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申请/专利权人：西安现代控制技术研究所

摘要：本发明公开了一种多特征融合的远程制导火箭弹末段组合导航切换方法，包括空中保持惯性卫星组合导航模式；飞行末段启动导航模式切换机制；剔除异常数据的卫星；根据当前可用卫星的数量，进行导航模式切换。本发明方法能准确辨识远程制导火箭弹末段卫星实际定位精度波动及劣化时刻，实现导航模式的自主切换，保证了导航精度，对远程制导火箭导航设计有很强的工程意义。

主权项：1.一种多特征融合的远程制导火箭弹末段组合导航切换方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：空中保持惯性卫星组合导航模式；步骤1－1：获得卫星的全球卫星导航系统数据和相对应的惯性测量单元数据；GNSS数据通过卫星接收机获取，GNSS数据包括源于卫星接收机的伪距、伪距率；由INS获得与当前卫星历元相对应的INS数据，包括INS中三轴陀螺仪和三轴加速度计采集的速度增量和角增量信息，利用INS数据解算得到远程制导火箭弹的位置、速度、姿态INS导航参数信息；步骤1－2：GNSS数据和INS数据输入给组合卡尔曼滤波器，组合卡尔曼滤波器估计INS误差；在将获得的GNSS数据作为量测的情况下，将GNSS数据和INS数据输入给组合卡尔曼滤波器进行滤波计算，进而得到INS误差；所述INS误差包括三轴陀螺仪和三轴加速度的刻度系数误差、零偏、位置误差、速度误差和姿态误差；步骤1－3：对INS导航参数进行反馈校正，反馈校正后的INS导航参数构成组合导航输出；在获得INS误差的情况下，利用此误差信息反馈校正INS导航参数，在反馈修正后，组合卡尔曼滤波器估计的INS误差置零，反馈校正后的INS导航参数构成组合导航输出；步骤2：飞行末段启动导航模式切换机制；步骤2－1：初始化末段识别标识和导航模式切换标识；记末段识别标识为Tf和导航模式切换标识为Tl，将Tf和Tl初始化为0值，即：Tf＝0，Tl＝0；步骤2-2：计算弹体俯仰角小于所设角度阈值的持续时间；在远程制导火箭弹末段飞行过程，导航解算周期Δt作为时间增量实时记录俯仰角θ是否小于角度阈值θ*，并计算俯仰角连续小于角度阈值θ*的持续时间Tc，如果θ＜θ*，持续时间Tc加Δt，否则Tc＝0；步骤2-3：若持续时间Tc大于预设时间阈值，则导航模式切换标识有效，导航系统转入到导航模式切换识别状态；以导航解算周期Δt作为判断周期，在线判断导航模式切换标识有效，如果Tc＞2秒，则表明远程制导火箭弹已经进入飞行末段，此时末段识别标识Tf＝1；步骤3：剔除异常数据的卫星；步骤4：根据当前可用卫星的数量，进行导航模式切换。

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