[发明专利]一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法

权利要求书

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；φ_x0、φ_y0、φ_z0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：ψ′_n、γ′_n分别为第n拍修正后俯仰角、偏航角和滚动角；ψ_n、γ_n分别为惯导系统在第n拍输出俯仰角、偏航角和滚动角；δα_z为设定的俯仰方向姿控最大修正值、δα_y为设定的偏航方向姿控最大修正值、δα_x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ψ_n+1和滚动角γ_n+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＝[φ_x0 φ_y0 φ_z0 δX₀ δY₀ δZ₀ δV_x0 δV_y0 δV_z0]^T；φ_x0、φ_y0、φ_z0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；δV_x0、δV_y0、δV_z0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P_k|k-1＝P_k-1；P_k-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K_k＝P_k|k-1H^T(HP_k|k-1H^T+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，Z_k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＝[δX δY δZ δV_x δV_y δV_z]^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；δV_x、δV_y、δV_z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P_k＝(I-K_kH)P_k|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。

3.根据权利要求2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(1c)中，观测矩阵H和噪声方差矩阵R分别设定为：

其中：S_x、S_y、S_z分别为惯导系统提供的惯性系X向、Y向、Z向视位置；W_x、W_y、W_z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。