本發(fā)明屬于航天測量與控制領(lǐng)域，涉及一種跟蹤測量數(shù)據(jù)的誤差補償方法。

背景技術(shù)：
在航天實驗靶場中，一般采用三臺高速電視測量設(shè)備完成跟蹤測量火箭垂直起飛段的測量任務(wù)，其系統(tǒng)誤差通常有定向誤差和零位誤差。用于跟蹤測量火箭垂直起飛段的高速電視測量設(shè)備通常采用短焦距大視場的光學(xué)結(jié)構(gòu)，使得設(shè)備在僅僅有一絲微小的誤差時，就會引起明顯的測量誤差反映。在沒有條件(如：用于標(biāo)定系統(tǒng)誤差的方位標(biāo)拍攝無效、或因標(biāo)定設(shè)備無條件安裝、或因跟蹤碼盤無法鏈接等)檢測出設(shè)備系統(tǒng)誤差的情況下，直接利用測量數(shù)據(jù)無法實現(xiàn)準(zhǔn)確地反應(yīng)火箭飛行的軌跡和姿態(tài)。所以，沒有系統(tǒng)誤差參數(shù)的支撐，高速電視測量系統(tǒng)測得的數(shù)據(jù)便失去了意義。而如果因此就輕易放棄測量數(shù)據(jù)，對航天測量任務(wù)來說，則是一次資源的浪費和數(shù)據(jù)處理的遺撼。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
為了克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明提供一種光學(xué)跟蹤測量數(shù)據(jù)系統(tǒng)誤差補償方法，利用現(xiàn)有的箭體外形尺寸和各測站站址參數(shù)，通過空間解析幾何的關(guān)系建立系統(tǒng)誤差的補償方法，準(zhǔn)確反映出火箭的飛行狀態(tài)。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案包括以下步驟：(1)在測站跟蹤測量成像中，選取運載火箭任一特征點，對火箭靜態(tài)下視頻圖像中的特征點進行判讀，獲取20個不同時刻的測量數(shù)據(jù)，經(jīng)過量綱復(fù)原和部位修正，修正到火箭中軸后，得到該特征點在測站坐標(biāo)系中的方位角數(shù)據(jù)均值A(chǔ)c和俯仰角數(shù)據(jù)均值Ec；(2)根據(jù)測站O1在發(fā)射坐標(biāo)系中XOZ平面不同象限的位置，獲得特征點在測站坐標(biāo)系下的理論方位角數(shù)據(jù)式中，A0為運載火箭發(fā)射瞄準(zhǔn)方位角，x、y、z為測站在發(fā)射坐標(biāo)系中的站址坐標(biāo)；則得到定向誤差ΔA＝Al-Ac；(3)根據(jù)測站O1在發(fā)射坐標(biāo)系的不同高度位置，獲得特征點在測站坐標(biāo)系下的理論俯仰角至發(fā)射坐標(biāo)系坐標(biāo)原點的垂直距離；則得零位誤差ΔE＝El-Ec；(4)得到誤差補償后的方位角A補償后＝A補償前+ΔA和俯仰角E補償后＝E補償前+ΔE。所述運載火箭的特征點是指運載火箭箭體上用于測量火箭漂移所噴涂的藍色環(huán)。本發(fā)明的有益效果是：通過系統(tǒng)誤差補償后，可準(zhǔn)確計算出運載火箭的飛行航跡，避免了錯誤地估計飛行彈道參數(shù)，為火箭型號部門分析和評定火箭飛行性能提供了準(zhǔn)確、可靠的數(shù)據(jù)依據(jù)。附圖說明圖1是運載火箭、發(fā)射系、瞄準(zhǔn)方向之間關(guān)系示意圖；圖2是火箭外形示意圖；圖3是測站布站情況示意圖(水平方向)，其中，①是第一種布站情況，②是第二種布站情況，③是第三種布站情況，④是第四種布站情況；圖4是測站布站情況示意圖(縱向方向)，其中，①是第一種站址情況，②是第二種站址情況，③是第三種站址情況。具體實施方式下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明，本發(fā)明包括但不僅限于下述實施例。以某一測站的系統(tǒng)誤差補償過程為例，首先進行數(shù)據(jù)準(zhǔn)備，包括箭體特征點靜態(tài)的實際測量數(shù)據(jù)、測站在發(fā)射坐標(biāo)系中的站址坐標(biāo)和特征點的火箭外形尺寸，然后進行系統(tǒng)誤差計算和補償，包括以下步驟：(1)定向誤差為光學(xué)測量設(shè)備方位碼盤零位偏離大地北或天文北的角度值；零位誤差為光學(xué)測量設(shè)備高低碼盤的零位偏離水平方向的角度值。根據(jù)此概念，可利用不同測站在發(fā)射坐標(biāo)系中的位置、運載火箭相應(yīng)測量點的設(shè)計數(shù)據(jù)，以及發(fā)射瞄準(zhǔn)方向情況，獲取不同測站設(shè)備的定向誤差和零位誤差量。圖1為運載火箭、發(fā)射系和瞄準(zhǔn)方向關(guān)系示意圖，圖中，O-XYZ為發(fā)射坐標(biāo)系，N為發(fā)射瞄準(zhǔn)方向，O-O為發(fā)射基準(zhǔn)水平面。首先，在測站跟蹤測量成像中，選取運載火箭某一特征點(指箭體上用于測量火箭漂移所噴涂的藍色環(huán))位置，如圖2所示中的A點，對火箭靜態(tài)下視頻圖像中的特征點進行判讀，獲取20個點(理論上講，樣本總數(shù)達到20個以上時，S曲線變化的趨勢非常小，故取20點即可)不同時刻的測量數(shù)據(jù)，再經(jīng)過量綱復(fù)原、部位修正(修到火箭中軸)后，得到該點在測站坐標(biāo)系中的方位角數(shù)據(jù)、俯仰角數(shù)據(jù)均值A(chǔ)c、Ec。(2)圖3為測站O1(光學(xué)測量設(shè)備三軸交點)在發(fā)射坐標(biāo)系中的布站情況。根據(jù)各測站在不同象限的位置，可獲得某一特征點的測站坐標(biāo)系下的理論方位角數(shù)據(jù)Al(即由大地北按順時針方向至O1與發(fā)射點的連線的夾角)。設(shè)測站在發(fā)射坐標(biāo)系的站址坐標(biāo)為x、y、z，根據(jù)圖3的不同布站情況，建立計算模型：式中，A0為運載火箭發(fā)射瞄準(zhǔn)方位角，x、z為測站在發(fā)射坐標(biāo)系的x方向和z方向的站址坐標(biāo)。則得定向誤差：ΔA＝Al-Ac(2)(3)如圖4所示，根據(jù)測站O1在發(fā)射坐標(biāo)系的不同位置情況，尤其是測站O1的高低位置情況，可得特征點在測站坐標(biāo)系下的理論俯仰角El。設(shè)測站O1在發(fā)射坐標(biāo)系的站址坐標(biāo)為x、y、z，根據(jù)圖4的不同布站情況，建立計算模型：式中，h為火箭上的某測量點至發(fā)射系坐標(biāo)原點的垂直距離。則得零位誤差：ΔE＝El-Ec(4)(4)誤差補償通過誤差補償后，得到“零”時刻的外彈道數(shù)據(jù)處理計算結(jié)果：x方向的坐標(biāo)值與理論值相差為-0.0006米，y方向的坐標(biāo)值與理論值相差為-0.0092米，z方向的坐標(biāo)值與理論值相差為-0.0189米；而未做誤差補償時，x方向的坐標(biāo)值與理論值相差為0.5029米，y方向的坐標(biāo)值與理論值相差為0.2184米，z方向的坐標(biāo)值與理論值相差為-9.016047米。誤差補償前和補償后，在0秒～20秒任務(wù)跟蹤弧段內(nèi)，x、y、z三個方向坐標(biāo)相差的量值分別為：-4.5526米～0.2250，0.5451米～24.8054米，-8.9989米～-2.0613米。