一种提高惯性制导航天器落点精度的方法技术

本发明专利技术涉及一种提高惯性制导航天器落点精度的方法，属于惯性导航技术领域。本发明专利技术给出了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；本发明专利技术给出了递推最小二乘法的稳态值的理论计算值，既覆盖了结构矩阵列向量相关时的情况，也包括了结构矩阵为列满秩时的情况，具有较好的适用范围。本发明专利技术给出了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。

A Method for Improving Landing Accuracy of Inertial Guided Spacecraft

【技术实现步骤摘要】
一种提高惯性制导航天器落点精度的方法
本专利技术涉及一种提高惯性制导航天器落点精度的方法，属于惯性导航

技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题：在于克服现有技术的不足，提出一种提高惯性制导航天器落点精度的方法。本专利技术的技术解决方案是：一种提高惯性制导航天器落点精度的方法，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yi；yi＝x1ui1+x2ui2+…+xmuim＝ciX,i＝1,2,…,n，m为状态变量的个数；其中，则惯性器件的结构矩阵Cn为x1,x2,x3,…,xm是惯性器件的误差系数；(2)对信息矩阵进行特征值分解，有式中，Dn为对角阵，其对角线各元素都是的特征根，设Dn对角线中有p个零，以及m-p个非零特征值，表达式为Un为Dn对应的正交特征向量矩阵，满足(3)根据Dn中对应的零特征值和非零特征值，可把Un写为Un＝[U1U2]其中，U1为零特征值对应的特征向量集，U2为非零特征值对应的特征向量集；(4)采用递推最小二乘法计算步骤(1)中X的估计值(5)根据步骤(4)得到的计算X为(6)根据步骤(5)得到的惯性器件误差系数X，对惯性器件的输出量进行误差补偿，并将补偿后的惯性器件的输出量输出给导航系统用于确定航天器的运动状态，从而提高惯性制导的落点精度。所述的步骤(4)中，采用递推最小二乘法计算步骤(1)中X的估计值为：其中，I为单位矩阵；Pn+1＝Pn-Kn+1cn+1Pn在n+1次递推计算时，yn+1为yn+1＝cn+1X设定n＝0时，Pn的初值为P0，P0为一设定值；的初值为一设定值；迭代次数为n次。本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果(1)本专利技术给出了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；(2)本专利技术给出了递推最小二乘法的稳态值的理论计算值，既覆盖了结构矩阵列向量相关时的情况，也包括了结构矩阵为列满秩时的情况，具有较好的适用范围。(3)本专利技术给出了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。附图说明图1为实施例中根据系数真值给出的加速度计输出误差序列值；图2为实施例中采用递推最小二乘法给出的迭代计算过程。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细的描述：实施例一种加速度计误差系数的确定方法，该方法的步骤包括：(1)实时计算加速度计的6组误差量yi；在进行实时测量6组误差量时加速度计的朝向和在该朝向下的重力加速度的分量如表1所示：序号x、y、zaxayaz1天南东1002南东天0013东天南0104北地西0-105西北地00-16地西北-100设加速度计输出误差方程为：根据表1得到加速度计的结构矩阵为：在第一个位置，有c1＝[1100fq]在第二个位置，有c2＝[100100]在第三个位置，有c3＝[101000]在第四个位置，有c4＝[10-1000]在第五个位置，有c5＝[100-100]在第六个位置，有c6＝[1-100-f-q]设在每个位置的测试数据取平均值，6个位置共计6个测试数据y1、y2、…、y6。取状态变量为在进行仿真时，设加速度计误差系数的真值为k0x＝1.0×10-4、δkx＝-1.0×10-4、kyx＝1.0×10-4、kzx＝-1.0×10-4、kp＝-1.0×10-4、kq＝-1.0×10-4，以及f＝-4、q＝2，代入加速度计输出误差方程后计算的加速度计输出误差值如图1所示。给定初值采用递推最小二乘法估计出各项误差系数，如图2所示。图中，虚线为各参数的真值，实线为各参数的估计值。左上角图中的“k0x”代表本专利技术专利中的“k0x”，右上角图中的“dkx”代表本专利技术专利中的“δkx”，左中图中的“kyx”代表本专利技术专利中的“kyx”，右中图中的“kzx”代表本专利技术专利中的“kzx”，左下角图中的“kp”代表本专利技术专利中的“kp”，右下角图中的“kq”代表本专利技术专利中的“kq”。从图中可以看出，只有三个误差系数k0x、kyx、kzx收敛到真值，而其余三项误差系数δkx、kp、kq收敛到各自的稳态值，但与真值有较大的差距。后者之所以没有收敛到真值的原因就是三者相关，使得结构矩阵为奇异矩阵。收敛后的稳态值为k0x＝9.99999983×10-5、δkx＝4.76190475×10-6、kyx＝9.99999950×10-5、kzx＝-9.99999950×10-5、kp＝-1.90476190×10-5、kq＝-9.52380950×10-6。由于递推过程相对复杂，可采用本专利技术的算法求解出参数的理论计算值，具体过程为结构矩阵为信息矩阵为特征值分解由于在D6中有2个特征值为0，所以对U6进行分块，有求出稳态值的理论计算值为k0x＝1.0000000×10-4、δkx＝4.76190476×10-6、kyx＝1.000000×10-5、kzx＝-9.99999999×10-5、kp＝-1.90476190×10-5、kq＝9.52380952×10-6。可以看出，与递推最小二乘法的估计值基本一致。求出稳态值与真值之间的误差理论计算值为δk0x＝0、δkx＝1.0476×10-4、δkyx＝0、δkzx＝0、δkp＝8.0952×10-5、δkq＝1.09523×10-4。(2)根据步骤(1)得到的惯性器件误差系数X，对惯性器件的输出量进行误差补偿，并将补偿后的惯性器件的输出量输出给导航系统用于确定航天器的运动状态，从而提高惯性制导航天器的落点精度。以上所述，仅为本专利技术一个具体实施方式，但本专利技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本专利技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本专利技术的保护范围之内。本专利技术未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种提高惯性制导航天器落点精度的方法，其特征在于该方法的步骤包括：(1)实时计算惯性器件的n组误差量yi；yi＝x1ui1+x2ui2+…+xmuim＝ciX,i＝1,2,…,n，m为状态变量的个数；其中，ci＝[ui1 ui2 … uim]，

【技术特征摘要】
1.一种提高惯性制导航天器落点精度的方法，其特征在于该方法的步骤包括：(1)实时计算惯性器件的n组误差量yi；yi＝x1ui1+x2ui2+…+xmuim＝ciX,i＝1,2,…,n，m为状态变量的个数；其中，ci＝[ui1ui2…uim]，则惯性器件的结构矩阵Cn为x1,x2,x3,…,xm是惯性器件的误差系数；(2)对信息矩阵进行特征值分解，有式中，Dn为对角阵，其对角线各元素都是的特征根；(3)根据Dn中对应的零特征值和非零特征值，把Un写为Un＝[U1U2]其中，U1为零特征值对应的特征向量集，U2为非零特征值对应的特征向量集；(4)采用递推最小二乘法计算步骤(1)中X的估计值(5)根据步骤(4)得到的计算X为(6)根据步骤(5)得到的惯性器件误差系数X，对惯性器件的输出量进行误差补偿，并将补偿后的惯性器件的输出量输出给导航系统用于确定航天器的运动状态，从而提高惯性制导航天器的落点精度。2.根据权利要求1所述的一种提高惯性制导航天器落点精度的方法，其特征在于：所述的惯性器件为陀螺仪。3.根据权利要求1所述的一种提高惯性制导...

【专利技术属性】
技术研发人员：魏宗康，
申请(专利权)人：北京航天控制仪器研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11