一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統落點精度估計方法
【專利摘要】本發明公開了一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統落點精度估計方法，該方法利用已知的誤差系數標準差和相關系數矩陣，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落點精度估計方法
【技術領域】
[0001] 本發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 落點精度的方法，可用于火箭橇試驗落點估計領域。
【背景技術】
[0002] 火箭橇試驗具有產生大過載、高速度、強振動和沖擊等綜合條件的能力，可以最逼 真地模擬導彈真實飛行環境?；鸺猎囼炇侵笇T性測量系統搭載在火箭橇上，通過試驗 考核慣性測量系統在綜合環境條件下的各項性能指標和精度，驗證慣性測量系統誤差模型 在高動態條件下的正確性，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 統高次誤差項對導航性能的影響，是實現慣性測量系統動態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經導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具有測量誤差。因此需要根據火箭橇試 驗對慣性測量系統的落點精度進行估計。對于慣性測量系統系統，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，球內包含有50%的導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，因為慣性測量系統與橇體固聯，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，利用概率統計的方法，獲得參試慣性測量 系統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。
【發明內容】
[0005] 本發明的技術解決問題：克服現有技術的不足，提供一種基于火箭橇試驗的慣性 測量系統落點精度估計方法，進行一次實驗即可對慣性導航系統落點精度進行估計，可以 極大地節約開銷，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， 快速獲得估計結果，并提高了估計的準確程度。
[0006] 本發明的技術解決方案：一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統落點精度估計方 法，步驟如下：
[0007] (1)在火箭橇運行過程中，慣性測量系統實時測量自身的加速度和角速度，并根據 測得的加速度和角速度進行導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 坐標系的姿態變換矩陣計算得到每一時刻慣性測量系統位置環境函數的系數矩陣；
[0009] (3)根據慣性測量系統加速度計誤差系數的標準差矩陣和相關系數矩陣得到慣性 測量系統加速度計誤差協方差矩陣；所述慣性測量系統加速度計誤差系數包括加速度計零 值偏差測量誤差、標度因數不對稱性相對誤差測量誤差、誤差系數標度因數測量誤差、二次 項誤差系數、奇二次項系數誤差、交叉耦合項系數以及三次項誤差系數；
[0010] (4)利用加速度計誤差協方差矩陣和每一時刻慣性測量系統位置環境函數的系數 矩陣，計算每一時刻慣性測量系統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的落點精度。
[0012] 所述步驟（2)中的實現方式為：
[0013] 某時刻慣性測量系統位置環境函數的系數矩陣A利用如下公式得到：
【權利要求】
1. 一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統落點精度估計方法，所述慣性測量系統搭載在 火箭橇上，其特征在于步驟如下： ⑴在火箭橇運行過程中，慣性測量系統實時測量自身的加速度和角速度，并根據測得 的加速度和角速度進行導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 系的姿態變換矩陣計算得到每一時刻慣性測量系統位置環境函數的系數矩陣； (3) 根據慣性測量系統加速度計誤差系數的標準差矩陣和相關系數矩陣得到慣性測量 系統加速度計誤差協方差矩陣；所述慣性測量系統加速度計誤差系數包括加速度計零值偏 差測量誤差、標度因數不對稱性相對誤差測量誤差、誤差系數標度因數測量誤差、二次項誤 差系數、奇二次項系數誤差、交叉耦合項系數以及三次項誤差系數； (4) 利用加速度計誤差協方差矩陣和每一時刻慣性測量系統位置環境函數的系數矩 陣，計算每一時刻慣性測量系統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 時刻慣性測量系統的落點精度。
2. 根據權利要求1所述的一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統落點精度估計方法，其 特征在于：所述步驟（2)中的實現方式為： 某時刻慣性測量系統位置環境函數的系數矩陣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變換矩陣，ai、a2、a3為 該時刻慣性測量系統測量到的三個方向的加速度，其中^為該時刻慣性測量系統在火箭橇 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在火箭橇橇體坐標 系中沿OYb軸、OZb軸方向的加速度。
3. 根據權利要求1所述的一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統落點精度估計方法，其 特征在于：所述步驟（3)中慣性測量系統加速度計誤差協方差矩陣Σ利用下式得到： Σ=ΓPΓ 其中Γ為慣性測量系統加速度計誤差系數的標準差矩陣， Γ = } σ(^2 ),σ(^；),σ(^5\σ{Κ ,2\σ{Κu)] P為慣性測量系統加速度計誤差系數的相關系數矩陣，
其中，無^為加速度計零值偏差測量誤差，f貧丨為標度因數不對稱性相對誤差測量誤 差，i；,為誤差系數標度因數測量誤差，K2為二次項誤差系數，δΓ2為奇二次項系數誤 差，K12、K13為交叉稱合項系數，K3為三次項誤差系數；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的相關系數，其中（〇 1為 f,,、凌:、成,、Κ2、δΓ2、K12、K13 或Κ3。
4. 根據權利要求1所述的一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統落點精度估計方法，其 特征在于：所述步驟（4)的實現方式為： 某時刻慣性測量系統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位置環境函數的系數矩陣，Σ為慣性測量系統加速度計 誤差協方差矩陣。
5. 根據權利要求1所述的一種基于火箭橇試驗的慣性測量系統落點精度估計方法，其 特征在于：所述步驟（5)中實現方式為： 某時刻慣性測量系統的落點精度LEP利用下式得到：
1( 1 \ 其中，^ ☆表示該時刻慣性測量系統實際位置和理論位置的距4?πσ}-LBP \ 2σ2J 離誤差在[_LEP，+LEP]內的概率，σ2為該時刻慣性測量系統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 優先權日:2014年9月30日
【發明者】魏宗康, 劉璠 申請人:北京航天控制儀器研究所
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