CN108917755B - 一种成像导引头视线角零位误差估计方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种成像导引头视线角零位误差估计方法及装置，该方法包括：在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一采样点采集轨迹发生器基于预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；每隔第二预设时间采集成像导引头基于目标红外图像输出导弹按照预设轨迹飞行过程中导弹到目标点的视线角数据；建立状态方程，状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于弹目视线角的观测值作为观测量，利用视线角数据建立观测方程；基于状态方程和观测方程，按照卡尔曼滤波方法对视线角零位误差进行第N+1次估计；当N+1等于L时，计算视线角零位误差的均方根估计。

Description

一种成像导引头视线角零位误差估计方法及装置

技术领域

本发明涉及惯导技术领域，尤其涉及一种成像导引头视线角零位误差估计方法及装置。

背景技术

成像导引头可以跟踪探测目标，测得视线角(包括高低角和方位角)，这两个角度信息有较高的精度，具有辅助惯导的潜力。成像导引头制导是一种十分重要的制导体制。导引头具有灵敏度高、空间分辨率高、抗电磁干扰能力强、全天时工作以及可进行自动目标识别等优点，具有很好的应用前景。导引头可用于单模制导、复合制导等。在导弹制导时，若将捷联惯导与导引头组成组合导航系统，能提升导引头的性能和捷联惯导的精度，从而降低有关元器件的技术指标并减少系统成本。

在实际应用过程中，成像导引头通常只能提供载体与目标的相对视线角信息，并且提供的测量值含有视线角零位误差，这给高精度制导带来困难。因此现有技术中，成像导引头提供视线角信息存在视线角零位误差，使得制导的精度较低。

发明内容

本发明实施例提供一种成像导引头视线角零位误差估计方法及装置，以解决成像导引头视线角零位误差导致制导的精度较低的问题。

第一方面，本发明实施例提供了一种成像导引头视线角零位误差估计方法，包括：

在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一所述采样点采集轨迹发生器基于所述预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一所述采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；

每隔第二预设时间采集成像导引头基于红外图像目标模拟器系统提供的一组目标红外图像输出导弹按照所述预设轨迹飞行过程中导弹到目标点的视线角数据；所述目标红外图像用于反应所述导弹在按照所述预设轨迹飞行过程中所述成像导引头搜索、捕获和跟踪目标点的过程；所述第二预设时间为第一预设时间的M倍，M为正整数；

建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述弹目视线角的观测值作为观测量，利用所述视线角数据建立观测方程；

基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行第N+1次估计；

当N+1等于L时，根据所述视线角零位误差每一次的估计值计算所述视线角零位误差的均方根估计，得到所述视线角零位误差的统计估计值，所述L为大于3的整数，N为小于L的正整数。

可选的，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

可选的，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述弹目视线角中的方位角，E为所述弹目视线角中的高低角，δA为所述零位误差中方位角零位误差，δE为所述零位误差中高低角零位误差。

第二方面，本发明实施例还提供了一种成像导引头视线角零位误差估计装置，包括：

计算模块，用于在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一所述采样点采集轨迹发生器基于所述预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一所述采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；

采集模块，用于每隔第二预设时间采集成像导引头基于红外图像目标模拟器系统提供的一组目标红外图像输出导弹按照所述预设轨迹飞行过程中导弹到目标点的视线角数据；所述目标红外图像用于反应所述导弹在按照所述预设轨迹飞行过程中所述成像导引头搜索、捕获和跟踪目标点的过程；所述第二预设时间为第一预设时间的M倍，M为正整数；

方程建立模块，用于建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述弹目视线角的观测值作为观测量，利用所述视线角数据建立观测方程；

估计模块，用于基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行第N+1次估计；

处理模块，用于当N+1等于L时，根据所述视线角零位误差每一次的估计值计算所述视线角零位误差的均方根估计，得到所述视线角零位误差的统计估计值，所述L为大于3的整数，N为小于L的正整数。

可选的，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

可选的，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述弹目视线角中的方位角，E为所述弹目视线角中的高低角，δA为所述零位误差中方位角零位误差，δE为所述零位误差中高低角零位误差。

本发明实施例中，通过在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一所述采样点采集轨迹发生器基于所述预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一所述采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；每隔第二预设时间采集成像导引头基于红外图像目标模拟器系统提供的一组目标红外图像输出导弹按照所述预设轨迹飞行过程中导弹到目标点的视线角数据；所述目标红外图像用于反应所述导弹在按照所述预设轨迹飞行过程中所述成像导引头搜索、捕获和跟踪目标点的过程；所述第二预设时间为第一预设时间的M倍，M为正整数；建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述弹目视线角的观测值作为观测量，利用所述视线角数据建立观测方程；基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行第N+1次估计；当N+1等于L时，根据所述视线角零位误差每一次的估计值计算所述视线角零位误差的均方根估计，得到所述视线角零位误差的统计估计值，所述L为大于3的整数，N为小于L的正整数。本发明实现了对视线角零位误差的估计，从而可以实现误差预先补偿，提高导成像引头的实际使用精度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的成像导引头视线角零位误差估计方法的流程图；

图2是本发明实施例提供的成像导引头视线角零位误差估计方法中视线角定义的示例图；

图3是本发明实施例提供的成像导引头视线角零位误差估计装置的结构图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

参见图1，图1是本发明实施例提供的一种成像导引头视线角零位误差估计方法的流程图，如图1所示，包括以下步骤：

步骤101，在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一所述采样点采集轨迹发生器基于所述预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一所述采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；

步骤102，每隔第二预设时间采集成像导引头基于红外图像目标模拟器系统提供的一组目标红外图像输出导弹按照所述预设轨迹飞行过程中导弹到目标点的视线角数据；所述目标红外图像用于反应所述导弹在按照所述预设轨迹飞行过程中所述成像导引头搜索、捕获和跟踪目标点的过程；所述第二预设时间为第一预设时间的M倍，M为正整数；

步骤103，建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述弹目视线角的观测值作为观测量，利用所述视线角数据建立观测方程；

步骤104，基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行第N+1次估计；

步骤105，当N+1等于L时，根据所述视线角零位误差每一次的估计值计算所述视线角零位误差的均方根估计，得到所述视线角零位误差的统计估计值，所述L为大于3的整数，N为小于L的正整数。

本发明实施例中，可以首先设定导弹的预设轨迹，例如设置导弹进行30秒匀速飞行，初始航向角可任意设定，初始俯仰角、横滚角为零，且飞行过程中弹体姿态角保持不变。然后模拟惯性器件理想输出和模拟导引头视场情况：通过轨迹发生器基于该预设轨迹，模拟惯性测量单元(陀螺和加速度计)的理想输出信息(即上述输出数据)；与此同时，依据上述预设飞行轨迹及已知目标点的具体工况，通过红外图像目标模拟器系统，提供一组复杂和快速改变的目标红外图像，模拟导引头视场变化情况。该组目标红外图像能真实反映导弹飞行过程中导引头搜索、捕获和跟踪目标点的过程。最后反复执行上述步骤101至104进行N+1次的视线角零位误差估计。上述第一预设时间和第二预设时间的时长可以根据实际需要进行设置，例如，在本实施例中，上述第一预设时间可以10毫秒，上述第二预设时间为50毫秒。

具体的，在上述步骤101中，导弹与目标点之间的连线称为弹目视线，而弹目视线矢量以在地球坐标系(e)、目标东北天坐标系(n_t)、导弹东北天坐标系(n_m)中描述，并通过坐标转换矩阵实现坐标系间的视线矢量相互转换。视线角定义可由视线矢量给出，具体如图2所示。

根据惯导系统解算的导弹位置和已知的目标点位置，在导航计算机中求解弹目视线角。假设导弹和目标点在地球大地坐标系中的位置分别为：

和

则它们在地球直角坐标系中的位置可表示为：

导弹和目标点之间的视线矢量在地球坐标系中可以表示为：

视线矢量再从地球坐标系转换到目标东北天坐标系下为：

根据视线角定义，此处弹目视线角中的方位角A和弹目视线角中的高低角E的计算公式为：

由于惯导导航坐标系与导弹东北天坐标系重合，惯导解算的导弹速度即为为n_m系中的导弹速度，记为

由位置矩阵转换得到n_m系至n_t系坐标转换矩阵

由此在n_t系中导弹速度为

在步骤103中，上述状态变量还包括目标东北天坐标系中导弹与目标点的相对距离矢量(x,y,z)、导弹东北天坐标系(n_t)中导弹的速度矢量和加速度计测量误差；上述视线角零位误差包括方位角零位误差δA和高低角零位误差δE；即，在本实施例中，上述状态变量为：

相应的状态方程为：

W(t)表示系统状态噪声，其中，

上述表达式中，

[Ω×]表示Ω的反对称矩阵；w_a表示加速度计的随机白噪声。

和

分别表示地球速率和载体速率，由惯性导航得到对应参数。

上述观测方程可以为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述弹目视线角中的方位角，E为所述弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。

上述步骤104中，可以采用EKF(Extended Kalman Filter，扩展卡尔曼滤波器)算法实现滤波器迭代计算及视线角零位误差估计。

上述步骤105中，上述L的大小可以根据实际需要进行设置，本实施例中，L可以为30。即反复执行30次上述步骤101至104后，执行步骤105，计算视线角零位误差的均方根(Root Meam Square，RMS)估计，得到导引头视线角零位误差的统计估计值。

本发明实施例中，通过在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一所述采样点采集轨迹发生器基于所述预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一所述采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；每隔第二预设时间采集成像导引头基于红外图像目标模拟器系统提供的一组目标红外图像输出导弹按照所述预设轨迹飞行过程中导弹到目标点的视线角数据；所述目标红外图像用于反应所述导弹在按照所述预设轨迹飞行过程中所述成像导引头搜索、捕获和跟踪目标点的过程；所述第二预设时间为第一预设时间的M倍，M为正整数；建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述弹目视线角的观测值作为观测量，利用所述视线角数据建立观测方程；基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行第N+1次估计；当N+1等于L时，根据所述视线角零位误差每一次的估计值计算所述视线角零位误差的均方根估计，得到所述视线角零位误差的统计估计值，所述L为大于3的整数，N为小于L的正整数。本发明实现了对视线角零位误差的估计，从而可以实现误差预先补偿，提高导成像引头的实际使用精度。

为了更好的理解本发明，以下通过仿真实例进行详细说明。

1)、假设导弹的飞行轨迹信息如下：

初始位置：经度：120°，纬度：30°，高度：5000m；

初始姿态：航向角：45°，俯仰角：0°，横滚角：0°；

初始速度：2000m/s；

飞行状态：匀速飞行，保持姿态不变；

飞行时间：30s，0～1s：只有惯导导航，导引头自动搜索；1～30s：惯导/导引头组合导航。

目标点位置：

经度：120.4407°，纬度：30.3828°，高度：0m

2)模拟惯性器件输出

通过轨迹发生器模拟惯性器件无误差输出，采样频率为100HZ。

3)模拟导引头视场变化

通过红外图像目标模拟器系统，模拟导引头视场变化情况，真实反映弹体飞行过程中导引头搜索、捕获和跟踪目标点的过程。

4)获取导引头测量信息

导引头通过摄取模拟产生的红外图像，输出弹体飞行过程中导弹至目标点的视线角数据，采样频率为20HZ。

5)数据处理，估计导引头视线角零位

根据捷联惯导系统的误差传播特性和导引头视线角误差模型，基于UKF滤波，以导引头的视线角的观测值误差为观测量，估计导引头视线角零位误差。

6)从3)至5)重复对视线角零位误差进行30次估计，计算视线角零位误差的RMS估计，得到导引头视线角零位误差的统计估计值。

参见图3图3是本发明实施例提供的成像导引头视线角零位误差估计装置的结构图，如图3所示，成像导引头视线角零位误差估计装置包括：

计算模块301，用于在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一所述采样点采集轨迹发生器基于所述预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一所述采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；

采集模块302，用于每隔第二预设时间采集成像导引头基于红外图像目标模拟器系统提供的一组目标红外图像输出导弹按照所述预设轨迹飞行过程中导弹到目标点的视线角数据；所述目标红外图像用于反应所述导弹在按照所述预设轨迹飞行过程中所述成像导引头搜索、捕获和跟踪目标点的过程；所述第二预设时间为第一预设时间的M倍，M为正整数；

方程建立模块303，用于建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述弹目视线角的观测值作为观测量，利用所述视线角数据建立观测方程；

估计模块304，用于基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行第N+1次估计；

处理模块305，用于当N+1等于L时，根据所述视线角零位误差每一次的估计值计算所述视线角零位误差的均方根估计，得到所述视线角零位误差的统计估计值，所述L为大于3的整数，N为小于L的正整数。

可选的，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

可选的，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；

h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述弹目视线角中的方位角，E为所述弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。

本发明实施例中，通过在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一所述采样点采集轨迹发生器基于所述预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一所述采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；每隔第二预设时间采集成像导引头基于红外图像目标模拟器系统提供的一组目标红外图像输出导弹按照所述预设轨迹飞行过程中导弹到目标点的视线角数据；所述目标红外图像用于反应所述导弹在按照所述预设轨迹飞行过程中所述成像导引头搜索、捕获和跟踪目标点的过程；所述第二预设时间为第一预设时间的M倍，M为正整数；建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述弹目视线角的观测值作为观测量，利用所述视线角数据建立观测方程；基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行第N+1次估计；当N+1等于L时，根据所述视线角零位误差每一次的估计值计算所述视线角零位误差的均方根估计，得到所述视线角零位误差的统计估计值，所述L为大于3的整数，N为小于L的正整数。本发明实现了对视线角零位误差的估计，从而可以实现误差预先补偿，提高导成像引头的实际使用精度。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统、装置和单元的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在本申请所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如，所述单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通信连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本发明实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。

所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种成像导引头视线角零位误差估计方法，其特征在于，包括：

在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一所述采样点采集轨迹发生器基于预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一所述采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；

每隔第二预设时间采集成像导引头基于红外图像目标模拟器系统提供的一组目标红外图像输出的视线角数据，所述视线角数据为所述导弹按照所述预设轨迹飞行过程中导弹到所述目标点的视线角数据；所述目标红外图像用于反应所述导弹在按照所述预设轨迹飞行过程中所述成像导引头搜索、捕获和跟踪所述目标点的过程；所述第二预设时间为第一预设时间的M倍，M为正整数；

建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述弹目视线角的观测值作为观测量，利用所述视线角数据建立观测方程；

基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行第N+1次估计；

当N+1等于L时，根据所述视线角零位误差每一次的估计值计算所述视线角零位误差的均方根估计，得到所述视线角零位误差的统计估计值，L为大于3的整数，N为小于L的正整数。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系中导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述弹目视线角中的方位角，E为所述弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。

4.一种成像导引头视线角零位误差估计装置，其特征在于，包括：

计算模块，用于在第N次进行视线角零位误差估计后，每隔第一预设时间为一采样点，在每一所述采样点采集轨迹发生器基于预设轨迹模拟惯性测量单元的输出数据，并依据捷联惯导原理计算每一所述采样点导弹相对于目标点的弹目视线角；

采集模块，用于每隔第二预设时间采集成像导引头基于红外图像目标模拟器系统提供的一组目标红外图像输出的视线角数据，所述视线角数据为所述导弹按照所述预设轨迹飞行过程中导弹到目标点的视线角数据；所述目标红外图像用于反应所述导弹在按照所述预设轨迹飞行过程中所述成像导引头搜索、捕获和跟踪所述目标点的过程；所述第二预设时间为第一预设时间的M倍，M为正整数；

方程建立模块，用于建立状态方程，所述状态方程中状态变量包括视线角零位误差；基于所述弹目视线角的观测值作为观测量，利用所述视线角数据建立观测方程；

估计模块，用于基于所述状态方程和所述观测方程，按照卡尔曼滤波方法对所述视线角零位误差进行第N+1次估计；

处理模块，用于当N+1等于L时，根据所述视线角零位误差每一次的估计值计算所述视线角零位误差的均方根估计，得到所述视线角零位误差的统计估计值，L为大于3的整数，N为小于L的正整数。

5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述状态变量还包括：目标东北天坐标系中导弹与目标点的相对距离矢量、导弹东北天坐标系中导弹的速度矢量和加速度计测量误差。

6.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述观测方程为：

Z(t)＝h(X(t))+V(t)；

其中，Z(t)是导引头输出误差视线角；V(t)表示系统量测噪声；h(X(t))＝[A+δA E+δE]^T，A为所述弹目视线角中的方位角，E为所述弹目视线角中的高低角，δA为所述视线角零位误差中方位角零位误差，δE为所述视线角零位误差中高低角零位误差。

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