本發(fā)明涉及一種航天器迭代制導(dǎo)的優(yōu)化方法，屬于空間軌道轉(zhuǎn)移飛行器變軌控制領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
：：空間軌道轉(zhuǎn)移飛行器為完成預(yù)定的航天任務(wù)，需要通過(guò)制導(dǎo)來(lái)完成不同軌道之間的轉(zhuǎn)移。傳統(tǒng)的制導(dǎo)方法如攝動(dòng)制導(dǎo)存在射前裝訂數(shù)據(jù)復(fù)雜，入軌精度差等缺點(diǎn)，而傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)針對(duì)航天器主發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小不可調(diào)的情況，通?？紤]五個(gè)終端約束，包括兩個(gè)方向的位置約束和三個(gè)方向的速度約束，首先求解滿足速度約束的控制角，然后假設(shè)位置約束引起的角度變化為小量，這種假設(shè)在某些變軌情形下不再成立，因此需要對(duì)傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)方法進(jìn)行改進(jìn)，以保證航天器精確入軌，并最終到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：：本發(fā)明解決的技術(shù)問(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種航天器迭代制導(dǎo)的優(yōu)化方法，擺脫了傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)的小角度修正假設(shè)，適用于各種變軌情形，從而保證航天器精確入軌，并最終到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種航天器迭代制導(dǎo)的優(yōu)化方法，包括如下步驟：(1)根據(jù)預(yù)先設(shè)計(jì)的航天器彈道參數(shù)和變軌時(shí)刻tc，利用齊奧爾科夫斯基公式計(jì)算點(diǎn)火時(shí)間，據(jù)此確定主發(fā)動(dòng)機(jī)的初始開(kāi)機(jī)點(diǎn)和關(guān)機(jī)點(diǎn)；(2)根據(jù)開(kāi)關(guān)機(jī)點(diǎn)和終端約束權(quán)重因子，利用最優(yōu)制導(dǎo)算法進(jìn)行迭代制導(dǎo)仿真計(jì)算，滿足關(guān)機(jī)點(diǎn)條件后，迭代制導(dǎo)結(jié)束，獲得關(guān)機(jī)點(diǎn)處航天器X、Y、Z三個(gè)方向的實(shí)際位置和速度，根據(jù)預(yù)先設(shè)計(jì)的理論位置和速度得到關(guān)機(jī)點(diǎn)處航天器X、Y、Z三個(gè)方向的位置和速度偏差；(3)判斷關(guān)機(jī)點(diǎn)X方向的位置偏差是否超出門限，如果是，則對(duì)關(guān)機(jī)點(diǎn)進(jìn)行調(diào)整，使關(guān)機(jī)點(diǎn)X方向的位置偏差減小，返回步驟(2)；否則，此時(shí)關(guān)機(jī)點(diǎn)滿足要求，迭代制導(dǎo)仿真結(jié)束。所述步驟(2)中的最優(yōu)制導(dǎo)算法的實(shí)現(xiàn)步驟如下：(2.1)在入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下進(jìn)行無(wú)量綱化處理，建立航天器運(yùn)動(dòng)方程如下：r·=vv·=g+Tm0-mstu]]>其中，r為航天器位置矢量，v為航天器速度矢量，g為地球引力加速度矢量，T為航天器的推力大小，ms為秒流量恒定，m0為初始質(zhì)量，u為推力方向矢量；(2.2)根據(jù)航天器運(yùn)動(dòng)方程得到哈密頓函數(shù)，根據(jù)哈密頓函數(shù)確定伴隨方程和控制方程，所述伴隨方程為所述控制方程為根據(jù)伴隨方程和控制方程獲得最優(yōu)關(guān)機(jī)點(diǎn)狀態(tài)為vf=v0+∫0tf(g+Tm0-mstλv0-λr0t|λv0-λr0t|)dt]]>rf=r0+∫0tfvdt]]>其中，H為哈密頓函數(shù)的因變量，λr、λu和λv為協(xié)態(tài)變量，vf為關(guān)機(jī)點(diǎn)速度矢量，rf為關(guān)機(jī)點(diǎn)位置矢量，v0為初始點(diǎn)速度矢量，r0為初始點(diǎn)位置矢量，tf為關(guān)機(jī)點(diǎn)時(shí)刻，λr0和λv0分別為λr和λv的初值；(2.3)確定關(guān)機(jī)點(diǎn)約束條件如下：E1＝Xf(2)-Yocff＝0E2＝Xf(3)-Zocff＝0E3=Xf(4)-X·ocff=0]]>E4=Xf(5)-Y·ocff=0]]>E5=Xf(6)-Z·ocff=0]]>Xf(2)、Xf(3)分別為關(guān)機(jī)點(diǎn)處Y、Z方向的實(shí)際位置，Yocff、Zocff分別為關(guān)機(jī)點(diǎn)處Y、Z方向的理論位置，Xf(4)、Xf(5)、Xf(6)分別為關(guān)機(jī)點(diǎn)處X、Y、Z方向的實(shí)際速度，分別為關(guān)機(jī)點(diǎn)處X、Y、Z方向的理論速度；(2.4)根據(jù)關(guān)機(jī)點(diǎn)約束條件確定對(duì)應(yīng)的橫截條件：λrf(1)＝0Hf=∂θ∂tf]]>λrf(1)表示λr第一維的終端值，θ為指標(biāo)函數(shù)的非積分部分，即tf，Hf為哈密頓函數(shù)因變量的終端值；(2.5)關(guān)機(jī)點(diǎn)約束條件和對(duì)應(yīng)的橫截條件組成7個(gè)橫截條件方程，結(jié)合伴隨方程和最優(yōu)關(guān)機(jī)點(diǎn)狀態(tài)，通過(guò)迭代求解，獲得tf、λr0和λv0，利用公式獲得每一時(shí)刻的控制量u；(2.6)將每一時(shí)刻的控制量u帶入航天器運(yùn)動(dòng)方程，得到每一時(shí)刻航天器X、Y、Z三個(gè)方向的實(shí)際位置和速度。在步驟(2.3)中，通過(guò)權(quán)重調(diào)整使五個(gè)關(guān)機(jī)點(diǎn)約束條件處于同一量級(jí)。權(quán)重調(diào)整的實(shí)現(xiàn)方法如下：(4.1)將關(guān)機(jī)點(diǎn)約束條件轉(zhuǎn)化為有量綱的約束條件：E1′＝Xf(2)·Re-Y′ocff＝0E2′＝Xf(3)·Re-Z′ocff＝0E3′=Xf(4)·μ/Re-X·ocff′=0]]>E4′=Xf(5)·μ/Re-Y·ocff′=0]]>E5′=Xf(6)·μ/Re-Z·ocff′=0]]>其中，為關(guān)機(jī)點(diǎn)處X、Y、Z方向的有量綱的速度分量，(Y′ocff,Z′ocff)為關(guān)機(jī)點(diǎn)處Y、Z方向的有量綱的位置分量；(4.2)設(shè)從地心慣性坐標(biāo)系到入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為其元素組成為則地心慣性坐標(biāo)系和入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下的位置約束關(guān)系滿足其中X′ocff為關(guān)機(jī)點(diǎn)處X方向的有量綱的位置分量，表示在地心慣性坐標(biāo)系下位置偏差分量；(4.3)當(dāng)入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下的Y和Z方向的位置約束滿足條件時(shí)，此時(shí)地心慣性坐標(biāo)系下等效的兩個(gè)終端約束為E1chi=ΔXchi·M31-ΔZchi·M11]]>E2chi=ΔYchi·M31-ΔZchi·M21]]>(4.4)對(duì)入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下的三個(gè)速度約束E3′、E4′、E5′進(jìn)行權(quán)重調(diào)整，相應(yīng)的權(quán)重因子取k3、k4、k5，得到轉(zhuǎn)換后的速度等效終端約束為E3chi=k3E3′E4chi=k4E4′E5chi=k5E5′.]]>與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下有益效果：(1)本發(fā)明基于最優(yōu)控制原理，通過(guò)直接考慮終端約束來(lái)獲得相關(guān)方程，對(duì)相關(guān)方程進(jìn)行求解來(lái)獲得控制量，擺脫了傳統(tǒng)迭代制導(dǎo)的小角度修正假設(shè)，適用于各種變軌情形，從而保證航天器精確入軌，并最終到達(dá)目標(biāo)點(diǎn)。(2)考慮到入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下終端約束的不同量級(jí)引起的數(shù)值求解問(wèn)題，本發(fā)明將其轉(zhuǎn)化為地心慣性系下的等效終端約束，并進(jìn)行適當(dāng)?shù)臋?quán)重調(diào)整，提高了數(shù)值求解的精度和制導(dǎo)方法的適應(yīng)性，有效保證了航天器最終到達(dá)任務(wù)點(diǎn)的要求。附圖說(shuō)明：圖1為本發(fā)明方法流程圖；圖2為本發(fā)明實(shí)施例中X方向位置偏差示意圖；圖3為本發(fā)明實(shí)施例中Y方向位置偏差示意圖；圖4為本發(fā)明實(shí)施例中Z方向位置偏差示意圖；圖5為本發(fā)明實(shí)施例中X方向速度偏差示意圖；圖6為本發(fā)明實(shí)施例中Y方向位置偏差示意圖；圖7為本發(fā)明實(shí)施例中Z方向位置偏差示意圖。具體實(shí)施方式：在入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下，由于主發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小不可調(diào)，終端(關(guān)機(jī)點(diǎn))約束通常選為Y和Z方向的位置約束，以及X、Y和Z三個(gè)方向的速度約束，由于未對(duì)X方向的位置進(jìn)行約束，制導(dǎo)結(jié)束后X方向存在位置偏差ΔXocf。本發(fā)明直接從最優(yōu)控制原理出發(fā)，對(duì)推力所滿足的相關(guān)方程進(jìn)行求解來(lái)獲得推力方向角，同時(shí)，考慮到入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下終端約束的不同量級(jí)引起的數(shù)值求解問(wèn)題，將其轉(zhuǎn)化為地心慣性系下的等效終端約束，并進(jìn)行適當(dāng)?shù)臋?quán)重調(diào)整，以提高數(shù)值求解的精度和制導(dǎo)方法的適應(yīng)性，保證航天器最終到達(dá)任務(wù)點(diǎn)的要求。如圖1所示，本發(fā)明的步驟如下：(1)根據(jù)預(yù)先設(shè)計(jì)的航天器彈道參數(shù)和變軌時(shí)刻tc，利用齊奧爾科夫斯基公式計(jì)算點(diǎn)火時(shí)間，據(jù)此確定主發(fā)動(dòng)機(jī)的初始開(kāi)機(jī)點(diǎn)和關(guān)機(jī)點(diǎn)；(2)根據(jù)開(kāi)關(guān)機(jī)點(diǎn)和終端約束權(quán)重因子，利用最優(yōu)制導(dǎo)算法進(jìn)行迭代制導(dǎo)仿真計(jì)算，滿足關(guān)機(jī)點(diǎn)條件后，迭代制導(dǎo)結(jié)束，獲得關(guān)機(jī)點(diǎn)處航天器X、Y、Z三個(gè)方向的實(shí)際位置和速度，根據(jù)預(yù)先設(shè)計(jì)的位置和速度得到關(guān)機(jī)點(diǎn)處航天器X、Y、Z三個(gè)方向的位置和速度偏差(即偏差數(shù)據(jù))；(3)判斷關(guān)機(jī)點(diǎn)X方向的位置偏差是否超出門限，如果是，則對(duì)關(guān)機(jī)點(diǎn)進(jìn)行調(diào)整，使關(guān)機(jī)點(diǎn)X方向的位置偏差減小，返回步驟(2)；否則，此時(shí)關(guān)機(jī)點(diǎn)滿足要求，優(yōu)化結(jié)束。其中，最優(yōu)制導(dǎo)算法實(shí)現(xiàn)如下：在入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下建立航天器運(yùn)動(dòng)方程，僅考慮地球引力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力，同時(shí)，為便于數(shù)值計(jì)算，對(duì)航天器運(yùn)動(dòng)模型進(jìn)行無(wú)量綱化處理，取無(wú)量綱化系數(shù)為rref＝Re、其中Re為地球平均赤道半徑，即地球參考橢球模型的的半長(zhǎng)軸，μ為引力常數(shù)。經(jīng)過(guò)上述處理后，可得到無(wú)量綱化的航天器運(yùn)動(dòng)方程為r·=vv·=g+Tm0-mstu---(1)]]>其中r為航天器位置矢量，r1為航天器有量綱的實(shí)際位置，v為航天器速度矢量，v1為航天器有量綱的實(shí)際速度；t為飛行時(shí)間，t1為有量綱的飛行時(shí)間，g為地球引力加速度矢量，g1為有量綱的地球引力加速度，T為航天器的推力大小，ms為秒流量，m0為初始質(zhì)量，u為推力方向矢量，下面建立航天器制導(dǎo)的最優(yōu)控制模型，系統(tǒng)方程即為式(1)的狀態(tài)空間形式，取狀態(tài)變量為X=rv---(2)]]>控制量即推力方向u(其分量為三個(gè)推力方向角)，即U＝u(3)則狀態(tài)方程為X·=f(X,U)---(4)]]>性能指標(biāo)為燃料最省，亦即推力飛行時(shí)間最短，即J＝tf(5)約束條件為推力方向的單位化約束，即uTu-1＝0(6)對(duì)于邊界條件，初始時(shí)刻的狀態(tài)給定，即X|t＝0＝X0(7)終端條件取為關(guān)機(jī)點(diǎn)的速度分量及位置分量(Yocff,Zocff)，設(shè)狀態(tài)的六個(gè)分量為Xi,i＝1,…6，令則終端約束條件為E1＝Xf(2)-Yocff＝0(8)E2＝Xf(3)-Zocff＝0(9)E3=Xf(4)-X·ocff=0---(10)]]>E4=Xf(5)-Y·ocff=0---(11)]]>E5=Xf(6)-Z·ocff=0---(12)]]>Xf(2)、Xf(3)分別為關(guān)機(jī)點(diǎn)處Y、Z方向的實(shí)際位置，Xf(4)、Xf(5)、Xf(6)分別為關(guān)機(jī)點(diǎn)處X、Y、Z方向的實(shí)際速度。列寫(xiě)哈密頓函數(shù)H=λrTv+λvT(g+Tm0-mstu)+λu(uTu-1)---(13)]]>其中λr、λv和λu為協(xié)態(tài)變量，則相應(yīng)的伴隨方程為λ·r=-∂H∂r=0---(14)]]>λ·v=-∂H∂v=-λr---(15)]]>由式(14)和(15)可解得λr=λr0λv=λv0-λr0t---(16)]]>其中λr0和λv0分別為λr和λv的初值?？刂品匠虨?part;H∂u=Tm0-mstλv+λuu=0---(17)]]>考慮約束式(6)可解得u=λv|λv|=λv0-λr0t|λv0-λr0t|---(18)]]>于是由系統(tǒng)方程解得最優(yōu)終端狀態(tài)為vf=v0+∫0tf(g+Tm0-mstλv0-λr0t|λv0-λr0t|)dt---(19)]]>rf=r0+∫0tfvdt]]>式(19)中的積分運(yùn)算可以利用數(shù)值插值積分公式進(jìn)行。終端約束對(duì)應(yīng)的橫截條件為λf+∂θ∂Xf+ξT∂h∂Xf=0---(20)]]>Hf=∂θ∂tf---(21)]]>其中θ為指標(biāo)函數(shù)的非積分部分，即tf，h為終端約束式，ξ為每個(gè)約束式對(duì)應(yīng)的乘子。式(21)展開(kāi)為λrfTvf+λvfT(g+Tm0-mstf·λvf|λvf|)=1---(22)]]>對(duì)于以式(8)～式(12)為終端約束的情形，式(20)可寫(xiě)為λrf(1)＝0(23)于是式(8)～式(12)與式(22)、式(23)組成所有7個(gè)橫截條件方程，結(jié)合協(xié)變量和最優(yōu)狀態(tài)量的表達(dá)式(16)和式(19)，則橫截條件方程組含有7個(gè)變量，可通過(guò)迭代求解。解得λ0和tf后，當(dāng)前時(shí)刻的控制量即為u=λv0|λv0|---(24)]]>其中將每一時(shí)刻的控制量u帶入航天器運(yùn)動(dòng)方程，得到每一時(shí)刻航天器X、Y、Z三個(gè)方向的實(shí)際位置和速度。用式(8)～式(12)中的終端約束條件進(jìn)行計(jì)算時(shí)，E1與其余四個(gè)約束的量級(jí)相差太大，直接迭代求解時(shí)終端約束E1滿足的效果不好，因此需要對(duì)原始的終端約束條件進(jìn)行轉(zhuǎn)化。本發(fā)明采用的方法是將入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下的位置約束等效轉(zhuǎn)化為地心慣性坐標(biāo)系下的位置約束，根據(jù)地心慣性坐標(biāo)系到入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣，形成地心慣性坐標(biāo)系下等效的終端位置約束和速度約束，并用該等效約束代替原終端約束進(jìn)行迭代求解。具體內(nèi)容如下：(1)式(8)～式(12)是通過(guò)將狀態(tài)量進(jìn)行無(wú)量綱化后再進(jìn)行解算的，而最終的終端約束量，即關(guān)機(jī)點(diǎn)的速度分量及位置分量(Yocff，Zocff)是有量綱的，因此實(shí)際的終端約束條件應(yīng)為E1′＝Xf(2)·Re-Y′ocff＝0(25)E2′＝Xf(3)·Re-Z′ocff＝0(26)E3′=Xf(4)·μ/Re-X·ocff′=0---(27)]]>E4′=Xf(5)·μ/Re-Y·ocff′=0---(28)]]>E5′=Xf(6)·μ/Re-Z·ocff′=0---(29)]]>(2)考慮到通常在地心慣性坐標(biāo)系下目標(biāo)點(diǎn)三個(gè)方向的位置分量大致處于同一量級(jí)，因此，如果能夠?qū)⑷胲夵c(diǎn)軌道坐標(biāo)系下的位置約束等效轉(zhuǎn)化為地心慣性坐標(biāo)系下的位置約束，那么理論上來(lái)說(shuō)對(duì)于迭代求解協(xié)態(tài)變量的初值沒(méi)有任何影響，但從數(shù)值角度來(lái)說(shuō)將更為容易處理。設(shè)從地心慣性坐標(biāo)系到入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系的姿態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣為其元素組成為Mchiru=M11M12M13M21M22M23M31M32M33---(30)]]>則地心慣性坐標(biāo)系和入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下的位置約束關(guān)系滿足ΔXchiΔYchiΔZchi=M11M12M13M21M22M23M31M32M33Xf(1)·Re-Xocff′E1′E2′---(31)]]>(3)當(dāng)入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下的Y和Z方向的位置約束滿足，即E1′＝E2′＝0時(shí)，ΔXchi、ΔYchi和ΔZchi之間存在固定的比例關(guān)系，具體來(lái)說(shuō)，無(wú)論(Xf(1)·Re-X′ocff)取何值，應(yīng)有ΔXchi·M31-ΔZchi·M11=0ΔYchi·M31-ΔZchi·M21=0---(32)]]>此時(shí)地心慣性坐標(biāo)系下E1′和E2′等效的兩個(gè)終端約束和為E1chi=ΔXchi·M31-ΔZchi·M11---(33)]]>E2chi=ΔYchi·M31-ΔZchi·M21---(34)]]>(4)在具體利用式(31)計(jì)算ΔXchi、ΔYchi和ΔZchi時(shí)，可直接將(Xf(1)·Re-X′ocff)替換為常數(shù)C，同時(shí)，為進(jìn)一步提高數(shù)值求解精度，對(duì)約束E1′和E2′可以進(jìn)行相應(yīng)的權(quán)重調(diào)整，即分配相應(yīng)的權(quán)重因子k1和k2，從而有ΔXchiΔYchiΔZchi=M11M12M13M21M22M23M31M32M33Ck1E1′k2E2′---(35)]]>類似地，對(duì)入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下的三個(gè)速度約束E3′、E4′、E5′也可以進(jìn)行相應(yīng)的權(quán)重調(diào)整，相應(yīng)的權(quán)重因子取為k3、k4、k5，總結(jié)來(lái)說(shuō)，轉(zhuǎn)換后的5個(gè)等效終端約束為E1chi=ΔXchi·M31-ΔZchi·M11E2chi=ΔYchi·M31-ΔZchi·M21E3chi=k3E3′E4chi=k4E4′E5chi=k5E5′---(36)]]>其中分別為E3′、E4′、E5′等效的終端約束。在獲得等效的終端約束后，每一次制導(dǎo)循環(huán)中，通過(guò)對(duì)式(36)和式(22)、式(23)直接迭代求解來(lái)獲得協(xié)態(tài)變量初值，進(jìn)一步由式(24)求解相應(yīng)的控制量。實(shí)施例：以某航天器迭代制導(dǎo)優(yōu)化為例：在發(fā)射慣性系下，航天器初始的位置為[1865014.8,40816.2,150433.5]m，速度為[7412.601,-2160.522,-130.991]m/s。Dfinal點(diǎn)的位置為[-5967060.6,-9089564.4,-89871.6]m，速度為[-3054.343,7167.845,286.663]m/s。仿真計(jì)算步長(zhǎng)選為10ms，終止迭代計(jì)算條件選為剩余分析時(shí)間小于5s時(shí)，三次關(guān)機(jī)點(diǎn)條件為剩余飛行時(shí)間小于0.1s時(shí)。終端約束的權(quán)重因子取為k1＝10-4、k2＝10-4、k3＝10-3、k4＝10-3、k5＝10-4。首先對(duì)初選的開(kāi)關(guān)機(jī)點(diǎn)直接進(jìn)行制導(dǎo)仿真，制導(dǎo)結(jié)束后的偏差數(shù)據(jù)如表1和2所示：表1位置偏差表2速度偏差由表1和2中的數(shù)據(jù)可知，由于沒(méi)有對(duì)X方向的位置進(jìn)行約束，因此最終X方向的位置偏差比較大，利用本文中的方法對(duì)迭代制導(dǎo)方法進(jìn)行優(yōu)化，得到修正后的關(guān)機(jī)點(diǎn)，對(duì)修正后的開(kāi)關(guān)機(jī)點(diǎn)進(jìn)行制導(dǎo)仿真，實(shí)際飛行時(shí)間為166.8900s，在入軌點(diǎn)軌道坐標(biāo)系下的制導(dǎo)結(jié)果如圖2-圖7所示。由上圖的仿真結(jié)果可以看出，在整個(gè)制導(dǎo)過(guò)程中，三個(gè)方向的位置和速度誤差最終趨于0，制導(dǎo)結(jié)束后的偏差數(shù)據(jù)如表3和4所示：表3位置偏差表4速度偏差此后航天器開(kāi)始自由滑行，滑行仿真在地心慣性坐標(biāo)系下解算，滑行時(shí)間為745.1s，將最終到達(dá)Dfinal點(diǎn)時(shí)的仿真計(jì)算結(jié)果與所要求的相比，結(jié)果如下：表5到達(dá)Dfinal點(diǎn)時(shí)的偏差從表1-表4可以看出，本發(fā)明可以實(shí)現(xiàn)對(duì)Xocf方向位置的有效約束和控制，并且其余5個(gè)約束條件仍然滿足要求，由表5中的數(shù)據(jù)可知，航天器到達(dá)最終點(diǎn)時(shí)的各項(xiàng)偏差均在容許范圍內(nèi)，最終的經(jīng)度和緯度偏差均小于0.5°，高度偏差小于200m，速度傾角偏差小于0.005°，速度方向角偏差小于0.3°、速度大小偏差小于1.5m/s，從而表明了本發(fā)明方法的有效性。本發(fā)明未詳細(xì)說(shuō)明部分屬于本領(lǐng)域技術(shù)人員公知常識(shí)。當(dāng)前第1頁(yè)1 2 3