远程火箭发射前需要进行平台的调平和对准,为其在惯性空间中提供参考基准。由于地球并非一个匀质参考椭球体,表面及内部结构都极为复杂,这样就使得惯性导航系统定向所依据的大地水准面垂线方向和参考椭球面法线方向存在差异,这一差异倾角即为垂线偏差。另外,机动发射的远程火箭还会产生初始定位误差,瞄准过程会带来发射方位角偏差。通常的弹道分析、导航制导计算会忽略这些初态误差的影响,于是通过动力学方程会产生明显的飞行状态偏差和落点偏差。目前,随着惯性器件精度的不断提高,工具误差的影响在不断下降,初态误差作为一种模型误差对落点精度的影响越来越明显。因此,为了提高打击精度研究重点开始锁定在初态误差的影响上。本文研究了发射初态误差对弹道设计、导航计算、制导精度、误差统计特性的影响规律,主要包括以下几部分:首先,研究了发射初态误差的形成机理。梳理出初态误差的来龙去脉是分析其对弹道设计、导航制导影响规律的重要前提。文中建立了发射惯性系和发射坐标系中精确动力学方程,给出了发射初态误差源对动力学方程中各加速度项的具体影响关系式,对发射初态误差源进行了分类,梳理了各项的传播过程,得到了传播路径图。仿真计算出初始定位误差、初始定向误差、初始速度误差的影响较为明显,后续的误差传播、导航制导过程中需要加以考虑。其次,研究了发射初态误差对弹道特征参数的影响特性。现有方法中没有给出其对发射坐标系中动力学方程各加速度项的影响规律,这会对弹道参数精度的提高产生重要影响。文中在发射坐标系中基于状态空间摄动理论建立了发射初态误差的传播方程,推导了引力加速度偏差、科氏加速度偏差和离心加速度偏差与发射初态误差项的解析表达式,得到发射初态误差引起关机点状态偏差和落点偏差的传播矩阵。通过多种仿真场景分析了初态误差对弹道参数的传播规律,验证了所提出高精度解析传播模型有效性。接着,研究了考虑视加速度耦合时初态误差的影响特性。由于发射初态误差的作用,惯性导航系统解算出的导航状态势必会受到影响。另外,初态误差会影响导弹的受力,从而引起飞行高度和速度的不同,而推力和气动力的计算都与飞行状态有关。因此导弹飞行状态与视加速度之间产生耦合作用,引起视加速度耦合偏差。文中从导航方程出发具体分析了考虑视加速度耦合时发射初态误差引起导航误差的形成机理,基于状态空间摄动理论在发射惯性坐标系中建立了导航摄动方程,推导了视加速度耦合偏差、初始速度误差,得到了考虑视加速度耦合时关机点导航状态偏差和落点偏差的解析解。通过多种仿真场景验证了所提出的导航误差解析估计模型的有效性,与文献中相比提高了估计精度,分析了初态误差对导航误差的影响规律,给出了相应的结论。再次,研究了发射初态误差对制导精度的影响规律。在发射初态误差的影响下,导航系统输出的飞行状态并不是导弹实际的状态。由于导航误差的出现会给制导系统提供带误差的制导指令,进而带来关机点状态偏差和落点偏差。文中阐述了初态误差影响下标称弹道、开环弹道、导航弹道和实际弹道之间的关系,分析了在制导情况下导弹实际关机点状态偏差和落点偏差产生原因。考虑摄动制导和迭代制导两种模式,将发射初态误差引入其中提出了一种摄动制导和最优闭环制导精度解析计算方法,可以为提高导弹制导精度提供一种分析途径,通过仿真验证算法的有效性。最后,研究了基于协方差分析描述函数法的导弹误差传播规律。对于要分析大量初态误差在各个时刻的影响特性时,通常都是通过数值解采用Monte Carlo打靶方法进行计算,这会需要大量时间,不利于初态误差传播特性的快速性分析。本文提出采用协方差分析描述函数法(CADET)研究了导弹的误差传播。文中针对非线性系统进行了统计线性化,导出了基于正态分布描述函数的期望均值矢量和拟线性系统动态矩阵的表达式,结合远程火箭动力学模型建立了主动段和被动段导航状态均值和协方差传播方程,只需一次求解就能确定系统状态变量的统计特性,仿真验证了CADET方法求解的有效性。