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彈道導彈星光-慣性復合制導技術 版權信息
- ISBN：9787030678782
- 條形碼：9787030678782 ; 978-7-03-067878-2
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
彈道導彈星光-慣性復合制導技術 內容簡介
在飛行器總體設計與論證和控制系統設計等領域中，星光/慣性復合制導是一種星光制導和慣性制導相結合的復合制導方法，更準確地說是在純慣性制導的基礎上輔以星光制導。它利用恒星在空間的方位所提供的慣性空間方位基準，來較準平臺坐標系（或數學平臺坐標系）與發射慣性坐標系之間的失準角，并根據所測失準角修正導航誤差或由系統平臺指向誤差造成的落點偏差，綜合利用慣性制導和星光信息來提高導彈的制導精度。星光/慣性復合制導方法能較大幅度地提高彈道導彈的制導精度和快速發射能力，同時降低武器系統的成本，具有較強的環境適應能力，在機動發射和水下發射彈道導彈的制導中有著重要作用，目前已經在美俄等軍事強國的優選戰略彈道導彈中得到了成功應用，結果表明星光/慣性復合制導方法能夠顯著地提高導彈的命中精度。本書將系統全面地介紹星光/慣性復合制導方法的基本原理、關鍵技術、使用方法和使用效果，具體包括彈載導航恒星星庫的生成與使用方法、平臺星光/慣性復合制導方法、很好導航星的快速確定方法、考慮擾動引力影響時星光/慣性復合制導方法的修正、星光/慣性復合制導體制下的慣導工具誤差辨識及彈道折合方法、捷聯星光/慣性復合制導方法等。
彈道導彈星光-慣性復合制導技術 目錄
目錄
第1章 緒論 1
1.1 彈道導彈及其導航制導技術 1
1.1.1 彈道導彈的飛行特點 1
1.1.2 彈道導彈的發展歷程 2
1.1.3 彈道導彈制導技術 5
1.1.4 彈道導彈導航技術 6
1.2 慣性導航技術 7
1.2.1 慣性導航原理 7
1.2.2 慣性導航基本器件 7
1.2.3 平臺式慣性導航系統 9
1.2.4 捷聯慣性導航系統 10
1.3 星光導航技術 11
1.3.1 星敏感器 11
1.3.2 星光定姿導航原理 14
1.3.3 星光定位導航原理 14
1.4 星光-慣性復合制導技術 16
1.5 慣性導航系統工具誤差辨識技術 18
參考文獻 20
第2章 星光-慣性復合制導技術基礎 24
2.1 時間系統 24
2.1.1 時間系統的定義 24
2.1.2 時間系統間的轉換 27
2.2 坐標系統 29
2.2.1 坐標系統的定義 29
2.2.2 坐標系統間的轉換 31
2.3 導彈主動段運動方程及導航制導方法 36
2.3.1 導彈主動段運動方程 36
2.3.2 導彈主動段慣性導航原理 37
2.3.3 導彈主動段制導方法 40
2.4 恒星星表 43
2.4.1 常用恒星星表及星等 43
2.4.2 地心慣性坐標系中的恒星分布特性分析 45
2.4.3 發射慣性坐標系中的恒星分布特性分析 48
參考文獻 50
第3章 平臺星光-慣性復合制導技術 51
3.1 慣性平臺導航系統建模 51
3.1.1 斜調平臺對星方法 51
3.1.2 平臺失準角與誤差因素的關系 53
3.1.3 位置、速度誤差環境函數矩陣的計算方法 59
3.2 基于星光測量量的落點偏差修正 60
3.2.1 星敏感器測量模型 60
3.2.2 基于*佳修正系數的落點偏差估計 61
3.2.3 落點偏差修正的制導方法 65
3.3 理論*佳導航星確定方法 65
3.3.1 單星方案的實現機理 65
3.3.2 初始誤差顯著時的*佳導航星解析確定方法 69
3.3.3 半解析確定方法 71
3.3.4 數值確定法 72
3.4 數值仿真與分析 76
3.4.1 失準角特性分析 77
3.4.2 復合制導效果分析 80
3.4.3 影響*佳導航星方位的因素分析 93
參考文獻 97
第4章 平臺星光-慣性復合制導精度影響因素分析 98
4.1 基于恒星星庫的*佳可用導航星確定方法 98
4.1.1 彈載導航星庫生成 98
4.1.2 *佳可用導航星確定方法 103
4.1.3 仿真分析 107
4.2 外部誤差對復合制導精度的影響分析 114
4.2.1 星敏感器的測量誤差 114
4.2.2 星敏感器的安裝誤差 115
4.2.3 時鐘誤差 118
4.2.4 仿真分析 119
4.3 誤差模型對復合制導精度的影響分析 124
4.3.1 誤差向量選擇對復合制導精度的影響 124
4.3.2 慣性導航工具誤差建模對復合制導精度的影響 127
4.4 擾動引力對復合制導精度的影響分析 131
4.4.1 擾動引力的概念 131
4.4.2 擾動引力對慣性導航精度的影響 132
4.4.3 擾動引力對復合制導的影響 138
4.4.4 仿真分析 143
參考文獻 147
第5章 捷聯星光-慣性復合制導技術 148
5.1 捷聯慣性導航解算原理 148
5.1.1 捷聯慣性導航工作原理 148
5.1.2 發射慣性坐標系中的導航方程 149
5.2 復合制導數學模型 150
5.2.1 失準角與各誤差因素之間的關系 150
5.2.2 星光觀測方程 153
5.3 復合制導測星方案 157
5.3.1 導航星選擇方案 157
5.3.2 彈體調姿對星方案 158
5.3.3 彈體姿態調整方案 159
5.4 復合制導修正方法 162
5.4.1 *佳修正系數法 162
5.4.2 參數估計補償法 163
5.5 數值仿真與分析 166
5.5.1 失準角特性分析 167
5.5.2 失準角與星敏感器安裝誤差估計特性分析 176
5.5.3 復合制導精度分析 182
參考文獻 187
第6章 考慮星光信息的平臺慣性導航工具誤差辨識方法 188
6.1 平臺慣性導航工具誤差辨識建模 188
6.1.1 慣性導航環境函數矩陣計算 189
6.1.2 慣性制導精度分析 193
6.1.3 星敏感器觀測方程 194
6.2 基于多源信息的平臺慣性導航工具誤差辨識方法 197
6.2.1 試驗彈道視速度、視位置遙外差計算方法 198
6.2.2 多源觀測信息建模 199
6.2.3 等權歸一化*小二乘辨識方法 200
6.2.4 遺傳進化辨識方法 201
6.3 仿真試驗及結果分析 205
6.3.1 試驗方案設計 205
6.3.2 標準彈道仿真 205
6.3.3 視速度、視位置誤差環境函數矩陣計算與驗證 207
6.3.4 誤差系數辨識結果與分析 210
參考文獻 218
彩圖
第1章 緒論 1
1.1 彈道導彈及其導航制導技術 1
1.1.1 彈道導彈的飛行特點 1
1.1.2 彈道導彈的發展歷程 2
1.1.3 彈道導彈制導技術 5
1.1.4 彈道導彈導航技術 6
1.2 慣性導航技術 7
1.2.1 慣性導航原理 7
1.2.2 慣性導航基本器件 7
1.2.3 平臺式慣性導航系統 9
1.2.4 捷聯慣性導航系統 10
1.3 星光導航技術 11
1.3.1 星敏感器 11
1.3.2 星光定姿導航原理 14
1.3.3 星光定位導航原理 14
1.4 星光-慣性復合制導技術 16
1.5 慣性導航系統工具誤差辨識技術 18
參考文獻 20
第2章 星光-慣性復合制導技術基礎 24
2.1 時間系統 24
2.1.1 時間系統的定義 24
2.1.2 時間系統間的轉換 27
2.2 坐標系統 29
2.2.1 坐標系統的定義 29
2.2.2 坐標系統間的轉換 31
2.3 導彈主動段運動方程及導航制導方法 36
2.3.1 導彈主動段運動方程 36
2.3.2 導彈主動段慣性導航原理 37
2.3.3 導彈主動段制導方法 40
2.4 恒星星表 43
2.4.1 常用恒星星表及星等 43
2.4.2 地心慣性坐標系中的恒星分布特性分析 45
2.4.3 發射慣性坐標系中的恒星分布特性分析 48
參考文獻 50
第3章 平臺星光-慣性復合制導技術 51
3.1 慣性平臺導航系統建模 51
3.1.1 斜調平臺對星方法 51
3.1.2 平臺失準角與誤差因素的關系 53
3.1.3 位置、速度誤差環境函數矩陣的計算方法 59
3.2 基于星光測量量的落點偏差修正 60
3.2.1 星敏感器測量模型 60
3.2.2 基于*佳修正系數的落點偏差估計 61
3.2.3 落點偏差修正的制導方法 65
3.3 理論*佳導航星確定方法 65
3.3.1 單星方案的實現機理 65
3.3.2 初始誤差顯著時的*佳導航星解析確定方法 69
3.3.3 半解析確定方法 71
3.3.4 數值確定法 72
3.4 數值仿真與分析 76
3.4.1 失準角特性分析 77
3.4.2 復合制導效果分析 80
3.4.3 影響*佳導航星方位的因素分析 93
參考文獻 97
第4章 平臺星光-慣性復合制導精度影響因素分析 98
4.1 基于恒星星庫的*佳可用導航星確定方法 98
4.1.1 彈載導航星庫生成 98
4.1.2 *佳可用導航星確定方法 103
4.1.3 仿真分析 107
4.2 外部誤差對復合制導精度的影響分析 114
4.2.1 星敏感器的測量誤差 114
4.2.2 星敏感器的安裝誤差 115
4.2.3 時鐘誤差 118
4.2.4 仿真分析 119
4.3 誤差模型對復合制導精度的影響分析 124
4.3.1 誤差向量選擇對復合制導精度的影響 124
4.3.2 慣性導航工具誤差建模對復合制導精度的影響 127
4.4 擾動引力對復合制導精度的影響分析 131
4.4.1 擾動引力的概念 131
4.4.2 擾動引力對慣性導航精度的影響 132
4.4.3 擾動引力對復合制導的影響 138
4.4.4 仿真分析 143
參考文獻 147
第5章 捷聯星光-慣性復合制導技術 148
5.1 捷聯慣性導航解算原理 148
5.1.1 捷聯慣性導航工作原理 148
5.1.2 發射慣性坐標系中的導航方程 149
5.2 復合制導數學模型 150
5.2.1 失準角與各誤差因素之間的關系 150
5.2.2 星光觀測方程 153
5.3 復合制導測星方案 157
5.3.1 導航星選擇方案 157
5.3.2 彈體調姿對星方案 158
5.3.3 彈體姿態調整方案 159
5.4 復合制導修正方法 162
5.4.1 *佳修正系數法 162
5.4.2 參數估計補償法 163
5.5 數值仿真與分析 166
5.5.1 失準角特性分析 167
5.5.2 失準角與星敏感器安裝誤差估計特性分析 176
5.5.3 復合制導精度分析 182
參考文獻 187
第6章 考慮星光信息的平臺慣性導航工具誤差辨識方法 188
6.1 平臺慣性導航工具誤差辨識建模 188
6.1.1 慣性導航環境函數矩陣計算 189
6.1.2 慣性制導精度分析 193
6.1.3 星敏感器觀測方程 194
6.2 基于多源信息的平臺慣性導航工具誤差辨識方法 197
6.2.1 試驗彈道視速度、視位置遙外差計算方法 198
6.2.2 多源觀測信息建模 199
6.2.3 等權歸一化*小二乘辨識方法 200
6.2.4 遺傳進化辨識方法 201
6.3 仿真試驗及結果分析 205
6.3.1 試驗方案設計 205
6.3.2 標準彈道仿真 205
6.3.3 視速度、視位置誤差環境函數矩陣計算與驗證 207
6.3.4 誤差系數辨識結果與分析 210
參考文獻 218
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彈道導彈星光-慣性復合制導技術 節選
第1章 緒論 1.1 彈道導彈及其導航制導技術 1.1.1 彈道導彈的飛行特點 彈道導彈是一個復雜的系統，主要由以下幾部分組成：彈頭、彈體結構、動力系統、控制系統、初始對準系統等[1， 2]。用于飛行試驗的導彈還會安裝遙測系統、外測系統及其他安全控制系統。各系統各司其職，形成一個大的綜合系統，確保導彈能夠完成預定任務。 （1）根據彈道導彈在飛行過程中的受力情況，可對飛行過程分段，分別研究其運動規律。根據火箭發動機是否工作，可將全程彈道分為兩段：主動段和被動段[3]。 主動段：導彈從點火發射到主發動機關機這一階段稱為主動段（boost phase）。因為在該段發動機一直處于工作狀態，也稱為動力飛行段或助推段。該段除發動機外，控制系統也一直處于工作狀態。作用在彈體上的力主要有發動機推力、空氣動力、控制力和地球引力。當導彈主發動機產生的推力大于重力后，導彈從發射臺垂直起飛，保持垂直狀態飛行數秒后，在控制系統作用下開始“轉彎”，并朝向目標飛行。隨著時間的增加，導彈的飛行速度、高度不斷增大。當主發動機關機時，導彈到達主動段的終點，稱為關機點。對遠程導彈而言，關機點一般位于大氣層外。 被動段：從導彈主發動機關機后推力為零開始，到導彈落地這一階段稱為被動段。在被動段開始，彈頭與彈體已經分離，因此被動段彈道就是彈頭的彈道。如果在彈頭上不安裝動力裝置或控制裝置，則彈頭依靠在主動段終點處獲得的能量做慣性飛行。在被動段一般不對彈頭進行控制，作用在彈頭上的力可以精確計算得到，因此被動段彈道能夠較為精確地獲得。只要主動段終點的導彈運動狀態足夠精確，可以認為導彈的命中精度是有保證的，因此對導彈的制導控制系統而言，關機點的運動狀態是非常重要的待控制量。 （2）根據所受空氣動力的大小，被動段又可以分為自由段（coast phase）和再入段（reentry phase）[3]。自由段的高度較高，空氣十分稀薄，導彈的飛行時間也不長，因此可以忽略空氣動力的影響。再入段要經過稠密大氣層，所以必須考慮空氣動力的作用。實際上，大氣密度是隨高度連續變化的，為簡化問題研究，往往人為地選擇某一高度作為是否考慮氣動力的邊界，這一高度常取80km左右，這也是自由段與再入段的分界高度。 自由段：從主發動機關機到再次進入稠密大氣層之間這一段，導彈在飛行過程中僅受地球引力作用，因此可以將自由段彈道近似看作橢圓曲線的一部分。對遠程彈道導彈而言，大部分時間都在大氣層外飛行，自由段彈道的射程和飛行時間占全程彈道的80%～90%。 再入段：該段從導彈重新進入稠密大氣層內開始，直至彈頭落地。彈頭在該段受到氣動力和重力的共同作用。彈頭一般以很高的速度進入大氣層，因此所受空氣動力比較大，導致空氣動力的制動作用遠大于重力的影響，從而引起彈頭嚴重的氣動加熱，同時速度迅速降低，這與自由段的飛行特性完全不同。 遠程彈道導彈的主發動機推力很大，因此關機的后效誤差較大，會導致較大的關機點狀態誤差（簡稱關機點誤差）。對固體彈道導彈而言，固體火箭發動機的推力、比沖、總沖等誤差較大，會導致更大的關機點誤差。為提高命中精度，現代彈道導彈在主發動機關機后，一般還會用推力較小的液體火箭發動機對主發動機的關機點誤差進行修正，這一階段通常稱為末修段。星光-慣性復合制導中的星光測量一般安排在主動段與末修段之間進行，如圖1-1所示。 圖1-1 彈道導彈飛行階段劃分 1.1.2 彈道導彈的發展歷程 彈道導彈起源于第二次世界大戰中德國的V-2導彈（圖1-2）。V-2是德國在1942年研制的**種彈道導彈，推進系統采用酒精和液氧作為燃料，彈頭與彈體不分離，起飛質量約為13t，*大射程約為300km。 圖1-2 第二次世界大戰中的V-2導彈 資料來源：網易網，2021 第二次世界大戰結束后，德國的彈道導彈技術、研究設施及人員流入美國和蘇聯，兩國以此為基礎，分別研究了多種型號的彈道導彈。蘇聯解體后，俄羅斯沿用了其彈道導彈技術，至今美國及俄羅斯仍是世界上彈道導彈技術*先進的國家。以體現大國國際地位的戰略彈道導彈為例，從導彈的技術性能來看，其發展大致經歷了四個時期[2]。 **個時期為1945～1954年，是美國和蘇聯發展地地戰略導彈的技術準備期。蘇聯在這段時期正在研制**個洲際彈道導彈SS-6，并已在發展洲際彈道導彈上處于領先地位；美國從1954年起加速了洲際彈道導彈的發展。 第二個時期為1955～1961年，在此階段美國和蘇聯擁有了**代洲際彈道導彈，解決了無洲際彈道導彈的問題。代表型號有：美國的宇宙神D型和E型、大力神Ⅰ型、潛射彈道導彈北極星A1，蘇聯的SS-6、SS-7。這個階段的洲際彈道導彈具有以下特點：采用液體推進劑；導彈比較笨重，在百噸以上；命中精度低，圓概率誤差（circular error probable，CEP）一般在2km左右；武器系統生存能力低。這個時期的發射方式經歷了“地面發射—井下貯存井口發射—地下井發射”的演化。 第三個時期為1962～1969年，在此期間美國和蘇聯展開了洲際彈道導彈的數量競賽，在較短時間內達到了勢均力敵的程度。在追求數量的同時，導彈性能也有了很大提高。代表型號有：美國的第二代洲際彈道導彈民兵Ⅰ、大力神Ⅱ，第三代洲際彈道導彈民兵Ⅱ，潛射彈道導彈北極星A2和A3；蘇聯的第二代洲際彈道導彈SS-8，第三代洲際彈道導彈SS-9、SS-11、SS-13，潛射彈道導彈SS-N-5、SS-N-6等。這一階段彈道導彈的主要特點：發展重點逐步轉移到固體戰略彈道導彈上；導彈的CEP達到1km左右；開始采用集束式多彈頭，提高突防能力；發射方式采用地下井熱發射，提高了武器系統的生存能力。 圖1-3 美國的民兵Ⅲ型導彈 資料來源：北京時間網，2016 第四個時期為1970年至今。在這一時期，美國和蘇聯/俄羅斯從數量上的競爭開始向質量上的競爭發展，都各自發展了兩代洲際彈道導彈。代表型號有：美國的第四代洲際彈道導彈民兵Ⅲ（圖1-3），第五代洲際彈道導彈MX，潛射彈道導彈有海神C3、三叉戟Ⅰ和Ⅱ；蘇聯/俄羅斯的第四代洲際彈道導彈有SS-16、SS-17、SS-18、SS-19，第五代洲際彈道導彈有SS-24、SS-25、SS-27（圖1-4），潛射彈道導彈有SS-N-8、SS-N-18、SS-N-20、SS-N-23等。第四代洲際彈道導彈的主要特點是：裝備了分導式多彈頭；命中精度有了很大提高，CEP在500m以內；加固地下井的抗壓能力大大增強。第五代洲際彈道導彈的主要特點是：機動發射；命中精度高，CEP達到100m左右；突防能力顯著提高；導彈在可靠性、操作性等方面有了質的發展。 圖1-4 俄羅斯的SS-27導彈（白楊-M） 資料來源：新浪網，2018 我國的彈道導彈從20世紀50年代末期開始發展，經歷了從液體到固體、從固定發射到機動發射的歷程。1960年11月，我國**枚近程彈道導彈發射成功。1964年6月，中近程彈道導彈發射成功。1966年10月，我國成功進行了導彈與核彈頭結合的發射試驗。1970年1月，中遠程彈道導彈發射成功。1980年5月，我國向太平洋南部海域發射洲際彈道導彈取得圓滿成功。 1982年10月，潛射彈道導彈的首次飛行試驗取得成功，標志著我國戰略導彈實現了從陸上固定發射到水下機動發射的跨越。1985年5月，我國首次用機動發射裝備成功發射了地地固體戰略導彈。1999年8月，我國成功進行了新型遠程地地戰略彈道導彈發射試驗。這些成就表明，我國的彈道導彈發展水平不斷提高，與世界一流水平的差距不斷縮小。 1.1.3 彈道導彈制導技術 制導（guidance）是控制導彈的質心運動，使其按一定的規律飛向目標。制導系統一般和導航（navigation）、控制（control）系統一起工作，合稱為“導航、制導與控制系統”（GNC系統）。導彈飛行過程中，導航系統不斷測定導彈與目標或預定軌跡的相對位置關系，制導系統根據導航信息按照一定規律計算出制導指令并傳遞給控制系統，控制系統生成控制指令，通過執行機構動作來控制導彈飛行。 按照構成制導系統的各個制導設備的組織形式以及工作機制，可以將制導分為自主制導與遙控制導[4]。自主制導是指導彈完全依靠彈載設備生成制導指令，遙控制導則要依靠設在導彈外的制導站來控制導彈飛行。為提高生存能力和作戰響應速度，現役彈道導彈全部采用自主制導的方式。主動段采用以慣性導航為主的制導方式，常稱為慣性制導。為提高命中精度，有些中近程彈道導彈在再入段采用了尋的末制導。下面主要介紹主動段制導方法，包括攝動制導和顯式制導兩大類。 攝動制導方法是在預先設定的標準軌跡附近展開運動方程式，對方程線性化并應用相關控制理論求制導指令的方法。若導彈的實際運動軌跡與標準軌跡偏離不大，這種方法的制導精度能夠滿足要求。由于其制導方程簡單、計算量小，對彈載計算機的計算能力要求低，因此被廣泛應用于早期的彈道導彈和運載火箭制導中。攝動制導也因硬件設備的限制，經歷了三個時期[5]：外干擾補償制導、隱式攝動制導和顯式攝動制導。但是，攝動制導存在嚴重的不足：只能在標準軌跡附近飛行，當實際軌跡因干擾、故障等原因偏離標準軌跡較遠時，制導精度就會下降；射前諸元準備時間較長，導致其適應能力較差。 為克服攝動制導的不足，人們開發了以*優制導為代表的顯式制導方法，又稱閉路制導方法。與攝動制導不同，顯式制導是基于導彈當前的飛行狀態和運動方程組實時計算出與所要求終端條件的偏差，通過迭代確定當前的需要速度并生成制導指令。當終端偏差滿足制導任務要求時，發出指令關閉發動機。對遠程彈道導彈而言，其飛行任務在于能準確命中地面的目標，即要求彈道通過落點。顯式制導方法在運載火箭上也有成功的應用，例如，土星Ⅴ號采用的迭代制導，航天飛機采用的動力顯式制導[6]。 隨著對導彈制導精度和適應性的要求越來越高，新的制導算法也在研究之中。人們期待新的制導算法具有實時軌跡生成的能力，從而使其能在導彈發生故障或者目標發生改變的情況下依然能夠完成預期任務。該類型的制導算法已經在Space X公司研制的獵鷹9號運載火箭一子級回收著陸段的制導中得到了應用[7-9]，制導精度非常高。 1.1.4 彈道導彈導航技術 導航是指通過測量某些信息以確定導彈的運動狀態參數，如位置、速度、姿態等，導航系統是完成上述任務的設備及其算法。導航技術可分為自主和非自主兩類。自主導航是指導彈完全依靠所載的設備，自主地完成導航任務，和外界不發生任何的光、電聯系。非自主導航則要依賴導彈以外的信息，如地面站、導航衛星等。非自主導航易受外界的影響，運行安全性差，不宜用于導彈這樣具有軍事用途的飛行器。 由于慣性導航具有自主性強、精度高、不依賴外部信標、不易受外部干擾等突出優點，迄今為止，國內外的彈道導彈普遍采用以慣性導航為主的導航方式。世界上*早的彈道導彈V-2的射程控制就采用慣性導航體制，橫向偏差控制則采用無線電橫偏校正系統。在V-2的設計中，研究人員提出了兩類慣性導航系統：位置捷聯系統和三軸陀螺穩定平臺系統[10]。這兩類導航系統一直沿用至今。 慣性導航具有突出的軍事價值，在隨后的導彈型號中得以迅速發展和廣泛應用。20世紀50～60年代，美國的民兵Ⅰ、民兵Ⅱ、宇宙神D、大力神Ⅰ、大力神Ⅱ、北極星A1、北極星A2、北極星A3等導彈均采用平臺式慣性導航系統，而蘇聯的SS-6、SS-7、SS-9等導彈則采用位置捷聯慣性導航系統，導彈命中精度為千米級[11]。20世紀70年代以后，民兵Ⅲ、三叉戟Ⅱ、SS-18、SS-25、SS-27等導彈采用了器件水平更高的平臺式慣性導航系統，并輔以末助推修正、工具誤差補償、引力異常補償等技術，命中精度顯著提高，達到百米級[12
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