[发明专利]一种用速度差信息的天基惯性基准传递方法

摘要

本发明涉及卫星惯性导航，为解决天基惯性基准传递，本发明提供一种用速度差信息的天基惯性基准传递方法，其具体包括如下步骤建立J2000.0惯性坐标系下系统模型；建立惯性基准传递中的J2000.0惯性坐标系下MEMS子惯导常值偏差在轨标定系统模型；进行滤波解算。与现有技术相比，其优点和有益效果是只需要由主子惯导分别对航天器的运行速度进行探测，即可通过滤波算法实现对MEMS子惯导常值偏差的在轨标定与主子惯导失准角的实时自主估计，为惯性基准传递提供所需信息。实现了仅有速度匹配的天基惯性基准传递，空间机动平台可实现高精度惯性基准传递，提高了发射分离任务的可靠性。

主权项

一种用速度差信息的天基惯性基准传递方法，其特征在于，包括如下步骤：(a)建立J2000.0惯性坐标系下惯性基准传递系统模型；(b)建立惯性基准传递中的J2000.0惯性坐标系下MEMS子惯导常值偏差在轨标定系统模型；(c)进行滤波解算；所述步骤(a)中，选取J2000.0惯性坐标系下[δvx,δvy,δvz,φx,φy,φz]T为状态量，利用J2000.0惯性坐标系下速度误差方程和失准角误差方程，推导得到J2000.0惯性坐标系下航天器惯性基准传递的系统模型；所述步骤(b)中，选取J2000.0惯性坐标系下为状态量，利用航天器惯性基准传递系统模型，结合陀螺误差模型和加速度计误差模型，推导得到J2000.0惯性坐标系下MEMS子惯导常值偏差在轨标定的系统模型；其中，i＝x,y,z，δv为J2000.0惯性系下主子惯导速度差，φ为J2000.0惯性系下主子惯导失准角，εg为MEMS子惯导陀螺常值漂移误差，为MEMS子惯导加速度计零偏误差；所述步骤(c)中，利用扩展卡尔曼滤波算法，首先调用常值偏差在轨标定系统模型完成对MEMS子惯导常值偏差的在轨标定，然后调用惯性基准传递系统模型进行失准角实时滤波估计，得到J2000.0惯性坐标系下失准角估计值，再借助坐标系转换矩阵，解算发射系统本体坐标系下对应失准角，作为惯性基准传递输出。