[发明专利]误差参数标定方法及装置

说明书

本发明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。本发明实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。

技术领域

本发明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。

背景技术

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。

发明内容

本发明解决的技术问题是：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。

本发明的上述目的通过以下技术方案予以实现：

第一方面，本发明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，δK_g表示陀螺的标度因数误差，b₁表示陀螺漂移误差，δK_a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；η_g表示陀螺测量的白噪声，ε_a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；f^b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；I_3×3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：