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一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統(tǒng)落點精度估計方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統(tǒng)落點精度估計方法，該方法利用已知的誤差系數(shù)標準差和相關(guān)系數(shù)矩陣，以及火箭橇試驗中測量的火箭橇橇體角速度和加速度，得到隨時間變化的距離誤差方差。之后，通過公式推導(dǎo)與計算，可以獲得覆蓋50％落點范圍火箭橇試驗的落點精度估計公式。本發(fā)明只進行一個方向的落點估計，避免了進行多個方向估計的繁瑣計算，快速獲得估計結(jié)果，并提高了估計的準確程度。
【專利說明】一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統(tǒng)落點精度估計方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種落點精度估計方法，尤其涉及在火箭橇試驗中估計慣性測量系統(tǒng) 落點精度的方法，可用于火箭橇試驗落點估計領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】
[0002] 火箭橇試驗具有產(chǎn)生大過載、高速度、強振動和沖擊等綜合條件的能力，可以最逼 真地模擬導(dǎo)彈真實飛行環(huán)境?；鸺猎囼炇侵笇T性測量系統(tǒng)搭載在火箭橇上，通過試驗 考核慣性測量系統(tǒng)在綜合環(huán)境條件下的各項性能指標和精度，驗證慣性測量系統(tǒng)誤差模型 在高動態(tài)條件下的正確性，特別是在大過載情況下，高次項放大作用，能夠確定慣性測量系 統(tǒng)高次誤差項對導(dǎo)航性能的影響，是實現(xiàn)慣性測量系統(tǒng)動態(tài)性能驗證的最佳途徑。
[0003] 在一次火箭橇試驗中，搭載的慣性測量系統(tǒng)經(jīng)導(dǎo)航解算后獲得的位移與速度值通 常與實際值并不相符，這主要是因為慣性測量系統(tǒng)具有測量誤差。因此需要根據(jù)火箭橇試 驗對慣性測量系統(tǒng)的落點精度進行估計。對于慣性測量系統(tǒng)系統(tǒng)，精度用與標準的一致程 度來表示，最常用的是CEP。這種精度度量法原來是為彈道導(dǎo)彈彈著點位置精度提供一種 簡單的度量，它定義為圍繞實際目標包含50%的導(dǎo)彈彈頭彈著點的圓的半徑；后來SEP標 準補充了這種精度度量法，以便提供空中爆炸彈頭的精度量度，SEP是圍繞實際爆炸點的 球的半徑，球內(nèi)包含有50%的導(dǎo)彈彈頭空中爆炸點在目標上方。這兩種描述精度的方法 可用于定義導(dǎo)航精度：水平位置精度的度量用CEP，三維空間的精度度量用SEP。CEP圓的 圓心和SEP球的球心是實際的位置。對于火箭橇試驗，因為慣性測量系統(tǒng)與橇體固聯(lián)，被 軌道限制了移動的自由度，在試驗中的位置變化只能有一個方向。所以將CEP的指標進 行簡化，僅考慮在一個方向上的精度指標，即基于一維直線的線概率誤差LEP(Line Error Probablity)。LEP定義為沿目標（落點）兩側(cè)延伸，以目標點位置為中點、包含50%彈著 點的線段的長度的一半。
[0004] 對于一次試驗，可以得到一個理論解算值和實際測量值的誤差值。一般求取落點 精度的方法是通過多次試驗、得到多個誤差值后，利用概率統(tǒng)計的方法，獲得參試慣性測量 系統(tǒng)在該條件下的落點精度值。這一方法需要進行多次測量才可以準確獲得落點精度值， 即需要更多的時間與資金支持，考慮到火箭橇試驗消耗較大、費用較高，這一方法難以實 現(xiàn)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于火箭橇試驗的慣性 測量系統(tǒng)落點精度估計方法，進行一次實驗即可對慣性導(dǎo)航系統(tǒng)落點精度進行估計，可以 極大地節(jié)約開銷，同時只進行一個方向的落點估計，避免了進行多個方向估計的繁瑣計算， 快速獲得估計結(jié)果，并提高了估計的準確程度。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案：一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統(tǒng)落點精度估計方 法，步驟如下：
[0007] (1)在火箭橇運行過程中，慣性測量系統(tǒng)實時測量自身的加速度和角速度，并根據(jù) 測得的加速度和角速度進行導(dǎo)航解算得到每一時刻火箭橇橇體坐標系到火箭橇軌道坐標 系的姿態(tài)變換矩陣；所述火箭橇軌道坐標系OX 1Y1Zd^原點為火箭橇軌道起始點，OX1軸指向 火箭橇橇體運動前進方向，OZ 1軸朝上垂直于軌道，OY1軸在水平面內(nèi)垂直于軌道，且三者滿 足右手準則；火箭橇橇體坐標系OX bYbZb的原點為橇體中心，OXb軸指向運動方向，OZ b軸指 天，OYb軸分別與〇Xb、OZb軸垂直，且滿足右手準則；
[0008] (2)利用每一時刻慣性測量系統(tǒng)測得的加速度和火箭橇橇體坐標系到火箭橇軌道 坐標系的姿態(tài)變換矩陣計算得到每一時刻慣性測量系統(tǒng)位置環(huán)境函數(shù)的系數(shù)矩陣；
[0009] (3)根據(jù)慣性測量系統(tǒng)加速度計誤差系數(shù)的標準差矩陣和相關(guān)系數(shù)矩陣得到慣性 測量系統(tǒng)加速度計誤差協(xié)方差矩陣；所述慣性測量系統(tǒng)加速度計誤差系數(shù)包括加速度計零 值偏差測量誤差、標度因數(shù)不對稱性相對誤差測量誤差、誤差系數(shù)標度因數(shù)測量誤差、二次 項誤差系數(shù)、奇二次項系數(shù)誤差、交叉耦合項系數(shù)以及三次項誤差系數(shù)；
[0010] (4)利用加速度計誤差協(xié)方差矩陣和每一時刻慣性測量系統(tǒng)位置環(huán)境函數(shù)的系數(shù) 矩陣，計算每一時刻慣性測量系統(tǒng)實際位置和理論位置的距離誤差方差；
[0011] (5)利用每一時刻慣性測量系統(tǒng)實際位置和理論位置的距離誤差方差，計算得到 每一時刻慣性測量系統(tǒng)的落點精度。
[0012] 所述步驟（2)中的實現(xiàn)方式為：
[0013] 某時刻慣性測量系統(tǒng)位置環(huán)境函數(shù)的系數(shù)矩陣A利用如下公式得到：

【權(quán)利要求】
1. 一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統(tǒng)落點精度估計方法，所述慣性測量系統(tǒng)搭載在 火箭橇上，其特征在于步驟如下： ⑴在火箭橇運行過程中，慣性測量系統(tǒng)實時測量自身的加速度和角速度，并根據(jù)測得 的加速度和角速度進行導(dǎo)航解算得到每一時刻火箭橇橇體坐標系到火箭橇軌道坐標系的 姿態(tài)變換矩陣；所述火箭橇軌道坐標系OX1Y1Zd^原點為火箭橇軌道起始點，OX1軸指向火箭 橇橇體運動前進方向，OZ1軸朝上垂直于軌道，OY1軸在水平面內(nèi)垂直于軌道，且三者滿足右 手準則；火箭橇橇體坐標系OXbYbZb的原點為橇體中心，OXb軸指向運動方向，OZb軸指天，OYb 軸分別與〇Xb、OZb軸垂直，且滿足右手準則； (2) 利用每一時刻慣性測量系統(tǒng)測得的加速度和火箭橇橇體坐標系到火箭橇軌道坐標 系的姿態(tài)變換矩陣計算得到每一時刻慣性測量系統(tǒng)位置環(huán)境函數(shù)的系數(shù)矩陣； (3) 根據(jù)慣性測量系統(tǒng)加速度計誤差系數(shù)的標準差矩陣和相關(guān)系數(shù)矩陣得到慣性測量 系統(tǒng)加速度計誤差協(xié)方差矩陣；所述慣性測量系統(tǒng)加速度計誤差系數(shù)包括加速度計零值偏 差測量誤差、標度因數(shù)不對稱性相對誤差測量誤差、誤差系數(shù)標度因數(shù)測量誤差、二次項誤 差系數(shù)、奇二次項系數(shù)誤差、交叉耦合項系數(shù)以及三次項誤差系數(shù)； (4) 利用加速度計誤差協(xié)方差矩陣和每一時刻慣性測量系統(tǒng)位置環(huán)境函數(shù)的系數(shù)矩 陣，計算每一時刻慣性測量系統(tǒng)實際位置和理論位置的距離誤差方差； (5) 利用每一時刻慣性測量系統(tǒng)實際位置和理論位置的距離誤差方差，計算得到每一 時刻慣性測量系統(tǒng)的落點精度。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統(tǒng)落點精度估計方法，其 特征在于：所述步驟（2)中的實現(xiàn)方式為： 某時刻慣性測量系統(tǒng)位置環(huán)境函數(shù)的系數(shù)矩陣A利用如下公式得到：
其中Ri為該時刻火箭橇橇體坐標系到火箭橇軌道坐標系的姿態(tài)變換矩陣，ai、a2、a3為 該時刻慣性測量系統(tǒng)測量到的三個方向的加速度，其中^為該時刻慣性測量系統(tǒng)在火箭橇 橇體坐標系中沿OXb軸方向的加速度，a2、a3分別為該時刻慣性測量系統(tǒng)在火箭橇橇體坐標 系中沿OYb軸、OZb軸方向的加速度。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統(tǒng)落點精度估計方法，其 特征在于：所述步驟（3)中慣性測量系統(tǒng)加速度計誤差協(xié)方差矩陣Σ利用下式得到： Σ=ΓPΓ 其中Γ為慣性測量系統(tǒng)加速度計誤差系數(shù)的標準差矩陣， Γ = } σ(^2 ),σ(^；),σ(^5\σ{Κ ,2\σ{Κu)] P為慣性測量系統(tǒng)加速度計誤差系數(shù)的相關(guān)系數(shù)矩陣，
其中，無^為加速度計零值偏差測量誤差，f貧丨為標度因數(shù)不對稱性相對誤差測量誤 差，i；,為誤差系數(shù)標度因數(shù)測量誤差，K2為二次項誤差系數(shù)，δΓ2為奇二次項系數(shù)誤 差，K12、K13為交叉稱合項系數(shù)，K3為三次項誤差系數(shù)；σ(ω)為ω的標準差，其中ω為 &、漢;,、減,、Κ2、δΚ' 2、Κ12、Κ13 或1(3;0((〇，（〇1)為（〇和（〇1的相關(guān)系數(shù)，其中（〇 1為 f,,、凌:、成,、Κ2、δΓ2、K12、K13 或Κ3。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統(tǒng)落點精度估計方法，其 特征在于：所述步驟（4)的實現(xiàn)方式為： 某時刻慣性測量系統(tǒng)實際位置和理論位置的距離誤差方差σ2利用下式得到：σ2 =ΑΣΑΤ 其中A為該時刻慣性測量系統(tǒng)位置環(huán)境函數(shù)的系數(shù)矩陣，Σ為慣性測量系統(tǒng)加速度計 誤差協(xié)方差矩陣。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統(tǒng)落點精度估計方法，其 特征在于：所述步驟（5)中實現(xiàn)方式為： 某時刻慣性測量系統(tǒng)的落點精度LEP利用下式得到：
1( 1 \ 其中，^ ☆表示該時刻慣性測量系統(tǒng)實際位置和理論位置的距4?πσ}-LBP \ 2σ2J 離誤差在[_LEP，+LEP]內(nèi)的概率，σ2為該時刻慣性測量系統(tǒng)實際位置和理論位置的距離誤 差方差； 求解后得到LEP= 0· 674σ。
【文檔編號】G01C25/00GK104316079SQ201410521446
【公開日】2015年1月28日 申請日期:2014年9月30日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月30日
【發(fā)明者】魏宗康, 劉璠 申請人:北京航天控制儀器研究所