误差参数标定方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种误差参数标定方法及装置。该方法包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。本发明专利技术实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。

Error parameter calibration method and device

The invention discloses a method and a device for calibrating error parameters. The method includes: the establishment of the state equation and measurement equation of vehicle navigation system, the state equation and measurement equation are included error parameter vector, the error parameter vector is composed of a plurality of error parameters; judging each of the error parameters of observability; when the error parameters can be observed when using the default when the length of the filter period, using Calman filter or adaptive filtering, the error of the calibration parameters can be observed. The invention realizes the real-time and in orbit calibration of the error parameter of the guidance tool.

【技术实现步骤摘要】
误差参数标定方法及装置
本专利技术涉及飞行器导航控制技术，尤其涉及一种误差参数标定方法及装置。
技术介绍
惯性仪表是捷联惯导系统的心脏，其误差的大小将直接影响空间飞行器的入轨精度和落点偏差的大小。对于执行深空探测的一些航天器，在飞到一定高度后，不能再使用组合导航进行修正；或者重要的打击武器，在飞出本土后，为了提高它的抗干扰能力，能够正确执行打击任务也会关闭卫星组合导航功能。此时，如果能够进行一次惯性系统制导工具误差系数在轨标定，将是提高空间飞行器导航精度的一个重要手段，而误差系数分离工作的核心是参数估计方法的研究。目前，惯性系统误差参数地面标定的方法已经比较成熟，但是惯性系统实际应用到飞行任务中时，由于受到飞行器震动、空间环境的变化，地面标定的误差参数无法满足飞行器、航天器长期在空间飞行精确地定姿定位的要求。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：相比于现有技术，提供了一种误差参数标定方法及装置，实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。本专利技术的上述目的通过以下技术方案予以实现：第一方面，本专利技术提供了一种误差参数标定方法，包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。进一步地，所述误差参数包括平台失准角误差、速度误差、位置误差、陀螺的标度因数误差、陀螺漂移误差、加速度计的标度因数误差、以及加速度计的漂移误差；每个所述误差参数均为矢量，且包含三个方向分量。进一步地，所述状态方程为：式(1)中，A表示状态矩阵；为飞行器本体系到发射惯性系的转换矩阵；X表示误差参数向量，φ表示平台失准角误差，δV表示速度误差，δr表示位置误差，δKg表示陀螺的标度因数误差，b1表示陀螺漂移误差，δKa表示加速度计的标度因数误差，表示加速度计的漂移误差，T表示转置运算；ηg表示陀螺测量的白噪声，εa为加速度计测量的白噪声；为误差参数向量X的一阶导数向量；所述状态矩阵A为：式(2)中，为陀螺测得的飞行器本体系相对于发射惯性系的角速度在飞行器本体系的投影，表示以为主对角线元素的矩阵；fb为加速度计测得的比力在飞行器本体系的投影，表示求解的反对称矩阵；I3×3表示3×3的单位矩阵；G表示牛顿引力常数，M表示地球质量，x,y,z表示飞行器在发射惯性系下的坐标，r表示飞行器到发射惯性系原点的距离；为飞行器本体系到发射惯性系的转换矩阵；所述量测方程为：式(3)中，Z(t)表示制导差值矩阵；φi″为星敏感器测量的姿态角和惯导解算姿态角之差；Zv(t)为GPS测量的飞行器速度和惯导解算的速度之差；Zr(t)为GPS测量的飞行器位置和惯导解算的位置之差；H9×21表示量测矩阵；X表示所述误差参数向量；V9×1表示白噪声向量；所述量测矩阵H9×21为：式(4)中，I3×3表示3×3的单位矩阵；所述白噪声向量V9×1为：式(5)中，和为星敏感器的姿态量测白噪声，δMx、δMy和δMz为GPS的量测速度白噪声，δxG、δxG和δzG为GPS的量测位置白噪声；T表示转置运算。进一步地，判别每个所述误差参数的可观测性，包括：利用所述状态矩阵，计算转移矩阵，所述转移矩阵的计算公式为：式(6)中，Φk,k-1表示状态k-1时刻到状态k时刻的转移矩阵，I21×21表示21×21的单位矩阵；T1表示预设时长；Ak表示第k个预设时长的状态矩阵；m为正整数且m≥2；根据所述转移矩阵和所述量测矩阵，计算待奇异值分解矩阵，所述待奇异值分解矩阵的计算公式为：式(7)中，Q表示待奇异值分解矩阵，H9×21表示量测矩阵，Φ1,0表示状态0时刻到状态1时刻的转移矩阵，Φm-1,m-2表示状态m-2时刻到状态m-1时刻的转移矩阵，T表示转置运算；将所述待奇异值分解矩阵进行奇异值分解，以获取第一奇异值向量、第二奇异值向量、以及奇异值矩阵，所述奇异值分解的公式为：Q＝U∑VT(8)式(8)中，Q表示待奇异值分解矩阵，∑表示奇异值矩阵，∑的主对角线元素为σi,i∈[1,m]；U表示第一奇异值向量，U＝[ui]＝[u1u2...um]；V表示第二奇异值向量，V＝[vi]＝[v1v2...vm]；T表示转置运算；利用所述σi、ui、vi、以及所述制导差值矩阵Z(t)，计算可观测性判别向量Y21×1，所述可观测性判别向量Y的计算公式为：式(9)中，T表示转置运算；将所述可观测性判别向量Y21×1的每个元素与设定阈值δe进行比较；当所述可观测性判别向量Y21×1的第l,l∈[1,21]行第1列位置处的元素大于设定阈值δe时，判定误差参数向量X中第l,l∈[1,21]行第1列位置处的所述误差参数可观测。第二方面，本专利技术还提供了一种误差参数标定装置，该装置包括：构建模块，用于建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别模块，用于判别每个所述误差参数的可观测性；标定模块，用于当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。进一步地，所述误差参数包括平台失准角误差、速度误差、位置误差、陀螺的标度因数误差、陀螺漂移误差、加速度计的标度因数误差、以及加速度计的漂移误差；每个所述误差参数均为矢量，且包含三个方向分量。进一步地，所述状态方程为：式(1)中，A表示状态矩阵；Cbi为飞行器本体系到发射惯性系的转换矩阵；X表示误差参数向量，φ表示平台失准角误差，δV表示速度误差，δr表示位置误差，δKg表示陀螺的标度因数误差，b1表示陀螺漂移误差，δKa表示加速度计的标度因数误差，表示加速度计的漂移误差，T表示转置运算；ηg表示陀螺测量的白噪声，εa为加速度计测量的白噪声；为误差参数向量X的一阶导数向量；所述状态矩阵A为：式(2)中，为陀螺测得的飞行器本体系相对于发射惯性系的角速度在飞行器本体系的投影，表示以为主对角线元素的矩阵；fb为加速度计测得的比力在飞行器本体系的投影，表示求解的反对称矩阵；I3×3表示3×3的单位矩阵；G表示牛顿引力常数，M表示地球质量，x,y,z表示飞行器在发射惯性系下的坐标，r表示飞行器到发射惯性系原点的距离；为飞行器本体系到发射惯性系的转换矩阵；所述量测方程为：式(3)中，Z(t)表示制导差值矩阵；φi″为星敏感器测量的姿态角和惯导解算姿态角之差；Zv(t)为GPS测量的飞行器速度和惯导解算的速度之差；Zr(t)为GPS测量的飞行器位置和惯导解算的位置之差；H9×21表示量测矩阵；X表示所述误差参数向量；V9×1表示白噪声向量；所述量测矩阵H9×21为：式(4)中，I3×3表示3×3的单位矩阵；所述白噪声向量V9×1为：式(5)中，和为星敏感器的姿态量测白噪声，δMx、δMy和δMz为GPS的量测速度白噪声，δxG、δxG和δzG为GPS的量测位置白噪声；T表示转置运算。进一步地，所述判别模块包括：第一计算单元，用于利用所述状态矩阵，计算转移矩阵，所述转移矩阵的计算公式为：式(6)中，Φk,k-1表示状态k-1时刻到状态k时刻的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种误差参数标定方法，其特征在于，包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。

【技术特征摘要】
1.一种误差参数标定方法，其特征在于，包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述误差参数包括平台失准角误差、速度误差、位置误差、陀螺的标度因数误差、陀螺漂移误差、加速度计的标度因数误差、以及加速度计的漂移误差；每个所述误差参数均为矢量，且包含三个方向分量。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述状态方程为：式(1)中，A表示状态矩阵；为飞行器本体系到发射惯性系的转换矩阵；X表示误差参数向量，φ表示平台失准角误差，δV表示速度误差，δr表示位置误差，δKg表示陀螺的标度因数误差，b1表示陀螺漂移误差，δKa表示加速度计的标度因数误差，表示加速度计的漂移误差，T表示转置运算；ηg表示陀螺测量的白噪声，εa为加速度计测量的白噪声；为误差参数向量X的一阶导数向量；所述状态矩阵A为：式(2)中，为陀螺测得的飞行器本体系相对于发射惯性系的角速度在飞行器本体系的投影，表示以为主对角线元素的矩阵；fb为加速度计测得的比力在飞行器本体系的投影，表示求解的反对称矩阵；I3×3表示3×3的单位矩阵；G表示牛顿引力常数，M表示地球质量，x,y,z表示飞行器在发射惯性系下的坐标，r表示飞行器到发射惯性系原点的距离；为飞行器本体系到发射惯性系的转换矩阵；所述量测方程为：式(3)中，Z(t)表示制导差值矩阵；φi”为星敏感器测量的姿态角和惯导解算姿态角之差；Zv(t)为GPS测量的飞行器速度和惯导解算的速度之差；Zr(t)为GPS测量的飞行器位置和惯导解算的位置之差；H9×21表示量测矩阵；X表示所述误差参数向量；V9×1表示白噪声向量；所述量测矩阵H9×21为：式(4)中，I3×3表示3×3的单位矩阵；所述白噪声向量V9×1为：式(5)中，和为星敏感器的姿态量测白噪声，δMx、δMy和δMz为GPS的量测速度白噪声，δxG、δxG和δzG为GPS的量测位置白噪声；T表示转置运算。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，判别每个所述误差参数的可观测性，包括：利用所述状态矩阵，计算转移矩阵，所述转移矩阵的计算公式为：式(6)中，Φk,k-1表示状态k-1时刻到状态k时刻的转移矩阵，I21×21表示21×21的单位矩阵；T1表示预设时长；Ak表示第k个预设时长的状态矩阵；m为正整数且m≥2；根据所述转移矩阵和所述量测矩阵，计算待奇异值分解矩阵，所述待奇异值分解矩阵的计算公式为：式(7)中，Q表示待奇异值分解矩阵，H9×21表示量测矩阵，Φ1,0表示状态0时刻到状态1时刻的转移矩阵，Φm-1,m-2表示状态m-2时刻到状态m-1时刻的转移矩阵，T表示转置运算；将所述待奇异值分解矩阵进行奇异值分解，以获取第一奇异值向量、第二奇异值向量、以及奇异值矩阵，所述奇异值分解的公式为：Q＝U∑VT(8)式(8)中，Q表示待奇异值分解矩阵，∑表示奇异值矩阵，∑的主对角线元素为σi,i∈[1,m]；U表示第一奇异值向量，U＝[ui]＝[u1u2...um]；V表示第二奇异值向量，V＝[vi]＝[v1v2...vm]；T表示转置运算；利用所述σi、ui、vi、以及所述制导差值矩阵Z(t)，计算可观测性判别向量Y21×1，所述可观测性判别向量Y的计算公式为：式(9)中，T表示转置运算；将所述可观测性判别向量Y21×1的每个元素与设定阈值δe进行比较；当所述可观测性判别向量Y21×1的第l,l∈[1,21]行第1列位置处的元素大于设定阈值δe时，判定误差参数向量X中第l,l∈[1,21]行第1列位置处的所述误差参数可观测。5.一种误差参数标定装置，其特征在于，包括：构建模块，用于...

【专利技术属性】
技术研发人员：王晋麟，李超兵，肖称贵，禹春梅，祁琪，徐帆，徐国强，
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