[发明专利]一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法

权利要求书

1.一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：步骤如下：

(1)获取导弹相对发射点地球坐标系的遥外测速度误差的序列值遥外测位置误差的序列值其中，δv_x、δv_y、δv_z为导弹在发射点地球坐标系OX_eY_eZ_e三个轴上的速度误差分量；i＝1,2,…,N，i表示导航解算的时间序列，N表示参与导航解算的最大个数；设采样间隔周期为ΔT，序列i对应的时刻为t_i＝i×ΔT；

(2)获取惯性导航t_i时刻的姿态角误差

(3)根据姿态角误差相对陀螺仪漂移系数的环境函数矩阵，求解陀螺仪各误差系数；

(4)对遥外测速度误差进行修正；

(5)根据速度环境函数，采用最小二乘法求解制导工具误差系数；

(6)将制导工具误差系数经补偿后提高惯性制导精度；

所述步骤(2)中的姿态角误差获取方法为：

(21)在惯性系统安装两个敏感轴近似正交的星敏器S₁和S₂，分别观测星体P₁和P₂；星体P₁相对于惯性系统的高低角的理论值为μ_p1、方位角的理论值为ψ_p1；星体P₂相对于惯性系统的高低角的理论值为μ_p2、方位角的理论值为ψ_p2；

(22)星敏器S₁测量出星体P₁相对于惯性系统的高低角的实际值为μ_c1、方位角的实际值为ψ_c1；星敏器S₂测量出星体P₂相对于惯性系统的高低角的实际值为μ_c2、方位角的实际值为ψ_c2；

(23)计算出星敏器S₁的视差角Δμ₁＝μ_c1-μ_p1、Δψ₁＝ψ_c1-ψ_p1，星敏器S₂的视差角Δμ₂＝μ_c2-μ_p2、Δψ₂＝ψ_c2-ψ_p2；

(24)给出视差角和姿态角误差之间的关系

(25)采用最小二乘法求解出姿态角误差Δφ_x、Δφ_y、Δφ_z。

2.根据权利要求1所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(21)中的星敏器与惯性系统之间的安装方式采用捷联方式，即星敏器直接安装在平台台体上，视差角通过数据解算得到；或者采用星光锁定方式，通过双轴平台使星敏器的输入轴始终对准星体，再通过双轴平台的框架角解算出视差角。

3.根据权利要求1所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(6)中的补偿为直接对遥外测观测量进行修正，陀螺仪误差系数修正公式为ΔY_φ＝Y_φ-C_attX_att，加速度计误差系数修正公式为ΔδV_acc＝δV_acc-A_accX_acc。

4.根据权利要求1所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(6)中的补偿为利用确定的工具误差系数对工具误差的装订值进行修正，进而实现对惯性制导遥外测观测量的补偿。