[发明专利]提高惯性制导航天器落点精度的方法

摘要

本发明涉及提高惯性制导航天器落点精度的方法，属于惯性导航技术领域。本发明给出了结构矩阵单一列向量强相关时的递推最小二乘法的稳态值的理论计算方法，可给出结构矩阵单一列向量强相关时的具体表达式，有利于实现对参数估计的预测。

主权项

1.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；结构矩阵C_n中存在l个非零标量满足如下关系：式中，分别为相关比例系数；(2)根据步骤(1)中的相关比例系数列写出(l+1)×1维列向量：(3)根据步骤(2)中的列向量u₂，求出(l+1)×(l+1)维实对称矩阵：(4)根据步骤(3)中的列向量求出式中，I为(m‑l‑1)×(m‑l‑1)维单位矩阵，UU^T为m×m维实对称矩阵，M为m×m维转换矩阵；(5)采用递推最小二乘法计算步骤(1)中X的估计值(6)根据步骤(5)得到的计算X为(7)根据步骤(6)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。