CN111623770A - 一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，包括：获取惯性制导遥外测速度误差和位置误差；对惯性制导遥外测速度误差和位置误差进行开环修正和补偿，得到遥外测速度观测量；根据飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型；采用最小二乘法求解出制导工具误差的值；根据求解出的制导工具误差的值，对遥外测速度观测量进行补偿，以提高惯性制导精度。本发明克服了现有方案忽略速度反馈、位置反馈时近似线性化引起速度环境函数与遥外测速度误差不匹配，进而导致不能精确求解惯性制导工具误差系数的不足的问题。

Description

一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法

技术领域

本发明属于惯性导航与惯性制导技术领域，尤其涉及一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法。

背景技术

当前航天飞行器的惯性导航主要采用陀螺仪和加速度计构成的惯性测量系统(捷联系统或平台系统)作为运动信息测量部件，其精度直接决定了航天飞行器的制导精度，因此，把惯性测量系统的误差一般称作惯性制导工具误差。由于惯性测量系统的误差不可直接观测，而须通过外部测量的速度、姿态等信息来补偿或修正惯性测量系统的误差以提高制导精度，这就牵涉到如何分离出惯性测量系统的误差系数，或惯性制导工具误差系数。

在利用弹道导弹遥外测数据分离惯性测量系统误差系数时，可采用遥外测速度误差误差作为观测量，其优点是速度误差反映了加速度计组合和陀螺仪组合的测量误差，另外一个优点是建立速度环境函数矩阵后可直接通过解方程求解误差系数，过程中没有微分解算。

建立速度环境函数主要基于惯性导航误差传播方程，由于存在着速度误差、位置误差和姿态角误差反馈，为一个非线性多变量交链方程，因此，难以建立所需的线性方程从而求解工具误差。

目前，在工程实际中主要采用了简化的方案，忽略了姿态角误差对姿态角速度的反馈作用，也忽略了速度误差和位置误差对加速度误差的反馈作用。该简化方案适宜于飞行时间较短的弹道导弹主动段应用场景，在关机点时刻可认为速度误差和位置误差引起的反馈作用非常小，从而影响落点精度的主要因素是惯性器件的误差。但随着全程制导飞行时间的量级增加，该简化方案已显露出不足，表现为长时间飞行时舒拉周期的影响、地球几何模型的影响、重力异常的影响等都会导致分离的误差系数偏离真值较大，从而导致制导精度下降。

为此，如何在反映惯性导航误差传播客观存在反馈的约束条件下，实现基于弹道导弹遥外测数据的惯性测量系统误差系数精确分离是一个难题。需要寻找一种精确的基于遥外测数据估计制导工具误差系数分离方法，以提高惯性制导的精度。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，克服了现有方案忽略速度反馈、位置反馈时近似线性化引起速度环境函数与遥外测速度误差不匹配，进而导致不能精确求解惯性制导工具误差系数的不足的问题。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，包括：

获取惯性制导遥外测速度误差和位置误差；

对惯性制导遥外测速度误差和位置误差进行开环修正和补偿，得到遥外测速度观测量；

根据飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型，其中，所述制导工具误差模型满足线性关系；

采用最小二乘法求解出制导工具误差的值；

根据求解出的制导工具误差的值，对遥外测速度观测量进行补偿，以提高惯性制导精度。

在上述基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法中，获取惯性制导遥外测速度误差和位置误差，包括：

获取导弹相对发射点地球坐标系的遥外测速度误差

和位置误差

其中，δv_x、δv_y和δv_z分别表示导弹在发射点地球坐标系O-XYZ的三个轴上的速度分量，δr_x、δr_y和δr_z分别表示导弹在发射点地球坐标系O-XYZ的三个轴上的位置分量。

在上述基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法中，对惯性制导遥外测速度误差和位置误差进行开环修正和补偿，得到遥外测速度观测量，包括：

分别确定

和

的序列值

和

其中，i＝1,2,…N，采样间隔周期为ΔT，对应的时间t_i＝ΔT,2ΔT,…NΔT；

根据

求解地球转速引起的速度修正量

的序列值

根据

求解重力加速度引起的速度修正量

的序列值

根据

和

求解得到经反馈修正后的新的速度误差序列值

根据求解得到的经反馈修正后的新的速度误差序列值

确定遥外测速度观测量。

在上述基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法中，根据

求解地球转速引起的速度修正量

的序列值

包括：

设i＝0时的初值Δv_1x＝0、Δv_1y＝0、Δv_1z＝0；

计算下式(1)：

其中，

表示地球自转角速度在发射点地球坐标系中矢量，ω_ie表示地球自转角速度，ω_ie,x、ω_ie,y和ω_ie,z分别表示ω_ie在发射点地球坐标系O-XYZ的三个轴上的分量；γ₀表示发射点方位角，

表示发射点的纬度；

当i<N-1时，i＝i+1，返回所述计算下式(1)的步骤；否则，结束。

在上述基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法中，根据

求解重力加速度引起的速度修正量

的序列值

包括：

设i＝0时的初值Δv_2x＝0、Δv_2y＝0、Δv_2z＝0；

计算下式(2)

其中，B_r表示位置反馈矩阵；

当i<N-1时，i＝i+1，返回所述计算下式(2)的步骤；否则，结束。

在上述基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法中，

在东北天地理坐标系中，位置反馈矩阵B_r表示为：

其中，

g表示在高度为h时的重力加速度，g₀表示地球水平面的重力加速度，h表示海拔高度，R表示地球半径，ω_s表示舒拉角频率，

表示地心地球直角坐标系至发射点地球坐标系的变换矩阵，

表示东北天地理坐标系至地心地球直角坐标系的变换矩阵，

表示地心地球直角坐标系至东北天地理坐标系的变换矩阵，

表示发射点地球坐标系至地心地球直角坐标系的变换矩阵；

在发射点地球坐标系中，位置反馈矩阵B_r表示为：

其中，fM表示万有引力常数与地球质量乘积；r＝(x,y,z)表示弹体相对地心的位置坐标。

在上述基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法中，根据飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型，包括：

根据求解得到的经反馈修正后的新的速度误差序列值

确定的遥外测速度观测量Y的序列值如下：

确定环境函数矩阵C：

其中，

表示安装加速度计的本体坐标系至发射点地球坐标系的变换矩阵；

表示三个加速度计的测量输出误差矢量；x_aj表示与加速度计有关的误差系数，j＝1,2…p；A_φ表示姿态角误差至速度误差的环境函数矩阵；A_ε表示陀螺仪误差系数至姿态角误差的环境函数矩阵；

表示陀螺仪漂移；x_gk表示与陀螺仪有关的误差系数，k＝1,2…q；

确定制导工具误差系数X：

构建制导工具误差模型：Y＝CX。

在上述基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法中，

A_φ＝[A_φ1 A_φ2 A_φ3]

其中，φ_x、φ_y和φ_z分别表示弹体相对于发射点地球坐标系的三个方向的姿态角分量；a_x、a_y和a_z分别表示加速度计组合测量的三个方向的视加速度分量。

在上述基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法中，采用最小二乘法求解出制导工具误差的值，包括：

采用最小二乘法，对X＝(C^TC)^-1C^TY进行求解，得到制导工具误差的值；其中，在对X＝(C^TC)^-1C^TY的求解过程中采用显著性检验，将不显著的状态变量直接置为零。

在上述基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法中，根据求解出的制导工具误差的值，对遥外测速度观测量进行补偿，包括：

采用求解出的制导工具误差的值，直接对遥外测速度观测量Y进行补偿：ΔY＝Y-CX；其中，ΔY表示补偿后的残差。

本发明具有以下优点：

本发明公开了一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，通过引进遥外测速度误差、位置误差等信息以修正速度误差，使得修正后的速度误差与速度环境函数相互匹配，克服了原简化方法存在不匹配而导致分离的误差系数与真值之间存在偏差的问题；原方法由于速度误差与速度环境函数不匹配，从而需要迭代多次才能求解出系数，而采用本发明所述的方法一次就能分离出制导工具误差，效率较高，具有简单快捷、容易实现的优点；采用本发明所述的方法分离系数准确，补偿惯性制导工具误差精度高，大幅提高了制导精度。

附图说明

图1是一种现有的惯性导航误差传播流程图；

图2是一种现有的简化流程方案的速度开环误差传播流程图；

图3是本发明实施例中一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法的步骤流程图；

图4是本发明实施例中一种局部闭环惯性导航误差传播流程图；

图5是本发明实施例中一种修正后的速度误差等效传播流程图；

图6是本发明实施例中一种遥外测速度误差发射点地球坐标系X、Y、Z轴的分量示意图；

图7是本发明实施例中一种采用原遥外测速度误差分离后的补偿效果示意图；

图8是本发明实施例中一种采用修正后的遥外测速度误差分离后的补偿效果示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。

实施例1

设惯性导航解算是基于发射点地球坐标系，解算方程为：

其中，X^e表示基于发射点地球坐标系的导航解算的状态变量，r^e表示导航解算的位置矢量，V^e表示导航解算的速度矢量，

表示本体坐标系至发射点地球坐标系的变换矩阵，

表示加速度计测量的视加速度矢量，

表示地球自转角速度的反对称矩阵，

表示重力加速度在发射点地球坐标系中的矢量，

表示本体相对惯性坐标系的角速度反对称矩阵，

表示地球自转角速度相对本体坐标系的反对称矩阵。

由于发射点地球坐标系e与地球表面固连，相对地固直角坐标系e₀无旋转。设发射点方位角为γ₀，发射点的纬度为

发射点的经度为λ₀，则有：

其中，

表示地球自转角速度在发射点地球坐标系中的矢量，ω_ie表示地球自转角速度，ω_ie,x、ω_ie,y和ω_ie,z分别表示ω_ie在发射点地球坐标系O-XYZ的三个轴上的分量，

表示地心地球坐标系相对惯性坐标系的角速度在发射点地球坐标系中的矢量，

表示发射点地球坐标系相对地心地球直角坐标系的角速度在发射点地球坐标系中的矢量。

定义从发射点地球坐标系e至惯性平台台体坐标系p的坐标变换矩阵

为：

其中，φ_x、φ_y和φ_z分别表示弹体相对于发射点地球坐标系的三个方向的姿态角分量。

则姿态微分方程可写为：

其中，

表示本体坐标系相对惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的矢量，

表示发射点地球坐标系相对惯性坐标系的角速度在本体坐标系中的矢量。

依据导航解算方程，求得的导航误差方程包括：

1)位置误差

的微分方程：

2)速度误差

的微分方程：

其中，δv_x、δv_y和δv_z分别表示导弹在发射点地球坐标系O-XYZ的三个轴上的速度分量，δr_x、δr_y和δr_z分别表示导弹在发射点地球坐标系O-XYZ的三个轴上的位置分量；δr^e表示基于发射点地球坐标系的导航解算的位置误差，δV^e表示基于发射点地球坐标系的导航解算的速度误差，δf^p表示加速度计测量误差，δφ_x表示导航解算的X轴姿态角误差，δφ_y表示导航解算的Y轴姿态角误差，δφ_z表示导航解算的Z轴姿态角误差，B_v表示速度反馈矩阵，B_r表示位置反馈矩阵，a_x、a_y和a_z分别表示加速度计组合测量的三个方向的视加速度分量。

在上式中，速度反馈矩阵B_v为：

在东北天地理坐标系中，位置反馈矩阵B_r表示为：

其中，

g表示高度为h时的重力加速度，g₀表示地球表面重力加速度，h表示海拔高度，R表示地球半径，ω_s表示舒拉角频率，

表示地心地球直角坐标系至发射点地球坐标系的变换矩阵，

表示东北天地理坐标系至地心地球直角坐标系的变换矩阵，

表示地心地球直角坐标系至东北天地理坐标系的变换矩阵，

表示发射点地球坐标系至地心地球直角坐标系的变换矩阵。

在发射点地球坐标系中，位置反馈矩阵B_r表示为：

其中，fM表示万有引力常数与地球质量乘积；r^e＝(x,y,z)表示弹体相对地心的位置坐标。

3)姿态误差微分方程：

其中，

表示三个陀螺仪的测量输出误差矢量，

表示本体相对惯性坐标系的角速度在X轴的分量，

表示本体相对惯性坐标系的角速度在Y轴的分量，

表示本体相对惯性坐标系的角速度在Z轴的分量。

由姿态误差、速度误差和位置误差微分方程构成的惯性导航误差传播流程如图1所示，工作时间较短时的简化流程如图2所示。目前，在工程实际中主要采用了简化流程方案，忽略了姿态角误差对姿态角速度的反馈作用，也忽略了速度误差和位置误差对加速度误差的反馈作用。

例如：

加速度计误差系数的环境函数简化为：

其中，x_aj表示与加速度计有关的误差系数，j＝1,2…p；

表示三个加速度计的测量输出误差矢量；ΔT表示采样间隔周期，对应的时间t_i＝ΔT,2ΔT,…NΔT，i＝1,2,…N。

陀螺仪误差系数的环境函数简化为：

其中，x_gk表示与陀螺仪有关的误差系数，k＝1,2…q；A_φ表示姿态误差至速度误差的环境韩淑矩阵；A_ε表示陀螺仪误差系数至姿态误差的环境函数矩阵。

可见，现有的简化流程方案适用于飞行时间较短的弹道导弹主动段应用场景，在关机点时刻可认为速度误差和位置误差引起的反馈作用非常小，从而影响落点精度的主要因素是惯性器件的误差。

但随着全程制导飞行时间的量级增加，现有的简化流程方案已显露出不足，表现为长时间飞行时舒拉周期的影响、地球几何模型的影响、重力异常的影响等都会导致分离的误差系数偏离真值较大，从而导致制导精度下降。

考虑到弹道导弹相对于飞机、潜艇等工作时间相对较短，可认为姿态误差相对较小，在惯性导航误差传播过程中可忽略姿态误差的反馈作用，本发明公开了一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法。

如图3～5，在本实施例中，该基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，包括：

步骤101，获取惯性制导遥外测速度误差和位置误差。

在本实施例中，获取导弹相对发射点地球坐标系的遥外测速度误差

和位置误差

步骤102，对惯性制导遥外测速度误差和位置误差进行开环修正和补偿，得到遥外测速度观测量。

根据

和

可以确定

和

的序列值

和

根据

求解地球转速引起的速度修正量

的序列值

根据

求解重力加速度引起的速度修正量

的序列值

根据

和

求解得到经反馈修正后的新的速度误差序列值

根据求解得到的经反馈修正后的新的速度误差序列值

确定遥外测速度观测量。

一优选的，求解地球转速引起的速度修正量

的序列值的过程如下：

设i＝0时的初值Δv_1x＝0、Δv_1y＝0、Δv_1z＝0；

计算下式(1)：

当i<N-1时，i＝i+1，返回所述计算下式(1)的步骤；否则，结束。

其中，如前所述，

一优选的，求解重力加速度引起的速度修正量

的序列值的过程如下：

设i＝0时的初值Δv_2x＝0、Δv_2y＝0、Δv_2z＝0；

计算下式(2)：

当i<N-1时，i＝i+1，返回所述计算下式(2)的步骤；否则，结束。

其中，如前所述，

在东北天地理坐标系中，位置反馈矩阵B_r表示为：

在发射点地球坐标系中，位置反馈矩阵B_r表示为：

步骤103，根据飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型。

在本实施例中，制导工具误差模型满足线性关系。

根据求解得到的经反馈修正后的新的速度误差序列值

确定的遥外测速度观测量Y的序列值如下：

确定环境函数矩阵C：

确定制导工具误差系数X：

构建制导工具误差模型：Y＝CX。

优选的：

A_φ＝[A_φ1 A_φ2 A_φ3]

步骤104，采用最小二乘法求解出制导工具误差的值。

在本实施例中，采用最小二乘法，对X＝(C^TC)^-1C^TY进行求解，得到制导工具误差的值；其中，在对X＝(C^TC)^-1C^TY的求解过程中采用显著性检验，将不显著的状态变量直接置为零。

步骤105，根据求解出的制导工具误差的值，对遥外测速度观测量进行补偿，以提高惯性制导精度。

在本实施例中，采用求解出的制导工具误差的值，直接对遥外测速度观测量Y进行补偿：ΔY＝Y-CX；其中，ΔY表示补偿后的残差。

实施例2

在上述实施例的基础上，下面结合一个具体实例进行说明。

惯性制导导弹的落点精度主要取决于制导工具误差，在飞行过程中，遥测导航速度包含陀螺仪、加速度计等惯性器件引起的制导工具误差，外测实时测量出弹体的运动速度并作为基准信息。通过对飞行遥外测数据求差，可估计出各项工具误差系数的值。

(1)构建制导工具误差模型

加速度计组合误差模型为：

其中，δf_x、δf_y、δf_z表示X、Y和Z轴对应的三个加速度计测量误差；k_0x、k_0y和k_0z分别表示X、Y和Z加表零偏；δk_x、δk_y和δk_z分别表示X、Y和Z加表线性度；δK_ax、δK_ay和δK_az分别表示X、Y和Z加表不对称性；k_xy表示Y加速度计相对X轴的安装误差角，k_zy表示Y加速度计相对Z轴的安装误差角，k_yx表示X加速度计相对Y轴的安装误差角，k_zx表示X加速度计相对Z轴的安装误差角，k_xz表示Z加速度计相对X轴的安装误差角，k_yz表示Z加速度计相对Y轴的安装误差角；K_2x表示X加表二次项，K_2y表示Y加表二次项，K_2z表示Z加表二次项；δK_2x表示X加表奇二次项，δK_2y表示Y加表奇二次项，δK_2z表示Z加表奇二次项；K_xxy表示X加速度计与X、Y相关的交叉耦合项，K_xxz表示X加速度计与X、Z相关的交叉耦合项，K_xyz表示X加速度计与Y、Z相关的交叉耦合项，K_yxy表示Y加速度计与X、Y相关的交叉耦合项，K_yxz表示Y加速度计与X、Z相关的交叉耦合项，K_yyz表示Y加速度计与Y、Z相关的交叉耦合，K_zxy表示Z加速度计与X、Y相关的交叉耦合项，K_zxz表示Z加速度计与X、Z相关的交叉耦合项，K_zyz表示Z加速度计与Y、Z相关的交叉耦合项；K_3x表示X加表三次项，K_3y表示Y加表三次项，K_3z表示Z加表三次项。

陀螺仪组合误差模型为：

其中，ε_x、ε_y、ε_z分别表示X、Y和Z轴对应的三个陀螺仪的测量误差，D_Fx表示X陀螺仪常值漂移，D_Fy表示Y陀螺仪常值漂移，D_Fz表示Z陀螺仪常值漂移，D_1x表示X陀螺仪与a_x相关的一次项系数、D_2x表示X陀螺仪与a_y相关的一次项系数、D_3x表示X陀螺仪与a_z相关的一次项系数，D_4x表示表示X陀螺仪与

相关的二次项系数、D_5x表示X陀螺仪与

相关的二次项系数、D_6x表示X陀螺仪与

相关的二次项系数，D_7x表示X陀螺仪与a_xa_y相关的交叉耦合项系数、D_8x表示X陀螺仪与a_ya_z相关的交叉耦合项系数、D_9x表示X陀螺仪与a_xa_z相关的交叉耦合项系数，D_1y表示Y陀螺仪与a_x相关的一次项系数、D_2y表示Y陀螺仪与a_y相关的一次项系数、D_3y表示Y陀螺仪与a_z相关的一次项系数，D_4y表示Y陀螺仪与

相关的二次项系数、D_5y表示Y陀螺仪与

相关的二次项系数、D_6y表示Y陀螺仪与

相关的二次项系数，D_7y表示Y陀螺仪与a_xa_y相关的交叉耦合项系数、D_8y表示Y陀螺仪与a_ya_z相关的交叉耦合项系数、D_9y表示Y陀螺仪与a_xa_z相关的交叉耦合项系数，D_1z表示Z陀螺仪与a_x相关的一次项系数、D_2z表示Z陀螺仪与a_y相关的一次项系数、D_3z表示Z陀螺仪与a_z相关的一次项系数，D_4z表示Z陀螺仪与

相关的二次项系数、D_5z表示Z陀螺仪与

相关的二次项系数、D_6z表示Z陀螺仪与

相关的二次项系数，D_7z表示Z陀螺仪与a_xa_y相关的交叉耦合项系数、D_8z表示Z陀螺仪与a_ya_z相关的交叉耦合项系数、D_9z表示Z陀螺仪与a_xa_z相关的交叉耦合项系数。

将以上64项误差系数表示为

其中，m＝64。

遥外测观测量序列值为弹体运动时的遥外测速度差，

n＝36000。

速度环境函数矩阵为C＝[C₁ C₂… C_m]。

则制导工具误差模型为：

Y＝CX

遥外测速度误差

如图6中虚线所示。

(2)根据遥外测速度误差

求解误差系数

采用最小二乘法，经过相关性和显著性检验后的误差模型为：

其中，K_3x＝1.8×10^-6g/g²，δK_2y＝2.99×10^-5g/g²，K_yxz＝-9.7×10^-5g/g²，k_0y＝2.6×10^-4g，D_Fx＝-0.40°/h，D_Fy＝-0.42°/h，D_Fz＝-0.14°/h；其余各项误差系数为零。

把上述各项误差系数代入导航算法，与外测数据求差，得到遥外测速度误差，如图7，可以看出，其速度误差不为零，且有较大偏差。

(3)修正遥外测速度误差

求解修正后的遥外测速度误差，如图6中的实线。

(4)求解新的制导工具误差系数

采用最小二乘法，经过相关性和显著性检验后的误差模型为：

其中，k′_0x＝2.9×10^-5g，k′_0y＝1.5×10^-4g，δK′_2y＝1.1×10^-4g/g²，K′_3y＝-1.6×10^-5g/g³，D′_1x＝6.14°/h/g，D′_2x＝-0.49°/h/g，D′_4x＝-0.76°/h/g²，D′_Fy＝-0.71°/h，D′_Fz＝-0.086°/h。

(5)误差补偿

把上述各项误差系数进行补偿，并代入导航算法，与外测数据求差，得到遥外测速度误差如图8，可以看出，补偿效果较好，均值为零，提高了制导精度。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，包括：

获取惯性制导遥外测速度误差和位置误差；

对惯性制导遥外测速度误差和位置误差进行开环修正和补偿，得到遥外测速度观测量；

根据飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型，其中，所述制导工具误差模型满足线性关系；

采用最小二乘法求解出制导工具误差的值；

根据求解出的制导工具误差的值，对遥外测速度观测量进行补偿，以提高惯性制导精度。

2.根据权利要求1所述的基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，获取惯性制导遥外测速度误差和位置误差，包括：

获取导弹相对发射点地球坐标系的遥外测速度误差

和位置误差

其中，δv_x、δv_y和δv_z分别表示导弹在发射点地球坐标系O-XYZ的三个轴上的速度分量，δr_x、δr_y和δr_z分别表示导弹在发射点地球坐标系O-XYZ的三个轴上的位置分量。

3.根据权利要求2所述的基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，对惯性制导遥外测速度误差和位置误差进行开环修正和补偿，得到遥外测速度观测量，包括：

分别确定

和

的序列值

和

其中，i＝1,2,…N，采样间隔周期为ΔT，对应的时间t_i＝ΔT,2ΔT,…NΔT；

根据

求解地球转速引起的速度修正量

的序列值

根据

求解重力加速度引起的速度修正量

的序列值

根据

和

求解得到经反馈修正后的新的速度误差序列值

根据求解得到的经反馈修正后的新的速度误差序列值

确定遥外测速度观测量。

4.根据权利要求3所述的基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，根据

求解地球转速引起的速度修正量

的序列值

包括：

设i＝0时的初值Δv_1x＝0、Δv_1y＝0、Δv_1z＝0；

计算下式(1)：

其中，

表示地球自转角速度在发射点地球坐标系中矢量，ω_ie表示地球自转角速度，ω_ie,x、ω_ie,y和ω_ie,z分别表示ω_ie在发射点地球坐标系O-XYZ的三个轴上的分量；γ₀表示发射点方位角，

表示发射点的纬度；

当i<N-1时，i＝i+1，返回所述计算下式(1)的步骤；否则，结束。

5.根据权利要求4所述的基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，根据

求解重力加速度引起的速度修正量

的序列值

包括：

设i＝0时的初值Δv_2x＝0、Δv_2y＝0、Δv_2z＝0；

计算下式(2)

其中，B_r表示位置反馈矩阵；

当i<N-1时，i＝i+1，返回所述计算下式(2)的步骤；否则，结束。

6.根据权利要求5所述的基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，

在东北天地理坐标系中，位置反馈矩阵B_r表示为：

其中，

g表示在高度为h时的重力加速度，g₀表示地球水平面的重力加速度，h表示海拔高度，R表示地球半径，ω_s表示舒拉角频率，

表示地心地球直角坐标系至发射点地球坐标系的变换矩阵，

表示东北天地理坐标系至地心地球直角坐标系的变换矩阵，

表示地心地球直角坐标系至东北天地理坐标系的变换矩阵，

表示发射点地球坐标系至地心地球直角坐标系的变换矩阵；

在发射点地球坐标系中，位置反馈矩阵B_r表示为：

其中，fM表示万有引力常数与地球质量乘积；r＝(x,y,z)表示弹体相对地心的位置坐标。

7.根据权利要求3所述的基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，根据飞行环境函数关系，构建制导工具误差模型，包括：

根据求解得到的经反馈修正后的新的速度误差序列值

确定的遥外测速度观测量Y的序列值如下：

确定环境函数矩阵C：

其中，

表示安装加速度计的本体坐标系至发射点地球坐标系的变换矩阵；

表示三个加速度计的测量输出误差矢量；x_aj表示与加速度计有关的误差系数，j＝1,2…p；A_φ表示姿态角误差至速度误差的环境函数矩阵；A_ε表示陀螺仪误差系数至姿态角误差的环境函数矩阵；

表示陀螺仪漂移；x_gk表示与陀螺仪有关的误差系数，k＝1,2…q；

确定制导工具误差系数X：

构建制导工具误差模型：Y＝CX。

8.根据权利要求7所述的基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，

A_φ＝[A_φ1 A_φ2 A_φ3]

其中，φ_x、φ_y和φ_z分别表示弹体相对于发射点地球坐标系的三个方向的姿态角分量；a_x、a_y和a_z分别表示加速度计组合测量的三个方向的视加速度分量。

9.根据权利要求7所述的基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，采用最小二乘法求解出制导工具误差的值，包括：

采用最小二乘法，对X＝(C^TC)^-1C^TY进行求解，得到制导工具误差的值；其中，在对X＝(C^TC)^-1C^TY的求解过程中采用显著性检验，将不显著的状态变量直接置为零。

10.根据权利要求9所述的基于速度误差开环修正的提高惯性制导精度的方法，其特征在于，根据求解出的制导工具误差的值，对遥外测速度观测量进行补偿，包括：

采用求解出的制导工具误差的值，直接对遥外测速度观测量Y进行补偿：ΔY＝Y-CX；其中，ΔY表示补偿后的残差。

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