張 宇, 張百強, 孫婷婷, 王 燁, 王含宇

(1.92941部隊44分隊,遼寧 葫蘆島 125099； 2.中國科學(xué)院 長春光學(xué)精密機械與物理研究所,吉林 長春 130033)

0 引 言

慣性導(dǎo)航系統(tǒng)是最重要的導(dǎo)航方式之一,在航空航天、交通運輸?shù)阮I(lǐng)域具有重要應(yīng)用。慣導(dǎo)系統(tǒng)的基本工作原理是對慣性器件測得的載體角速度、加速度進行積分運算以得到載體的運動參數(shù)信息[1],因此在工作前必須確定載體的初始姿態(tài)、速度等信息,即初始對準。

對于機載慣導(dǎo),初始對準的快慢直接影響飛機出動的反應(yīng)速度。飛機的慣導(dǎo)通常在飛機靜止時完成初始對準,稱為靜基座對準[2]。靜基座對準主要利用陀螺儀敏感地球自轉(zhuǎn)角速度來進行對準解算,通過卡爾曼(Kalman)濾波進行誤差估計[3]。其陀螺儀啟動時需要一段時間預(yù)熱,并且由于載體靜止,其方位角的可觀測性較差[4～6],誤差收斂較慢。通常飛機精對準的對準時間需要15 min左右,若縮短對準時間,采用快對準方法,則精度較低,只能達到0.05°左右的對準精度。

為提高機載慣導(dǎo)對準的速度,需要引入外部裝置或信息輔助慣導(dǎo)進行對準[7],例如導(dǎo)彈[8,9]、艦載機[10,11]上使用的慣導(dǎo)系統(tǒng),常利用專門的光學(xué)測量裝置進行輔助測量。在靜基座條件下的機載慣導(dǎo),其加速度計受到的干擾很小,因此,俯仰和滾轉(zhuǎn)角可以通過加速度計較快地實現(xiàn)對準,外部裝置只需完成方位角的對準即可。

本文提出了一種適用于地面飛機慣導(dǎo)系統(tǒng)快速對準的光學(xué)測量裝置及方案,系統(tǒng)結(jié)構(gòu)簡單,無需對飛機進行改造,滿足飛機快速對準的精度需求,提高飛機的出動反應(yīng)速度。

1 測量裝置構(gòu)成和原理

機載慣導(dǎo)系統(tǒng)輔助對準裝置的基本原理,即通過激光測距和三角換算,將飛機的航向存儲固化下來,利用基準樁作為參考基準,在飛機慣導(dǎo)對準時,同樣利用激光測距和反向換算,計算出飛機的航向信息,注入給機載慣導(dǎo)系統(tǒng)。

如圖1(a),測量裝置包含俯仰方位伺服控制系統(tǒng)、激光測距儀和光學(xué)相機,控制系統(tǒng)可精確地控制測距儀和光學(xué)相機進行俯仰、方位旋轉(zhuǎn),光學(xué)相機用于尋找飛機上的標志點,激光測距儀可精確地測量飛機上的標志點或基準樁上的標志點與測量儀之間的距離。

首先將測距儀調(diào)平。通過激光兩次測距,測量出載機上的2個標志點到測量儀之間的距離,記為L1和L2,其對應(yīng)的俯仰角為θ1,θ2,然后計算出L1,L2在水平面上的投影l(fā)1,l2,l1=L1cosθ1,l2=L2cosθ2。見圖1(b)。

兩次激光測距測量儀轉(zhuǎn)過的方位角為ψ1,解由ψ1,l1,l2構(gòu)成的三角形可計算出α角。同理,激光測距儀對兩個基準樁進行測距,可計算出兩個基準樁上的標志點到測量儀的間距l(xiāng)3,l4,以及β角。

圖1 航向測量裝置示意及原理

測量時的幾何關(guān)系平面圖見圖1(c),激光測距測量儀測量飛機上的兩個標志點時轉(zhuǎn)過的方位角記為ψ1,測量儀測量飛機后轉(zhuǎn)向基準柱時轉(zhuǎn)過的方位角記為ψ2,測量兩個基準柱轉(zhuǎn)過的方位角記為ψ3,飛機航向角為yaw,機體上兩個標志點在水平面上的投影點連線與飛機軸線的夾角為δ,基準柱連線與北向夾角為yaw0。根據(jù)幾何關(guān)系可知

yaw1=yaw-α-δ,yaw2=π-(ψ2-yaw1),

yaw0=yaw2-β

(1)

由此可得基準柱方位角與飛機航向之間的幾何關(guān)系

yaw0+δ=yaw+π-ψ2-α-β

(2)

在實際應(yīng)用中,將yaw0+δ視為一個整體。

2 測量方法

在安裝完基準柱時,方位角yaw0為未知量；對于每架飛機,其機體上2個標志點在水平面上的投影點連線與飛機軸線的夾角δ各不相同,也難以精確測量。因此,在測量儀投入使用前,需要進行標定實驗。

標定時,載機停于泊機位,首先啟動機上慣導(dǎo),進行15 min的慣導(dǎo)精對準,輸出載機的精確航向yaw。然后,對載機上的2個標志點進行測距,利用測距的結(jié)果,計算出α角。完成之后,測量儀轉(zhuǎn)過ψ2方位角,對2個基準柱進行測量,計算出β角。

利用載機輸出的精確航向值yaw、方位角ψ2,α,β和式(2),可計算出yaw0+δ的值。

基準柱建設(shè)完畢后,yaw0即固定不變；對于不同架飛機,由于標志點位置、個體結(jié)構(gòu)差異的原因,δ值也各不相同,因此,每架飛機都需要進行一次標定實驗,記錄與其對應(yīng)的yaw0+δ值。

在快速對準時,計算流程與標定剛好相反。飛機同樣停在泊機位,測量儀首先對2個基準柱進行測量,計算出β角,然后測量儀轉(zhuǎn)過ψ2方位角,開始對飛機上的2個標志點進行測量,計算出α角,然后利用標定時記錄的yaw0+δ計算載機的航向值

yaw=yaw0+δ-π+ψ2+α+β

(3)

3 仿真計算與精度分析

為評估本文對準方式的對準精度,進行了仿真實驗,在典型的應(yīng)用情景下,對測量儀測距精度、俯仰及方位側(cè)角精度對最終對準精度的影響,進行了評估。

在仿真中,測距點距離L1,L2,L3,L4分別為26,22,26,28 m,俯仰角θ1,θ2,θ3,θ4分別為10°,11°,12°,13°,方位角ψ1,ψ2,ψ3分別為55°,127°,16°,以該條件下計算出的航向?qū)手禐榛鶞?分別對激光測距儀誤差、俯仰側(cè)角誤差、方位側(cè)角誤差進行分析。

首先,俯仰角和方位角不變,將激光測距儀加入0.3,0.5,1 mm(1σ)的隨機誤差以模擬實際測量中的不確定性,進行3組仿真,每組仿真進行50次測量,得到的對準誤差分布見圖2(a)所示。

圖2 仿真結(jié)果

然后,激光測距儀和方位角不變,將俯仰角加入0.002°(0.035 mrad),0.005°(0.087 mrad),0.01°(0.17 mrad) (1σ)的隨機誤差,進行3組仿真,每組仿真進行50次測量,得到的對準誤差分布見圖2(b)所示。

最后,激光測距儀和俯仰角不變,將方位角加入0.002°(0.035 mrad),0.005°(0.087 mrad),0.01°(0.17 mrad) (1σ)的隨機誤差,進行3組仿真,每組仿真進行50次測量,得到的對準誤差分布見圖2(c)所示。

將3組仿真實驗的結(jié)果進行統(tǒng)計,可得如表1的對準誤差統(tǒng)計結(jié)果,測量儀方位側(cè)角誤差對結(jié)果的影響大于俯仰側(cè)角誤差的影響。

表1 仿真誤差統(tǒng)計結(jié)果

4 結(jié) 論

本文針對機載慣導(dǎo)精對準速度較慢、快對準精度較低的問題提出了一種光學(xué)測量輔助對準裝置,該裝置能夠通過測量飛機上的標志點實現(xiàn)飛機航向的測量,其體積小、成本低、構(gòu)造簡單,無需對飛機進行大幅度的改造或增添復(fù)雜的裝置,使用過程中可實現(xiàn)自動化測量,仿真實驗結(jié)果表明,該裝置的測量精度優(yōu)于0.022°(1σ),優(yōu)于快速粗對準的精度水平,能夠達到提高對準精度、縮短對準時間的目的。