CN107101649B - 一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法 - Google Patents

一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法，根据空间飞行器的实时遥测速度和外测速度的差，用最小二乘法和特征根估计相结合的方法在轨、实时地标定出制导工具的误差系数，对制导工具误差进行补偿。本发明能够克服现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，能够实时、在轨标定出制导工具的误差系数，算法简单，便于工程化。另外，本专利采用最小二乘法和特征根估计相结合的方式，提高了误差系数估计的置信度。

Description

一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法
技术领域
本发明涉及制导工具领域，尤其涉及一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法。
背景技术
惯性仪表是捷联惯导系统的心脏，其误差的大小将直接影响空间飞行器的入轨精度和落点偏差的大小。SINS制导工具误差系数在轨分离是提高空间飞行器导航精度的一个重要手段，而误差系数分离工作的核心是参数估计方法的研究。目前，惯性系统地面标定的方法已经比较成熟，但是惯性系统实际应用到飞行任务中时，受到飞行器震动、空间环境的变化地面标定的误差系数无法满足飞行器、航天器长期在空间飞行精确地定姿定位的要求。
发明内容
针对现有技术中存在的不足，本发明提供了一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法。
本发明是通过如下技术方案实现的：一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法，其特征在于：包括如下步骤：
(1)在导航坐标系下，建立起关于制导工具误差系数C的线性模型：ΔW＝SC+η，其中，ΔW＝[ΔWx ΔWy ΔWz]T为遥测速度和外测速度之差，C为制导工具系统误差，S为环境函数矩阵，η是由线性模型误差和遥、外测系统的随机误差等误差构成的合成误差；
(2)用最小二乘法对系数C进行估计，其最小二乘估计为：
(3)用特征根估计方法对C进行估计，其特征根估计方法为：
其中是C的第j个元素的估值，ωi是各个特征向量的权重，
为第i个特征向量的第j个元素；
(4)把用最小二乘法估计出的和用特征根估计法估计出的进行比较，如果，对于和中的每一个元素和若满足公式2：
则认为估计出的值是可信的，取作为制导工具误差系数C的估值；
如果对于和中的元素和不满足公式2，则空间飞行器继续飞行，经过设定的时间后，用测出的遥外测数据差等数据，返回运行步骤(2)继续。
上述技术方案中，所述设定的时间为10分钟。
本发明具有如下有益效果：本发明能够克服现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，能够实时、在轨标定出制导工具的误差系数，算法简单，便于工程化。另外，本专利采用最小二乘法和特征根估计相结合的方式，提高了误差系数估计的置信度。
附图说明
图1为仿真轨迹位置变化图。
图2为轨迹姿态角变化图。
图3为仿真轨迹速度变化图。
图4为仿真轨迹加速度变化图。
图5为仿真轨迹角速度变化图。
图6为本发明实施例的空间飞行器制导工具在轨误差分离方法流程框图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下参照附图并举实施例，对本发明进一步详细说明。
根据本发明的空间飞行器制导工具在轨误差分离方法，其根据空间飞行器的实时遥测速度和外测速度的差，用最小二乘法和特征根估计相结合的方法在轨、实时地标定出制导工具的误差系数，对制导工具误差进行补偿。
下面结合说明书附图对本发明作进一步详细描述。图1示出了本发明实施例的空间飞行器制导工具在轨误差分离方法。参见图1，根据本发明实施例的空间飞行器制导工具在轨误差分离方法包括如下步骤：
(1)根据遥外测数据差、环境函数矩阵和噪声的统计特性来估计制导工具误差系数，即在导航坐标系下，建立起关于制导工具误差系数C的线性模型：ΔW＝SC+η，其中，ΔW＝[ΔWx ΔWy ΔWz]T为遥测速度和外测速度之差，C为制导工具系统误差系数，S为环境函数矩阵，η是由线性模型误差和遥、外测系统的随机误差等误差构成的合成误差；
(2)用最小二乘法对制导工具误差系数C进行估计，其最小二乘估计为：
(3)用特征根估计方法对制导工具误差系数C进行估计，其特征根估计方法为：
其中是C的第j个元素的估值，ωi是各个特征向量的权重，
为第i个特征向量的第j个元素；
(4)把用最小二乘法估计出的和用特征根估计法估计出的进行比较，如果，对于和中的每一个元素和有公式2：
则认为估计出的值是可信的，取作为制导工具误差系数C的估值；
如果对于和中的元素和不满足公式2，则空间飞行器继续飞行，过10分钟以后，用测出的遥外测数据差数据，返回步骤(2)继续。
实施例：
根据纯惯性条件的轨迹发生器产生陀螺和加速度计数据，采用遥外差法进行仿真标定。引入了陀螺和加速度计的漂移误差。仿真轨迹如图1-图3所示，相应的角速度和加速度如图4和图5所示。
本发明具有如下有益效果：本发明能够克服现有制导工具误差分离技术“天地不一致”的不足，能够实时、在轨标定出制导工具的误差系数，算法简单，便于工程化。另外，本专利采用最小二乘法和特征根估计相结合的方式，提高了误差系数估计的置信度。
本专利引入陀螺和加速度计的漂移误差，基于轨迹发生器进行仿真，漂移误差系数的设定值和最小二乘、特征值估计法标定结果如下表1所示。
表1基于轨迹发生器的仿真结果
漂移 设定值 最小二乘法 特征值估计
X轴陀螺漂移 4.85E-06 4.85E-06 4.85E-06
Y轴陀螺漂移 4.85E-06 4.85E-06 4.85E-06
Z轴陀螺漂移 4.85E-06 4.85E-06 4.85E-06
X轴加计漂移 0.00978 0.00978 0.00978
Y轴加计漂移 0.00978 0.00978 0.00978
Z轴加计漂移 0.00978 0.00978 0.00978
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明保护的范围之内。

Claims (2)

1.一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法，其特征在于：包括如下步骤：
(1)在导航坐标系下，建立起关于制导工具误差系数C的线性模型：ΔW＝SC+η，其中，ΔW＝[[ΔWx ΔWy ΔWz]T为遥测速度和外测速度之差，C为制导工具系统误差，S为环境函数矩阵，η是由线性模型误差和遥、外测系统的随机误差构成的合成误差；
(2)用最小二乘法对系数C进行估计，其最小二乘估计为：
(3)用特征根估计方法对C进行估计，其特征根估计方法为：
其中是C的第j个元素的估值，ωi是各个特征向量的权重，
为第i个特征向量的第j个元素；
(4)把用最小二乘法估计出的和用特征根估计法估计出的进行比较，
如果，对于和中的每一个元素和若满足公式2：
则认为估计出的值是可信的，取作为制导工具误差系数C的估值；
如果对于和中的元素和不满足公式2，则空间飞行器继续飞行，经过设定的时间后，用测出的遥外测数据差数据，返回运行步骤(2)继续。
2.如权利要求1所述的一种空间飞行器制导工具在轨误差分离方法，其特征在于：所述设定的时间为10分钟。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108827343B (zh) * 2018-06-22 2020-06-30 中国人民解放军国防科技大学 一种基于试验设计与进化寻优的制导工具误差辨识方法
CN110553641B (zh) * 2019-07-25 2021-08-10 北京航天控制仪器研究所 一种基于相关系数的提高惯性制导精度的方法
CN110553642B (zh) * 2019-07-26 2021-12-07 北京航天控制仪器研究所 一种提高惯性制导精度的方法
CN113448346B (zh) * 2020-03-27 2022-04-26 中国人民解放军63729部队 一种基于遥测信息的弹道择优方法
CN111623770B (zh) * 2020-04-28 2022-06-03 北京航天控制仪器研究所 一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0921858A (ja) * 1995-07-07 1997-01-21 Japan Radio Co Ltd 測位装置
CN102332011A (zh) * 2011-09-09 2012-01-25 北京空间飞行器总体设计部 一种在轨航天器有效数据选取方法
CN102494686A (zh) * 2011-10-17 2012-06-13 北京国科环宇空间技术有限公司 一种卫星姿态轨道确定系统及方法
CN102033236B (zh) * 2010-10-22 2012-09-19 浙江大学 一种卫星导航位置速度联合估计方法
CN102968552A (zh) * 2012-10-26 2013-03-13 郑州威科姆科技股份有限公司 一种卫星轨道数据预估与修正方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0921858A (ja) * 1995-07-07 1997-01-21 Japan Radio Co Ltd 測位装置
CN102033236B (zh) * 2010-10-22 2012-09-19 浙江大学 一种卫星导航位置速度联合估计方法
CN102332011A (zh) * 2011-09-09 2012-01-25 北京空间飞行器总体设计部 一种在轨航天器有效数据选取方法
CN102494686A (zh) * 2011-10-17 2012-06-13 北京国科环宇空间技术有限公司 一种卫星姿态轨道确定系统及方法
CN102968552A (zh) * 2012-10-26 2013-03-13 郑州威科姆科技股份有限公司 一种卫星轨道数据预估与修正方法

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