[发明专利]一种结合相关性和显著性检验的提高惯性制导精度的方法

说明书

本发明涉及一种结合相关性和显著性检验的提高惯性制导精度的方法，属于惯性导航技术领域；步骤一、根据遥外测误差矩阵、环境函数矩阵和制导工具误差系数，建立制导工具误差模型；步骤二、确定环境函数矩阵的全部基向量，并构成基矩阵；步骤三、用基矩阵表示非基向量矩阵，计算各参数列矩阵的值，构成参数矩阵；步骤四、通过原有制导工具误差系数和参数矩阵建立新制导工具误差系数的方程；步骤五、通过基矩阵和新制导工具误差系数建立遥外测误差矩阵的方程，计算新制导工具误差系数；步骤六、对遥外测误差矩阵进行补偿，计算残差；本发明克服了现有方法不能精确求解惯性制导工具误差系数的不足，提高了惯性制导的精度。

技术领域

本发明属于惯性导航技术领域，涉及一种结合相关性和显著性检验的提高惯性制导精度的方法。

背景技术

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。

在利用弹道导弹遥外测数据分离惯性测量系统误差系数时，可采用遥外测速度误差误差作为观测量，其优点是速度误差反映了加速度计组合和陀螺仪组合的测量误差，另外一个优点是建立速度环境函数矩阵后可直接通过解方程求解误差系数，过程中没有微分解算。

基于速度环境函数的遥外测误差分离时，首先要确定误差模型的结构。弹道导弹飞行轨迹的特点是只能在主动段的轨迹曲线段有大过载，而不能全姿态任意方位都存在大过载或大机动，这就决定了选择的误差模型结构矩阵部分系数之间具有相关性，而最小二乘法对于强相关结构矩阵有较低的适应能力，会导致分离的误差系数偏离真值较大。

为此，如何在强相关条件的约束下，实现基于弹道导弹遥外测数据的惯性测量系统误差系数精确分离是一个难题。

目前常用的处理方式为主成分估计、有偏最小二乘估计、岭估计等方法进行参数辨识，但核心的问题是估计结果与真实值有较大偏差。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种结合相关性和显著性检验的提高惯性制导精度的方法，克服了现有主成分估计、有偏最小二乘估计、岭估计等方法不能精确求解惯性制导工具误差系数的不足，提高了惯性制导的精度。

本发明解决技术的方案是：

一种结合相关性和显著性检验的提高惯性制导精度的方法，包括如下步骤：

步骤一、根据遥外测误差矩阵Y、环境函数矩阵C和制导工具误差系数X，建立制导工具误差模型；制导工具误差模型为线性关系；

步骤二、确定环境函数矩阵C的全部基向量，并将全部基向量构成基矩阵D；

步骤三、确定环境函数矩阵C的全部非基向量，并将全部非基向量构成非基向量矩阵C″；用基矩阵D表示非基向量矩阵C″，计算各参数列矩阵的值，将各参数列矩阵构成参数矩阵R；

步骤四、设定新制导工具误差系数新制导工具误差系数包括r_A个行向量；通过原有制导工具误差系数和参数矩阵R建立新制导工具误差系数的方程；

步骤五、通过基矩阵D和新制导工具误差系数X′建立遥外测误差矩阵Y的方程，计算新制导工具误差系数X′；

步骤六、根据新制导工具误差系数X′和基矩阵D对遥外测误差矩阵Y进行补偿，并计算补偿后的残差ΔY；实现提高惯性制导精度。

在上述的一种结合相关性和显著性检验的提高惯性制导精度的方法，所述步骤一中，制导工具误差模型为：

Y＝CX

式中，Y为遥外测误差矩阵，y₁，y₂，……，y_n为按时间序列1×Δt、2×Δt、……，n×Δt给定的遥测值与外测值之差，其中Δt为采样时间；n为正整数，且n10000；