CN111780752A - 一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法 - Google Patents

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Abstract

本发明一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法：(1)获取惯性制导遥外测速度误差和位置误差；(2)获取惯性制导姿态角误差；(3)根据姿态角误差分离陀螺仪误差系数；(4)根据遥外测速度误差分离加速度计误差系数；(5)利用上述确定的工具误差的值对惯性制导遥外测速度观测量进行补偿。

Description

一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法
技术领域
本发明涉及一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度的方法，属于惯性导航、惯性制导技术领域。
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，目前，主要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，见附图2。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。但由于姿态角误差不可观测，使得构建的环境函数矩阵为奇异矩阵，不能精确分离出各项误差系数。因此，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始终是一个难题。
为此，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：在于克服现有姿态角误差不可观测，导致分离的误差系数不准确，进而不能精确补偿惯性制导工具误差系数引起制导精度相对低的不足，提出了一种姿态角误差可观的提高惯性制导精度方法。
本发明的技术方案是：一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，步骤如下：
(1)获取导弹相对发射点地球坐标系的遥外测速度误差
Figure BDA0002533261540000021
的序列值
Figure BDA0002533261540000022
遥外测速度位置误差
Figure BDA0002533261540000023
的序列值
Figure BDA0002533261540000024
其中，δvx、δvy、δvz为导弹在发射点地球坐标系OXeYeZe三个轴上的速度误差分量；i＝1,2,…,N，i表示导航解算的时间序列，N表示参与导航解算的最大个数；设采样间隔周期为ΔT，序列i对应的时刻为ti＝i×ΔT；
(2)获取惯性导航ti时刻的姿态角误差
Figure BDA0002533261540000025
(3)根据姿态角误差相对陀螺仪漂移系数的环境函数矩阵，求解陀螺仪各误差系数；
(4)对遥外测速度误差进行修正；
(5)根据速度环境函数，采用最小二乘法求解制导工具误差系数，并经补偿后提高惯性制导精度；
(6)将制导工具误差系数经补偿后提高惯性制导精度。
所述步骤(2)中的姿态角误差获取方法为：
(21)在惯性系统安装两个敏感轴近似正交的星敏器S1和S2，分别观测星体P1和P2；星体P1相对于惯性系统的高低角的理论值为μp1、方位角的理论值为ψp1；星体P2相对于惯性系统的高低角的理论值为μp2、方位角的理论值为ψp2；
(22)星敏器S1测量出星体P1相对于惯性系统的高低角的实际值为μc1、方位角的实际值为ψc1；星敏器S2测量出星体P2相对于惯性系统的高低角的实际值为μc2、方位角的实际值为ψc2；
(23)计算出星敏器S1的视差角Δμ1＝μc1-μp1、Δψ1＝ψc1-ψp1，星敏器S2的视差角Δμ2＝μc2-μp2、Δψ2＝ψc2-ψp2；
(24)给出视差角和姿态角误差之间的关系
Figure BDA0002533261540000031
(25)采用最小二乘法求解出姿态角误差Δφx、Δφy、Δφz。
所述步骤(3)的详细过程为：
(3.1)给定陀螺仪漂移的模型及系数，陀螺仪漂移角速度为
Figure BDA0002533261540000032
式中，ax、ay、az为导弹飞行时的惯性测量系统中加速度计组合测量的惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的视加速度分量；εx、εy、εz为导弹飞行时的惯性测量系统中相对惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的陀螺仪漂移角速率；D0x、D1x、D2x、D3x、D4x、D5x、D6x、D7x、D8x、D9x为Xp轴陀螺仪的误差系数；D0y、D1y、D2y、D3y、D4y、D5y、D6y、D7y、D8y、D9y为Yp轴陀螺仪的误差系数；D0z、D1z、D2z、D3z、D4z、D5z、D6z、D7z、D8z、D9z为Zp轴陀螺仪的误差系数；
(3.2)确定陀螺仪漂移相对误差系数的偏微分
Figure BDA0002533261540000041
Figure BDA0002533261540000042
Figure BDA0002533261540000043
Figure BDA0002533261540000044
Figure BDA0002533261540000045
(3.3)确定姿态角误差相对陀螺仪误差系数的偏微分
(3.3.1)设
Figure BDA0002533261540000046
Figure BDA0002533261540000047
(3.3.2)求出在ti时刻
Figure BDA0002533261540000048
的值，其中l＝0,1,2,…,9；
Figure BDA0002533261540000051
Figure BDA0002533261540000052
Figure BDA0002533261540000053
(3.3.3)根据以下三式，求出在ti时刻
Figure BDA0002533261540000054
的值；
Figure BDA0002533261540000055
Figure BDA0002533261540000061
Figure BDA0002533261540000062
(3.3.4)根据以下三式，求出在ti时刻
Figure BDA0002533261540000063
的值；
Figure BDA0002533261540000064
Figure BDA0002533261540000065
Figure BDA0002533261540000066
Figure BDA0002533261540000071
(3.4)确定姿态角误差相对陀螺仪各项误差系数的环境函数矩阵、姿态角误差向量和误差系数向量
(3.4.1)确定姿态角误差相对陀螺仪各项误差系数的环境函数矩阵为
Figure BDA0002533261540000072
(3.4.2)姿态角误差观测量Yφ和陀螺仪误差系数向量Xatt为
Figure BDA0002533261540000081
(3.5)采用最小二乘法求解误差系数；
Xatt＝(Catt TCatt)-1Catt TYφ
在求解过程中采用显著性检验，把不显著的状态变量直接置为零。
所述步骤(4)的具体过程为：
(4.1)根据速度误差序列值
Figure BDA0002533261540000082
求解地球转速引起的速度修正量
Figure BDA0002533261540000083
的序列值
Figure BDA0002533261540000084
具体步骤为：
(4.1.1)设i＝0时的初值Δv1x＝0、Δv1y＝0、Δv1z＝0；
(4.1.2)计算下式
Figure BDA0002533261540000091
式中，
Figure BDA0002533261540000092
ωie为地球转速，γ0为发射点方位角，
Figure BDA0002533261540000093
为发射点的纬度；
(4.1.3)当i<N-1时，i＝i+1，返回步骤(4.1.2)；否则结束；
(4.2)根据步骤(1)的位置误差序列值
Figure BDA0002533261540000094
求解重力加速度引起的速度修正量
Figure BDA0002533261540000095
的序列值
Figure BDA0002533261540000096
具体步骤为：
(4.2.1)设i＝0时的初值Δv2x＝0、Δv2y＝0、Δv2z＝0；
(4.2.2)计算下式
Figure BDA0002533261540000097
式中，Br为位置反馈矩阵；
(4.2.3)当i<N-1时，i＝i+1，返回步骤(4.2.2)；否则结束；
(4.3)根据姿态角误差序列值
Figure BDA0002533261540000101
求解姿态角误差引起的速度修正量
Figure BDA0002533261540000102
的序列值
Figure BDA0002533261540000103
具体步骤为：
(4.3.1)设i＝0时的初值Δv3x＝0、Δv3y＝0、Δv3z＝0；
(4.3.2)计算下式
Figure BDA0002533261540000104
(4.3.3)当i<N-1时，i＝i+1，返回步骤(4.3.2)；否则结束；
(4.4)根据步骤(1)中的遥外测速度误差序列值
Figure BDA0002533261540000105
步骤(4.1)中的地球转速引起的速度修正量
Figure BDA0002533261540000111
步骤(4.2)中的重力加速度引起的速度修正量序列值
Figure BDA0002533261540000112
步骤(4.3)中的姿态角误差引起的速度修正量序列值
Figure BDA0002533261540000113
求得经反馈修正后的新的速度误差序列值
Figure BDA0002533261540000114
所述步骤(5)的具体过程为：
(5.1)确定加速度计误差模型
Figure BDA0002533261540000115
式中，ax、ay、az为导弹飞行时的惯性测量系统中加速度计组合测量的惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的视加速度分量；δfx、δfy、δfz为导弹飞行时的惯性测量系统中相对惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的加速度计测量误差；K0x、Kδx、Kδax、Kyx、Kzx、K2x、Kδ2x、Kxyx、Kxzx、Kyzx、K3x为Xp轴加速度计的误差系数；K0y、Kxy、Kδy、Kδay、Kzy、K2y、Kδ2y、Kxyy、Kxzy、Kyzy、K3y为Yp轴加速度计的误差系数；K0z、Kxz、Kyz、Kδz、Kδaz、K2z、Kδ2z、Kxyz、Kxzz、Kyzz、K3z为Zp轴加速度计的误差系数；
(5.2)确定加速度计测量误差相对误差系数的偏微分
Figure BDA0002533261540000121
Figure BDA0002533261540000122
Figure BDA0002533261540000123
Figure BDA0002533261540000124
Figure BDA0002533261540000125
Figure BDA0002533261540000126
(5.3)确定速度误差相对加速度计误差系数的偏微分
Figure BDA0002533261540000127
Figure BDA0002533261540000128
Figure BDA0002533261540000129
Figure BDA0002533261540000131
Figure BDA0002533261540000132
Figure BDA0002533261540000133
Figure BDA0002533261540000134
Figure BDA0002533261540000135
Figure BDA0002533261540000136
式中，Kqx分别为K0x、Kδx、Kδax、Kyx、Kzx、K2x、Kδ2x、Kxyx、Kxzx、Kyzx、K3x；Kqy分别为K0y、Kxy、Kδy、Kδay、Kzy、K2y、Kδ2y、Kxyy、Kxzy、Kyzy、K3y；Kqz分别为K0z、Kxz、Kyz、Kδz、Kδaz、K2z、Kδ2z、Kxyz、Kxzz、Kyzz、K3z；
(5.4)确定速度误差相对加速度计各项误差系数的环境函数矩阵为
Figure BDA0002533261540000141
(5.5)加速度计误差系数向量及速度误差为
Figure BDA0002533261540000151
(5.6)采用最小二乘法求解
Figure BDA0002533261540000152
在求解过程中采用显著性检验，把不显著的状态变量直接置为零。
所述步骤(1)中的星敏器与惯性系统之间的安装方式可采用捷联方式，即星敏器直接安装在平台台体上，视差角通过数据解算得到；也可采用星光锁定方式，通过双轴平台使星敏器的输入轴始终对准星体，再通过双轴平台的框架角解算出视差角。
所述步骤(6)中的补偿为直接对遥外测观测量进行修正，陀螺仪误差系数修正公式为ΔYφ＝Yφ-CattXatt，加速度计误差系数修正公式为ΔδVacc＝δVacc-AaccXacc。
所述步骤(6)中的补偿为利用确定的工具误差系数对工具误差的装订值进行修正，进而实现对惯性制导遥外测观测量的补偿。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
本发明给出了一种姿态误差可观测时提高惯性制导精度的方法，通过使姿态角误差变得可观测，使得陀螺仪误差系数与加速度计误差系数的分离变为两个相互独立的环节，其优点在于制导工具误差分离的可观性和置信度显著增加；克服了在姿态角误差不可观测时陀螺仪误差和加速度计误差相互交链耦合从而引起分离的误差与真实值不一致的问题，采用本发明方法时加速度计误差和陀螺仪误差相互之间没有影响，分离的准确性较高，可有效补偿惯性制导工具误差精度高，大幅提高制导精度。采用本发明方法在解算过程中只有一次积分，不存在两次积分的问题，效率高，具有简单快捷、容易实现的优点。
附图说明
图1为本发明流程图；
图2为惯性导航误差传播流程图；
图3为实施例中遥外测速度误差发射点地球坐标系X、Y、Z轴的分量；
图4为实施例中姿态角误差发射点地球坐标系X、Y、Z轴的分量；
图5为实施例中双轴平台框架及台体示意图；
图6为实施例中双轴平台星光锁定示意图；
图7为实施例中双星观测惯性测量系统示意图；
图8为实施例中采用修正后的遥外测速度误差分离后的补偿效果。
具体实施方式
结合具体实施例对本发明作进一步详细的描述。
本发明提出的一种姿态角可观测时的提高惯性制导精度的方法，通过下述方式实现：
如图1所示，(1)获取导弹相对发射点地球坐标系的遥外测速度误差
Figure BDA0002533261540000161
的序列值
Figure BDA0002533261540000162
遥外测速度位置误差
Figure BDA0002533261540000163
的序列值
Figure BDA0002533261540000171
其中，δvx、δvy、δvz为导弹在发射点地球坐标系OXeYeZe三个轴上的速度误差分量；i＝1,2,…,N，i表示导航解算的时间序列，N表示参与导航解算的最大个数；设采样间隔周期为ΔT，序列i对应的时刻为ti＝i×ΔT；
(2)获取惯性导航ti时刻的姿态角误差
Figure BDA0002533261540000172
(3)根据姿态角误差相对陀螺仪漂移系数的环境函数矩阵，求解陀螺仪各误差系数；
(4)对遥外测速度误差进行修正；
(5)根据速度环境函数，采用最小二乘法求解制导工具误差系数，并经补偿后提高惯性制导精度；
(6)将制导工具误差系数经补偿后提高惯性制导精度。
所述步骤(2)中的姿态角误差获取方法为：
(21)在惯性系统安装两个敏感轴近似正交的星敏器S1和S2，分别观测星体P1和P2；星体P1相对于惯性系统的高低角的理论值为μp1、方位角的理论值为ψp1；星体P2相对于惯性系统的高低角的理论值为μp2、方位角的理论值为ψp2；
(22)星敏器S1测量出星体P1相对于惯性系统的高低角的实际值为μc1、方位角的实际值为ψc1；星敏器S2测量出星体P2相对于惯性系统的高低角的实际值为μc2、方位角的实际值为ψc2；
(23)计算出星敏器S1的视差角Δμ1＝μc1-μp1、Δψ1＝ψc1-ψp1，星敏器S2的视差角Δμ2＝μc2-μp2、Δψ2＝ψc2-ψp2；
(24)给出视差角和姿态角误差之间的关系
Figure BDA0002533261540000181
(25)采用最小二乘法求解出姿态角误差Δφx、Δφy、Δφz。
所述步骤(3)的详细过程为：
(3.1)给定陀螺仪漂移的模型及系数，陀螺仪漂移角速度为
Figure BDA0002533261540000182
式中，ax、ay、az为导弹飞行时的惯性测量系统中加速度计组合测量的惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的视加速度分量；εx、εy、εz为导弹飞行时的惯性测量系统中相对惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的陀螺仪漂移角速率；D0x、D1x、D2x、D3x、D4x、D5x、D6x、D7x、D8x、D9x为Xp轴陀螺仪的误差系数；D0y、D1y、D2y、D3y、D4y、D5y、D6y、D7y、D8y、D9y为Yp轴陀螺仪的误差系数；D0z、D1z、D2z、D3z、D4z、D5z、D6z、D7z、D8z、D9z为Zp轴陀螺仪的误差系数；
(3.2)确定陀螺仪漂移相对误差系数的偏微分
Figure BDA0002533261540000183
Figure BDA0002533261540000184
Figure BDA0002533261540000185
Figure BDA0002533261540000186
Figure BDA0002533261540000187
(3.3)确定姿态角误差相对陀螺仪误差系数的偏微分
(3.3.1)设
Figure BDA0002533261540000191
Figure BDA0002533261540000198
(3.3.2)求出在ti时刻
Figure BDA0002533261540000192
的值，其中l＝0,1,2,…,9；
Figure BDA0002533261540000193
Figure BDA0002533261540000194
Figure BDA0002533261540000195
(3.3.3)根据以下三式，求出在ti时刻
Figure BDA0002533261540000196
的值；
Figure BDA0002533261540000197
Figure BDA0002533261540000201
Figure BDA0002533261540000202
(3.3.4)根据以下三式，求出在ti时刻
Figure BDA0002533261540000203
的值；
Figure BDA0002533261540000204
Figure BDA0002533261540000205
Figure BDA0002533261540000206
式中；j＝x,y,z；
(3.4)确定姿态角误差相对陀螺仪各项误差系数的环境函数矩阵、姿态角误差向量和误差系数向量
(3.4.1)确定姿态角误差相对陀螺仪各项误差系数的环境函数矩阵为
Figure BDA0002533261540000211
(3.4.2)姿态角误差观测量Yφ和陀螺仪误差系数向量Xatt为
Figure BDA0002533261540000221
(3.5)采用最小二乘法求解误差系数；
Xatt＝(Catt TCatt)-1Catt TYφ
在求解过程中采用显著性检验，把不显著的状态变量直接置为零。
所述步骤(4)的具体过程为：
(4.1)根据速度误差序列值
Figure BDA0002533261540000222
求解地球转速引起的速度修正量
Figure BDA0002533261540000223
的序列值
Figure BDA0002533261540000224
具体步骤为：
(4.1.1)设i＝0时的初值Δv1x＝0、Δv1y＝0、Δv1z＝0；
(4.1.2)计算下式
Figure BDA0002533261540000225
式中，
Figure BDA0002533261540000231
ωie为地球转速，γ0为发射点方位角，
Figure BDA0002533261540000232
为发射点的纬度；
(4.1.3)当i<N-1时，i＝i+1，返回步骤(4.1.2)；否则结束；
(4.2)根据步骤(1)的位置误差序列值
Figure BDA0002533261540000233
求解重力加速度引起的速度修正量
Figure BDA0002533261540000234
的序列值
Figure BDA0002533261540000235
具体步骤为：
(4.2.1)设i＝0时的初值Δv2x＝0、Δv2y＝0、Δv2z＝0；
(4.2.2)计算下式
Figure BDA0002533261540000236
式中，Br为位置反馈矩阵；
(4.2.3)当i<N-1时，i＝i+1，返回步骤(4.2.2)；否则结束；
(4.3)根据姿态角误差序列值
Figure BDA0002533261540000237
i＝1,2,…,N，求解姿态角误差引起的速度修正量
Figure BDA0002533261540000238
的序列值
Figure BDA0002533261540000239
i＝1,2,…,N，具体步骤为：
(4.3.1)设i＝0时的初值Δv3x＝0、Δv3y＝0、Δv3z＝0；
(4.3.2)计算下式
Figure BDA00025332615400002310
Figure BDA0002533261540000241
(4.3.3)当i<N-1时，i＝i+1，返回步骤(4.3.2)；否则结束；
(4.4)根据步骤(1)中的遥外测速度误差序列值
Figure BDA0002533261540000242
步骤(4.1)中的地球转速引起的速度修正量
Figure BDA0002533261540000243
步骤(4.2)中的重力加速度引起的速度修正量序列值
Figure BDA0002533261540000244
步骤(4.3)中的姿态角误差引起的速度修正量序列值
Figure BDA0002533261540000245
求得经反馈修正后的新的速度误差序列值
Figure BDA0002533261540000246
所述步骤(5)的具体过程为：
(5.1)确定加速度计误差模型
Figure BDA0002533261540000247
Figure BDA0002533261540000251
式中，ax、ay、az为导弹飞行时的惯性测量系统中加速度计组合测量的惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的视加速度分量；δfx、δfy、δfz为导弹飞行时的惯性测量系统中相对惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的加速度计测量误差；K0x、Kδx、Kδax、Kyx、Kzx、K2x、Kδ2x、Kxyx、Kxzx、Kyzx、K3x为Xp轴加速度计的误差系数；K0y、Kxy、Kδy、Kδay、Kzy、K2y、Kδ2y、Kxyy、Kxzy、Kyzy、K3y为Yp轴加速度计的误差系数；K0z、Kxz、Kyz、Kδz、Kδaz、K2z、Kδ2z、Kxyz、Kxzz、Kyzz、K3z为Zp轴加速度计的误差系数；
(5.2)确定加速度计测量误差相对误差系数的偏微分
Figure BDA0002533261540000252
Figure BDA0002533261540000253
Figure BDA0002533261540000254
Figure BDA0002533261540000255
Figure BDA0002533261540000256
Figure BDA0002533261540000257
(5.3)确定速度误差相对加速度计误差系数的偏微分
Figure BDA0002533261540000258
Figure BDA0002533261540000261
Figure BDA0002533261540000262
Figure BDA0002533261540000263
Figure BDA0002533261540000264
Figure BDA0002533261540000265
Figure BDA0002533261540000266
Figure BDA0002533261540000267
Figure BDA0002533261540000268
式中，Kqx分别为K0x、Kδx、Kδax、Kyx、Kzx、K2x、Kδ2x、Kxyx、Kxzx、Kyzx、K3x；Kqy分别为K0y、Kxy、Kδy、Kδay、Kzy、K2y、Kδ2y、Kxyy、Kxzy、Kyzy、K3y；Kqz分别为K0z、Kxz、Kyz、Kδz、Kδaz、K2z、Kδ2z、Kxyz、Kxzz、Kyzz、K3z；
(5.4)确定速度误差相对加速度计各项误差系数的环境函数矩阵为
Figure BDA0002533261540000271
(5.5)加速度计误差系数向量及速度误差为
Figure BDA0002533261540000281
(5.6)采用最小二乘法求解
Figure BDA0002533261540000282
在求解过程中采用显著性检验，把不显著的状态变量直接置为零。
所述步骤(1)中的星敏器与惯性系统之间的安装方式可采用捷联方式，即星敏器直接安装在平台台体上，视差角通过数据解算得到；也可采用星光锁定方式，通过双轴平台使星敏器的输入轴始终对准星体，再通过双轴平台的框架角解算出视差角。
所述步骤(6)中的补偿为直接对遥外测观测量进行修正，陀螺仪误差系数修正公式为ΔYφ＝Yφ-CattXatt，加速度计误差系数修正公式为ΔδVacc＝δVacc-AaccXacc。
所述步骤(6)中的补偿为利用确定的工具误差系数对工具误差的装订值进行修正，进而实现对惯性制导遥外测观测量的补偿。
实施例1
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。通过对飞行遥外测速度求差可得速度误差(如图3中实线所示)，以及通过星敏器解算可得到姿态角误差(如图4所示)。
为观测姿态角误差，下面给出一种星光观测方法。
(1)星光观测系统
采用常平架结构的具有两个转动自由度(以下简称双轴平台)的星光观测系统，平台框架及其台体示意图如图5所示。
动调陀螺与稳定回路一起用来保证双轴平台的两个转动轴具有相对惯性空间的稳定功能，同时，也为台体上的星光敏感器隔离了俯仰和横滚角振动，考虑到飞机绕航向轴的角振动相对比较小，所以该方案将为星光敏感器提供良好的角动态环境。
星光观测采用星光锁定方案。原理是，天文导航系统(CNS)计算机根据预存星组位置(赤经、赤纬)计算出双轴平台应转动的角度，然后通过驱动电路(由数字校正环节和精密加矩电路构成)控制星光敏感器光轴对准预选星组的主星。星光敏感器CPU启动星组识别子程序进行星组识别。识别完成后，CNS计算机启动双轴平台进入星光锁定工作状态，即通过星光锁定回路利用陀螺稳定系统的进动效应使星光敏感器CCD面阵上的星组图像的主星坐标始终处于CCD面阵坐标的原点，也就是使星光敏感器光轴与所观测的恒星星光矢量重合。具有星光锁定功能的双轴平台原理示意图如图6所示。图6中，1—星光敏感器；2—动调陀螺；3—力矩器；4—稳定回路；5—星光锁定回路；6—角度传感器；7—加速度表；8—台体；9—框架。
第二套双轴平台以同样的方式可以对另外的一颗不同方向(最好与第一颗方向成90°)的恒星矢量予以锁定。两个恒星矢量构成惯性空间，因此两个星光敏感器光轴提供了惯性参考坐标系。
采用双星双自由度观星的示意图见图7。图中，OXbYbZb——机体坐标系；OXsiYsiZsi(i＝1,2)——星光敏感器CCD相阵坐标系；OXkiYkiZki(i＝1,2)——双轴平台台体坐标系；OXki′Yki′Zki′(i＝1,2)——双轴平台框架坐标系。
(2)姿态角误差解算
在惯性平台系统中可近似正交安装两个星敏器以观测两个星体，第一个星敏器在理论上观测到该星体的高低角和方位角分别记作μp1和ψp1，第一个星敏器在理论上观测到该星体的高低角和方位角分别记作μp2和ψp2，此时，观测方程为
Figure BDA0002533261540000301
对上式可通过最小二乘法求解出三个姿态角误差Δφx、Δφy、Δφz。
(3)根据姿态角误差解算出陀螺仪误差系数
根据本发明方法，对图4的姿态角误差进行误差分离，结果为
εy＝DFy
式中，DFy＝0.35°/h，其余各项误差系数为零。
(4)根据速度误差解算出加速度计误差系数
根据本发明方法，对图3的速度误差进行误差分离，结果为
Figure BDA0002533261540000302
式中，kyx＝6.61×10-5rad、kxy＝1.71×10-4rad，其余各项误差系数为零。
把上述陀螺仪和加速度计误差系数进行补偿，并代入导航算法，与外测数据求差，得到遥外测速度误差见图8。验证了本发明方法的有效性。
以上所述，仅为本发明一个具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (8)

1.一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：步骤如下：
(1)获取导弹相对发射点地球坐标系的遥外测速度误差
Figure FDA0002533261530000011
的序列值
Figure FDA0002533261530000012
遥外测速度位置误差
Figure FDA0002533261530000013
的序列值
Figure FDA0002533261530000014
其中，δvx、δvy、δvz为导弹在发射点地球坐标系OXeYeZe三个轴上的速度误差分量；i＝1,2,…,N，i表示导航解算的时间序列，N表示参与导航解算的最大个数；设采样间隔周期为ΔT，序列i对应的时刻为ti＝i×ΔT；
(2)获取惯性导航ti时刻的姿态角误差
Figure FDA0002533261530000015
(3)根据姿态角误差相对陀螺仪漂移系数的环境函数矩阵，求解陀螺仪各误差系数；
(4)对遥外测速度误差进行修正；
(5)根据速度环境函数，采用最小二乘法求解制导工具误差系数，并经补偿后提高惯性制导精度；
(6)将制导工具误差系数经补偿后提高惯性制导精度。
2.根据权利要求1所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(2)中的姿态角误差获取方法为：
(21)在惯性系统安装两个敏感轴近似正交的星敏器S1和S2，分别观测星体P1和P2；星体P1相对于惯性系统的高低角的理论值为μp1、方位角的理论值为ψp1；星体P2相对于惯性系统的高低角的理论值为μp2、方位角的理论值为ψp2；
(22)星敏器S1测量出星体P1相对于惯性系统的高低角的实际值为μc1、方位角的实际值为ψc1；星敏器S2测量出星体P2相对于惯性系统的高低角的实际值为μc2、方位角的实际值为ψc2；
(23)计算出星敏器S1的视差角Δμ1＝μc1-μp1、Δψ1＝ψc1-ψp1，星敏器S2的视差角Δμ2＝μc2-μp2、Δψ2＝ψc2-ψp2；
(24)给出视差角和姿态角误差之间的关系
Figure FDA0002533261530000021
(25)采用最小二乘法求解出姿态角误差Δφx、Δφy、Δφz。
3.根据权利要求2所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(3)的详细过程为：
(3.1)给定陀螺仪漂移的模型及系数，陀螺仪漂移角速度为
Figure FDA0002533261530000022
式中，ax、ay、az为导弹飞行时的惯性测量系统中加速度计组合测量的惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的视加速度分量；εx、εy、εz为导弹飞行时的惯性测量系统中相对惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的陀螺仪漂移角速率；D0x、D1x、D2x、D3x、D4x、D5x、D6x、D7x、D8x、D9x为Xp轴陀螺仪的误差系数；D0y、D1y、D2y、D3y、D4y、D5y、D6y、D7y、D8y、D9y为Yp轴陀螺仪的误差系数；D0z、D1z、D2z、D3z、D4z、D5z、D6z、D7z、D8z、D9z为Zp轴陀螺仪的误差系数；
(3.2)确定陀螺仪漂移相对误差系数的偏微分
Figure FDA0002533261530000023
Figure FDA0002533261530000031
Figure FDA0002533261530000032
Figure FDA0002533261530000033
Figure FDA0002533261530000034
(3.3)确定姿态角误差相对陀螺仪误差系数的偏微分
(3.3.1)设
Figure FDA0002533261530000035
Figure FDA0002533261530000036
(3.3.2)求出在ti时刻
Figure FDA0002533261530000037
的值，其中l＝0,1,2,…,9；
Figure FDA0002533261530000038
Figure FDA0002533261530000039
Figure FDA00025332615300000310
(3.3.3)根据以下三式，求出在ti时刻
Figure FDA0002533261530000041
的值；
Figure FDA0002533261530000042
Figure FDA0002533261530000043
Figure FDA0002533261530000044
(3.3.4)根据以下三式，求出在ti时刻
Figure FDA0002533261530000045
的值；
Figure FDA0002533261530000046
Figure FDA0002533261530000047
Figure FDA0002533261530000051
(3.4)确定姿态角误差相对陀螺仪各项误差系数的环境函数矩阵、姿态角误差向量和误差系数向量
(3.4.1)确定姿态角误差相对陀螺仪各项误差系数的环境函数矩阵为
Figure FDA0002533261530000052
(3.4.2)姿态角误差观测量Yφ和陀螺仪误差系数向量Xatt为
Figure FDA0002533261530000061
(3.5)采用最小二乘法求解误差系数；
Xatt＝(Catt TCatt)-1Catt TYφ
在求解过程中采用显著性检验，把不显著的状态变量直接置为零。
4.根据权利要求3所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(4)的具体过程为：
(4.1)根据速度误差序列值
Figure FDA0002533261530000062
求解地球转速引起的速度修正量
Figure FDA0002533261530000063
的序列值
Figure FDA0002533261530000064
具体步骤为：
(4.1.1)设i＝0时的初值Δv1x＝0、Δv1y＝0、Δv1z＝0；
(4.1.2)计算下式
Figure FDA0002533261530000065
式中，
Figure FDA0002533261530000071
ωie为地球转速，γ0为发射点方位角，
Figure FDA0002533261530000072
为发射点的纬度；
(4.1.3)当i<N-1时，i＝i+1，返回步骤(4.1.2)；否则结束；
(4.2)根据步骤(1)的位置误差序列值
Figure FDA0002533261530000073
求解重力加速度引起的速度修正量
Figure FDA0002533261530000074
的序列值
Figure FDA0002533261530000075
具体步骤为：
(4.2.1)设i＝0时的初值Δv2x＝0、Δv2y＝0、Δv2z＝0；
(4.2.2)计算下式
Figure FDA0002533261530000076
式中，Br为位置反馈矩阵；
(4.2.3)当i<N-1时，i＝i+1，返回步骤(4.2.2)；否则结束；
(4.3)根据姿态角误差序列值
Figure FDA0002533261530000077
求解姿态角误差引起的速度修正量
Figure FDA0002533261530000078
的序列值
Figure FDA0002533261530000079
具体步骤为：
(4.3.1)设i＝0时的初值Δv3x＝0、Δv3y＝0、Δv3z＝0；
(4.3.2)计算下式
Figure FDA00025332615300000710
Figure FDA0002533261530000081
(4.3.3)当i<N-1时，i＝i+1，返回步骤(4.3.2)；否则结束；
(4.4)根据步骤(1)中的遥外测速度误差序列值
Figure FDA0002533261530000082
步骤(4.1)中的地球转速引起的速度修正量
Figure FDA0002533261530000083
步骤(4.2)中的重力加速度引起的速度修正量序列值
Figure FDA0002533261530000084
步骤(4.3)中的姿态角误差引起的速度修正量序列值
Figure FDA0002533261530000085
求得经反馈修正后的新的速度误差序列值
Figure FDA0002533261530000086
5.根据权利要求4所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(5)的具体过程为：
(5.1)确定加速度计误差模型
Figure FDA0002533261530000087
Figure FDA0002533261530000091
式中，ax、ay、az为导弹飞行时的惯性测量系统中加速度计组合测量的惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的视加速度分量；δfx、δfy、δfz为导弹飞行时的惯性测量系统中相对惯性测量坐标系OXpYpZp三个轴上对应的加速度计测量误差；K0x、Kδx、Kδax、Kyx、Kzx、K2x、Kδ2x、Kxyx、Kxzx、Kyzx、K3x为Xp轴加速度计的误差系数；K0y、Kxy、Kδy、Kδay、Kzy、K2y、Kδ2y、Kxyy、Kxzy、Kyzy、K3y为Yp轴加速度计的误差系数；K0z、Kxz、Kyz、Kδz、Kδaz、K2z、Kδ2z、Kxyz、Kxzz、Kyzz、K3z为Zp轴加速度计的误差系数；
(5.2)确定加速度计测量误差相对误差系数的偏微分
Figure FDA0002533261530000092
Figure FDA0002533261530000093
Figure FDA0002533261530000094
Figure FDA0002533261530000095
Figure FDA0002533261530000096
Figure FDA0002533261530000097
(5.3)确定速度误差相对加速度计误差系数的偏微分
Figure FDA0002533261530000098
Figure FDA0002533261530000101
Figure FDA0002533261530000102
Figure FDA0002533261530000103
Figure FDA0002533261530000104
Figure FDA0002533261530000105
Figure FDA0002533261530000106
Figure FDA0002533261530000107
Figure FDA0002533261530000108
式中，Kqx分别为K0x、Kδx、Kδax、Kyx、Kzx、K2x、Kδ2x、Kxyx、Kxzx、Kyzx、K3x；Kqy分别为K0y、Kxy、Kδy、Kδay、Kzy、K2y、Kδ2y、Kxyy、Kxzy、Kyzy、K3y；Kqz分别为K0z、Kxz、Kyz、Kδz、Kδaz、K2z、Kδ2z、Kxyz、Kxzz、Kyzz、K3z；
(5.4)确定速度误差相对加速度计各项误差系数的环境函数矩阵为
Figure FDA0002533261530000111
(5.5)加速度计误差系数向量及速度误差为
Figure FDA0002533261530000121
(5.6)采用最小二乘法求解
Figure FDA0002533261530000122
在求解过程中采用显著性检验，把不显著的状态变量直接置为零。
6.根据权利要求1所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(1)中的星敏器与惯性系统之间的安装方式可采用捷联方式，即星敏器直接安装在平台台体上，视差角通过数据解算得到；也可采用星光锁定方式，通过双轴平台使星敏器的输入轴始终对准星体，再通过双轴平台的框架角解算出视差角。
7.根据权利要求1所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(6)中的补偿为直接对遥外测观测量进行修正，陀螺仪误差系数修正公式为ΔYφ＝Yφ-CattXatt，加速度计误差系数修正公式为ΔδVacc＝δVacc-AaccXacc。
8.根据权利要求1-7任一所述的一种姿态误差可观测的提高惯性制导精度方法，其特征在于：所述步骤(6)中的补偿为利用确定的工具误差系数对工具误差的装订值进行修正，进而实现对惯性制导遥外测观测量的补偿。
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