[发明专利]一种提高惯性制导航天器落点精度的方法

摘要

本发明涉及一种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。本发明给出了递推最小二乘法的稳态值的理论计算值，克服了传统的递推最小二乘法在结构矩阵奇异时不能给出精确的理论值的缺点；本发明给出了递推最小二乘法的稳态值的理论计算值，既覆盖了结构矩阵列向量相关时的情况，也包括了结构矩阵为列满秩时的情况，具有较好的适用范围。本发明给出了递推最小二乘法的稳态值的理论计算值，有利于在此基础上分析系统的可观性，以及估计轨迹的优化等，具有较好的工程应用价值。

主权项

1.一种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；(2)对信息矩阵进行特征值分解，有式中，D_n为对角阵，其对角线各元素都是的特征根；(3)根据D_n中对应的零特征值和非零特征值，把U_n写为U_n＝[U₁ U₂]其中，U₁为零特征值对应的特征向量集，U₂为非零特征值对应的特征向量集；(4)采用递推最小二乘法计算步骤(1)中X的估计值(5)根据步骤(4)得到的计算X为(6)根据步骤(5)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。