本發(fā)明涉及一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，屬于深空探測(cè)技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

未來火星采樣返回及載人探測(cè)任務(wù)要求探測(cè)器具備表面定點(diǎn)著陸的能力，進(jìn)入段主動(dòng)制導(dǎo)與控制是實(shí)現(xiàn)火星定點(diǎn)著陸的有效途徑。而探測(cè)器制導(dǎo)系統(tǒng)需要導(dǎo)航系統(tǒng)為其提供精確的狀態(tài)信息以保證下傳給控制系統(tǒng)指令的精度,這就要求進(jìn)入過程中探測(cè)器能夠?qū)崿F(xiàn)高精度自主導(dǎo)航。

目前火星大氣進(jìn)入段采用基于慣性測(cè)量單元(Inertial Measurement Unit,IMU)輸出的航位遞推導(dǎo)航方法，但由于該方法測(cè)量信息單一，不能對(duì)初始狀態(tài)偏差進(jìn)行修正，且受敏感器自身系統(tǒng)噪聲的影響，不能滿足未來火星定點(diǎn)著陸對(duì)導(dǎo)航系統(tǒng)的精度要求。針對(duì)航位遞推導(dǎo)航方法存在的不足，學(xué)者相繼提出了引入不同外部測(cè)量信息結(jié)合IMU輸出構(gòu)建火星大氣進(jìn)入段組合導(dǎo)航方法，來修正進(jìn)入點(diǎn)初始偏差。但新的導(dǎo)航信息的引入也帶來了新的問題，在引入外部測(cè)量信息的同時(shí)也將進(jìn)入動(dòng)力學(xué)模型引入了狀態(tài)估計(jì)過程中。當(dāng)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)模型參數(shù)與實(shí)際飛行過程中真實(shí)模型參數(shù)存在較大偏差時(shí)，不確定參數(shù)引起的攝動(dòng)會(huì)降低導(dǎo)航系統(tǒng)的性能，甚至?xí)?dǎo)致狀態(tài)估計(jì)誤差的發(fā)散。在火星大氣進(jìn)入組合導(dǎo)航方法中，對(duì)動(dòng)力學(xué)模型產(chǎn)生攝動(dòng)的主要因素有火星大氣密度及探測(cè)器氣動(dòng)力系數(shù)。因此，如何有效抑制組合導(dǎo)航方法中模型攝動(dòng)對(duì)導(dǎo)航性能的影響是提高進(jìn)入段狀態(tài)估計(jì)精度面臨的主要問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明公開的一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，要解決的技術(shù)問題是減小火星進(jìn)入段組合導(dǎo)航方法中動(dòng)力學(xué)模型攝動(dòng)對(duì)狀態(tài)估計(jì)精度的影響，保證進(jìn)入過程中探測(cè)器狀態(tài)估計(jì)精度及導(dǎo)航系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

本發(fā)明的目的是通過下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的。

本發(fā)明公開的一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，首先通過分析火星大氣進(jìn)入段不確定參數(shù)與氣動(dòng)力模型的耦合關(guān)系，把不確定參數(shù)對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的攝動(dòng)轉(zhuǎn)化為氣動(dòng)力模型偏差，減少動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中不確定參數(shù)項(xiàng)個(gè)數(shù)，所述的火星大氣進(jìn)入段不確定參數(shù)包括火星大氣密度與氣動(dòng)力系數(shù)。然后，根據(jù)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中氣動(dòng)力模型攝動(dòng)的變化規(guī)律，建立針對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中攝動(dòng)量偏差的濾波模型，所述的模型攝動(dòng)量變化范圍為有界的，每個(gè)濾波模型動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中攝動(dòng)量對(duì)應(yīng)于有界范圍內(nèi)的一個(gè)偏差值，根據(jù)每個(gè)濾波模型預(yù)測(cè)測(cè)量殘差，并基于測(cè)量殘差信息自適應(yīng)更新各模型的權(quán)值，不斷迭代逼近真實(shí)模型攝動(dòng)，從而抑制氣動(dòng)力模型偏差對(duì)狀態(tài)估計(jì)精度的影響，保證進(jìn)入過程中探測(cè)器狀態(tài)估計(jì)精度及導(dǎo)航系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

所述的一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，能夠應(yīng)用于火星大氣進(jìn)入段動(dòng)壓測(cè)量輔助的組合導(dǎo)航方法或無線電/IMU組合導(dǎo)航方法等，提高導(dǎo)航狀態(tài)估計(jì)的精度和系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

本發(fā)明公開的一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，包括如下步驟：

步驟一、建立基于火星慣性系的動(dòng)力學(xué)模型。

為了簡(jiǎn)化模型，假設(shè)進(jìn)入過程中探測(cè)器在配平功角條件下飛行，側(cè)滑角為零，且控制量?jī)A側(cè)角為零；進(jìn)入段基于火星慣性系的動(dòng)力學(xué)模型建立如公式(1)

其中，

公式(2)、(3)中，L/D表示探測(cè)器升阻比，B＝m/C_DS表示彈道系數(shù)，C_D表示探測(cè)器的阻力系數(shù)，S表示探測(cè)器參考面積，m表示探測(cè)器質(zhì)量。探測(cè)器升阻比L/D、彈道系數(shù)B，阻力系數(shù)C_D，參考面積S以及質(zhì)量m的標(biāo)稱值都視為已知。ρ為火星大氣密度，假設(shè)火星大氣密度ρ呈指數(shù)形式分布形式且滿足公式(4)

其中，ρ₀＝2e-4kg/m³表示火星大氣參考密度，r₀＝3,437,200m表示參考高度，h_s＝7500m火星大氣標(biāo)高。

步驟二、建立進(jìn)入段攝動(dòng)模型。

由進(jìn)入段動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)可知，火星大氣密度ρ及探測(cè)器氣動(dòng)力系數(shù)與動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中氣動(dòng)力模型緊密相關(guān)。而在組合導(dǎo)航方法狀態(tài)估計(jì)中，不確定參數(shù)引起的攝動(dòng)會(huì)隨著動(dòng)力學(xué)方程遞推傳播到下一時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)及誤差協(xié)方差中，從而導(dǎo)致量測(cè)更新增益出現(xiàn)偏差，不能得到最優(yōu)狀態(tài)估計(jì)。而在火星大氣進(jìn)入段，大氣密度ρ及彈道系數(shù)B隨時(shí)間存在較大的不確定性，由公式(2)、(3)知，火星大氣密度ρ及氣動(dòng)力系數(shù)耦合在氣動(dòng)力模型中，為了處理不確定參數(shù)引起的模型攝動(dòng)對(duì)導(dǎo)航狀態(tài)估計(jì)的影響，把大氣密度ρ和彈道系數(shù)B對(duì)動(dòng)力學(xué)的攝動(dòng)歸結(jié)于參數(shù)τ定義如下，

大氣密度ρ和彈道系統(tǒng)不確定性對(duì)參數(shù)τ的影響可由式(6)表示，

公式(6)中，右上角帶*的變量表示機(jī)載模型參數(shù)，為定值；Δ表示機(jī)載模型與真實(shí)模型的偏差，在實(shí)際飛行過程中是未知時(shí)變的，但變化范圍假設(shè)為已知的。因此，大氣密度ρ及彈道系數(shù)B不確定性對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的攝動(dòng)在氣動(dòng)力模型中的體現(xiàn)公式(7)和公式(8)。

由公式(7)和公式(8)可知，把不確定參數(shù)大氣密度ρ及彈道系數(shù)B引起的攝動(dòng)轉(zhuǎn)換為動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中氣動(dòng)力的模型偏差，能夠減少動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中不確定項(xiàng)的個(gè)數(shù)，且氣動(dòng)力偏差的變化規(guī)律與不確定參數(shù)變化規(guī)律相同。

步驟三、利用自適應(yīng)估計(jì)方法抑制不確定參數(shù)對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的擾動(dòng)，提高位置和速度估計(jì)精度。

根據(jù)步驟二中建立的模型攝動(dòng)的有界性及其變化規(guī)律，建立針對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中攝動(dòng)量Δ_τ的濾波模型，所述的攝動(dòng)量Δ_τ變化范圍固定且有界，每個(gè)濾波模型動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中攝動(dòng)量Δ_τ對(duì)應(yīng)于有界范圍內(nèi)的一個(gè)偏差值，根據(jù)每個(gè)濾波模型預(yù)測(cè)測(cè)量殘差，并基于測(cè)量殘差信息自適應(yīng)更新各模型的權(quán)值，最大權(quán)值對(duì)應(yīng)的濾波模型表示該模型中攝動(dòng)值最接近真實(shí)的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的攝動(dòng)值。并對(duì)火星大氣進(jìn)入段測(cè)量信息進(jìn)行無量綱化處理，無量綱化處理后的自適應(yīng)估計(jì)方法各模型權(quán)值的求取方法如公式(9)所示，

權(quán)值滿足公式(10)所述的條件，

式中，表示k時(shí)刻的無量綱化后的測(cè)量信息，Z₀為已知常量，a_i表示第i個(gè)濾波模型測(cè)量信息對(duì)應(yīng)的輸入權(quán)重。標(biāo)量u_i表示改進(jìn)后第i個(gè)濾波模型與當(dāng)前測(cè)量信息的匹配度。

無量綱化處理后各模型測(cè)量信息權(quán)重更新方法如公式(11)所示，

式中，η表示學(xué)習(xí)律，根據(jù)實(shí)際情況由使用者自定義，h_i為，

第i個(gè)濾波模型的后驗(yàn)概率密度函數(shù)，且有

式中，

通過公式(9)求取各濾波模型權(quán)值、并通過公式(11)更新各濾波模型的權(quán)值能夠自適應(yīng)逼近真實(shí)模型攝動(dòng)，精確確定攝動(dòng)量在每個(gè)采樣時(shí)刻的攝動(dòng)值，從而抑制攝動(dòng)對(duì)位置和速度估計(jì)的影響，提高導(dǎo)航狀態(tài)估計(jì)的精度和系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

為提高解算速度，滿足進(jìn)入段導(dǎo)航實(shí)時(shí)性要求，所述的濾波模型優(yōu)選采用EKF對(duì)探測(cè)器的位置r和速度v進(jìn)行解算。

所述的一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，能夠應(yīng)用于火星大氣進(jìn)入段動(dòng)壓測(cè)量輔助的組合導(dǎo)航方法或無線電/IMU組合導(dǎo)航方法等，提高導(dǎo)航狀態(tài)估計(jì)的精度和系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

傳統(tǒng)的模型權(quán)值求取方法直接采用對(duì)測(cè)量信息進(jìn)行不同加權(quán)來求取各濾波應(yīng)模型的權(quán)值。但在火星大氣進(jìn)入段，峰值動(dòng)壓、加速度及探測(cè)器與無線電信標(biāo)之間的相對(duì)距離及速度等觀測(cè)量數(shù)值都很大，采用傳統(tǒng)的權(quán)重求取方法會(huì)使部分模型權(quán)重趨于無窮大，導(dǎo)致數(shù)值計(jì)算問題。步驟三對(duì)火星進(jìn)入段測(cè)量信息進(jìn)行無量綱化處理，能夠保證權(quán)值求取的數(shù)值穩(wěn)定性。

有益效果：

1、本發(fā)明公開的一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，通過把不確定參數(shù)(大氣密度ρ和彈道系數(shù)B)對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的攝動(dòng)轉(zhuǎn)化為氣動(dòng)力模型偏差，減少動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中不確定參數(shù)項(xiàng)個(gè)數(shù)。

2、本發(fā)明公開的一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，通過對(duì)測(cè)量信息進(jìn)行無量綱化處理，能夠自適應(yīng)求取每個(gè)濾波模型的權(quán)值，不斷迭代逼近真實(shí)的模型攝動(dòng),從而抑制不確定參數(shù)(大氣密度ρ和彈道系數(shù)B)引起的動(dòng)力學(xué)擾動(dòng)對(duì)狀態(tài)估計(jì)精度的影響，保證進(jìn)入過程中探測(cè)器狀態(tài)估計(jì)精度及導(dǎo)航系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

3、本發(fā)明公開的一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，采用EKF對(duì)濾波模型位置r和速度v進(jìn)行解算，能夠提高解算速度，滿足進(jìn)入段導(dǎo)航實(shí)時(shí)性要求。

附圖說明

圖1為壓力傳感器分布示意圖。圖1(a)表示壓力傳感器在探測(cè)器上的位置，圖1(b)表示傳感器軸線與進(jìn)入速度方向的空間關(guān)系。

圖2為火星大氣進(jìn)入自主導(dǎo)航策略流程圖。

圖3為本發(fā)明提出的自適應(yīng)估計(jì)方法狀態(tài)估計(jì)性能圖。圖3(a)表示x軸位置估計(jì)誤差及3σ偏差，圖3(b)表示y軸位置估計(jì)誤差及3σ偏差，圖3(c)表示z軸位置估計(jì)誤差及3σ偏差，圖3(d)表示x軸速度估計(jì)誤差及3σ偏差，圖3(e)表示y軸速度估計(jì)誤差及3σ偏差，圖3(f)表示z軸速度估計(jì)誤差及3σ偏差。

具體實(shí)施方式

為了更好的說明本發(fā)明的目的和優(yōu)點(diǎn)，下面結(jié)合附圖和實(shí)例對(duì)發(fā)明內(nèi)容做進(jìn)一步說明。

實(shí)施例1：采用火星進(jìn)入段基于動(dòng)壓測(cè)量輔助的組合導(dǎo)航方法為實(shí)例分析，該導(dǎo)航方法動(dòng)力學(xué)模型及量測(cè)模型參數(shù)都具有較大不確定性，更能體現(xiàn)本實(shí)施例的實(shí)用性。本實(shí)施例公開的一種基于模型攝動(dòng)的火星大氣進(jìn)入自適應(yīng)估計(jì)方法，具體實(shí)施方法包括如下步驟：

為了簡(jiǎn)化模型，假設(shè)進(jìn)入過程中探測(cè)器在配平功角條件下飛行，側(cè)滑角為零，且控制量?jī)A側(cè)角為零；進(jìn)入段基于火星慣性系的動(dòng)力學(xué)模型建立如下，

其中，

公式(2)、(3)中，L/D表示探測(cè)器升阻比，B＝m/C_DS表示彈道系數(shù)，C_D表示探測(cè)器的阻力系數(shù)，S表示探測(cè)器參考面積，m表示探測(cè)器質(zhì)量。探測(cè)器升阻比L/D、彈道系數(shù)B，阻力系數(shù)C_D，參考面積S以及質(zhì)量m的標(biāo)稱值都視為已知。ρ為火星大氣密度，假設(shè)火星大氣密度ρ呈指數(shù)形式分布形式且滿足公式(4)

其中，ρ₀＝2e-4kg/m³表示火星大氣參考密度，r₀＝3,437,200m表示參考高度，h_s＝7500m火星大氣標(biāo)高。

在火星進(jìn)入過程中，IMU可以實(shí)時(shí)測(cè)量作用于探測(cè)器上的氣動(dòng)加速度，本實(shí)施例忽略了加速度計(jì)的尺度因子偏差及非校準(zhǔn)偏差，加速度計(jì)測(cè)量模型如公式(5)所示，

其中，a_k表示真實(shí)的氣動(dòng)加速度，b_ak表示加速度計(jì)偏差，η_ak表示測(cè)量噪聲，且

探測(cè)器表面的壓力分布可以由其攜帶的火星進(jìn)入大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(Mars entryatmospheric data system,MEADS)實(shí)時(shí)測(cè)定，MEADS由一系列壓力傳感器組成，不同位置的傳感器測(cè)量得到的壓力與總壓的關(guān)系可由公式(7)確定，

式中，R表示靜壓與總壓比，表示誘導(dǎo)角，由測(cè)壓?jiǎn)卧谔綔y(cè)器上位置的軸線方向與進(jìn)入速度的方向確定，如圖1所示，可推導(dǎo)

通過牛頓流體模型，可得第i個(gè)壓力傳感器與總壓的關(guān)系

其中q_k,i表示真實(shí)的動(dòng)壓值，υ_q,k表示測(cè)量噪聲。

步驟二、建立進(jìn)入段攝動(dòng)模型。

由進(jìn)入段動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)可知，火星大氣密度及探測(cè)器氣動(dòng)力系數(shù)ρ與動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中氣動(dòng)力模型緊密相關(guān)。而在組合導(dǎo)航方法狀態(tài)估計(jì)中，不確定參數(shù)引起的攝動(dòng)會(huì)隨著動(dòng)力學(xué)方程遞推傳播到下一時(shí)刻的預(yù)估狀態(tài)及誤差協(xié)方差中，從而導(dǎo)致量測(cè)更新增益出現(xiàn)偏差，不能得到最優(yōu)狀態(tài)估計(jì)。而在火星大氣進(jìn)入段，大氣密度ρ及彈道系數(shù)B隨時(shí)間存在較大的不確定性，由公式(2)、(3)知，火星大氣密度及氣動(dòng)力系數(shù)耦合在氣動(dòng)力模型中，為了處理不確定參數(shù)引起的模型攝動(dòng)對(duì)導(dǎo)航狀態(tài)估計(jì)的影響，把大氣密度ρ和彈道系數(shù)B對(duì)動(dòng)力學(xué)的攝動(dòng)歸結(jié)于參數(shù)τ定義如下，

大氣密度ρ和彈道系統(tǒng)不確定性對(duì)參數(shù)τ的影響可由式(11)表示，

公式(11)中，右上角帶*的變量表示機(jī)載模型參數(shù)，為定值；Δ表示機(jī)載模型與真實(shí)模型的偏差，在實(shí)際飛行過程中是未知時(shí)變的，但變化范圍假設(shè)為已知的。因此，大氣密度ρ及彈道系數(shù)B不確定性對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的攝動(dòng)在氣動(dòng)力模型中的體現(xiàn)公式(12)和公式(13)。

由公式(12)和公式(13)可知，把不確定參數(shù)大氣密度ρ及彈道系數(shù)B引起的攝動(dòng)轉(zhuǎn)換為動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中氣動(dòng)力的模型偏差，能夠減少動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中不確定項(xiàng)的個(gè)數(shù)，且氣動(dòng)力偏差的變化規(guī)律與不確定參數(shù)變化規(guī)律相同。

步驟三、利用自適應(yīng)估計(jì)方法抑制不確定參數(shù)對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的擾動(dòng)，提高位置和速度估計(jì)精度。

根據(jù)步驟二中建立的模型攝動(dòng)的有界性及其變化規(guī)律，建立針對(duì)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中攝動(dòng)量Δ_τ的濾波模型，所述的攝動(dòng)量Δ_τ變化范圍固定且有界，每個(gè)濾波模型動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中攝動(dòng)量Δ_τ對(duì)應(yīng)于有界范圍內(nèi)的一個(gè)偏差值，根據(jù)每個(gè)濾波模型預(yù)測(cè)測(cè)量殘差，并基于測(cè)量殘差信息自適應(yīng)更新各模型的權(quán)值，最大權(quán)值對(duì)應(yīng)的濾波模型表示該模型中攝動(dòng)值最接近真實(shí)的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的攝動(dòng)值。并對(duì)火星大氣進(jìn)入段測(cè)量信息進(jìn)行無量綱化處理，無量綱化處理后的自適應(yīng)估計(jì)方法各模型權(quán)值的求取方法如公式(14)所示，

權(quán)值滿足公式(15)所述的條件，

式中，表示k時(shí)刻的無量綱化后的測(cè)量信息，Z₀為已知常量，a_i表示第i個(gè)濾波模型測(cè)量信息對(duì)應(yīng)的輸入權(quán)重。標(biāo)量表示改進(jìn)后第i個(gè)濾波模型與當(dāng)前測(cè)量信息的匹配度。

無量綱化處理后各模型測(cè)量信息權(quán)重更新方法如公式(16)所示，

式中，η表示學(xué)習(xí)律，根據(jù)實(shí)際情況由使用者自定義，h_i為，

第i個(gè)濾波模型的后驗(yàn)概率密度函數(shù)，且有

式中：

根據(jù)步驟一得到動(dòng)力學(xué)模型和測(cè)量模型，以及步驟二中不確定參數(shù)引起的攝動(dòng)模型，通過本實(shí)施例的自適應(yīng)估計(jì)方法對(duì)探測(cè)器的位置r和速度v進(jìn)行解算，整個(gè)方法實(shí)施過程如圖2所示。本實(shí)施例采用5個(gè)濾波模型來描述不確定參數(shù)引起的攝動(dòng)變化，每個(gè)濾波模型中動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)中氣動(dòng)力模型偏差各不相同，且每個(gè)濾波模型采用EKF來解算探測(cè)器的位置r和速度v。且根據(jù)火星大氣進(jìn)入過程的實(shí)際飛行情況，可適當(dāng)增減濾波模型數(shù)量，本案例假設(shè)大氣密度及彈道系數(shù)不確定性引起的攝動(dòng)服從正太分布，且有Δ_τ～N(-0.15,0.15)，各濾波模型動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)對(duì)應(yīng)的攝動(dòng)量如表1所示，仿真中探測(cè)器初始狀態(tài)及對(duì)應(yīng)的偏差如表2所示，探測(cè)器構(gòu)型及氣動(dòng)力系數(shù)如表3所示，壓力傳感器測(cè)量偏差及IMU中加速度噪聲如表4所示，進(jìn)行1000次蒙特卡洛仿真，開傘點(diǎn)各狀態(tài)估計(jì)誤差均方根如表5所示。

表1.每個(gè)動(dòng)力學(xué)模型對(duì)應(yīng)的攝動(dòng)偏差

表2.探測(cè)器初始狀態(tài)及對(duì)應(yīng)偏差

表3.探測(cè)構(gòu)型及氣動(dòng)參數(shù)

表4.敏感器測(cè)量精度

表5.開傘點(diǎn)位置與速度估計(jì)偏差均方根誤差(RMES)

表5給出了模型攝動(dòng)下該自適應(yīng)估計(jì)方法應(yīng)用于火星大氣進(jìn)入段動(dòng)壓測(cè)量輔助的組合導(dǎo)航方法中獲得的開傘點(diǎn)位置和速度估計(jì)誤差均方差。由表5可知，該估計(jì)方法可以保證導(dǎo)航系統(tǒng)在不確定參數(shù)攝動(dòng)存在的條件下三軸位置偏差在600m以內(nèi)，三軸速度偏差在0.2m/s以內(nèi)。從圖3可以看出，本實(shí)施例所獲得的狀態(tài)估計(jì)偏差隨進(jìn)入時(shí)間逐漸收斂。

以上所述的具體描述，對(duì)發(fā)明的目的、技術(shù)方案和有益效果進(jìn)行了進(jìn)一步詳細(xì)說明，所應(yīng)理解的是，以上所述僅為本發(fā)明的具體實(shí)施例而已，并不用于限定本發(fā)明的保護(hù)范圍，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所做的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。