[发明专利]误差参数标定方法及装置

摘要

本发明公开了一种误差参数标定方法及装置。该方法包括：建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；判别每个所述误差参数的可观测性；当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数。本发明实现了实时、在轨标定出制导工具的误差参数的目的。

主权项

1.一种误差参数标定方法，其特征在于，包括：/n建立飞行器导航系统的状态方程和量测方程，所述状态方程和量测方程中均包含误差参数向量，所述误差参数向量由多个误差参数构成；/n判别每个所述误差参数的可观测性；/n当存在可观测的误差参数时，以预设时长为滤波周期，利用卡尔曼滤波或自适应滤波，标定出所述可观测的误差参数，其中：/n所述状态方程为：/n /n式(1)中，A表示状态矩阵；为飞行器本体系到发射惯性系的转换矩阵；X表示误差参数向量，φ表示平台失准角误差，δV表示速度误差，δr表示位置误差，δK_g表示陀螺的标度因数误差，b₁表示陀螺漂移误差，δK_a表示加速度计的标度因数误差，表示加速度计的漂移误差，T表示转置运算；η_g表示陀螺测量的白噪声，ε_a为加速度计测量的白噪声；为误差参数向量X的一阶导数向量；所述状态矩阵A为：/n /n式(2)中，为陀螺测得的飞行器本体系相对于发射惯性系的角速度在飞行器本体系的投影，表示以为主对角线元素的矩阵；f^b为加速度计测得的比力在飞行器本体系的投影，表示求解的反对称矩阵；I_3×3表示3×3的单位矩阵；G表示牛顿引力常数，M表示地球质量，x,y,z表示飞行器在发射惯性系下的坐标，r表示飞行器到发射惯性系原点的距离；为飞行器本体系到发射惯性系的转换矩阵；/n所述量测方程为：/n /n式(3)中，Z(t)表示制导差值矩阵；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；H_9×21表示量测矩阵；X表示所述误差参数向量；V_9×1表示白噪声向量；所述量测矩阵H_9×21为：/n /n式(4)中，I_3×3表示3×3的单位矩阵；所述白噪声向量V_9×1为：/n /n式(5)中，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；T表示转置运算；/n判别每个所述误差参数的可观测性的具体方法为：/n利用所述状态矩阵，计算转移矩阵，所述转移矩阵的计算公式为：/n /n式(6)中，Φ_k,k-1表示状态k-1时刻到状态k时刻的转移矩阵，I_21×21表示21×21的单位矩阵；T₁表示预设时长；A_k表示第k个预设时长的状态矩阵；m为正整数且m≥2；/n根据所述转移矩阵和所述量测矩阵，计算待奇异值分解矩阵，所述待奇异值分解矩阵的计算公式为：/n /n式(7)中，Q表示待奇异值分解矩阵，H_9×21表示量测矩阵，Φ_1,0表示状态0时刻到状态1时刻的转移矩阵，Φ_m-1,m-2表示状态m-2时刻到状态m-1时刻的转移矩阵，T表示转置运算；/n将所述待奇异值分解矩阵进行奇异值分解，以获取第一奇异值向量、第二奇异值向量、以及奇异值矩阵，所述奇异值分解的公式为：/nQ＝U∑V^T (8)/n式(8)中，Q表示待奇异值分解矩阵，∑表示奇异值矩阵，∑的主对角线元素为σ_i,i∈[1,m]；U表示第一奇异值向量，U＝[u_i]＝[u₁ u₂ ... u_m]；V表示第二奇异值向量，V＝[v_i]＝[v₁v₂ ... v_m]；T表示转置运算；/n利用所述σ_i、u_i、v_i、以及所述制导差值矩阵Z(t)，计算可观测性判别向量Y_21×1，所述可观测性判别向量Y的计算公式为：/n /n式(9)中，T表示转置运算；/n将所述可观测性判别向量Y_21×1的每个元素与设定阈值δe进行比较；/n当所述可观测性判别向量Y_21×1的第l,l∈[1,21]行第1列位置处的元素大于设定阈值δe时，判定误差参数向量X中第l,l∈[1,21]行第1列位置处的所述误差参数可观测；/n所述误差参数包括平台失准角误差、速度误差、位置误差、陀螺的标度因数误差、陀螺漂移误差、加速度计的标度因数误差、以及加速度计的漂移误差；每个所述误差参数均为矢量，且包含三个方向分量。/n