崔旭濤，王 宇，王誠(chéng)成，梁 鋒

(1.軍事科學(xué)院,北京 100091;2.中國(guó)人民解放軍32087部隊(duì),北京 100094; 3.海軍航空大學(xué)岸防兵學(xué)院,山東 煙臺(tái) 264001;4.中國(guó)人民解放軍91395部隊(duì),北京 102488)

在當(dāng)前作戰(zhàn)飛機(jī)擔(dān)負(fù)晝夜等級(jí)值班任務(wù),亟須提高飛機(jī)快速出動(dòng)效率背景下,機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)多采用靜基座自主式對(duì)準(zhǔn)完成,該方法初始精對(duì)準(zhǔn)時(shí)間長(zhǎng),粗對(duì)準(zhǔn)慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)和航向誤差大等問(wèn)題比較突出,制約了航空兵部隊(duì)飛機(jī)出動(dòng)能力和效率,影響了戰(zhàn)斗力的有效提升,因此,探索機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)技術(shù)和方法,提升機(jī)載慣導(dǎo)初始對(duì)準(zhǔn)精度、縮短機(jī)載慣導(dǎo)初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)間,是當(dāng)前部隊(duì)面臨的關(guān)鍵問(wèn)題之一。本文結(jié)合作戰(zhàn)飛機(jī)慣導(dǎo)初始對(duì)準(zhǔn)快速性、準(zhǔn)確性需求,提出了一種飛機(jī)機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)新方法,并設(shè)計(jì)了一套基于光學(xué)輔助標(biāo)定的機(jī)載慣導(dǎo)航向測(cè)量系統(tǒng),以有效解決機(jī)載慣導(dǎo)初始對(duì)準(zhǔn)的問(wèn)題。

1 問(wèn)題提出

初始對(duì)準(zhǔn)是機(jī)載捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一,對(duì)準(zhǔn)精度和對(duì)準(zhǔn)反應(yīng)時(shí)間是兩項(xiàng)重要指標(biāo)[1-2]。由于慣導(dǎo)系統(tǒng)啟動(dòng)后,初始姿態(tài)未知,導(dǎo)致后續(xù)姿態(tài)無(wú)法解算,為此必須在慣導(dǎo)系統(tǒng)工作之前進(jìn)行初始對(duì)準(zhǔn)來(lái)確定系統(tǒng)初始姿態(tài)矩陣[3-6]。而航空兵飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)要求出動(dòng)速度快、機(jī)動(dòng)性強(qiáng),對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)的快速性、準(zhǔn)確性提出了較高要求。機(jī)載捷聯(lián)慣導(dǎo)初始對(duì)準(zhǔn)的目的是消除由原理、器件誤差及安裝偏差導(dǎo)致的初始偏差,在較短時(shí)間內(nèi)以一定精度確定初始捷聯(lián)矩陣。

當(dāng)前陸基飛機(jī)多采用靜基座自主式初始對(duì)準(zhǔn)方法,即飛機(jī)載體慣導(dǎo)系統(tǒng)使用陀螺儀和加速度計(jì)對(duì)重力矢量和地球速率矢量的量測(cè)信息通過(guò)解析方法解算出捷聯(lián)矩陣完成粗對(duì)準(zhǔn),利用卡爾曼濾波器進(jìn)行失準(zhǔn)角的估計(jì),修整姿態(tài)矩陣的偏差完成精對(duì)準(zhǔn)[7]。這種自主式對(duì)準(zhǔn)方法可明顯提高對(duì)準(zhǔn)精度,但存在方位失準(zhǔn)角可觀測(cè)性較差、收斂速度慢,導(dǎo)致精對(duì)準(zhǔn)模式下,慣導(dǎo)可達(dá)到較高的對(duì)準(zhǔn)精度,但需要對(duì)準(zhǔn)時(shí)間長(zhǎng),在粗對(duì)準(zhǔn)模式下,可縮短對(duì)準(zhǔn)時(shí)間,但對(duì)準(zhǔn)精度較低,影響飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)成功率。

本文針對(duì)飛機(jī)靜止?fàn)顟B(tài)下,水平姿態(tài)對(duì)準(zhǔn)速度快,方位對(duì)準(zhǔn)速度慢等現(xiàn)實(shí)問(wèn)題,基于機(jī)載慣導(dǎo)靜基座對(duì)準(zhǔn)方法,提出了一種基于光學(xué)輔助標(biāo)定的載機(jī)慣導(dǎo)航向?qū)?zhǔn)方法,設(shè)計(jì)了一套精密光學(xué)輔助航向角測(cè)量系統(tǒng)及基準(zhǔn)源,形成了載機(jī)慣導(dǎo)輔助初始對(duì)準(zhǔn)工作流程,通過(guò)該非自主式慣導(dǎo)初始對(duì)準(zhǔn)體系結(jié)構(gòu)方法,在慣導(dǎo)完成水平姿態(tài)自對(duì)準(zhǔn)后,將輔助測(cè)量系統(tǒng)測(cè)得的高精度載機(jī)航向角傳遞給慣導(dǎo)系統(tǒng),完成載機(jī)慣導(dǎo)系統(tǒng)的初始對(duì)準(zhǔn),可簡(jiǎn)化對(duì)準(zhǔn)流程、縮短對(duì)準(zhǔn)時(shí)間、提升對(duì)準(zhǔn)精度,且該方法易于工程實(shí)現(xiàn)。

2 初始對(duì)準(zhǔn)算法

2.1 基本思路

基于光學(xué)輔助標(biāo)定航向角測(cè)量的基本思路是：通過(guò)高精度經(jīng)緯儀對(duì)載體上特征點(diǎn)進(jìn)行俯仰和方位測(cè)量,獲得俯仰和方位信息,通過(guò)高精度激光測(cè)距,獲得距離信息,然后，進(jìn)行測(cè)量解算。測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量場(chǎng)景示意圖如圖1所示。

圖1 測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量場(chǎng)景示意圖

2.2 航向角測(cè)量算法

基于載機(jī)光學(xué)輔助標(biāo)定航向測(cè)量系統(tǒng),在系統(tǒng)俯仰、滾轉(zhuǎn)軸與水平面平行后,使用系統(tǒng)上光學(xué)成像系統(tǒng)、激光測(cè)距系統(tǒng)捕捉載機(jī)上的2個(gè)標(biāo)志點(diǎn),進(jìn)行兩次激光測(cè)距,得到載機(jī)上2個(gè)標(biāo)志點(diǎn)到該系統(tǒng)之間的距離L1、L2,與之對(duì)應(yīng)的俯仰角為θ1、θ2,計(jì)算出L1、L2在水平面上的投影l(fā)1、l2,如圖2所示。

l1=L1cosθ1
l2=L2cosθ2

(1)

兩次激光測(cè)距過(guò)程中,測(cè)量系統(tǒng)轉(zhuǎn)過(guò)的方位角記為ψ1。由ψ1、l1、l2構(gòu)成一個(gè)三角形,該三角形中α角與ψ1、l1、l2之間關(guān)系為

圖2 對(duì)準(zhǔn)測(cè)量在水平面的幾何關(guān)系示意圖

(2)

由公式(2)求出α值。

測(cè)量系統(tǒng)轉(zhuǎn)向基準(zhǔn)柱方向,激光測(cè)距儀對(duì)兩個(gè)基準(zhǔn)柱進(jìn)行測(cè)距。兩個(gè)基準(zhǔn)柱標(biāo)志點(diǎn)到測(cè)量系統(tǒng)的距離為l3、l4,轉(zhuǎn)過(guò)的方位角為ψ3,計(jì)算出β值。

(3)

測(cè)量系統(tǒng)測(cè)量飛機(jī)上的第一個(gè)標(biāo)志點(diǎn)之后,轉(zhuǎn)向最后一個(gè)基準(zhǔn)柱時(shí)轉(zhuǎn)過(guò)的方位角記為ψ2。飛機(jī)慣導(dǎo)輸出的航向角為yaw,飛機(jī)機(jī)體上兩個(gè)標(biāo)志點(diǎn)連線在水平面上的投影與飛機(jī)軸線夾角為δ,兩個(gè)基準(zhǔn)柱連線與北向夾角為yaw0,根據(jù)幾何關(guān)系可得

(4)

因此，可得

yaw0+δ=yaw+π-ψ2-α-β
yaw=yaw0+δ-π+ψ2+α+β

(5)

經(jīng)推導(dǎo),公式(5)描述了基準(zhǔn)柱方位角與飛機(jī)航向之間確立的幾何關(guān)系。δ雖未知,但對(duì)于每架飛機(jī)視為一個(gè)固定值,測(cè)量時(shí)無(wú)需求取其確定數(shù)值。

2.3 對(duì)準(zhǔn)工作流程

載機(jī)光學(xué)輔助標(biāo)定航向測(cè)量系統(tǒng)工作主要分為標(biāo)定測(cè)試與測(cè)量對(duì)準(zhǔn)兩個(gè)階段。

1)標(biāo)定測(cè)試階段

基準(zhǔn)柱安裝完成時(shí),其連線與北向方位角yaw0為未知量;而對(duì)于每架飛機(jī),其機(jī)體上標(biāo)志點(diǎn)的連線在水平面上的投影與飛機(jī)軸線的夾角δ各不相同,且難以精確測(cè)量。因此,在測(cè)量系統(tǒng)使用之前,需進(jìn)行標(biāo)定實(shí)驗(yàn),以獲取yaw0+δ值。其標(biāo)定測(cè)試流程如圖3所示。在測(cè)量系統(tǒng)標(biāo)定調(diào)試階段,主要開(kāi)展以下工作:飛機(jī)上選擇測(cè)量點(diǎn)并做出標(biāo)記點(diǎn);采用激光跟蹤儀或全站儀測(cè)量出被測(cè)點(diǎn)的相對(duì)位置,作為測(cè)量時(shí)校驗(yàn)用;飛機(jī)慣導(dǎo)輸出航向信息;測(cè)量系統(tǒng)測(cè)量地面靶標(biāo),構(gòu)建測(cè)量?jī)x坐標(biāo)系;用測(cè)量系統(tǒng)觀瞄標(biāo)記點(diǎn);數(shù)據(jù)處理,建立標(biāo)記點(diǎn)與飛機(jī)基準(zhǔn)坐標(biāo)系間的關(guān)系。

圖3 系統(tǒng)標(biāo)定測(cè)試流程

標(biāo)定時(shí)，首先啟動(dòng)載機(jī)慣導(dǎo)系統(tǒng),進(jìn)行載機(jī)自主式精對(duì)準(zhǔn),得到精確航向角yaw。啟動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)分別對(duì)載機(jī)上兩個(gè)標(biāo)志點(diǎn)進(jìn)行測(cè)距,利用獲得的距離和角度信息,計(jì)算得出α。測(cè)量完載機(jī)上的兩個(gè)標(biāo)志點(diǎn)后,測(cè)量系統(tǒng)繼續(xù)轉(zhuǎn)過(guò)ψ2方位角指向基準(zhǔn)柱,分別對(duì)兩個(gè)基準(zhǔn)柱進(jìn)行測(cè)距,并計(jì)算得出β;利用載機(jī)輸出精確航向值yaw、方位角ψ2、α、β,即可計(jì)算得出yaw0+δ?；鶞?zhǔn)柱固定不變,yaw0固定不變;對(duì)于不同飛機(jī),由于其載機(jī)標(biāo)志點(diǎn)位置、結(jié)構(gòu)不相同,δ也不相同,因此，在測(cè)量系統(tǒng)使用之前,需對(duì)每架飛機(jī)都進(jìn)行一次標(biāo)定測(cè)試實(shí)驗(yàn),記錄與其對(duì)應(yīng)的yaw0+δ。

2)測(cè)量對(duì)準(zhǔn)階段

在測(cè)量對(duì)準(zhǔn)階段,流程與標(biāo)定測(cè)試過(guò)程相反,其測(cè)量對(duì)準(zhǔn)流程如圖4所示。飛機(jī)停在泊機(jī)位后,測(cè)量系統(tǒng)首先對(duì)兩個(gè)基準(zhǔn)柱進(jìn)行測(cè)量,計(jì)算得出β,然后，測(cè)量?jī)x轉(zhuǎn)過(guò)ψ2,光學(xué)系統(tǒng)自動(dòng)捕捉飛機(jī)上的兩個(gè)標(biāo)志點(diǎn),進(jìn)行兩次測(cè)量計(jì)算得出α,調(diào)取標(biāo)定時(shí)記錄yaw0+δ的數(shù)據(jù),即可計(jì)算得出載機(jī)的精確航向值。

圖4 系統(tǒng)測(cè)試對(duì)準(zhǔn)流程

3 光學(xué)輔助測(cè)量系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

3.1 系統(tǒng)構(gòu)成

根據(jù)載機(jī)航向角測(cè)量算法需求,設(shè)計(jì)基于光學(xué)輔助標(biāo)定慣導(dǎo)航向測(cè)量系統(tǒng),其系統(tǒng)組成如圖5所示。該系統(tǒng)主要包括光電平臺(tái)和調(diào)平基座兩部分。光電平臺(tái)主要由主控計(jì)算機(jī)、圖像跟蹤器、伺服控制器、機(jī)械結(jié)構(gòu)、可見(jiàn)光相機(jī)及激光測(cè)距機(jī)等單元構(gòu)成,調(diào)平基座主要包括底板、調(diào)平地腳、調(diào)平旋鈕和水平儀等。

圖5 系統(tǒng)組成圖

3.2 系統(tǒng)工作流程

光電平臺(tái)在主控計(jì)算機(jī)的控制下工作,實(shí)現(xiàn)機(jī)載航向角測(cè)量等功能,主控計(jì)算機(jī)通過(guò)RS422通信接口接收控制指令和參數(shù)數(shù)據(jù),引導(dǎo)光電平臺(tái)工作,系統(tǒng)工作流程如圖6所示。其工作流程如下:

圖6 光電平臺(tái)的工作流程圖

1)光電平臺(tái)通電自檢,自檢結(jié)束后光電平臺(tái)接收上位機(jī)指令并控制光電平臺(tái)伺服轉(zhuǎn)動(dòng)、可見(jiàn)光相機(jī)、激光測(cè)距機(jī)等單元工作;

2)確認(rèn)光電平臺(tái)工作狀態(tài)正常,開(kāi)始執(zhí)行任務(wù);

3)光電平臺(tái)根據(jù)上位機(jī)發(fā)來(lái)指令信息控制光電平臺(tái)方位、俯仰軸轉(zhuǎn)動(dòng),實(shí)現(xiàn)光電平臺(tái)手動(dòng)模式,自動(dòng)模式和引導(dǎo)模式等功能;

4)光電平臺(tái)根據(jù)上位機(jī)發(fā)來(lái)的指令啟動(dòng)/停止激光測(cè)距,采集激光測(cè)距值發(fā)送給上位機(jī);

5)上位機(jī)根據(jù)光電平臺(tái)測(cè)距結(jié)果結(jié)合光電平臺(tái)的角度信息解算出目標(biāo)的位置信息并輸出數(shù)據(jù)。

3.3 系統(tǒng)設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)

1)硬件設(shè)備選型

系統(tǒng)硬件系統(tǒng)主要包括:光學(xué)成像子系統(tǒng)、激光測(cè)距子系統(tǒng)、伺服電機(jī)、編碼器、水平尺等。為滿足系統(tǒng)設(shè)計(jì)指標(biāo)要求,其選型與設(shè)計(jì)的基本參數(shù)如下:

光學(xué)成像子系統(tǒng)應(yīng)根據(jù)標(biāo)記點(diǎn)目標(biāo)大小20 mm×20 mm,視場(chǎng)角±1°進(jìn)行選型,確保目標(biāo)大小在光學(xué)相機(jī)上至少占20個(gè)像素。為了達(dá)到一定的測(cè)距精度,滿足系統(tǒng)航向角測(cè)量精度要求,激光測(cè)距子系統(tǒng)選用1.0 mm激光測(cè)距精度。測(cè)量系統(tǒng)俯仰和方位旋轉(zhuǎn)通過(guò)伺服電機(jī)和編碼器進(jìn)行控制,編碼器選用的角分辨率為19 bit、靜態(tài)誤差<0.01°(0.17 mrad)。系統(tǒng)調(diào)平選用精度在30″以?xún)?nèi)的高精度水平儀,同時(shí)對(duì)安裝基面平整度及加工公差提出要求,水平儀與安裝基準(zhǔn)之間的調(diào)整誤差為σv1,調(diào)整固定后變?yōu)橄到y(tǒng)誤差,從系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和尺寸等因素考慮,取最大誤差值為20″,可以保證水平調(diào)平精度滿足優(yōu)于30″的指標(biāo)要求。

2)軟件設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)

測(cè)量系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)主要包括圖像處理、目標(biāo)識(shí)別跟蹤及伺服控制等。其主要功能如下:

①圖像處理軟件

圖像處理軟件的設(shè)計(jì)主要包括以下功能模塊:系統(tǒng)初始化,上電初始化DSP各寄存器、外部設(shè)備和全局變量等;圖像數(shù)據(jù)采集,DSP通過(guò)EDMA方式將圖像數(shù)據(jù)采集到片內(nèi)RAM區(qū);數(shù)據(jù)處理,包括目標(biāo)檢測(cè)和目標(biāo)脫靶量計(jì)算兩個(gè)算法模塊;串口數(shù)據(jù)發(fā)送,通過(guò)RS422串口將目標(biāo)脫靶量等計(jì)算結(jié)果發(fā)送給平臺(tái)主控系統(tǒng);串口數(shù)據(jù)接收,通過(guò)RS422串口接收主控系統(tǒng)發(fā)來(lái)的控制命令。圖像處理軟件流程如圖7所示。

圖7 圖像處理軟件流程圖

②目標(biāo)識(shí)別跟蹤

目標(biāo)識(shí)別跟蹤模塊設(shè)計(jì)采用多層算法結(jié)構(gòu):底層圖像預(yù)處理技術(shù)(中值濾波、直方圖統(tǒng)計(jì)),中層圖像特征提取技術(shù)(圖像灰度拉伸、SFIT特征提取),頂層目標(biāo)模板匹配與目標(biāo)提取(SFIT特征匹配、模糊閾值分割),最終實(shí)現(xiàn)多模融合的目標(biāo)識(shí)別跟蹤。目標(biāo)識(shí)別跟蹤軟件流程如圖8所示。

圖8 目標(biāo)識(shí)別跟蹤軟件流程圖

4 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

本文為對(duì)該測(cè)量方法進(jìn)行驗(yàn)證,利用測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行測(cè)量實(shí)驗(yàn),驗(yàn)證其對(duì)準(zhǔn)速度和精度。實(shí)驗(yàn)中利用標(biāo)志靶模擬載機(jī)上的標(biāo)志點(diǎn),既驗(yàn)證了測(cè)量?jī)x完成一次測(cè)量的時(shí)間，又驗(yàn)證了測(cè)量系統(tǒng)的測(cè)量誤差,分析了測(cè)量系統(tǒng)精度能否滿足對(duì)準(zhǔn)需求。

該系統(tǒng)方位和俯仰兩個(gè)軸均采用19位高精度光電編碼器,角位置定位精度可達(dá)0.001°,光學(xué)圖像測(cè)量誤差為2個(gè)像素,激光測(cè)距儀精度為2 mm(3σ),伺服電機(jī)能夠以10°/s的速度驅(qū)動(dòng)測(cè)量?jī)x進(jìn)行回轉(zhuǎn)和俯仰運(yùn)動(dòng),自動(dòng)識(shí)別標(biāo)記點(diǎn)并進(jìn)行測(cè)距。

完成安裝標(biāo)定后,測(cè)量?jī)x即可進(jìn)行測(cè)量操作,測(cè)量耗時(shí)如表1所示,測(cè)量?jī)x上電啟動(dòng)并完成自檢,耗時(shí)0.5 min; 測(cè)量?jī)x回轉(zhuǎn)至基準(zhǔn)柱,對(duì)基準(zhǔn)柱上的標(biāo)志點(diǎn)進(jìn)行測(cè)距計(jì)算,耗時(shí)1 min;再自動(dòng)回轉(zhuǎn)至機(jī)載慣導(dǎo)方向,對(duì)機(jī)體上的標(biāo)志點(diǎn)進(jìn)行測(cè)距計(jì)算,耗時(shí)1 min,最后，完成航向信息的計(jì)算和注入,耗時(shí)0.5 min。因此，利用測(cè)量?jī)x完成對(duì)準(zhǔn),總計(jì)耗時(shí)3 min。

表1 測(cè)量?jī)x測(cè)量耗時(shí)統(tǒng)計(jì)

測(cè)量?jī)x進(jìn)行5次測(cè)量實(shí)驗(yàn),記錄每次測(cè)量得出的航向值與標(biāo)定時(shí)注入測(cè)量?jī)x的航向值,即可得到測(cè)量?jī)x的測(cè)量誤差，如表2所示。

表2 測(cè)量?jī)x測(cè)量誤差統(tǒng)計(jì)

根據(jù)表1、2的實(shí)驗(yàn)結(jié)果可知,相對(duì)于機(jī)載慣導(dǎo)的自對(duì)準(zhǔn),本文提出的輔助測(cè)量方法可以在3 min的時(shí)間內(nèi)快速完成航向測(cè)量,且測(cè)量?jī)x測(cè)量誤差優(yōu)于粗對(duì)準(zhǔn)的精度,可滿足機(jī)載慣導(dǎo)快速對(duì)準(zhǔn)的要求。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文立足于飛機(jī)快速反應(yīng)需求,提出了一種采用慣導(dǎo)系統(tǒng)水平姿態(tài)自對(duì)準(zhǔn)、方位信息外部輔助測(cè)量的方式構(gòu)建新對(duì)準(zhǔn)體系,給出一種光學(xué)輔助標(biāo)定航向測(cè)量系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案,該系統(tǒng)采用高精度激光測(cè)距儀和光電伺服機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)距離、角度參數(shù)的測(cè)量,該系統(tǒng)經(jīng)過(guò)實(shí)驗(yàn)室驗(yàn)證,可顯著縮短對(duì)準(zhǔn)時(shí)間,提高對(duì)準(zhǔn)精度;且可自動(dòng)運(yùn)行,具有測(cè)量精度高、速度快的優(yōu)點(diǎn),相對(duì)于傳統(tǒng)的光學(xué)定向測(cè)量系統(tǒng),該裝置無(wú)需昂貴復(fù)雜的高精度陀螺儀等設(shè)備,具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、成本低、簡(jiǎn)便易用的優(yōu)點(diǎn)。