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一种基于火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方法，该方法利用已知的误差系数标准差和相关系数矩阵，以及火箭橇试验中测量的火箭橇橇体角速度和加速度，得到随时间变化的距离误差方差。之后，通过公式推导与计算，可以获得覆盖50％落点范围火箭橇试验的落点精度估计公式。本发明只进行一个方向的落点估计，避免了进行多个方向估计的繁琐计算，快速获得估计结果，并提高了估计的准确程度。
【专利说明】一种基于火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方法

【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种落点精度估计方法，尤其涉及在火箭橇试验中估计惯性测量系统 落点精度的方法，可用于火箭橇试验落点估计领域。

【背景技术】
[0002] 火箭橇试验具有产生大过载、高速度、强振动和冲击等综合条件的能力，可以最逼 真地模拟导弹真实飞行环境。火箭橇试验是指将惯性测量系统搭载在火箭橇上，通过试验 考核惯性测量系统在综合环境条件下的各项性能指标和精度，验证惯性测量系统误差模型 在高动态条件下的正确性，特别是在大过载情况下，高次项放大作用，能够确定惯性测量系 统高次误差项对导航性能的影响，是实现惯性测量系统动态性能验证的最佳途径。
[0003] 在一次火箭橇试验中，搭载的惯性测量系统经导航解算后获得的位移与速度值通 常与实际值并不相符，这主要是因为惯性测量系统具有测量误差。因此需要根据火箭橇试 验对惯性测量系统的落点精度进行估计。对于惯性测量系统系统，精度用与标准的一致程 度来表示，最常用的是CEP。这种精度度量法原来是为弹道导弹弹着点位置精度提供一种 简单的度量，它定义为围绕实际目标包含50%的导弹弹头弹着点的圆的半径；后来SEP标 准补充了这种精度度量法，以便提供空中爆炸弹头的精度量度，SEP是围绕实际爆炸点的 球的半径，球内包含有50%的导弹弹头空中爆炸点在目标上方。这两种描述精度的方法 可用于定义导航精度：水平位置精度的度量用CEP，三维空间的精度度量用SEP。CEP圆的 圆心和SEP球的球心是实际的位置。对于火箭橇试验，因为惯性测量系统与橇体固联，被 轨道限制了移动的自由度，在试验中的位置变化只能有一个方向。所以将CEP的指标进 行简化，仅考虑在一个方向上的精度指标，即基于一维直线的线概率误差LEP(Line Error Probablity)。LEP定义为沿目标（落点）两侧延伸，以目标点位置为中点、包含50%弹着 点的线段的长度的一半。
[0004] 对于一次试验，可以得到一个理论解算值和实际测量值的误差值。一般求取落点 精度的方法是通过多次试验、得到多个误差值后，利用概率统计的方法，获得参试惯性测量 系统在该条件下的落点精度值。这一方法需要进行多次测量才可以准确获得落点精度值， 即需要更多的时间与资金支持，考虑到火箭橇试验消耗较大、费用较高，这一方法难以实 现。


【发明内容】

[0005] 本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种基于火箭橇试验的惯性 测量系统落点精度估计方法，进行一次实验即可对惯性导航系统落点精度进行估计，可以 极大地节约开销，同时只进行一个方向的落点估计，避免了进行多个方向估计的繁琐计算， 快速获得估计结果，并提高了估计的准确程度。
[0006] 本发明的技术解决方案：一种基于火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方 法，步骤如下：
[0007] (1)在火箭橇运行过程中，惯性测量系统实时测量自身的加速度和角速度，并根据 测得的加速度和角速度进行导航解算得到每一时刻火箭橇橇体坐标系到火箭橇轨道坐标 系的姿态变换矩阵；所述火箭橇轨道坐标系OX 1Y1Zd^原点为火箭橇轨道起始点，OX1轴指向 火箭橇橇体运动前进方向，OZ 1轴朝上垂直于轨道，OY1轴在水平面内垂直于轨道，且三者满 足右手准则；火箭橇橇体坐标系OX bYbZb的原点为橇体中心，OXb轴指向运动方向，OZ b轴指 天，OYb轴分别与〇Xb、OZb轴垂直，且满足右手准则；
[0008] (2)利用每一时刻惯性测量系统测得的加速度和火箭橇橇体坐标系到火箭橇轨道 坐标系的姿态变换矩阵计算得到每一时刻惯性测量系统位置环境函数的系数矩阵；
[0009] (3)根据惯性测量系统加速度计误差系数的标准差矩阵和相关系数矩阵得到惯性 测量系统加速度计误差协方差矩阵；所述惯性测量系统加速度计误差系数包括加速度计零 值偏差测量误差、标度因数不对称性相对误差测量误差、误差系数标度因数测量误差、二次 项误差系数、奇二次项系数误差、交叉耦合项系数以及三次项误差系数；
[0010] (4)利用加速度计误差协方差矩阵和每一时刻惯性测量系统位置环境函数的系数 矩阵，计算每一时刻惯性测量系统实际位置和理论位置的距离误差方差；
[0011] (5)利用每一时刻惯性测量系统实际位置和理论位置的距离误差方差，计算得到 每一时刻惯性测量系统的落点精度。
[0012] 所述步骤（2)中的实现方式为：
[0013] 某时刻惯性测量系统位置环境函数的系数矩阵A利用如下公式得到：

【权利要求】
1. 一种基于火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方法，所述惯性测量系统搭载在 火箭橇上，其特征在于步骤如下： ⑴在火箭橇运行过程中，惯性测量系统实时测量自身的加速度和角速度，并根据测得 的加速度和角速度进行导航解算得到每一时刻火箭橇橇体坐标系到火箭橇轨道坐标系的 姿态变换矩阵；所述火箭橇轨道坐标系OX1Y1Zd^原点为火箭橇轨道起始点，OX1轴指向火箭 橇橇体运动前进方向，OZ1轴朝上垂直于轨道，OY1轴在水平面内垂直于轨道，且三者满足右 手准则；火箭橇橇体坐标系OXbYbZb的原点为橇体中心，OXb轴指向运动方向，OZb轴指天，OYb 轴分别与〇Xb、OZb轴垂直，且满足右手准则； (2) 利用每一时刻惯性测量系统测得的加速度和火箭橇橇体坐标系到火箭橇轨道坐标 系的姿态变换矩阵计算得到每一时刻惯性测量系统位置环境函数的系数矩阵； (3) 根据惯性测量系统加速度计误差系数的标准差矩阵和相关系数矩阵得到惯性测量 系统加速度计误差协方差矩阵；所述惯性测量系统加速度计误差系数包括加速度计零值偏 差测量误差、标度因数不对称性相对误差测量误差、误差系数标度因数测量误差、二次项误 差系数、奇二次项系数误差、交叉耦合项系数以及三次项误差系数； (4) 利用加速度计误差协方差矩阵和每一时刻惯性测量系统位置环境函数的系数矩 阵，计算每一时刻惯性测量系统实际位置和理论位置的距离误差方差； (5) 利用每一时刻惯性测量系统实际位置和理论位置的距离误差方差，计算得到每一 时刻惯性测量系统的落点精度。
2. 根据权利要求1所述的一种基于火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方法，其 特征在于：所述步骤（2)中的实现方式为： 某时刻惯性测量系统位置环境函数的系数矩阵A利用如下公式得到：
其中Ri为该时刻火箭橇橇体坐标系到火箭橇轨道坐标系的姿态变换矩阵，ai、a2、a3为 该时刻惯性测量系统测量到的三个方向的加速度，其中^为该时刻惯性测量系统在火箭橇 橇体坐标系中沿OXb轴方向的加速度，a2、a3分别为该时刻惯性测量系统在火箭橇橇体坐标 系中沿OYb轴、OZb轴方向的加速度。
3. 根据权利要求1所述的一种基于火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方法，其 特征在于：所述步骤（3)中惯性测量系统加速度计误差协方差矩阵Σ利用下式得到： Σ=ΓPΓ 其中Γ为惯性测量系统加速度计误差系数的标准差矩阵， Γ = } σ(^2 ),σ(^；),σ(^5\σ{Κ ,2\σ{Κu)] P为惯性测量系统加速度计误差系数的相关系数矩阵，
其中，无^为加速度计零值偏差测量误差，f贫丨为标度因数不对称性相对误差测量误 差，i；,为误差系数标度因数测量误差，K2为二次项误差系数，δΓ2为奇二次项系数误 差，K12、K13为交叉稱合项系数，K3为三次项误差系数；σ(ω)为ω的标准差，其中ω为 &、汉;,、减,、Κ2、δΚ' 2、Κ12、Κ13 或1(3;0((〇，（〇1)为（〇和（〇1的相关系数，其中（〇 1为 f,,、凌:、成,、Κ2、δΓ2、K12、K13 或Κ3。
4. 根据权利要求1所述的一种基于火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方法，其 特征在于：所述步骤（4)的实现方式为： 某时刻惯性测量系统实际位置和理论位置的距离误差方差σ2利用下式得到：σ2 =ΑΣΑΤ 其中A为该时刻惯性测量系统位置环境函数的系数矩阵，Σ为惯性测量系统加速度计 误差协方差矩阵。
5. 根据权利要求1所述的一种基于火箭橇试验的惯性测量系统落点精度估计方法，其 特征在于：所述步骤（5)中实现方式为： 某时刻惯性测量系统的落点精度LEP利用下式得到：
1( 1 \ 其中，^ ☆表示该时刻惯性测量系统实际位置和理论位置的距4?πσ}-LBP \ 2σ2J 离误差在[_LEP，+LEP]内的概率，σ2为该时刻惯性测量系统实际位置和理论位置的距离误 差方差； 求解后得到LEP= 0· 674σ。
【文档编号】G01C25/00GK104316079SQ201410521446
【公开日】2015年1月28日 申请日期:2014年9月30日 优先权日:2014年9月30日
【发明者】魏宗康, 刘璠 申请人:北京航天控制仪器研究所