为惯导系统提供的俯仰角、滚动角；φx0、φy0、φz0分别为估计得到的导弹在惯性坐标系下的X向初始基准失准角、Y向初始基准失准角、Z向初始基准失准角；(2)、在设定的修正周期内，对导弹姿态偏差连续修正N拍，其中，第n拍的修正过程如下：(2a)、计算修正后的姿态矢量：其中：ψn′、γn′分别为第n拍修正后俯仰角、偏航角和滚动角；ψn、γn分别为惯导系统在第n拍输出俯仰角、偏航角和滚动角；δαz为设定的俯仰方向姿控最大修正值、δαy为设定的偏航方向姿控最大修正值、δαx为设定的滚动方向姿控最大修正值；(2b)、将第n拍修正后的姿态矢量输出给惯导系统，惯导系统利用所述姿态矢量进行递推计算后，输出第n+1拍的俯仰角偏航角ψn+1和滚动角γn+1；其中，n＝1、2、…、N。上述的飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，在步骤(1)中，通过如下步骤估计得到惯性初始基准失准角：(1a)、计算时刻k的状态向量预测值为时刻k-1的状态向量估计值，所述状态向量估计值的初始值设定为零向量；其中，在卡尔曼滤波中，定义状态向量X＝[φx0φy0φz0δX0δY0δZ0δVx0δVy0δVz0]T；φx0、φy0、φz0分别为导弹在惯性坐标系下的X向初始基准失准角、Y向初始基准失准角、Z向初始基准失准角；δX0、δY0、δZ0分别为导弹在惯性坐标系下的X向初始位置误差、Y向初始位置误差、Z向初始位置误差；δVx0、δVy0、δVz0分别为导弹在惯性坐标系下的X向初始速度误差、Y向初始速度误差、Z向初始速度误差；(1b)、计算时刻k的预测协方差矩阵Pk|k-1＝Pk-1；Pk-1为时刻k-1的估计协方差矩阵，所述估计协方差矩阵的初始值为P0，P0为设定的9×9维矩阵；(1c)、计算时刻k的增益矩阵Kk＝Pk|k-1HT(HPk|k-1HT+R)-1；其中，H为设定的观测矩阵，R为设定的噪声方差矩阵：(1d)、计算时刻k的状态向量估计值其中，Zk为外部提供的时刻k的观测向量；在卡尔曼滤波中，定义观测向量Z＝[δXδYδZδVxδVyδVz]T；δX、δY、δZ分别为惯导系统与GPS系统测量的X向位置之差、Y向位置之差、Z向位置之差；δVx、δVy、δVz分别为惯导系统与GPS系统测量的X向速度之差、Y向速度之差、Z向速度之差；(1e)、计算时刻k估计协方差矩阵Pk＝(I-KkH)Pk|k-1，I为单位矩阵；(1f)、在设定的初值基准偏差估计周期内，重复步骤(1a)～(1e)，通过卡尔曼滤波计算得到初始位置误差、初始速度误差和初始基准失准角。上述的飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，在步骤(1c)中，观测矩阵H和噪声方差矩阵R分别设定为：其中：Sx、Sy、Sz分别为惯导系统提供的惯性系X向、Y向、Z向视位置；Wx、Wy、Wz分别为惯导系统提供的惯性系X向、Y向、Z向视速度；分别为设定惯性系下X向、Y向、Z向位置观测噪声方差；分别为设定的惯性系下X向、Y向、Z向速度观测噪声方差。本专利技术与现有技术相比，具有以下优点：经数学仿真技术和搭载飞行试验验证飞行中惯性初始基准偏差补偿方法能够有效地补偿惯性基准偏差，达到提高导航系统的精度和可靠性的目的。附图说明图1为本专利技术的飞行中惯性初始基准偏差补偿方法流程图。具体实施方式下面结合附图和具体实例对本专利技术作进一步详细的描述：本专利技术的一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，利用估计得到的惯性初始基准失准角，计算飞行中当前时刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滚动角偏差，结合姿控修正能力采用线性规律对姿态偏差进行补偿。如图1所示，本专利技术的具体实现步骤如下：(1)、根据估计得到的惯性初始基准失准角，计算导弹在飞行中的俯仰角偏差偏航角偏差δψ和滚动角偏差δγ，具体计算公式如下：其中：γ分别为惯导系统提供的俯仰角、滚动角；φx0、φy0、φz0分别为估计得到的导弹在惯性坐标系下的X向初始基准失准角、Y向初始基准失准角、Z向初始基准失准角；(2)、在修正周期内，对导弹姿态偏差连续修正N拍，其中，第n拍的修正过程如下：(2a)、计算修正后的姿态矢量：其中：ψn′、γn′分别为第n拍修正后俯仰角、偏航角和滚动角；ψn、γn分别为惯导系统在第n拍输出俯仰角、偏航角和滚动角；δαz为设定的俯仰方向姿控最大修正值、δαy为设定的偏航方向姿控最大修正值、δαx为设定的滚动方向姿控最大修正值，这三个值根据伺服控制系统的控制能力进行设定；max()为求取最大值运算符，int()为取整数运算符；(2b)、将第n拍修正后的姿态矢量输出给惯导系统，惯导系统利用所述姿态矢量进行递推计算后，输出第n+1拍的俯仰角偏航角ψn+1和滚动角γn+1；其中，n＝1、2、…、N。在以上的补偿计算过程中，可以根据惯性导航误差传播机理建立惯性初始基准偏差模型，利用GPS信息作为观测量，采用标准卡尔曼滤波方法估计惯性初始基准失准角。首先，建立初始基准偏差估计状态方程：其中：状态向量X＝[φx0φy0φz0δX0δY0δZ0δVx0δVy0δVz0]T；φx0、φy0、φz0分别为导弹在惯性坐标系下的X向初始基准失准角、Y向初始基准失准角、Z向初始基准失准角；δX0、δY0、δZ0分别为导弹在惯性坐标系下的X向初始位置误差、Y向初始位置误差、Z向初始位置误差；δVx0、δVy0、δVz0分别为导弹在惯性坐标系下的X向初始速度误差、Y向初始速度误差、Z向初始速度误差；系统矩阵F为9×9维零矩阵。然后，建立惯性初始基准偏差估计的观测方程：Z＝HX+V；其中：观测向量Z＝[δXδYδZδVxδVyδVz]T；δX、δY、δZ分别为惯导系统与GPS系统测量的X向位置之差、Y向位置之差、Z向位置之差；δVx、δVy、δVz分别为惯导系统与GPS系统测量的X向速度之差、Y向速度之差、Z向速度之差；V为观测噪声向量；H为观测矩阵，在本专利技术中具体设定为：其中：Sx、Sy、Sz分别为惯导系统提供的惯性系X向、Y向、Z向视位置；Wx、Wy、Wz分别为惯导系统提供的惯性系X向、Y向、Z向视速度。基于以上的卡尔曼滤波方程，惯性初始基准失准角的估计过程如下：(1)、在时刻k，计算状态向量预测值为时刻k-1的状态向量估计值，所述状态向量估计值的初始值设定为零向量；其中，在卡尔曼滤波中，定义状态向量X＝[φx0φy0φz0δX0δY0δZ0δVx0δVy0δVz0]T；φx0、φy0、φz0分别为导弹在惯本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，其特征在于包括以下步骤：(1)、根据估计得到的惯性初始基准失准角，计算导弹在飞行中的俯仰角偏差偏航角偏差δψ和滚动角偏差δγ，具体计算公式如下：其中：γ分别为惯导系统提供的俯仰角、滚动角；φx0、φy0、φz0分别为估计得到的导弹在惯性坐标系下的X向初始基准失准角、Y向初始基准失准角、Z向初始基准失准角；(2)、在设定的修正周期内，对导弹姿态偏差连续修正N拍，其中，第n拍的修正过程如下：(2a)、计算修正后的姿态矢量：其中：ψn′、γn′分别为第n拍修正后俯仰角、偏航角和滚动角；ψn、γn分别为惯导系统在第n拍输出俯仰角、偏航角和滚动角；δαz为设定的俯仰方向姿控最大修正值、δαy为设定的偏航方向姿控最大修正值、δαx为设定的滚动方向姿控最大修正值；(2b)、将第n拍修正后的姿态矢量输出给惯导系统，惯导系统利用所述姿态矢量进行递推计算后，输出第n+1拍的俯仰角偏航角ψn+1和滚动角γn+1；其中，n＝1、2、…、N。

【技术特征摘要】
1.一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，其特征在于包括以下步骤：(1)、根据估计得到的惯性初始基准失准角，计算导弹在飞行中的俯仰角偏差偏航角偏差δψ和滚动角偏差δγ，具体计算公式如下：其中：γ分别为惯导系统提供的俯仰角、滚动角；φx0、φy0、φz0分别为估计得到的导弹在惯性坐标系下的X向初始基准失准角、Y向初始基准失准角、Z向初始基准失准角；(2)、在设定的修正周期内，对导弹姿态偏差连续修正N拍，其中，第n拍的修正过程如下：(2a)、计算修正后的姿态矢量：其中：ψn′、γn′分别为第n拍修正后俯仰角、偏航角和滚动角；ψn、γn分别为惯导系统在第n拍输出俯仰角、偏航角和滚动角；δαz为设定的俯仰方向姿控最大修正值、δαy为设定的偏航方向姿控最大修正值、δαx为设定的滚动方向姿控最大修正值；(2b)、将第n拍修正后的姿态矢量输出给惯导系统，惯导系统利用所述姿态矢量进行递推计算后，输出第n+1拍的俯仰角偏航角ψn+1和滚动角γn+1；其中，n＝1、2、…、N。2.根据权利要求1所述的一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，其特征在于：在步骤(1)中，通过如下步骤估计得到惯性初始基准失准角：(1a)、计算时刻k的状态向量预测值为时刻k-1的状态向量估计值，所述状态向量估计值的初始值设定为零向量；其中，在卡尔曼滤波中，定义状态向量X＝[φx0φy0φz0δX0δY0δZ0δVx0δVy0δVz0]T；φx0、φy0、φz0分别为导弹在惯性坐标系下的X向初始基准失准角、Y向初始基准失准角、Z向初始基准失准角；δX0、δY0、δZ0分别为导弹在惯性坐标系下的X向初始位置...

【专利技术属性】
技术研发人员：周姜滨，张华明，周峰，林平，郑春胜，禹春竹，包一鸣，李硕，杨广慧，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11