在线机动条件分析的优化方法

1.可观测度结果分析

5.2.1小节至5.2.4小节采用第3章定义的可观测度指标分别计算了惯导系统做直线机动、转弯机动、侧倾机动、俯仰机动四种情形下，加速度计和陀螺各误差参数的可观测度指标，将计算结果整理如表5-7、表5-8所示，表中“—”表示对应的误差参数基本不可观测。

表5-7　不同机动条件下加速度计各误差参数的可观测度指标

表5-8　不同机动条件下陀螺各误差参数的可观测度指标

表5-7和表5-8总结了采用“速度＋姿态”匹配模式时弹载惯导系统在几种不同机动方式下各误差参数对应的可观测度指标，对统计结果分析如下。

对加速度计来说，当炮车做匀速直线机动时，各误差参数基本不可观测；变速直线机动时，提高了行进方向的加速度计刻度系数误差kay的可观测度；转弯机动时，速度方向发生变化，改变了两个水平轴向加速度计的输出，因此转弯机动提高了加速度计两个水平方向的刻度系数误差kax、kay的可观测度；侧倾机动时，X轴、Z轴加速度计有明显的加速度变化，显著提高了刻度系数误差kax、kaz的可观测度，且三轴向加速度计零偏也变得可观测；俯仰机动时，Y轴、Z轴加速度计有明显的加速度变化，进一步提高了刻度系数误差kay、kaz的可观测度。

对陀螺来说，在不同的机动方式下，陀螺常值漂移的可观测性都比较好，陀螺的刻度系数误差受机动方式影响较大。当炮车做直线机动时，陀螺刻度系数误差基本不可观测；转弯机动时，惯导系统偏航角发生变化，对Z轴陀螺产生激励，提高了kyz的可观测度；侧倾机动时，惯导系统横滚角发生变化，对Y轴陀螺产生激励，提高了kgy的可观测度；俯仰机动时，惯导系统俯仰角发生变化，对X轴陀螺产生激励，提高了kgx的可观测度，而且相较于其他机动方式，俯仰机动也能够进一步提高Z轴陀螺常值漂移εz的可观测性。

综上所述，当惯导系统分别进行转弯机动、侧倾机动、俯仰机动时能够激励的误差参数互为补充。因此，对在线标定机动路径进行设计时，只要包含以上三种机动方式，就能充分激励惯性器件全部12个误差参数。

2.仿真试验

本节通过对不同机动方式下各误差参数可观测度进行分析，得出只要载体带动惯导系统做包括转弯机动、侧倾机动、俯仰机动在内的组合机动，就能够激励惯导系统全部12个误差参数。基于本节研究结果，结合5.1节总结的火箭炮技术特性及弹载惯导系统可完成的机动方式及幅度，设计一种机动方式如下。

（1）标定前首先使炮车静止10 s，使主惯导完成初始对准，并将初始姿态赋给弹载子惯导，而后开始在线标定。

（2）启动炮车，使炮车摇架以5°／s的角速度做起竖机动，起竖至50°后保持10 s，而后以5°／s的角速度恢复至水平位置。

（3）使炮车以0.025t m／s2的加速度做变速直线机动20 s后保持5 m／s的速度匀速直线行驶。

（4）炮车行驶至转弯路口以9°／s的角速度顺时针转向90°，而后继续直线行驶。

（5）炮车匀速直行经过不平整路面，车身以2.4°／s的角速度开始侧倾，当炮车车身横滚角达到12°后保持10 s，再以2.4°／s的角速度恢复水平状态并继续匀速直线行驶。

标定过程中惯导系统姿态角变化如图5-4所示。

图5-4　标定过程中惯导系统姿态角变化

以上设计的机动路径包含了转弯机动、侧倾机动和俯仰机动，由5.2节可观测度分析结果可知，该机动方案满足激励惯性器件全部12个误差参数的机动条件。下面基于MATLAB数学仿真软件，对该机动方式下弹载惯导系统在线标定效果进行仿真试验。

设载体初始纬度为30°，经度为118°，仿真时间为180 s，且满足以下条件。

陀螺常值漂移：εx＝εy＝εz＝（4×10-4）°／s＝1.44°／h。

陀螺刻度系数误差：δKgx＝δKgy＝δKgz＝1×10-3＝1 000×10-6。

加速度计零偏：∇x＝∇y＝∇z＝1×10-3m／s2＝0.1×10-3g。

加速度计刻度系数误差：δKax＝δKay＝δKaz＝1×10-3＝1 000×10-6。

滤波器初值：X0＝［0］21×1。(www.xing528.com)

初始方差阵：

系统噪声协方差阵为

采用“速度＋姿态”匹配模式对器件误差进行估计，各误差参数的估计曲线如图5-5和图5-6所示。

图5-5　加速度计和陀螺刻度系数误差估计曲线（书后附彩插）

（a）X加计刻系误差；（b）Y加计刻系误差；（c）Z加计刻系误差；（d）X陀螺刻系误差

图5-5　加速度计和陀螺刻度系数误差估计曲线（续）（书后附彩插）

（e）Y陀螺刻系误差；（f）Z陀螺刻系误差

图5-6　加速度计零偏和陀螺漂移估计曲线（书后附彩插）

（a）X加计零偏；（b）Y加计零偏；（c）Z加计零偏

图5-6　加速度计零偏和陀螺漂移估计曲线（续）（书后附彩插）

（d）X陀螺漂移；（e）Y陀螺漂移；（f）Z陀螺漂移

由图5-5和图5-6可以看出，弹载惯导全部12个误差参数在相应的机动方式发生后都能够快速收敛，且收敛效果较好。

为进一步分析在线标定的效果，下面对各误差参数的收敛精度进行分析。当滤波基本达到稳定后，对140～180 s时间段内的滤波估计值求平均值作为该次仿真的估计值，且为了消除随机噪声的影响，重复仿真试验5次，将5次仿真估计值再求平均值作为最终的误差估计值并求出误差标定的相对精度（相对精度＝估计值-设定值÷设定值），结果如表5-9所示。

表5-9　各误差参数仿真结果

由表5-9可以看出，加速度计刻度系数误差的估计误差在（-72～24）×10-6以内；加速度计零偏的估计误差在（-0.01～0.02）×10-3g以内；而陀螺刻度系数误差的估计误差范围为（-79～74）×10-6；陀螺常值漂移的估计误差范围为-0.07～0.05°／h。各误差参数的估计精度除加速度计零偏在20%以内，其余9个误差参数都达到了8%以内。

本节根据5.2.5小节得到的结论设计了一种包含转弯机动、俯仰机动、侧倾机动在内的机动路径，其机动幅度分别为90°、50°、12°。通过仿真试验得出，在该机动条件下弹载惯导全部12个误差参数都能够完成在线标定，且标定精度较高。但是该仿真试验结果只是针对本节设计的这一种情况，还不足以说明野战条件下弹载惯导系统完成在线标定是可行的。在实际工程应用中，还会存在以下几种情况。

（1）弹载惯导搭载的惯性器件精度一般都是战术级，但是不同的武器型号，其搭载的器件精度并不完全相同，有必要进一步分析不同惯性器件精度时弹载惯导在线标定效果。

（2）在野战条件下，火箭炮的机动方式由作战需求及机动路况决定，且在实际机动时炮车带动惯导做转弯机动、俯仰机动、侧倾机动三种机动的幅度并不一定，因此有必要进一步分析不同机动幅度下各误差参数的标定效果。

（3）火箭炮在机动过程中，其转弯、侧倾机动以及炮车摇架的俯仰机动三种机动的顺序并不是一定的，有必要分析改变三种机动顺序的情况下各误差参数的标定效果。