基于激光雷達(dá)的火箭垂直起飛段姿態(tài)測(cè)量技術(shù)

師恒，高昕，李希宇，雷呈強(qiáng)，胡蕾，宗永紅，鄭東昊，唐嘉

（1 北京跟蹤與通信技術(shù)研究所，北京 100094）

（2 中國(guó)科學(xué)院西安光學(xué)精密機(jī)械研究所，西安 710119）

（3 中國(guó)科學(xué)院空間精密測(cè)量技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710119）

（4 青島海洋科學(xué)與技術(shù)試點(diǎn)國(guó)家實(shí)驗(yàn)室，山東 青島 266237）

0 引言

火箭垂直起飛階段不可避免會(huì)出現(xiàn)姿態(tài)的偏離?；鸺淖藨B(tài)參數(shù)包括俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角，由于火箭主體是近似圓柱的軸對(duì)稱形狀，其對(duì)稱軸稱之為中軸線［1］，滾轉(zhuǎn)角的變化對(duì)火箭垂直起飛段的安全影響很小，因此本文火箭姿態(tài)測(cè)量指俯仰角和偏航角的運(yùn)動(dòng)變化。

火箭垂直起飛段的實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)對(duì)分析火箭的運(yùn)行軌道、氣動(dòng)參數(shù)、飛行控制性能有著重要的意義。但是火箭起飛時(shí)存在大量濃密的尾焰、地面振動(dòng)和地面雜波信號(hào)等干擾，傳統(tǒng)的姿態(tài)測(cè)量方法很難實(shí)時(shí)高精度測(cè)量該階段的姿態(tài)變化，目前火箭垂直起飛段缺失外部實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)，亟待通過新型測(cè)量方法填補(bǔ)該階段數(shù)據(jù)的空白，為保證火箭的安全發(fā)射提供實(shí)時(shí)高精度的姿態(tài)數(shù)據(jù)源。

傳統(tǒng)的火箭垂直起飛段的姿態(tài)測(cè)量主要有遙測(cè)、光學(xué)和雷達(dá)測(cè)量等方法。其中遙測(cè)屬于內(nèi)部測(cè)量，光學(xué)和雷達(dá)測(cè)量為外部測(cè)量。遙測(cè)方法［2-3］通過在火箭內(nèi)部安裝多種姿態(tài)傳感器，利用通信鏈路向遙測(cè)設(shè)備傳輸姿態(tài)變化信息，但是由于火箭垂直起飛過程中振動(dòng)劇烈，對(duì)遙測(cè)的姿態(tài)測(cè)量精度影響較大，且一旦火箭起飛出現(xiàn)故障，遙測(cè)方法較難得到有效的原始分析數(shù)據(jù)。光學(xué)測(cè)量［4-5］通過拍攝火箭垂直起飛階段的圖像，利用多站光學(xué)設(shè)備事后判讀交會(huì)得到火箭姿態(tài)數(shù)據(jù)，實(shí)時(shí)性較差，且光學(xué)設(shè)備易受天氣環(huán)境和起飛階段尾焰的干擾，存在交會(huì)數(shù)據(jù)缺失的風(fēng)險(xiǎn)。雷達(dá)測(cè)量［6-7］雖然受天氣條件的影響很小，但是易受地面雜波的干擾，在火箭垂直起飛階段很難獲得姿態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)。目前尚無可靠的外部測(cè)量方法實(shí)現(xiàn)對(duì)火箭垂直起飛段的姿態(tài)實(shí)時(shí)測(cè)量。

針對(duì)火箭垂直起飛階段外部實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量的技術(shù)難題，本文利用激光雷達(dá)的高精度、全天時(shí)測(cè)量、高分辨率和不易受環(huán)境干擾等優(yōu)點(diǎn)［8］，提出了基于激光雷達(dá)的火箭垂直起飛段姿態(tài)測(cè)量方法，通過火箭發(fā)射試驗(yàn)，采用基于多橢圓圓心擬合中軸線算法，實(shí)現(xiàn)了火箭垂直起飛段實(shí)時(shí)高精度的姿態(tài)測(cè)量，為安控設(shè)備提供了實(shí)時(shí)高精度的姿態(tài)數(shù)據(jù)源，保證了火箭發(fā)射過程的安全，具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。

1 測(cè)量系統(tǒng)構(gòu)建及測(cè)量方法

1.1 測(cè)量系統(tǒng)構(gòu)建

測(cè)量系統(tǒng)由激光雷達(dá)、地平式雙軸跟蹤架（以下簡(jiǎn)稱跟蹤架）、安裝臺(tái)、隔振平臺(tái)、控制器和數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)組成，搭建完成的激光雷達(dá)測(cè)量系統(tǒng)示意圖如圖1 所示。

圖1 激光雷達(dá)測(cè)量系統(tǒng)Fig.1 Lidar measuring system

根據(jù)前期研究成果［9］，為了避開尾焰光譜的影響并保證人眼的安全，測(cè)量系統(tǒng)采用1550nm 波長(zhǎng)的4 線激光雷達(dá)。為了實(shí)現(xiàn)火箭垂直起飛段全過程的姿態(tài)測(cè)量，利用跟蹤架高精度與良好的跟蹤性能，通過安裝臺(tái)將激光雷達(dá)安裝在跟蹤架，帶動(dòng)激光雷達(dá)高精度跟蹤掃描火箭中上部固定位置，實(shí)時(shí)獲取火箭的姿態(tài)變化。跟蹤架安裝在隔振平臺(tái)，用于隔離火箭發(fā)射時(shí)的振動(dòng)影響?？刂破饔糜诟呔瓤刂聘櫦埽瑪?shù)據(jù)處理系統(tǒng)完成激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)處理。

1.2 測(cè)量方法

火箭發(fā)射前，激光雷達(dá)持續(xù)掃描火箭獲取靜態(tài)激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)，通過修正與坐標(biāo)解算將獲取的點(diǎn)云數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為火箭發(fā)射坐標(biāo)系的空間三維坐標(biāo)，采用基于多橢圓圓心擬合中軸線算法，計(jì)算并分析得到激光雷達(dá)靜態(tài)與動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度。在火箭發(fā)射試驗(yàn)中，激光雷達(dá)高精度跟蹤掃描火箭中上部固定位置，獲取并輸出實(shí)時(shí)高精度火箭姿態(tài)變化數(shù)值。將激光雷達(dá)實(shí)時(shí)測(cè)量與光學(xué)設(shè)備事后交會(huì)得到的火箭姿態(tài)變化數(shù)值進(jìn)行比對(duì)，從而驗(yàn)證激光雷達(dá)測(cè)量數(shù)據(jù)的可靠性與合理性。

2 姿態(tài)測(cè)量算法

2.1 點(diǎn)云數(shù)據(jù)修正與坐標(biāo)解算

每個(gè)測(cè)量點(diǎn)的激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)包括以激光雷達(dá)為中心的水平角度、垂直角度、距離等數(shù)據(jù)［10-11］。為了將測(cè)量目標(biāo)的激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換為空間三維坐標(biāo)，建立了雷達(dá)坐標(biāo)系(Olidar-XlidarYlidarZlidar)，如圖2 所示。將激光雷達(dá)接收裝置的中心設(shè)置為原點(diǎn)Olidar，Xlidar軸位于過原點(diǎn)的水準(zhǔn)面內(nèi)，正向沿著安裝臺(tái)指向火箭方向；Ylidar軸為過原點(diǎn)的鉛垂線，向上為正；Zlidar軸位于過原點(diǎn)的水平面內(nèi)，與Xlidar、Ylidar構(gòu)成右手直角坐標(biāo)系。

圖2 雷達(dá)坐標(biāo)系示意圖Fig.2 Schematic diagram of lidar coordinate system

4 線激光雷達(dá)同時(shí)發(fā)射4 條掃描線高精度掃描火箭目標(biāo)。將激光雷達(dá)原點(diǎn)設(shè)為極點(diǎn)，每一條掃描線與目標(biāo)點(diǎn)的距離設(shè)為Ri，雷達(dá)輸出每條掃描線的水平角度相同，記為θ1，雷達(dá)第一條線束（垂直角度最小）的垂直角度為θ2，激光雷達(dá)4 條激光線束均勻分布，每?jī)蓷l相隔角度為ε。

由相關(guān)試驗(yàn)及測(cè)試數(shù)據(jù)［9］可知，火箭起飛階段的濃密尾焰對(duì)激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)的獲取精度存在干擾，因此將激光雷達(dá)通過安裝臺(tái)以固定的仰角安裝在跟蹤架，使激光雷達(dá)固定掃描火箭的中上部位置，盡量減小尾焰對(duì)測(cè)量精度的影響。記安裝臺(tái)的水平與垂直角度分別為β1和β2，跟蹤架當(dāng)前時(shí)刻的水平與垂直角度分別為A和E。在雷達(dá)坐標(biāo)系下，激光雷達(dá)每一束激光修正后的水平與垂直角度分別為α和ωi，角度關(guān)系為

根據(jù)激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)的測(cè)距值、修正后的垂直角度和水平角度，計(jì)算雷達(dá)坐標(biāo)系下每一束掃描線對(duì)應(yīng)測(cè)量目標(biāo)點(diǎn)的空間坐標(biāo)(xspace，yspace，zspace)為

根據(jù)式（1）和式（2）可實(shí)時(shí)計(jì)算得到激光雷達(dá)測(cè)量點(diǎn)在雷達(dá)坐標(biāo)系的空間坐標(biāo)，再通過坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換法［12］可將雷達(dá)坐標(biāo)系的空間坐標(biāo)轉(zhuǎn)換為火箭發(fā)射坐標(biāo)系［13］中的空間坐標(biāo)。

2.2 基于多橢圓圓心擬合中軸線算法

為了實(shí)時(shí)獲取火箭姿態(tài)角的變化數(shù)值，本文提出了基于多橢圓圓心擬合中軸線算法，首先擬合4 束激光掃描線的橢圓圓心空間坐標(biāo)，再依據(jù)圓心坐標(biāo)擬合出火箭箭體中軸線，最后根據(jù)中軸線的方向向量變化得到火箭的實(shí)時(shí)姿態(tài)變化。激光雷達(dá)掃描火箭箭體的橢圓切面及擬合中軸線的示意圖如圖3 所示。

圖3 激光掃描橢圓切面及中軸線示意圖Fig.3 Schematic diagram of laser scanning elliptical section and central axis

激光雷達(dá)以固定的仰角掃描火箭中上部箭體，箭體可看作圓柱體，因此，每一束激光掃描得到的點(diǎn)云坐標(biāo)在水平面的投影為橢圓形狀。橢圓方程［14］表示為

式中，A、B、C、D、E為橢圓曲線的參數(shù)。

火箭圓柱箭體直徑約為3.3 m，激光雷達(dá)的角分辨率為0.024°，距離火箭約為150 m，考慮到干擾以及反射率不足的因素，每條激光線束掃描火箭箭體后可獲取約30 個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)(xi，zi)，i=1，2，…，30。采用最小二乘法［15］擬合橢圓曲線以及橢圓圓心，對(duì)式（3）中A、B、C、D、E各個(gè)參數(shù)分別求偏導(dǎo)數(shù)，并令偏導(dǎo)數(shù)為零，即可解算得到A、B、C、D、E。進(jìn)而可以求解得到橢圓方程與橢圓圓心坐標(biāo)［9］表示為

式中，橢圓圓心在橢圓平面內(nèi)的坐標(biāo)為(xcentre，zcentre)，橢圓半長(zhǎng)軸為a，半短軸為b，長(zhǎng)軸偏角為θ。

通過求解得到的橢圓方程與橢圓圓心坐標(biāo)，再結(jié)合激光雷達(dá)各條掃描線對(duì)應(yīng)目標(biāo)點(diǎn)的空間坐標(biāo)，即可計(jì)算每束激光擬合后的橢圓圓心在發(fā)射坐標(biāo)系下的空間坐標(biāo)為(xcentre，ycentre，zcentre)。

本文采用4 線激光雷達(dá)，通過擬合4 個(gè)橢圓掃描切面可得到4 個(gè)不同的橢圓圓心空間坐標(biāo)，進(jìn)而通過空間直線擬合方法擬合得到火箭中軸線方程。

空間直線的標(biāo)準(zhǔn)方程［16］為

式中，x0，y0，z0，k1，k2，k3為空間直線方程的6 個(gè)參數(shù)。

空間直線標(biāo)準(zhǔn)方程有6 個(gè)參數(shù)，而4 線激光雷達(dá)每幀輸出4 條激光線束，每幀數(shù)據(jù)只能得到4 個(gè)不同位置的橢圓圓心空間坐標(biāo)，無法實(shí)時(shí)擬合火箭中軸線方程，因此對(duì)式（5）進(jìn)行簡(jiǎn)化，將6 個(gè)參數(shù)簡(jiǎn)化為4 個(gè)參數(shù)后的空間直線方程表示為

采用最小二乘法對(duì)式（6）中m，n，p，q求偏導(dǎo)并令其偏導(dǎo)為零，則可以求出m，n，p，q的值分別為

由于空間直線的表達(dá)式并不是唯一的，根據(jù)擬合得到的m，n，p，q參數(shù)，可將中軸線方程表示為

式（8）的方向向量為(m，1，p)，中軸線的方向向量的變化即為火箭姿態(tài)角度的變化值，因此火箭箭體俯仰角φ與偏航角σ可表示為

綜上，將掃描得到的激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)進(jìn)行修正并解算空間坐標(biāo)，再采用多橢圓圓心擬合中軸線算法實(shí)時(shí)擬合中軸線方程，最后求取中軸線方向向量的變化從而獲取火箭實(shí)時(shí)俯仰角與偏航角的姿態(tài)變化數(shù)值。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證及結(jié)果分析

3.1 火箭姿態(tài)測(cè)量試驗(yàn)平臺(tái)

將激光雷達(dá)測(cè)量系統(tǒng)布設(shè)在距離火箭150 m 處的某發(fā)射場(chǎng)點(diǎn)位，如圖4 所示。

圖4 火箭姿態(tài)測(cè)量試驗(yàn)平臺(tái)Fig.4 Rocket attitude measurement test platform

激光雷達(dá)采用鐳神智能MS03-A500 的4 線激光雷達(dá)，其距離測(cè)量精度優(yōu)于2 cm，水平角分辨率為0.024°，4 條激光線束的每?jī)蓷l之間的垂直角度間隔為0.03°。

3.2 姿態(tài)測(cè)量精度計(jì)算與分析

3.2.1 靜態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度

激光雷達(dá)的姿態(tài)測(cè)量精度包含靜態(tài)與動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度［9］，其中靜態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度主要影響因素包括激光雷達(dá)距離測(cè)量誤差、火箭箭體圓度誤差、多橢圓圓心擬合中軸線誤差以及安裝臺(tái)和跟蹤架的角度誤差。靜態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度以均方根（Root Mean Squared，RMS）可表示為

式中，Δdi為靜態(tài)姿態(tài)測(cè)量的誤差之和，n為測(cè)量數(shù)據(jù)個(gè)數(shù)。

3.2.2 動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度

由于目前其它測(cè)量設(shè)備在火箭垂直起飛段的姿態(tài)測(cè)量精度均低于激光雷達(dá)，無法對(duì)激光雷達(dá)測(cè)量系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度實(shí)現(xiàn)標(biāo)定。因此依據(jù)火箭發(fā)射時(shí)對(duì)測(cè)量精度的影響因素，分析并計(jì)算動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度。火箭發(fā)射過程中激光雷達(dá)動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度主要影響因素除了靜態(tài)姿態(tài)測(cè)量誤差之外，還有振動(dòng)影響誤差、尾焰干擾誤差和跟蹤架跟蹤誤差，因此動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度同樣以均方根可表示為

式中，Δdv為振動(dòng)影響誤差，Δdf為尾焰干擾誤差，Δdg為跟蹤架的跟蹤誤差，n為測(cè)量數(shù)據(jù)個(gè)數(shù)。

3.2.3 測(cè)量精度測(cè)試試驗(yàn)

在火箭起飛前，利用激光雷達(dá)4 條掃描線以10 Hz 的頻率持續(xù)掃描火箭箭體，得到靜態(tài)激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)。采用多橢圓圓心擬合中軸線算法計(jì)算激光雷達(dá)靜態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度。根據(jù)相關(guān)參考文獻(xiàn)［9］與相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，火箭發(fā)射時(shí)振動(dòng)影響姿態(tài)誤差Δdv約為0.024°，尾焰干擾帶來的姿態(tài)誤差Δdf約為0.036°，跟蹤架跟蹤影響姿態(tài)誤差Δdg約為0.054°，將靜態(tài)姿態(tài)測(cè)量誤差與動(dòng)態(tài)姿態(tài)精度影響因素?cái)?shù)值代入式（11）可得到動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度。

火箭靜止?fàn)顟B(tài)下測(cè)量得到的靜態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度以及分析計(jì)算得到的動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度如圖5 所示。

圖5 靜態(tài)與動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度Fig.5 Static and dynamic attitude measurement accuracy

圖5（a）的藍(lán)色實(shí)線為靜態(tài)偏航角測(cè)量誤差，紅色虛線表示靜態(tài)俯仰角測(cè)量誤差。圖5（b）的藍(lán)色實(shí)線為動(dòng)態(tài)偏航角測(cè)量誤差，紅色虛線表示動(dòng)態(tài)俯仰角測(cè)量誤差。圖中各曲線的最大值、最小值與均方根誤差如表1 所示。

表1 靜態(tài)與動(dòng)態(tài)姿態(tài)誤差數(shù)值Table 1 Static and dynamic attitude error values

由表1 可知，激光雷達(dá)靜態(tài)偏航角與俯仰角的測(cè)量精度分別為0.014 4°與0.012 1°，求兩者的均方根可得靜態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度為0.018 8°。激光雷達(dá)動(dòng)態(tài)偏航角與俯仰角的測(cè)量精度分別為0.035 3°與0.035 1°，求兩者的均方根可得動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度為0.049 8°。

3.3 火箭發(fā)射試驗(yàn)及結(jié)果分析

火箭垂直起飛段利用單臺(tái)4 線激光雷達(dá)持續(xù)掃描火箭中上部，獲取完整過程的動(dòng)態(tài)激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)，采用多橢圓圓心擬合中軸線算法計(jì)算每個(gè)時(shí)刻動(dòng)態(tài)姿態(tài)變化。

為了驗(yàn)證激光雷達(dá)測(cè)量數(shù)據(jù)的可靠性與合理性，本次試驗(yàn)采用三臺(tái)XX-1302 光學(xué)設(shè)備同時(shí)進(jìn)行火箭起飛階段的姿態(tài)角交會(huì)測(cè)量，通過拍攝并存儲(chǔ)火箭垂直起飛段的實(shí)況圖像，事后判讀交會(huì)得到火箭偏航角和俯仰角的姿態(tài)變化。根據(jù)以往試驗(yàn)結(jié)果，XX-1302 光學(xué)設(shè)備事后交會(huì)測(cè)量偏航角與俯仰角精度均約為0.25°。

本次試驗(yàn)記錄火箭從點(diǎn)火至垂直離開發(fā)射塔架約8 s 時(shí)間，圖6 為激光雷達(dá)實(shí)時(shí)測(cè)量與光學(xué)設(shè)備事后測(cè)量得到的火箭垂直起飛段姿態(tài)變化數(shù)值。

圖6 激光雷達(dá)與光學(xué)設(shè)備測(cè)量姿態(tài)對(duì)比Fig.6 Comparison of attitude measurement between Lidar and optical equipment

圖6（a）的藍(lán)色實(shí)線表示激光雷達(dá)實(shí)時(shí)測(cè)量火箭偏航角的變化曲線，紅色虛線為光學(xué)設(shè)備事后測(cè)量火箭偏航角的變化曲線。圖6（b）的藍(lán)色實(shí)線表示激光雷達(dá)實(shí)時(shí)測(cè)量火箭俯仰角的變化曲線，紅色虛線為光學(xué)設(shè)備事后測(cè)量火箭俯仰角的變化曲線。圖中各曲線的最大值、最小值與各階段均方根值如表2 所示。

表2 激光雷達(dá)與光學(xué)設(shè)備測(cè)量姿態(tài)數(shù)值Table 2 Attitude measurement data by Lidar and optical equipment

以上試驗(yàn)數(shù)據(jù)可得出以下3 個(gè)結(jié)論：

1）依據(jù)測(cè)量精度計(jì)算結(jié)果以及試驗(yàn)數(shù)據(jù)的驗(yàn)證，激光雷達(dá)與光學(xué)設(shè)備的動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度分別為0.049 8°和0.25°，因此基于激光雷達(dá)的姿態(tài)測(cè)量精度較光學(xué)測(cè)量設(shè)備提升了約5 倍。

2）考慮到兩種設(shè)備測(cè)量精度不同的因素，本次試驗(yàn)中激光雷達(dá)與光學(xué)設(shè)備測(cè)量火箭偏航角與俯仰角的變化趨勢(shì)基本一致，相互驗(yàn)證了兩種設(shè)備姿態(tài)測(cè)量方法與測(cè)量精度的正確性與合理性。

3）本次試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)了基于激光雷達(dá)的火箭實(shí)時(shí)高精度姿態(tài)測(cè)量與數(shù)據(jù)輸出，有效填補(bǔ)了火箭外部實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量的空白，也為安控設(shè)備提供了實(shí)時(shí)姿態(tài)數(shù)據(jù)源，保證了火箭發(fā)射安全。

4 結(jié)論

針對(duì)火箭垂直起飛段外部實(shí)測(cè)姿態(tài)數(shù)據(jù)獲取難度大且實(shí)時(shí)性差的問題，本文利用激光雷達(dá)具有高精度、全天時(shí)測(cè)量、高分辨率和不易受干擾等優(yōu)勢(shì)，提出了基于激光雷達(dá)的火箭垂直起飛段實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量方法。將4 線激光雷達(dá)安裝于跟蹤架組成測(cè)量系統(tǒng)，在火箭發(fā)射前，激光雷達(dá)持續(xù)掃描火箭獲取靜態(tài)激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)，采用基于多橢圓圓心擬合中軸線算法，計(jì)算并分析得到激光雷達(dá)靜態(tài)與動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度分別為0.018 8°和0.049 8°（RMS）。在火箭發(fā)射試驗(yàn)中，跟蹤架帶動(dòng)激光雷達(dá)高精度跟蹤掃描火箭獲取動(dòng)態(tài)激光點(diǎn)云數(shù)據(jù)，同樣采用基于多橢圓圓心擬合中軸線算法計(jì)算每個(gè)時(shí)刻動(dòng)態(tài)姿態(tài)角度變化，實(shí)際動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度與分析計(jì)算結(jié)果一致，驗(yàn)證了測(cè)量方法與測(cè)量精度分析法的正確性與合理性，實(shí)現(xiàn)了火箭偏航角與俯仰角的實(shí)時(shí)高精度測(cè)量與數(shù)據(jù)輸出，有效填補(bǔ)了火箭起飛段外部實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)的空白。通過與光學(xué)設(shè)備事后姿態(tài)測(cè)量數(shù)據(jù)的比對(duì)，相互驗(yàn)證了兩種設(shè)備的測(cè)量方法與測(cè)量精度的正確性與合理性，基于激光雷達(dá)的姿態(tài)測(cè)量精度較光學(xué)測(cè)量設(shè)備提升了約5 倍。截至目前為止，基于激光雷達(dá)的火箭實(shí)時(shí)姿態(tài)測(cè)量方法已在某衛(wèi)星發(fā)射中心成功完成了5 次試驗(yàn)任務(wù)，在火箭起飛段存在振動(dòng)、尾焰等環(huán)境干擾的條件下，實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)姿態(tài)測(cè)量精度均能優(yōu)于0.05°，驗(yàn)證了本文所提的測(cè)量系統(tǒng)及測(cè)量方法的可重復(fù)性好且可靠性高，為火箭發(fā)射安控臺(tái)提供了有效的數(shù)據(jù)源和實(shí)時(shí)判別數(shù)據(jù)，保證了發(fā)射過程安全。