TELKOM NIKA Indonesia n  Journal of  Electrical En gineering   Vol. 12, No. 9, September  2014, pp. 64 5 4  ~ 646 0   DOI: 10.115 9 1 /telkomni ka. v 12i9.480 3          6454     Re cei v ed O c t ober 1 6 , 201 3; Revi se d Ju ne 2, 2014; A c cepted  Jun e  16, 2014   Resear ch on Attitude Measur e ment for Ballistic  Correction Rocket      Liang Zhi-jia n*, Ma Tie-h u a   Ke y   Lab orator y of Instrumentati on Scie nce &  D y namic Me as ureme n t, North Universit y  of C h in a,  T a iyua n 03 005 1, Shan xi, Ch in a, 1503 51 74 37 8  *Corres p o ndi n g  author, e-ma i l : zhijia nl ian g @ 163.com       A b st r a ct   Ballistic c o rrect ion rock et is a  kind of s m art a m mu ni tio n  w h i c h can attac h   ai ms exactly. B a sed  on   do mestic  an d forei gn l i teratur e , the tech nol o g y of f lig ht attitude  meas ure m ent tech nol ogy  w a s summari zed .   T he proc ess o f  the rese arch  incl udes  in de pen de ntly  in ertial measur e m e n t  unit and   in ertial navi gati o n   system . The pr evious stage  is  the  meas urement technol ogy  only depend on a na vigation equipm e nt,  suc h   as acc e ler o meter, Gyro or  electr omag ne tic sens or s et c, the l a tter  me ans  co mb i natio ns of s e veral   me asur e m ent  units, on th e  basis of co mpl e mentary  adva n tages in  p e rformanc e to i m prove c o mputi n g   accuracy e a ch  other. Based  on the  me asur ement tech nol ogy w a s ana ly z e d  an d co mp ared, confi gur a t ion,   mer i t an d d e m er its of multi  accel e ro mete r w e re di scus s ed i n  d e tail.  T he pa per  pro s pected t he fu tur e   deve l op ment o f  this technol og y finally.      Ke y w ords :   ball i stic corre ction rocket,  inertia l  nav i gatio n syste m , attitude  me asur e m ent,  inertia l   me asur e m ent unit         Copy right  ©  2014 In stitu t e o f  Ad van ced  En g i n eerin g and  Scien ce. All  rig h t s reser ve d .       1. Introduc tion  The pa ram e ter of air ta rg e t  flight attitude em b r a c ed v a riation  of roll  velocity, pitch angle,  yaw a ngula r   etc, which pl ayed a n  imp o rtant  role  in  traje c tory  correctio n  a n d  co ntrollin g t he  attitude. Do mestic a nd foreig n re se a r ch o n  ai r t a rget attitud e  testing technolo g y is very  extensive, d e veloping  fro m  the ea rlie st use  of G y ro or  accel e rom e ter m e asu r ing  ang u l ar  accele ration   to now re se arch te chni q ue on  va rio u s  ine r tial n a v igation sy stems. T he a r ticle   pre s ente d  a configuration a nd the compu t ation al go rith m analysi s  o n  the pro c e ss of technol og y,  indep ende ntly inertial  mea s ureme n t unit  and  ine r tial n a vigation  syst em. The  p r ob lem ne ed to  b e   resolved of the future devel opment was  pre s ente d  finally.      2. Independe ntly  Inertial Measur e men t  Unit  In the ine r tial  navigation  system, Gyro   wa s u s ed  init ially to mea s ure th e flight  attitude   angle, it ca n  also m e a s ure  the flight attitude di spla ce ment of pitch  angle, yaw  angul ar a nd roll  angle. When  air targ ets  were MM W-RCT CM a n d  its perfo rma n ce  su ch a s  volume, sp eed,   accele ration  and imp a ct  resi stan ce et c had a  high   requireme nt, it req u ire d  that  Gyro h ad th ese  cha r a c teri stics  su ch  as sm all volume, li g h t wei gh t, st rong im pa ct re sista n ce a nd  wide  ra nge  et c.  With the  developme n t of the technol og y of Gyro,  it had d e velop e d  from th e 18 th centu r y Ri gid   Rotor Gyro t o  Liq u id  Flo a ted Gy ro,  Gas Lu bri c at ed Gy ro,  DT G (Dynami c a lly Tuned  Gy ro),  c u rrently Elec tros tatic   Gyro, Las er  Gyro, Fiber  Opti c Gyro and   Hemi sph e ri ca l Re son a tor  Gyro   [1-3]  were  wi dely u s ed. A m ong  them, t he Fi ber  Opti c Gy ro  devel opment  is the  mo st qui ckly, and  from the future develo p m ent pro s pe ct s, it is  the  main dire ctio n of the future develo p m ent.  Although the  developm ent  of the gyro scope is  more than on e hu n d red ye ars of  history, to m eet  the nee ds of  developm ent  of future milit ary, we  n eed  to contin ue t o  red u ce the  volume, quali t y  and cost, to continue to im prove the reli ability, stability and dura b ili ty.  Due to the  traditional m e ch ani cal gy ro was m a d e  based o n  angula r  mo mentum  con s e r vation  prin ciple,  which  ha s co mplex struct ure s  a nd la rger vol u me,  new  gyro  su ch a s   Laser Gyro, Fiber O p tic G y ro and mi cromechani ca l  gyrosco pe ha ve highe r co st, poorer im p a ct   resi stan ce, i n here n t zero -d rift and th e e r ror is  accu mu lated g r ad uall y  with chan g e  of time, the n   affecting the  preci s io n of resolvin g of syst em attitude angl e. So engine ers and tech nici a n s  Evaluation Warning : The document was created with Spire.PDF for Python.
TELKOM NIKA   ISSN:  2302-4 046     Re sea r ch on  Attitude Measurem ent for Ballistic  Corre c tion Ro cket (Liang Zhi - jian )   6455 resea r ched  a nd u s e d  a ccelero meter in stead  of Gy ro, and  solve d  the  ang ular velocity of fli ght  carrie r from  spe c ific force  measu r ed b y  accele rom e ter. The re se arch sh owed  that Non-gy ro  Strap-d o wn Inertial  Navig a tion System  was  suit abl e for inertial  guida nce wit h  larg e dyna mic  rang e a n d  sh ort n a vigation  time, an d h a d  adva n tage s of lo w  co st, l o w  po wer  co nsum ption, lo ng  life, high reliability, anti-high over load. With the emergence of hi gh precisi on ac celerometer and  filter techniq u e  developm e n t, accel e ro m e ter  ca n achi eve better na vigation pre c i s ion.   The te chn o lo gy of usi ng t he a c celero meter  in stea d of Gyro  to  mea s ure flight body  attitude deve l oped for al most 50 yea r s. As ea rly  as in 196 2, Victor B.Co rey discussed  the   prin ciple  of th e u s e of li ne ar a c cele rom e ters me asuri ng the  ang ul ar a c cele ratio n , put forwa r d a  s i mple presentation of an acc e lerometer [4]. In  the  year of  196 5, V.Krishn a n  discu s sed   the   mathemati c al  prin ciple s  of  measuri ng a n gular  vel o city  and lin ear a c celeration of  body by line a r  accele rom e te r installe d in the evenn ess  rotati ng di sk [ 5 ]. Alfred R.Schul er then in  1967 came u p   with the  idea  of a lin ea r  accele rom e te r me asurin g  the rotatio nal  motion  of th e obj ect, an d  a   variety of accele rom e ter  config uratio n  [6]. A. J.Padgaon ka r in 1 975 presente d  the metho d  o f   cal c ulatin g a ngula r  a c cel e ration  and  linear acceleratio n  of  body by  usin g me ch anics  cho r eo graphy  of ni ne-accelero meter [7 ]. In 198 2,  S h muel J.Merh av furthe r  st udied  no n-gy ro   inertial mea s urem ent unit con s i s ted of rotating or  vibrating accele rometer tripl e s, and discussed  the method   of isolatin g  angul ar velo city and lin e a r a c cele rati on from  accelero meter  o u tpu t   s i gnal[8].In the year of 1991, Al grain elaborated that  at leas t  6  acc e lerometers c o uld measure  angul ar a c ce leration  and  linear  accele ration of the  object. Che n  in 1994  di scusse d a n o vel  desi gn of u s i ng 6  accele ro meters to me asu r e  atti tude . In 1999, L e e  gave an  alg o r ithm of u s in g  6   accele rom e te rs to m e a s ure  rotation mov e ment of  an  o b ject.And the  same ye ar, Xi e Ch un-si a n d   others offere d an idea, th at was  usin g  multiple la se r tracke r to d e termin e the missil e  po sition,  postu re an d  rolling  rate,Wang Gu ang -l ong an d othe rs  in BIT (Be ijing Institute of Tech nolog y)  also p r op ose d  that to use Earth Magn etic Field  Sen s or  to mea s ure p r oje c tile attitu de. In 20 00,  Thoma s  Harkins an d othe rs propo se d the metho d  of determini ng  attitude by ph ase info rmati on  of Magn etic  Senso r s out put wh en ze ro crossing. In  2001, Chi n -Woo pro p o s ed   a suffici ent   c o nd itio n  to   de te r m ine   w e ath e r  th e ac ce le r o me te r   alloc a tion sc heme was  feas ible. In 2002, Lee   improve d  filtering  algo rith m. In the year of  20 03,  Gui Yan - ning  and othe rs  put forward  and   reali z ed  Sola r Aspe ct An gle telem e tering sy stem. I n  200 4, Zh a ng  Wei-hua  and oth e rs p u t  forwa r d  the d e tection  of ro cket rotatio n   angle  by  Utili zing  Ge omag netic In du ctio n Coil. In 20 0 9 ,  Li  Di ng and  others put  fo rwa r d   a met hod of  me as uring  attitude  by the  co m b ination  of t w o   Magneti c  Sen s ors.   Usi ng la ser  to measu r e  missil e  po sition and attitude was  sui t able for mi dco u rse  guida nce an d terminal  co rre ction, a s  a  result  of gro und-ba sed l a ser  dev ice, thus limitin g the  missil e ' s  fligh t  distance; the  method  of determi ning attitude  by  phase inform a t ion of Magn etic  Senso r s outp u t when zero  cro ssi ng co u l d only figure  out one information of pitch angl e whe n   proje c tile b o d y  span for  a roun d, and t he re sult wa s bina ry, whi c h ne ed to e s timate the p i tch  angle  with th e help of on e  of the Magn etic Sen s or s.  The metho d  of using Ea rt h Magn etic Fi eld   Senso r  to m easure  proje c tile attitude  had b een  applie d for  some type of  missile attitude   measurement , the result s o f  measu r em e n t met the  re quire ment s, the testing  system ha d sim p le   stru cture, st rong i m pa ct re sista n ce , si gn al dete c tion  circuit  with  hig h  sen s itivity,  stable  work, t he  main de sign i dea s of whi c h  was th at thre e coo r di nate  axes of Earth  Magneti c  Fie l d Sensor  were  fixedly con n e c ted i n  p r oj ectile co ordi nat e, wh i c h  was used to  me a s ure th e axial  ea rth ma gne tic  field compo n ent, and  then  mea s u r e  on e of pit c h  an gle, yaw an g u lar  and  roll  angle  thro ug h the  auxiliary met hod to dete r mine attitude  angle of the  flight body co o r dinate  sy ste m  in the geod etic   coordinate  system, but the met hod need auxiliary  m eans, essentially still  could not complet e ly  rely on e a rth  magneti c  re alize d  the in depe ndent  g e sture recog n ition. The di gital sol a r a s pect  angle  telemet e ring   system  de sign ed  by the m e a s u r e m ent fun dam entals of  sol a r a s p e ct  angl e  did a ran ge dynamic te st, which  coul d withsta nd ma ximum 18000 g launching l oad, and whi c h   wa s the dom estic first one  that su ccessf ully applied the prin ciple of  sola r aspe ct angle to finish a   the proje c tile  attitude mea s urem ent te st unde r th e  co ndition of th e  high valu e g,  the test  sho w ed  that the meth od co uld b e  u s ed to me asu r e spin-stab ili zed p r oj ectile  attitude in flight, but only the   ca se  of suffi cient  su nlight  duri ng th e  day and  with  a la rge r  a p p lied limitatio ns. Th e id ea  of  putting the magneti c  indu ction coils into  the  rockets  prop osed by Zhang  Wei - h ua and othe rs,  whi c h u s e d  the rocket rotation to ma ke indu ction  coils to in ci se  the mag netic line an d p r o duce   electromotive ,  and the idea that  the change of indu ction coils el ectro m otive could refle c t the   situation of ro cket rotation,  easily  a c hiev e the test system of simple  combin ation,  low co st, hig h   Evaluation Warning : The document was created with Spire.PDF for Python.
                               ISSN: 23 02-4 046                     TELKOM NI KA  Vol. 12, No. 9, September 20 14:  64 54 – 646 0   6456 reliability an d  good  real -time. But duri ng the me as uring  proce s s, blind  zo ne  appe are d  e a sily.  Becau s e of t he sp eed of chang e of ro ckets rotatio n  a ngle in flight wa s fast, once the blind zo ne  appe are d , m easure m ent  accuracy  wo uld b e  affe cte d , furthe rmo r e, indu ction  coils  ele c trom otive  wa s con c e r n ed with rotati onal freq uen cy, so the method did not  applied to the low frequ e n cy  rotation p r oje c tile. The me thod of usin g  comp utatio n  algorithm of  ratio of extre m e value of two  magneti c   se nso r s could  achieve th e hig h -spe e d  proje c tile  body attitud e  mea s u r em ent,  simulatio n  re sult sho w e d  high preci s io n,  and  cha r a c teristics of all - we athe r, day  and  ni ght  sui ng.  Wheth e r it co uld be ap plie d in pra c tice,  it needed mo re comp re hen sive validatio n.  I n  re ce nt  y e a r s,   re sea r ch  of  mult i-a c cel e ro m e ter co mbination  de sign  is very  e x tensive,  desi gn of si x-accele rom e ter, nine-a ccelero mete r, ten-a c c e le ro meter,  sev e n-a c c e le rome ter   singl e gyro scope, eight-accele r om eter a nd twelve -accelero meter et c co me out, the followi ng a r e   descri be in d e tail for different combi nati ons  of config uration s  an d comp utation  algorith m .         (a)       (b)     (c )       (d)   Figure 1. Con f iguration of  Six Accelero meter      Figure 1  pro p o se d fou r  in stallation  ways,  the p r inci ple s  of  (a) an d (b)  were  same , which   wa s suitabl e for sle nde r cyl i nder  carrie r. Becau s e of  the different o f  two lever arm effects, to the  same  si ze  accele rom e ter e rro r, the  cal c u l ated va lue s  of  angul ar accele ration we re  different.  T h e   collo catio n   m e thod  of (c) also wa s suit able  fo r  slen der cylind e r carrie r.  The  sen s in g  axis  of  accele rom e te r alon g ea ch f a ce of di ago n a l line  directi on, whe n  ea ch edge  of parallelepip ed  was   same,  thi s  all o cation scheme  was  suitable for carrier such  as sate llites et c, simi lar to  a  sphere   or cube.  T he config uratio n of  (d) wa s sui t able  for  tri a n gular pri s m shape ca rri er, comp ared with   the accel e ro meter all o cation sch e me  o f  non-gyro  strap - do wn i n e r tial navigatio n, whi c h  cou l d   adju s t len g th  of tria ngul ar pri s m  ba se d on   cha r a c teristi c s  of different ca rri ers,  an d had   the   cha r a c teri stic of the flexible installatio n . Shi  Zhen, Ma Shu-tian, Y i  De-jin a nd  others propo sed   comp utation  algorith m  of  angul ar velo city at the  sam e  time, sp ecif ic force  by the accel e ro me ter  output could  get the an gul ar a c cele rati on of ca rrie r, and inte grat e co uld g e t angul ar velo city.  Becau s e  of th e error of an g u lar velo city is a c cumu late d gra dually  wi th cha nge  of time, it affecte d   the navigatio n accu ra cy  greatly.  But if effective filtering  algo rith m wa s u s e d ,  the re solvi n g   accuracy  cou l d be imp r ov ed to a  certa i n extent.  The pre c i s ion  o f  resolvin g all o catio n  sch e m e  wa s lo w, whil e the  pri c e  was l o w,  suita b le for s hort t i me navig atio n ap plicatio n s   su ch  as  sh ort- rang e anti-ta ctical balli stic  missil e  etc.   The in stallati on site  of a c celeromete r in nine -a ccelero meter al locatio n  sch e m e was   s h ow n  in  F i gu r e  2 .   Evaluation Warning : The document was created with Spire.PDF for Python.
TELKOM NIKA   ISSN:  2302-4 046     Re sea r ch on  Attitude Measurem ent for Ballistic  Corre c tion Ro cket (Liang Zhi - jian )   6457 Figure 2 pro posed three  installatio n  ways,  unde r the influen ce  of the accele romete r  measurement  erro r, the allocatio n  sche me of (a) wo uld pro d u c e highe r ang ul ar velocity error,   mean while, a s  the  com put ation metho d   simila r with   si x-accele rom e ter, the an gul ar velo city error   wa s accum u l a ting fast with chan ge of time. T he allo cation  sch em e of (b) wo ul d not appea r the   phen omen on  of unlimited accumulatio n  of erro r simila r with (a ), its error was bo unde d, so it wa s  better than th e way of (a ). The allo catio n  schem e of (c) propo se d by W ang Jin - son g   and oth e rs  made full use of the redu ndant inform ation of acce l e rom e ter out put to compl e te the resol v ing,  effectively in hibit the ite r ative error.  Angula r   velo city com puta t ion algo rith ms of  allo ca tion   scheme of (a ) and (b ) we re different fro m  (a).  Specifi c  force of acce le rom e ter  output co uld be  use d  to a c hi eve ang ular  accele ration  of ca rrie r  a n d  its ab sol u te value, the n  integ r ated  the  angul ar a c celeration a nd g o t angula r  velocity, the si gn could b e  look as the  sig n  of the absol ute  value to  achi eve an gula r  v e locity of  bod y, erro r  of whi c h  wa s  bou n ded. So  it effectively inhi bited   the navigatio n erro r. The  co st  of nine-accele rom e te r config urat io n was hi ghe r than that of  six- accele rom e te r, but ni ne-accele rom e ter i m prove  th e  system a c cura cy of the  use  of re dun dant  information.      (a)  (b)   (c )     Figure 2. Con f iguration of  Nine Accel e rometers      The in stallati on site of a c celeromete r in ten-a c cel e rom e ter all o catio n  sche me wa s  sho w n i n  Fig u re 3,  whi c h  solved  CCF (Cou rse Corre c ting Fu ze ) t o  a certain  e x tent. It had the  cha r a c teri stics of  po sition of  cente r  of ma ss o f  body  chan ged  over ti me an d in e r tial  measurement  unit was n o t installe d in the carrie r nea r the cente r  of mass.   Figure 4 sh owe d  the all o catio n  sche me of seve n-a c cele rome ter and  sing le-Gyro,  althoug h the  comp utation  method of a n gular vel o ci ty  wa s simil a r  with six-accel e rom e ter, Gy ro   wa s configu r ed, therefo r e,  cal c ulatio n o f  angula r  vel o city on o ne  dire ction  wa s more  accu ra cy,  accordingly, t he p r obl em o f  calculate  re sults  diverge n ce  over tim e  wa s  overco me, and  syst em  accuracy was improved, while the  syste m  overloa d -p roof dropp ed.       Figure 3. Con f iguration of  Ten Accele ro meters   Figure 4. Con f iguration of  Gyro and M u l t i  A ccel e r o met e rs   Evaluation Warning : The document was created with Spire.PDF for Python.
                               ISSN: 23 02-4 046                     TELKOM NI KA  Vol. 12, No. 9, September 20 14:  64 54 – 646 0   6458       Figure 5. Con f iguration of  Eight  A ccel e r o met e rs   Figure 6. Con f iguration of  Twelve  A ccel e r o met e rs       Literatu re [9]  expoun ded d e sig n  of eight -accel er omet er ine r tial nav igation  syste m  in the  trajecto ry pla ne; the alloca tion scheme  wa s sh own in  the Figure 5.    In the figure, X is bomb axi s , eight accel e ro m e ters we re install ed in  the YOZ plane, the   distan ce bet wee n  each accele rom e te r and axle  cente r  is a.  It got angular velo city by  comp utation,  and the  st atic an d dyn a mic  calib rat i on. Beca use  of the sch e me u s ing  2-D  installatio n  of  accel e romet e r, la cking  of  the  ac cele ro meter  on  bo mb axi s  di re ction, the  e r ror  woul d in crea se  qui ckly  wi th the  ch ang e of time,   an d affecte d   preci s ion  of  re solving  g r eatl y ,  whi c h ha d to be revised.   Literatu re [10 ]  expound ed  desi gn of twe l ve-acc el ero m eter in ertial  navigation  system of  high spinnin g  proje c tile; the allocation schem e wa s shown in the Figure 6 .  The  autho r d edu ced  form ula of  ang ula r  velo city, an d too k  a  si m u lation. Th e  simulatio n   result (Fig ure  7) sh owed t hat unde r the  case of  azi m uth error, t he erro r wo ul d expand  rap i dly,  and affecte d  pre c isi on of resolvin g gr e a t ly, which also had to be revised.         (a) Pitch Angl e of Error  Cu rve  (b)  Roll Angle   of Error C u rv e  (c ) Yaw Angl e of Error  Cu r v e    Figure 7. Each Attitude Parameter of Error Cu rve       3. Inertial Na v i gation Sy s t em   Inertial n a vig a tion  system  (follo wing  I N S for sho r t) refers to  two  or mo re  kind s  of  navigation e quipme n t get together in  an app rop r ia te way, on the ba sis of compl e me nta r y  advantag es  in pe rform a n c e to  get h i gher nav iga t ion pe rform ance than   anyone i nert i al  measurement  unit. Dome stic  and  fore ign resea r ch  tech niqu e f o r in ertial  na vigation  syst em  inclu d e s  com b ination of INS and Doppl er navigat io n rada r, GPS/INS System, INS/Star Sensor,  INS/OD, GP S/SST/SINS,  Magnetometer/MEMS Gy roscop e/Accelero meter, Combi nation   of  Geoma gneti s m and Gyro, combi nation  of Magnet om eters  and M E MS Gyro [11], MEMS Gyro/   Accel e rometer/Micro Magnetometer [12] , combi natio n  of Geomagn etism And Solar Di re ction ,   GPS/ Geoma gnetism, Pola rize d-li ght As sistin g with G eomag netism  and GPS etc.  Inertial navig ation system  prop osed  fi rst  wa s m ade   up of I N S a n d  Doppl er na vigation   rada r, used l ong-te rm hi g h  pre c i s ion  chara c te rist i c s of Doppl er radar to  revise sho r t-te rm  high  Evaluation Warning : The document was created with Spire.PDF for Python.
TELKOM NIKA   ISSN:  2302-4 046     Re sea r ch on  Attitude Measurem ent for Ballistic  Corre c tion Ro cket (Liang Zhi - jian )   6459 pre c isi on  of I N S, imp r ove d  p r e c isio n  o f  navigat ion.  The te ch niqu e of  com b ina t ion of I N S a nd  GPS wa s  re search  hotspot  in re ce nt yea r s, two of the m  we re  a ll na vigation eq ui pment of  glob al,  all-weathe r a nd  all - time, and also  aff o rde d   ve ry complete   navi gation data. The com b ina t ion   use d  lon g -te r m stability an d mod e rate  p r eci s io n of G PS to make   up the  disa d v antage of  error  accumul a ted  with time i n  INS, used  sho r t-te rm  high p r e c isi o n of INS to  make up  the  disa dvantag e  of GPS re cei v er’s e r ror i n crea sed  wh en  disturbed  and  lost of si gnal  whe n  in blo ck,  gave full pl ay to their  respe c tive st rength s , lea r ned fro m  e a ch  other.  The sy stem  had   characteri stics such  as sim p le st ructure, high  reliability,  small  si ze, li ght weight, low  cost etc. F o r  the rea s on of  GPS require s extern al me asu r ing d e vices, it was limi t ed on the ap plicatio n. CCD  optical se nso r   could also obtain  the   inf o rmatio n  of a i r targ et attitude, mad e  a  data fusi on  with   INS, could  a l so revise th e po sition, veloci ty an d  attitude angl e of INS, an d improved t he  accuracy  of a ttitude determ i nation to  so me extent.  In  the year of  2 006, the  com b ination  of G P S,  SST and SINS propo se d  by Kang G u o-hu a an d ot hers u s ed  m odified a ggre gated filterin g to   make  a d a ta  fusion  with  multi-sen s or  informatio n a nd u s ed  the  most  estima tion metho d   of  navigation m ode, balli stic  missil e  for th e appli c ation  obje c t, simul a tion re sult  showed that t he  combi nation  coul d  imp r ov e  navigatio n pre c isi on of  missil e , filteri ng alg o rithm   wa s sta b le  a n d   reliabl e, whet her it wa s fea s ible for the li ve ammunitio n  need ed to b e  verified.  Introdu cing  o f  magnetom e t er in INS  co uld ma ke  up  the disadvant age of  Gyro’ s  zero- drift error a c cumul a tion.  The combin a t ion atti tude determi nation  of three axi a l magn etom eter  and tri-axial rata Gyro pro posed by Ba o Ya-qi an d o t hers  also  sol v ed the pro b l e m of blind zone   of explo r ation  exist i n  m a g netomete r , in  additi o n , Xu e Lia ng  and   others  also p r opo se d  attitude  determi nation  system ba sed on MEMS Gyro, ac cel e rom e ter an d  micro ma gn etometer, wh ich   had  advanta ges of  small  volume, l o w co st  and  rel i able  perfo rm ance et c. Th e two   schem e s   successfully verified only  throug h the single-axis  turntable, ac curacy and  stability of more  comp re hen si ve and detail ed verificatio n  system  ne e ded with the  high-preci s io n three - axis  non- magneti c  turn table to comp lete.  Geoma gneti c  se nsor a s   a  se nsitive  de vice  to  mea s ure  the  geo magneti c   sig nal, ha d  been  widely  use d  in the flight attitude meas urement s, Cao  Ho ng -so ng a nd ot hers propo se d  attitude dete c t techniq ue b y  combin atio n of geom agn etism an d Gy ro, whi c h  stra p do wn in stall e d   the  3-D geo magneti c   se n s or and solid -state  MEMS   Gyro on the  missil e  body ,  sen s itive axis of  the geoma g n e tic se nsor  were at the three axial di re ction of the body coo r dinate s , sen s itive a x is  of Gyro corre s po nd to vertical axis of p r oj e c tile body , and used  si ngle axis Gyro to measu r e  proje c tile  bod y’s on e attitu de a ngul ar v e locity,  an d reused th ree - axis g eoma g netic  se nsor  to  detect  project i on o n  the  bo dy co ordi nate s  of  th e geom agneti c   ve cto r ,  an d simulta neou sly solve d   3-D attitude  of missile b o d y by usi ng  singl e-p o in t a l gorithm. T h e  techni que  was e a sy to  m eet  real -time req u irem ents  an d error  wa s n o t cumul a ti ve, solid-state  chara c te risti c s of the pro g ram  wa s suita b le  for the use o f  convention a l  ammuni tion,  while sili co n  micro - gyroscope ha d initial  temperature - drift characte ristics,  which  must  be  com pen sated  wh en in  servi c e,  in a ddition,  b lind   z o ne  e x is te d in  ge o m ag ne tic  de te c t ion, in  a p p licati on it  could  e n su re  co ntin uou s, reli abl e of  measurement  data by th e  method  of a dding  re du n d ant sen s ors.  In the yea r  o f  2001,  Hua n g   Zheng  and  ot hers p r op ose d  geo magn etism a nd  sola r  dire ction attit ude m easure m ent sy stem, it  con s i s ted of three axi s  geo magneti c  po sition sen s o r  solid united o n  the barycent er of proj ectil e   and  sol a r attitude a ngle   sensor solid  u n ited o n   th e missil e , syste m   erro r wa s not  cumul a tive,  pre c isi on of  measurement  wa s hig her,  impact  re sistance  wa s b e tter, but wh en solving pi tch   angle, ya w a ngle a nd roll  angle by u s ing solar  attitude an gle, the sele ction  of the gro u n d   coo r din a tes  wa s certai n  con s traints.  Whe n  b r in ging tog e the r  ge omag ne tism an d G PS  techn o logy to  achieve  proj ectile po sitio n  and attitud e  angle m e a s ureme n t, problem s rel a te d to   be corre c tion  of trajecto ry  corre c tion  wa s solved,  but be cau s e  of the ultimate goal fo r  the   attitude angl e of trajecto ry correctio n  measur ement  was the full -attitude re al-time detectio n ,  geoma gneti c  detection at titude determ i nation tech n o l ogy is not  very accu ra te, therefore,   it  sho u ld  be co mbined with other  attitude   determin a ti o n  techn o logy  to achieve fu sion of a va ri ety  of attitude a ngle  dete c tio n  technol ogy , so  as  to  m o re preci s e  guida nce.  O n   the ba sis and   combi ned  with the techn o l ogy of polari z ation - se n s itive neural  structures from  the sand a n t ’s   comp oun d ey e, in the ye ar of 20 09, Fa n  Zhi-guo   and   others d e si gn ed a  kin d  of  air p o lari zatio n   informatio n detectio n  an d navigation  sen s or , wh ich a c hieve d  the organi c integration  of  polari z e d -lig h t, geomagneti s m and  GPS by self-de s ig ned test platf o rm.       Evaluation Warning : The document was created with Spire.PDF for Python.
                               ISSN: 23 02-4 046                     TELKOM NI KA  Vol. 12, No. 9, September 20 14:  64 54 – 646 0   6460 4. Conclusio n   People d u rin g  the co urse  of st udy on fli ght attitude testing te chnol ogy, simple  u s e of the   inertial navig ation syste m , inevitably bring abo ut  the error a c cumu lation over time. Although  the   INS mea s u r e m ent technol ogy with  GPS, the  geom a gnetic se nsor  and ot her m easure m ent  unit  to a certai n e x tent, eliminate the erro r a c cumulatio n , it also brin gs  the probl em s su ch a s  difficult  comp utation  algorith m , lo w p r e c isi on  of com put ati on result, the mea s u r em ent unit in he rent  adverse  cha r acteri stics et c. In the futu re  p r o c e ss  o f  study and  developm ent, if the followi ng  probl em s can  be solved, th e impa cts to t he practi ca l a pplication of f light attitude test technol og y  in the military may be far-reaching.   Accu rate  me asu r em ent of  the me asure m ent unit  i n stallation e rro r: installation   error i n   the system is inevitable, small er ror or " z ero" error is  the pursuit  of the goal of rese arche r s, non  error is un re alistic, th e p r oblem  of me asu r ing  e rro r accu rately  a nd thu s   elimi nating th e e r ror  waits  to solved.  The p r e c isi o n  of the test  system: som e  desi g n s  of I N S are fea s i b le in the o ry,  but the   result is not  satisfactory in  practi cal a pplication s , may be fo r t he rea s on  of the ma nufa c ture   techn o logy of  system. Believe that with the dev elopm ent of high-te ch ele c tronic  techn o logy, the   probl em s such as the  cost, difficulty and preci s i on of circuit  production  w ill be solved  in  the near  future.   Measurement  unit inhe ren t  characte ri stics:  In the I N S, whe n  th e mea s u r em ent units  su ch a s   GPS and m agn etometer  se nsor a r e  used,   althoug h the  error  accum u lation of INS  is  sup p re ssed,  at the same  time inh e re nt  new erro r  i s   brou ght in, m e thod to  elimi nate all  kin d s of  errors co ntain ed in the syst em need s to be furthe r sol v ed.  The de sign o f  verification platform: bef ore any ki n d  of flight attitude test syste m  is use d   practically, it shall be  stri ctly ve rified on the correc tness, accuracy, reliability,  a te st platform that  simulate  the  actual  flight state of air target  should  b e  set up  as soon  as  po ssi ble, at the  sa m e   time, how to  ensure  and  el iminate the p r eci s ion  and e rro r of test pl atform is  also  a task ne ed  to   be solve d .      Referen ces   [1]  Jian g H a ita o ,  Shan g  Xiao xin g . Mod i fie d  M V RCORDI C Al gorithm   an d it’s  Ap plic atio n in  Attitud e   Measur ement.  T E LKOMNIKA Indon esi an Jou r nal of Electric al Eng i ne eri n g .  2013; 1 1 (3): 1 148- 115 6.   [2]  Haid on g GUO. Neura l  Net w o r k Aided K a lm an F ilt eri ng F o r Integrated G PS/INS Naviga tion S y stem.   T E LKOMNIKA Indon esi an Jou r nal of Electric al Eng i ne eri n g .  2013; 1 1 (3): 1 221- 122 6.   [3]  MA Bao-Gu o, Z H OU Shi-Qi n. Res earch   of Inertia l  EF PI F i ber-o ptic  G y ro.  A e rody nam i c M i ssile  Journ a l . 19 99; 2(4): 39-4 1 .  [4]  Core y Victor B .  Measurin g Angu lar Accel e r a tion  w i t h  Lin e a r Acceler a tion .  Control Eng i n eeri n g . 196 2;   3(3): 79-8 0 .  [5]  Krishn an V. Measur ement of  Angul ar Ve loc i t y  a nd L i n ear  Acceler a tion  U s ing L i n ear Ac celer o meters.   Journ a l of the  F r anklin Institut e . 1965; 4( 4): 307-3 15.   [6]  Schul er Alfred R. Measurin g Rotatio nal Moti on  w i th Li ne ar Acceler o meter s .  IEEE Trans on  AES . 1 9 67;  3(5): 465- 47 2.  [7]  Padg ao nkar A J , Krieger KW , King AI. Mea s ureme n t of Angu lar Acce ler a tion of a R i g i d Bod y  Us ing   Lin ear Accel e r o meters.  Journ a l of Appl ie d Mecha n ics . 19 75 ; 9(42): 552-5 5 6 .  [8]  Merhav  Shmu el J. A  N on-g y roscop i c Inerti al M easur eme n t Ui nt.  Jour n a l  of Gui danc e  an d C ontro l .  198 2; 3(5): 227 -235.   [9]  CUI Min, MA  T e i-Hua, Z H ANG Meng. R e search  on  Cal i b ratio n  An d Er ror Com pens ation for Gfsi n s.   Journ a l of Elec tronic Meas ure m e n t And Instrument . 200 9; 9 ( 9): 23-26.   [10]  ZHANG Hui,   CAO Yon g -Ho ng, MA T e i-Hu a, FAN  Ji n-Bia o . Res earch  o n  Op timization Al gorithm of   Gfsi n s C o mpen sa ti ng  Fix e d  Erro rs.  Journ a l  of Projecti les  Rockets Missi l e s an d Gui dan ce . 200 9; 2(2):   13-1 7 .  [11]  BAO Ya-Qi, CHEN G uo-Gu a ng, W U  Kun, W A NG Xia o -R ong.  R e searc h  on Attitude D e termin a tio n   Using M agn eto m eters and ME MS Inertial Se nsors.  Acta Arma mentar ii . 20 08; 10(1 0 ): 122 7-12 31.   [12]  XUE  L i an g, LI  T i an-Z h i, LI  Xi ao-Y i ng, CH ANG  Ho ng-L o ng.  Stud y  of Micro  Attitude  Determination   S y stem Bas ed  on MEMS Sen s ors.  Chin ese  Journ a l of Sen s ors and Actu a t ors . 2008; 3(3) : 457-46 0.     Evaluation Warning : The document was created with Spire.PDF for Python.