本發(fā)明屬于導航
技術(shù)領(lǐng)域：
，涉及一種抑制慣性航跡修正角噪聲的方法。
背景技術(shù)：
：慣導系統(tǒng)一般可以借助衛(wèi)星導航數(shù)據(jù)通過組合算法補償慣導系統(tǒng)導航期間的航向角。某些特殊的應(yīng)用場合，需要通過導航衛(wèi)星的航跡角對慣導系統(tǒng)的航向角進行更快速修正。但是因為多種原因，直接通過航跡角計算的補償角度具有很大的噪聲。目前，在進行航向角直接補償時，一般不進行噪聲抑制，獲得的補償精度低。技術(shù)實現(xiàn)要素：本發(fā)明的目的為：提供一種抑制慣性航跡修正角噪聲的方法，提高航向角補償精度。本發(fā)明的技術(shù)方案為：一種抑制慣性航跡修正角噪聲的方法，其特征為：所述的方法通過獲取多個時刻下航跡角與航向角的差值，得到一個該差值的集合，根據(jù)該集合計算航向補償角。作為本技術(shù)方案的一種改進，所述的方法包括如下步驟：步驟一，獲取載體多個時刻下的航跡角和航向角；步驟二，計算每個時刻下的航跡角與航向角的差值，獲得角度差的集合；步驟三，根據(jù)角度差的集合，計算得出航向補償角。該技術(shù)方案提供了一種實現(xiàn)該方法的流程，該流程保證了計算結(jié)果的精確性。作為本技術(shù)方案的一種改進，通過衛(wèi)星導航系統(tǒng)獲取載體的航跡角。該方法簡單易實現(xiàn)，提高了計算的效率，降低了成本。作為本技術(shù)方案的一種改進，通過以下公式計算航向補償角，式中：△ψB為航向補償角，△ψn為第n個時刻航跡角與航向角的差值。該計算方法保證了計算結(jié)果的精確性，同時提高了計算的效率。本發(fā)明的有益效果為：本發(fā)明是一種利用統(tǒng)計算法的方式，實現(xiàn)對衛(wèi)星導航航跡角修正慣導航向角的噪聲抑制，計算方法簡單可靠，具有較好的工程適用性。附圖說明圖1為本發(fā)明的流程示意圖。具體實施方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進一步詳細說明。對準或?qū)Ш綍r，獲取第N個衛(wèi)星導航的航跡角ψGN和該時刻的慣導系統(tǒng)航向角ψIN；計算衛(wèi)星導航的航跡角和慣導系統(tǒng)航向角的差△ψN＝ψGN-ψIN，并記錄到集合中：Bψ＝{△ψ1△ψ2△ψ3……△ψN}，通過統(tǒng)計算法，計算出航向補償角△ψB＝f(Bψ)。具體步驟如下：如圖1所示，步驟1、在慣導系統(tǒng)導航時，獲取某一個時刻的導航衛(wèi)星的東向速度VGE和北向速度VGN；步驟2、計算衛(wèi)星導航的航跡角主值：步驟3、計算衛(wèi)星導航的航跡角：VGEVGNψG>0090°<00270°>0>0ψ主>0<0ψ主+180°<0<0ψ主+180°<0>0ψ主+360°步驟4、計算衛(wèi)星導航的航跡角和慣導系統(tǒng)航向角的差ΔψN＝ψGN-ψIN；步驟5、記錄步驟4的角度差到集合中：Bψ＝{Δψ1Δψ2Δψ3……ΔψN}；步驟6、重復步驟1～步驟5，直到Bψ集合的值個數(shù)足夠多；步驟7：通過求均值的方法計算航向補償角：當前第1頁1 2 3