[发明专利]一种提高惯性制导航天器落点精度的方法

权利要求书

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y_i；

y_i＝x₁u_i1+x₂u_i2+…+x_mu_im＝c_iX,i＝1,2,…,n，m为状态变量的个数；

其中，c_i＝[u_i1 u_i2 … u_im]，则惯性器件的结构矩阵C_n为

x₁,x₂,x₃,…,x_m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，D_n为对角阵，其对角线各元素都是的特征根；U_n为D_n对应的正交特征向量矩阵；

(3)根据D_n中对应的零特征值和非零特征值，把U_n写为

U_n＝[U₁ U₂]

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航天器落点精度的方法，其特征在于：所述的惯性器件为加速度计。

4.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：所述的步骤(2)中，设D_n对角线中有p个零，以及m-p个非零特征值，表达式为

U_n为D_n对应的正交特征向量矩阵，满足d_p+1、d_p+2、…、d_m均为非零特征值。

5.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：所述的步骤(4)中，采用递推最小二乘法计算X的估计值的方法为：

6.根据权利要求5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：

I为单位矩阵。

7.根据权利要求6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：

P_n+1＝P_n-K_n+1c_n+1P_n。

8.根据权利要求7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：

在n+1次递推计算时，y_n+1为

y_n+1＝c_n+1X。

9.根据权利要求8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：设定n＝0时，P_n的初值为P₀，P₀为一设定值；的初值为一设定值。

10.根据权利要求9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：迭代次数为n次。