[发明专利]一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定方法

说明书

本发明公开了一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定方法。本发明利用捷联惯导输出的载体位置、姿态与星敏感器输出的姿态矩阵来构造量测，建立量测方程。设计自适应滤波算法，经过滤波计算获得陀螺仪随机常值漂移和星敏感器安装误差的估计值，从而实现组合系统的在轨自标定。本发明克服了现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，能够实时、在轨标定出制导工具的误差系数，算法简单，便于工程化。

技术领域

本发明涉及空间飞行器导航与控制领域，尤其涉及一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定方法。

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。SINS制导工具误差系数在轨标定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，受到飞行器震动、空间环境的变化地面标定的误差系数无法满足飞行器、航天器长期在空间飞行精确地定姿定位的要求。

发明内容

本发明针对现有技术中的不足，提供了一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定技术，本发明能够克服现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，根据空间飞行器的实时遥测速度和外测速度的差，用最小二乘法和特征根估计相结合的方法实时地标定出制导工具的误差系数，能对制导工具误差进行补偿。

为了解决上述技术问题，本发明通过下述技术方案得以解决：一种基于自适应滤波的空间飞行器制导工具在轨标定技术，其特征为包括以下几个步骤：

步骤(A)：建立滤波标定模型，滤波标定模型包括系统状态方程和观测方程，其中，系统状态方程为：

状态式中变量

为飞行器本体系到发射惯性系的转换矩阵，为陀螺测得的本体系相对于发射惯性系的角速度在本体系的投影，为加速度计测得的比力在本体系的投影；

x,y,z表示飞行器在发射惯性坐标系下的坐标，r表示飞行器到发射惯性坐标系原点的位置。

φ表示平台失准角误差，δV表示速度误差，δr表示位置误差，A_g表示陀螺安装误差，b表示陀螺漂移误差，A_a表示加速度计安装误差，表示加速度计偏置；

观测方程为：

其中，Z(t)中的φ^i”为星敏感器测量的姿态角和惯导解算姿态角之差，Z_v(t)为GPS测量的飞行器速度和惯导解算的速度之差，Z_r(t)为GPS测量的飞行器位置和惯导解算的位置之差。和为星敏感器的姿态量测白噪声，δM_x、δM_y和δM_z为GPS的量测速度白噪声，δx_G、δx_G和δz_G为GPS的量测位置白噪声。

步骤(B)：空间飞行器在轨道上进行机动，需要在三个轴向上分别作出姿态机动和线加速度机动，空间飞行器机动时需要观测；

步骤(C)：通过奇异值分解方法确定状态变量X(0)的大小，然后得出状态变量中A_g，b，A_a，是否可以观测；

步骤(D)：在步骤C中A_g，b，A_a，皆可被观测到时，将A_g，b，A_a，带入到系统状态方程，在轨标定出制导工具的误差系数；