過載段彈道導(dǎo)彈受多種外力綜合作用,形成的高動(dòng)態(tài)環(huán)境使所載的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)在關(guān)機(jī)點(diǎn)處產(chǎn)生較大的誤差積累。在原有的常用低動(dòng)態(tài)誤差模型基礎(chǔ)上,對(duì)傳感器誤差、標(biāo)度因數(shù)誤差、不正交誤差、桿臂誤差、二次項(xiàng)誤差、圓錐運(yùn)動(dòng)及線振動(dòng)以及初始失準(zhǔn)角誤差等多種誤差源進(jìn)行了分析,建立了多維、適于高動(dòng)態(tài)的誤差模型。以某過載段彈道導(dǎo)彈軌跡為對(duì)象進(jìn)行了仿真實(shí)驗(yàn),針對(duì)所述誤差源對(duì)系統(tǒng)誤差的影響進(jìn)行了分析。仿真結(jié)果表明,與傳統(tǒng)模型相比,所提出的誤差模型在高動(dòng)態(tài)環(huán)境下補(bǔ)償后橫向位置偏移精度提高了80倍,對(duì)關(guān)機(jī)點(diǎn)處導(dǎo)彈精度提高有明顯作用,為后續(xù)進(jìn)一步提高導(dǎo)彈落點(diǎn)精度提供了更豐富的理論支撐。

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圖1(b)導(dǎo)彈坐標(biāo)系Fig.1(b)Missilecoordinatesystem

-28-中國慣性技術(shù)學(xué)報(bào)第28卷作受到各國的重視。在主動(dòng)段助推過程中，包括助推器推進(jìn)力、空氣阻力、地心引力、旋轉(zhuǎn)力矩等多種因素作用在彈體上，使其加速、過載而上升，從而改變飛行彈道[1]。在這種過載的高動(dòng)態(tài)環(huán)境下，任一微小的誤差源都可能會(huì)嚴(yán)重影響慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航精度[2]。因此，研究....

圖2(a)160s過載段導(dǎo)彈軌跡圖（發(fā)射點(diǎn)慣性系）Fig.2(a)Ballistictrajectory(i-frame)

-30-中國慣性技術(shù)學(xué)報(bào)第28卷2220322215315235rrRrJrrrizixiiiiziyiiiizizirrrrrr(8)其中，0R為地球半徑，1432=3.98610m/s為引力常數(shù)，32J1.08262710為地球第二引力常數(shù)。Tiiixyzrrrir，izr為....

圖6圓錐運(yùn)動(dòng)和線振動(dòng)所致誤差占比圖（dψ-航向角誤差，dφ-俯仰角誤差，dγ-橫滾角誤差，xdV-x軸速度誤差，ydV-y

usedbyconingmotionandlinearvibration為了分析圓錐運(yùn)動(dòng)和線振動(dòng)分別造成的影響，統(tǒng)計(jì)兩種誤差源分別引起的誤差標(biāo)準(zhǔn)差，并制作雷達(dá)圖，如圖6所示。由圖6可見，圓錐運(yùn)動(dòng)所造成的誤差包圍面積更大，對(duì)于軸向的速度和位移有明顯的影響，對(duì)橫滾角的影響甚至近似10....

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