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CN111486865A - 传递对准滤波器、传递对准方法及应用其的制导飞行器 - Google Patents

传递对准滤波器、传递对准方法及应用其的制导飞行器 Download PDF

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CN111486865A
CN111486865A CN201910088025.4A CN201910088025A CN111486865A CN 111486865 A CN111486865 A CN 111486865A CN 201910088025 A CN201910088025 A CN 201910088025A CN 111486865 A CN111486865 A CN 111486865A
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aircraft
axis
accelerometer
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microprocessor
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CN201910088025.4A
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师兴伟
林德福
王辉
王江
王雨辰
程文伯
赵健廷
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Beijing Institute of Technology BIT
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Beijing Institute of Technology BIT
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Abstract

本发明公开了一种传递对准滤波器、传递对准方法及应用其的制导飞行器，该系统不仅可辅助INS惯性元件缩短零位对准的时间，同时也能补偿由陀螺漂移和加速度计零偏造成的误差，提高INS惯性元件的敏感精度，进而保证飞行器的命中精度，具体来说，通过卡尔曼滤波器处理卫星接收系统和地磁传感器传递出的信息，得到基于卫星的三轴加速度信息和基于地磁的三轴角速率信息，并比较得到上述信息与INS惯性元件输出的信息，将其差值作为INS惯性元件的基准修正参数，根据该基准修正参数修正INS惯性元件，从而缩短INS惯性元件零位对准的时间，提高制导飞行器的制导精度。

Description

传递对准滤波器、传递对准方法及应用其的制导飞行器
技术领域
本发明涉及制导飞行器中敏感元件传递对准的系统及方法，具体涉及一种传递对准滤波器、方法及应用其的制导飞行器。
背景技术
传统的制导飞行器多采用INS惯性制导元件进行姿态敏感。但惯导系统在开始工作后需要进行零位基准的对准，需经过一段时间后才可以精确敏感飞行器的姿态，得到三轴角速率信息和三轴加速度信息，而制导飞行器的特性决定了其不会给予惯导系统足够的时间进行零位对准，从而影响了姿态测量的敏感精度，进而对飞行器的制导控制和命中精度造成不可消除的影响。现有技术中INS惯性制导元件零位对准所需时间为10～12秒左右，零位对准时间越短的一般造价越高；
除此之外，INS惯性制导元件随着工作时间的延长会产生陀螺漂移和加速度计零偏的现象，这使得远程制导飞行器弹道末端的姿态测量存在一定误差，进而增大了脱靶量；
另外，通过对卫星信号的处理也能够得到三轴加速度信息，通过对地磁传感器信息的处理还能够得到三轴角速率信息，但是经由卫星信号和地磁传感器得到的信息精度较低，虽然其精度比INS惯性制导元件完成零位对准前的精度高，但其精度也低于完成零位对准后的INS惯性制导元件；所以不仅仅要保证制导系统在制导过程中都能够基于较为准确的信息进行制导控制，还要尽量缩短INS惯性元件的零位对准时间，以便于进一步提高制导控制的准确性。
由于上述原因，本发明人对现有的制导飞行器做了深入研究，以期待设计出一种能够解决上述问题的传递对准滤波器、方法及应用其的制导飞行器。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种传递对准滤波器、传递对准方法及应用其的制导飞行器，该系统不仅可辅助INS惯性元件缩短零位对准的时间，同时也能补偿由陀螺漂移和加速度计零偏造成的误差，提高INS惯性元件的敏感精度，进而保证飞行器的命中精度，具体来说，通过卡尔曼滤波器处理卫星接收系统和地磁传感器传递出的信息，得到基于卫星的三轴加速度信息和基于地磁的三轴角速率信息，并比较得到上述信息与INS惯性元件输出的信息，将其差值作为INS惯性元件的基准修正参数，根据该基准修正参数修正INS惯性元件，从而缩短INS惯性元件零位对准的时间，提高制导飞行器的制导精度，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提供一种应用于制导飞行器的传递对准滤波器，
该制导飞行器上设置有INS惯性元件，还设置有卫星接收系统和/或地磁传感器；
该系统包括传递对准滤波器1，
所述传递对准滤波器1用于分别接收INS惯性元件传递出的信息及卫星接收系统和/或地磁传感器传递出的信息，并向INS惯性元件反馈基准修正参数。
其中，所述INS惯性元件包括MEMS陀螺和加速度计，
所述MEMS陀螺用于敏感测量飞行器的姿态，得到基于陀螺的三轴角速率信息，
所述加速度计用于敏感测量飞行器的加速度，得到基于加速度计的三轴加速度信息。
其中，所述传递对准滤波器1包括卡尔曼滤波器11和微处理器12；
所述卡尔曼滤波器11用于处理卫星接收系统传递出的三轴速度信息，得到基于卫星的三轴加速度信息并将其传递给微处理器12，和/或
所述卡尔曼滤波器11用于处理地磁传感器传递出的三轴姿态角信息，得到基于地磁的三轴角速率信息并将其传递给微处理器12；
所述微处理器12用于分别接收卡尔曼滤波器11和INS惯性元件传递出的信息，并解算出基准修正参数。
其中，所述微处理器12解算基准修正参数的频率为50～100Hz。
其中，所述卡尔曼滤波器11用于对三轴速度信息和三轴姿态角信息做滤波过滤、信号增强和微分处理。
本发明还提供一种应用于制导飞行器的传递对准方法，该方法包括如下步骤：
步骤1，通过卡尔曼滤波器11处理卫星接收系统传递出的三轴速度信息，得到基于卫星的三轴加速度信息，并将其传递给微处理器12，
通过卡尔曼滤波器11处理地磁传感器传递出的三轴姿态角信息，得到基于地磁的三轴角速率信息，并将其传递给微处理器12；
步骤2，微处理器12接收卡尔曼滤波器11和INS惯性元件传递出的信息，
其中，所述INS惯性元件包括MEMS陀螺和加速度计；
所述MEMS陀螺用于敏感测量飞行器的姿态，得到基于陀螺的三轴角速率信息，
所述加速度计用于敏感测量飞行器的加速度，得到基于加速度计的三轴加速度信息；
步骤3，通过所述微处理器12比较基于陀螺的三轴角速率信息和基于卫星的三轴加速度信息的大小，并将其差值作为MEMS陀螺的基准修正参数，反馈给MEMS陀螺；
通过所述微处理器12比较基于加速度计的三轴加速度信息和基于地磁的三轴角速率信息的大小，并将其差值作为加速度计的基准修正参数，反馈给加速度计。
本发明还提供一种制导飞行器，
该制导飞行器包括INS惯性元件、卫星接收系统、地磁传感器、制导控制模块和权利要求1～5所述的传递对准滤波器；
其中，所述制导控制模块根据三轴角速率信息和三轴加速度信息解算制导指令。
其中，所述制导控制模块在起控后的预定时间内接收卡尔曼滤波器11处理得到的基于地磁的三轴角速率信息和基于卫星的三轴加速度信息，并根据基于地磁的三轴角速率信息和基于卫星的三轴加速度信息解算制导指令。
其中，所述制导控制模块在起控预定时间后，接收MEMS陀螺传递出的基于陀螺的三轴角速率信息和加速度计传递出的基于加速度计的三轴加速度信息，并根据基于陀螺的三轴角速率信息和基于加速度计的三轴加速度信息解算制导指令。
其中，所述预定时间为4～8秒。
本发明所具有的有益效果包括：
(1)根据本发明提供的传递对准滤波器、方法及应用其的制导飞行器能够缩短INS惯性元件零位对准的时间，为制导控制模块提供精确度更高的飞行器参数，从而为精确制导提供数据基础；
(2)根据本发明提供的传递对准滤波器、方法及应用其的制导飞行器能够在不同的制导时间段选择能够获得的最为精确的飞行器参数，从而使得在整体的制导控制过程中，飞行器都能够基于最为精确的飞行器参数进行制导控制；
(3)根据本发明提供的传递对准滤波器、方法及应用其的制导飞行器能够补偿由陀螺漂移和加速度计零偏造成的INS惯性元件误差，进一步确保制导精度，尤其是确保无激光制导的低成本飞行器在末制导段的制导精度。
附图说明
图1示出根据本发明一种优选实施方式的应用于制导飞行器的传递对准滤波器整体结构逻辑图；
图2示出根据本发明一种优选实施方式的制导飞行器中卫星接收系统的结构示意图；
图3示出根据本发明实验例1中得到的弹道轨迹图；
图4示出图3中右半部分的轨迹图；
图5示出图3和图4中落点附近的弹道轨迹图；
图6示出根据本发明实验例2中得到的INS惯性元件在零位对准阶段的误差值随时间变化的曲线图。
附图标号说明：
1-传递对准滤波器
11-卡尔曼滤波器
12-微处理器
2-天线
3-容纳槽
4-防护挡板
具体实施方式
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
根据本发明提供的应用于制导飞行器的传递对准滤波器，如图1中所示，
该制导飞行器上设置有INS惯性元件，还设置有卫星接收系统和/或地磁传感器；
该系统包括传递对准滤波器1，
所述传递对准滤波器1用于分别接收INS惯性元件传递出的信息及卫星接收系统和/或地磁传感器传递出的信息，并向INS惯性元件反馈基准修正参数；
所述INS惯性元件根据基准修正参数修正其自身的基准，缩短其零位对准的时间。
在一个优选的实施方式中，所述INS惯性元件包括MEMS陀螺和加速度计，
所述MEMS陀螺用于敏感测量飞行器的姿态，得到基于陀螺的三轴角速率信息，
所述加速度计用于敏感测量飞行器的加速度，得到基于加速度计的三轴加速度信息。
本申请所述的MEMS陀螺和加速度计都是本领域现有技术中已有的设备，本申请对此不作特别限定；MEMS陀螺和加速度计在工作开始前都需要进行零位基准的对准，其对准的过程都是输出值往复震荡的过程，在此过程做逐渐找到适宜、准确的零位基准，具体对准过程可以参见《惯性器件与惯性导航系统》，邓志红付梦印张继伟肖烜编著；科学出版社2012年6月，在对准过程中接收基准修正参数，将接收到的基准修正参数与下一时刻探测得到的值相加作为下一时刻的输出值，并根据该输出值调整其自身零位基准。
在一个优选的实施方式中，所述传递对准滤波器1包括卡尔曼滤波器11和微处理器12；
所述卡尔曼滤波器11用于处理卫星接收系统传递出的三轴速度信息，得到基于卫星的三轴加速度信息并将其传递给微处理器12，和/或
所述卡尔曼滤波器11用于处理地磁传感器传递出的三轴姿态角信息，得到基于地磁的三轴角速率信息并将其传递给微处理器12；
所述微处理器12用于分别接收卡尔曼滤波器11和INS惯性元件传递出的信息，并解算出基准修正参数。
优选地，所述基准修正参数包括加速度计的基准修正参数和MEMS陀螺的基准修正参数；
所述微处理器12将基于卫星的三轴加速度信息减去基于加速度计的三轴加速度信息得到的差值作为加速度计的基准修正参数；
所述微处理器12将基于地磁的三轴角速率信息减去基于陀螺的三轴角速率信息得到的差值作为MEMS陀螺的基准修正参数。
本申请所述的基于卫星的三轴加速度信息和基于加速度计的三轴加速度信息都是飞行器制导过程中需要的三轴加速度信息，由于不同的获得方式，该三轴加速度信息的精确度不同，为了区分该三轴加速度信息的来源，根据其来源，本申请中对其分别进行命名：通过对接收的卫星信号进行处理得到的三轴加速度信息称之为基于卫星的三轴加速度信息；通过加速度计直接测量得到的三轴加速度信息称之为基于加速度计的三轴加速度信息；
同理，通过对地磁传感器接收的信号进行处理得到的三轴角速率信息称之为基于地磁的三轴角速率信息；通过MEMS陀螺直接测量得到的三轴角速率信息称之为基于陀螺的三轴角速率信息。
在一个优选的实施方式中，所述微处理器12解算基准修正参数的频率为50～100Hz，优选地，所述微处理器12的解算频率与卫星接收系统和地磁传感器的工作频率相关，更优选地，所述微处理器12的解算频率与卫星接收系统和地磁传感器等，都为100Hz；即每0.01～0.02秒解算一次。优选地，与之对应地，所述INS惯性元件的工作频率为50Hz，是微处理器12、卫星接收系统和地磁传感器工作频率的一半。
所述微处理器可以选用现有技术中已有的芯片制成，具体的型号选择本申请对此不作特别限定，能够满足上述功能即可。
在一个优选的实施方式中，所述卡尔曼滤波器11用于对三轴速度信息和三轴姿态角信息做滤波过滤、信号增强和微分处理。
所述卡尔曼滤波器可以选用本领域中已有的卡尔曼滤波器，能够实现上述功能即可，本申请对此不作特别限定。
本申请还提供一种应用于制导飞行器的传递对准方法，
该方法包括如下步骤：
步骤1，通过卡尔曼滤波器11处理卫星接收系统传递出的三轴速度信息，得到基于卫星的三轴加速度信息，并将其传递给微处理器12，
通过卡尔曼滤波器11处理地磁传感器传递出的三轴姿态角信息，得到基于地磁的三轴角速率信息，并将其传递给微处理器12；
步骤2，微处理器12接收卡尔曼滤波器11和INS惯性元件传递出的信息，
其中，所述INS惯性元件包括MEMS陀螺和加速度计；
所述MEMS陀螺用于敏感测量飞行器的姿态，得到基于陀螺的三轴角速率信息，
所述加速度计用于敏感测量飞行器的加速度，得到基于加速度计的三轴加速度信息；
步骤3，通过所述微处理器12比较基于陀螺的三轴角速率信息和基于卫星的三轴加速度信息的大小，并将其差值作为MEMS陀螺的基准修正参数，反馈给MEMS陀螺；
通过所述微处理器12比较基于加速度计的三轴加速度信息和基于地磁的三轴角速率信息的大小，并将其差值作为加速度计的基准修正参数，反馈给加速度计。
优选地，在飞行器飞行过程中，起控后，INS惯性元件、卫星接收系统、地磁传感器和传递对准滤波器都上电工作，在开始工作后的预定时间内，所述微处理器12持续工作，为INS惯性元件提供基准修正参数，以便于缩短INS惯性元件的零位对准时间；该预定时间为4～8秒，更优选为5秒。
在上电工作预定时间以后，所述传递对准滤波器暂停工作，不再向INS惯性元件中传递基准修正参数；
飞行器上电工作55～65秒以后，优选地60秒以后，所述传递对准滤波器再次启动工作，此时所述传递对准滤波器每隔2秒向INS惯性元件提供一次基准修正参数，所述INS惯性元件将探测得到的数值与该基准修正参数相加后得到的值作为输出量，传递给微处理器和飞行器上的制导控制模块，从而补偿INS惯性元件中陀螺漂移和加速度计零偏带来的精度误差。
本申请还提供一种制导飞行器，该制导飞行器包括INS惯性元件、卫星接收系统、地磁传感器、制导控制模块和如上文所述的传递对准滤波器；
其中，所述制导控制模块根据三轴角速率信息和三轴加速度信息解算制导指令。
所述制导控制模块根据接收到的三轴角速率信息和三轴加速度信息解算出需用过载，再据此控制舵机等执行机构工作，以修正飞行器的姿态和方向，确保飞行器朝向目标飞行，最终命中目标。所述制导控制模块可以选用现有的制导控制模块，能够实现基本的制导控制即可，本申请对此不作特别限定。
优选地，所述制导控制模块在起控后的预定时间内接收卡尔曼滤波器11处理得到的基于地磁的三轴角速率信息和基于卫星的三轴加速度信息，并根据基于地磁的三轴角速率信息和基于卫星的三轴加速度信息解算制导指令。
优选地，所述制导控制模块在起控预定时间后，接收MEMS陀螺传递出的基于陀螺的三轴角速率信息和加速度计传递出的基于加速度计的三轴加速度信息，并根据基于陀螺的三轴角速率信息和基于加速度计的三轴加速度信息解算制导指令。
通过上述设置能够确保在整体的制导控制过程中，飞行器都能够基于最为精确的飞行器参数进行制导控制。
优选地，所述预定时间为4～8秒，更优选地为5，即所述INS惯性元件能够在5秒内完成零位对准工作。在INS惯性元件完成零位对准工作以前，由卡尔曼滤波器11提供制导所需的参数，在INS惯性元件完成零位对准工作以后，由INS惯性元件提供制导所需的参数。事实上，在能够接收到基准修正参数的情况下，INS惯性元件完成零位对准工所需的时间是小于5秒的，为了系统整体的稳定，仍然设定在上电工作5秒后接收并采用INS惯性元件提供的数据信息进行制导控制。
所述卫星接收系统包括天线2和GPS/北斗/GLONASS卫星接收机；设置上述多个接收机的可提高获取卫星信息的精度和接收能力。
其中，天线2设置在飞行器外壁上，
优选地，如图2中所示，在所述飞行器的外壁上设置有内凹的容纳槽3，所述天线2安装在所述容纳槽3内，所述容纳槽3的深度尺寸大于所述天线的厚度尺寸，且在天线2外部设置有防护挡板4。
天线2固定在容纳槽5的底部，优选地，所述容纳槽刚好能够容纳天线2，容纳槽的侧壁能够为天线2提供侧向限位，防止天线2串动，所述防护挡板4固定在容纳槽的顶部，其自身完全置于容纳槽内部，可使得飞行器外表面基本平滑，所述防护挡板外部形状与飞行器的外形轮廓相适应，可以是弧形，也可以是平板形，所述防护挡板内侧与天线2相抵接，用以固定天线2，确保在加速过程中天线2不会移动和破坏。
所述防护挡板4用于在飞行器加速阶段保护其内侧的天线2，防止天线2在加速过程中破损，当所述飞行器进入到制导阶段时，所述防护挡板4从飞行器上脱离，使得天线2裸露在外，进而方便与天线2接收卫星信号，避免防护挡板4屏蔽/干扰卫星信号。优选地，天线2与飞行器上的舵机类似，都是在制导阶段才需要启动工作，所以所述防护挡板4与飞行器舵机外部的挡板可同步控制，同步脱离。
所述天线2的形状为片材形状，即所述天线2为片状天线或者薄板状天线，该天线可以是矩形的平板状，也可以是带有弧度的弧形板状，可根据飞行器外形轮廓设置，本申请中优选为带有弧度的弧形板状，与飞行器的外形轮廓相配合，并且在飞行器滚转的过程中，带有弧度的弧形板状天线接收卫星信号的时间更长，信号强度更好，
优选地，所述天线2设置有多片，均布在飞行器周围，优选地，所述天线2设置有4片，本申请中优选地，该天线2沿着飞行器滚转的周向方向布置，以保证飞行器在高速滚转时卫星信号接收能力不会被削弱。
本申请中的片状的天线2相比传统的锥形天线或环形天线，由于片状天线占用空间面积小，不易受外部噪音或干扰的影响，而且片状式天线集成度更高，其卫星信号接受能力更强。
优选地，所述片状的天线2可与传统的环形天线或者锥形天线采用同种材料进行制备，该天线2可以在保证稳定及物理强度的基础上尽量降低厚度，以降低成本；
优选地，所述天线2的长度尺寸优选为120～200mm，所述天线2的宽度尺寸优选为50～70mm，其厚度为4～8mm。
在所述预定时间之后，INS惯性元件完成零位对准，并持续为制导控制模块提供三轴角速率信息和三轴加速度信息，但是随着时间的延续，在起控后60秒左右时，INS惯性元件中的MEMS陀螺会发生漂移，加速度计会产生零偏，都会导致INS惯性元件的测量精度降低，而此时飞行器一般也已经进入到末制导段或者接近末制导段了，对于不设置激光导引头的低成本炮弹来说，此时的制导精度是极其重要的，为此，在起控后60秒时，通过微处理器再次为INS惯性元件提供基准修正参数，此时提供基准修正参数的频率可以控制在每两秒一次，即可满足漂移和零偏的补偿所需，确保制导飞行器在末制导段仍然能够保持足够高的控制精度，最终命中目标；优选地，所述制导飞行器为无激光导引头的低成本炮弹。
实验例1
为了验证本申请提供的应用于制导飞行器的传递对准滤波器能够为制导飞行器提供更为准确的数据信息，使得制导飞行器的命中精度更高，通过仿真实验的方式进行验证：
选用本申请提供的传递对准滤波器，将其放置在制导飞行器中，利用该制导飞行器中攻击43.3km远处的目标，在制导飞行器中设置有INS惯性元件、卫星接收系统和地磁传感器，传递对准滤波器中包括卡尔曼滤波器和微处理器，通过卡尔曼滤波器实时处理卫星接收系统传递出的三轴速度信息，得到基于卫星的三轴加速度信息，还通过卡尔曼滤波器实时处理地磁传感器传递出的三轴姿态角信息，得到基于地磁的三轴角速率信息，由所述微处理器分别接收卡尔曼滤波器和INS惯性元件传递出的信息，再通过作差得到基准修正参数，在上电工作时的前5秒内，以50Hz的频率实时将该基准修正参数传递至INS惯性元件，从而加速INS惯性元件的零位对准；在上电工作60秒以后，每隔两秒向INS惯性元件发送一次实时结算得到的基准修正参数，再通过基准修正参数补偿MEMS陀螺的漂移和加速度计的零偏；实时记录该飞行器得到的弹道轨迹，得到如图3和图4中的虚线所示轨迹；
与之相对比地，在对比例中，选用相同型号的制导飞行器，不在其中添加传递对准滤波器，直接通过INS惯性元件、卫星接收系统和地磁传感器为制导控制模块提供三轴角速率信息和三轴加速度信息，得到的弹道轨迹如图3和图4中的实线所示；
其中，图3是完整的弹道轨迹，图4是图3中右半部分的轨迹图，即飞行器飞行25公里以后直至着陆阶段的轨迹图。图中虚线表示有传递对准系统时的弹道轨迹，图中实线表示无递对准系统时的弹道轨迹。
通过图3、图4和图5中的轨迹可知，实验例中添加本申请提供的传递对准滤波器的制导飞行器能够命中目标，对比例中由于陀螺漂移和加速度计零偏等因素使得最终落点存在约500m的脱靶量。
实验例2：
将本申请提供的传递对准滤波器与卫星接收系统、地磁传感器和INS惯性元件相连，通过传递对准滤波器向INS惯性元件实时传递基准修正参数；
通过半实物仿真实时探测INS惯性元件零位对准时的误差值；实时比较INS惯性元件在零位对准阶段探测得到的数值与真实值之间的误差值，并记录该误差值随时间变化的曲线，得到如图6中的实线轨迹；
在对比例中，去掉本申请中提供的传递对准滤波器，直接探测相同型号的INS惯性元件在零位对准阶段探测得到的数值与真实值之间的误差值，并记录该误差值随时间变化的曲线，得到如图6中的虚线轨迹；
从图6中可知，对比例中INS惯性元件接收不到基准修正参数，其零位对准所需时间较长，一般在10秒左右以后才能输出比较理想的、误差较小的探测信息；实验例中的INS惯性元件能够接收到基准修正参数，其零位对准时间大幅缩小，在1-2秒以后即可持续输出比较理想的、误差较小的探测信息。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种应用于制导飞行器的传递对准滤波器，其特征在于，
该制导飞行器上设置有INS惯性元件，还设置有卫星接收系统和/或地磁传感器；
该系统包括传递对准滤波器(1)，
所述传递对准滤波器(1)用于分别接收INS惯性元件传递出的信息及卫星接收系统和/或地磁传感器传递出的信息，并向INS惯性元件反馈基准修正参数。
2.根据权利要求1所述的应用于制导飞行器的传递对准滤波器，其特征在于，
所述INS惯性元件包括MEMS陀螺和加速度计，
所述MEMS陀螺用于敏感测量飞行器的姿态，得到基于陀螺的三轴角速率信息，
所述加速度计用于敏感测量飞行器的加速度，得到基于加速度计的三轴加速度信息。
3.根据权利要求2所述的应用于制导飞行器的传递对准滤波器，其特征在于，
所述传递对准滤波器(1)包括卡尔曼滤波器(11)和微处理器(12)；
所述卡尔曼滤波器(11)用于处理卫星接收系统传递出的三轴速度信息，得到基于卫星的三轴加速度信息并将其传递给微处理器(12)，
和/或
所述卡尔曼滤波器(11)用于处理地磁传感器传递出的三轴姿态角信息，得到基于地磁的三轴角速率信息并将其传递给微处理器(12)；
所述微处理器(12)用于分别接收卡尔曼滤波器(11)和INS惯性元件传递出的信息，并解算出基准修正参数。
4.根据权利要求3所述的应用于制导飞行器的传递对准滤波器，其特征在于，
所述微处理器(12)解算基准修正参数的频率为50～100Hz。
5.根据权利要求3所述的应用于制导飞行器的传递对准滤波器，其特征在于，
所述卡尔曼滤波器(11)用于对三轴速度信息和三轴姿态角信息做滤波过滤、信号增强和微分处理。
6.一种应用于制导飞行器的传递对准方法，其特征在于，
该方法包括如下步骤：
步骤1，通过卡尔曼滤波器(11)处理卫星接收系统传递出的三轴速度信息，得到基于卫星的三轴加速度信息，并将其传递给微处理器(12)，
通过卡尔曼滤波器(11)处理地磁传感器传递出的三轴姿态角信息，得到基于地磁的三轴角速率信息，并将其传递给微处理器(12)；
步骤2，微处理器(12)接收卡尔曼滤波器(11)和INS惯性元件传递出的信息，
其中，所述INS惯性元件包括MEMS陀螺和加速度计；
所述MEMS陀螺用于敏感测量飞行器的姿态，得到基于陀螺的三轴角速率信息，
所述加速度计用于敏感测量飞行器的加速度，得到基于加速度计的三轴加速度信息；
步骤3，通过所述微处理器(12)比较基于陀螺的三轴角速率信息和基于卫星的三轴加速度信息的大小，并将其差值作为MEMS陀螺的基准修正参数，反馈给MEMS陀螺；
通过所述微处理器(12)比较基于加速度计的三轴加速度信息和基于地磁的三轴角速率信息的大小，并将其差值作为加速度计的基准修正参数，反馈给加速度计。
7.一种制导飞行器，其特征在于，
该制导飞行器包括INS惯性元件、卫星接收系统、地磁传感器、制导控制模块和权利要求1～5所述的传递对准滤波器；
其中，所述制导控制模块根据三轴角速率信息和三轴加速度信息解算制导指令。
8.根据权利要求7所述的制导飞行器，其特征在于，
所述制导控制模块在起控后的预定时间内接收卡尔曼滤波器(11)处理得到的基于地磁的三轴角速率信息和基于卫星的三轴加速度信息，并根据基于地磁的三轴角速率信息和基于卫星的三轴加速度信息解算制导指令。
9.根据权利要求8所述的制导飞行器，其特征在于，
所述制导控制模块在起控预定时间后，接收MEMS陀螺传递出的基于陀螺的三轴角速率信息和加速度计传递出的基于加速度计的三轴加速度信息，并根据基于陀螺的三轴角速率信息和基于加速度计的三轴加速度信息解算制导指令。
10.根据权利要求8或9所述的制导飞行器，其特征在于，
所述预定时间为4～8秒。
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