一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法

摘要

本发明提供了一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，该方法利用估计得到的惯性初始基准失准角，计算飞行中当前时刻的俯仰角偏差、偏航角偏差和滚动角偏差，结合姿控修正能力采用线性规律对姿态偏差进行补偿。经数学仿真技术和搭载飞行试验验证飞行中惯性初始基准偏差补偿方法能够有效地补偿惯性基准偏差，达到提高导航系统的精度和可靠性的目的。

主权项

一种飞行中惯性初始基准偏差补偿方法，其特征在于包括以下步骤：(1)、根据估计得到的惯性初始基准失准角，计算导弹在飞行中的俯仰角偏差偏航角偏差δψ和滚动角偏差δγ，具体计算公式如下：其中：γ分别为惯导系统提供的俯仰角、滚动角；φ_x0、φ_y0、φ_z0分别为估计得到的导弹在惯性坐标系下的X向初始基准失准角、Y向初始基准失准角、Z向初始基准失准角；(2)、在设定的修正周期内，对导弹姿态偏差连续修正N拍，其中，第n拍的修正过程如下：(2a)、计算修正后的姿态矢量：其中：ψ_n′、γ_n′分别为第n拍修正后俯仰角、偏航角和滚动角；ψ_n、γ_n分别为惯导系统在第n拍输出俯仰角、偏航角和滚动角；δα_z为设定的俯仰方向姿控最大修正值、δα_y为设定的偏航方向姿控最大修正值、δα_x为设定的滚动方向姿控最大修正值；(2b)、将第n拍修正后的姿态矢量输出给惯导系统，惯导系统利用所述姿态矢量进行递推计算后，输出第n+1拍的俯仰角偏航角ψ_n+1和滚动角γ_n+1；其中，n＝1、2、…、N。