飛行器野外長(zhǎng)時(shí)間熱待機(jī)狀態(tài)方位姿態(tài)研究

劉 凱 趙天承 張 捷 周 軍 王春喜 沙春哲

(1. 北京航天計(jì)量測(cè)試技術(shù)研究所，北京 100076;2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076;3. 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

1 引 言

隨著宇航技術(shù)的不斷發(fā)展，飛行器的種類越來(lái)越多，不同的飛行器在發(fā)射技術(shù)呈現(xiàn)出技術(shù)上的多種多樣。一些飛行器采用“水平瞄準(zhǔn)”方式，通過(guò)慣性器件和光學(xué)基準(zhǔn)傳遞為飛行器發(fā)射系統(tǒng)提供位置信息及發(fā)射基準(zhǔn)方向。

在這種發(fā)射方式中，飛行器在野外水平瞄準(zhǔn)后長(zhǎng)時(shí)間水平待發(fā)，期間飛行器方位姿態(tài)如果發(fā)生較大變化則會(huì)影響飛行器的導(dǎo)航及命中精度，因此對(duì)飛行器長(zhǎng)時(shí)間熱待機(jī)狀態(tài)下的方位姿態(tài)變化進(jìn)行監(jiān)測(cè)探究十分必要。

2 飛行器方位姿態(tài)長(zhǎng)時(shí)間實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)

如圖1所示，監(jiān)測(cè)系統(tǒng)主要由光電自準(zhǔn)直儀、經(jīng)緯儀、溫度巡檢儀和工業(yè)計(jì)算機(jī)組成。

本監(jiān)測(cè)系統(tǒng)采用光電經(jīng)緯儀和光電自準(zhǔn)直儀相結(jié)合的方式進(jìn)行，光電自準(zhǔn)直儀完成對(duì)飛行器上瞄準(zhǔn)棱鏡的實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)，為克服光電自準(zhǔn)直儀自身的方位測(cè)量基準(zhǔn)隨時(shí)間漂移，采用經(jīng)緯儀間隔相應(yīng)時(shí)間對(duì)高精度自準(zhǔn)直儀進(jìn)行基準(zhǔn)校準(zhǔn)。

溫度巡檢儀完成對(duì)分布在飛行器不同位置的10個(gè)溫度傳感器的數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)采集。系統(tǒng)采集角度數(shù)據(jù)和溫度數(shù)據(jù)通過(guò)串口實(shí)時(shí)上傳到工業(yè)計(jì)算機(jī)并儲(chǔ)存。

圖1 監(jiān)測(cè)系統(tǒng)組成原理圖Fig.1 Composition of monitoring and testing system

2.1 方位角導(dǎo)引法

本飛行器長(zhǎng)時(shí)間熱待機(jī)狀態(tài)方位姿態(tài)探究采用“方位角導(dǎo)引法”[1]如圖2所示，該方法是依據(jù)已知方位角的某條測(cè)量線(基準(zhǔn)邊)，經(jīng)過(guò)多次測(cè)量?jī)x器的對(duì)瞄與測(cè)角，導(dǎo)出所求線的方位角。其基本計(jì)算公式如下

(1)

式中：Aj——所求線的方位角，(°)；A0——已知線的方位角，(°)；βi——第i個(gè)傳遞角的實(shí)測(cè)值，(°)；i——傳遞角的序號(hào)，從1至n，共n個(gè)傳遞角。

圖2 監(jiān)測(cè)系統(tǒng)采用方位角導(dǎo)引法原理示意圖Fig.2 Operation principle of monitoring and testing system used azimuth transfer

2.2 高精度光電自準(zhǔn)直儀

高精度光電自準(zhǔn)直儀利用自準(zhǔn)直法對(duì)小角度范圍內(nèi)被測(cè)反光鏡的微小轉(zhuǎn)動(dòng)進(jìn)行測(cè)量，通過(guò)光電探測(cè)器對(duì)角度偏轉(zhuǎn)信號(hào)進(jìn)行采集，有測(cè)量自動(dòng)化、精度高等優(yōu)點(diǎn)。

高精度光電自準(zhǔn)直儀的物鏡筒上安裝有瞄準(zhǔn)棱鏡，如圖3所示。使用經(jīng)緯儀和標(biāo)桿儀建立相對(duì)測(cè)量基準(zhǔn)邊，間隔一定時(shí)間使用經(jīng)緯儀觀測(cè)高精度光電自準(zhǔn)直儀上瞄準(zhǔn)棱鏡的方位姿態(tài)變化來(lái)對(duì)高精度光電自準(zhǔn)直儀的光軸姿態(tài)進(jìn)行修正。

1-瞄準(zhǔn)棱鏡；2-高精度光電自準(zhǔn)直儀圖3 高精度光電自準(zhǔn)直儀與瞄準(zhǔn)棱鏡Fig.3 Operation principle of autocollimator

在利用外部基準(zhǔn)對(duì)整機(jī)進(jìn)行裝調(diào)及修正，光電信號(hào)經(jīng)過(guò)自適應(yīng)采樣、滑動(dòng)濾波等處理后，光電自準(zhǔn)直儀可以克服元件非線性、環(huán)境雜散光、被測(cè)件擾動(dòng)像等的影響，監(jiān)測(cè)系統(tǒng)在±1000″范圍內(nèi)測(cè)角精度可達(dá)0.7″(1δ)。

2.3 經(jīng)緯儀

經(jīng)緯儀是大地測(cè)量的基本儀器，具有能適應(yīng)野外測(cè)繪條件的特點(diǎn)[2]，本監(jiān)測(cè)系統(tǒng)中電子經(jīng)緯儀采用旋轉(zhuǎn)光柵式測(cè)角系統(tǒng)，有效的消減了分度元件的刻劃誤差，使經(jīng)緯儀的測(cè)角標(biāo)準(zhǔn)偏差達(dá)到0.5″[3]。

2.4 標(biāo)桿儀

標(biāo)桿儀與經(jīng)緯儀組合用于將地面上的地標(biāo)點(diǎn)引出至地面的一定高度[4]，方便經(jīng)緯儀的對(duì)準(zhǔn)。在測(cè)量時(shí)，將在場(chǎng)坪地面上的兩點(diǎn)連線作為相對(duì)的方位基準(zhǔn)邊；標(biāo)桿儀和經(jīng)緯儀2的回轉(zhuǎn)中心分別與這兩點(diǎn)對(duì)齊，經(jīng)緯儀2對(duì)準(zhǔn)標(biāo)桿后即可將方位基準(zhǔn)引出，經(jīng)緯儀1再將利用此基準(zhǔn)觀測(cè)自準(zhǔn)直儀的方位變化。如圖4所示為本監(jiān)測(cè)系統(tǒng)所用標(biāo)桿儀，其對(duì)心誤差不大于0.5mm。

圖4 標(biāo)桿儀Fig.4 Pole instrument

2.5 溫度測(cè)量模塊

根據(jù)以往測(cè)量經(jīng)驗(yàn)，造成飛行器在水平狀態(tài)長(zhǎng)時(shí)間熱待機(jī)時(shí)方位變化的主要影響因素可能是日照等環(huán)境因素造成的飛行器表面的溫度不均勻，因此使用溫度巡檢儀監(jiān)測(cè)飛行器表面溫度，其技術(shù)指標(biāo)如表1，溫度巡檢儀可以同時(shí)采集10個(gè)溫度傳感器的測(cè)試數(shù)據(jù)，傳感器布置如圖2所示。

溫度巡檢儀采用PT100熱電阻貼片溫度傳感器，配合溫度巡檢儀將溫度信號(hào)變送為數(shù)字信號(hào)輸出，傳輸距離遠(yuǎn)、精度高。測(cè)量時(shí)使用專用黏結(jié)劑將傳感器固定在飛行器上。

表1 溫度巡檢儀主要技術(shù)指標(biāo)

2.6 數(shù)據(jù)采集分析模塊

監(jiān)測(cè)系統(tǒng)在Visual C++ 6.0版本下開(kāi)發(fā)實(shí)現(xiàn)。由于Visual C++擁有一個(gè)數(shù)據(jù)量大、功能齊全的MFC庫(kù)，該庫(kù)實(shí)現(xiàn)了對(duì)絕大多數(shù)Windows API的封裝。研發(fā)人員在Visua1 C++中既可以使用MFC完成絕大多數(shù)的編譯工作，同時(shí)也可以隨時(shí)調(diào)用windows API函數(shù)來(lái)完成深層次的開(kāi)發(fā)[5]。除此之外，Visual C++在數(shù)據(jù)訪問(wèn)、向?qū)Ш虸nternet支持等方面增加了許多新功能，這些功能可以用來(lái)開(kāi)發(fā)在Windows環(huán)境下的數(shù)據(jù)采集功能強(qiáng)大、圖形界面豐富的各類應(yīng)用軟件系統(tǒng)。

監(jiān)測(cè)系統(tǒng)工業(yè)計(jì)算機(jī)對(duì)高精度光電自準(zhǔn)直儀的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)進(jìn)行采集和存儲(chǔ)，并且通過(guò)經(jīng)緯儀的串口通訊每隔30min對(duì)采集的高精度自準(zhǔn)直儀數(shù)據(jù)進(jìn)行修正。

溫度巡檢儀通過(guò)串口通訊接入工業(yè)計(jì)算機(jī)，完成監(jiān)測(cè)系統(tǒng)對(duì)于飛行器各個(gè)位置的溫度變化的監(jiān)測(cè)，并與高精度光電自準(zhǔn)直儀的數(shù)據(jù)同步采集，用來(lái)實(shí)現(xiàn)不同物理量的多維分析。

監(jiān)測(cè)系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集頻率設(shè)置為1Hz，可以完成11小時(shí)不間斷長(zhǎng)時(shí)間的多維度數(shù)據(jù)采集，并將數(shù)據(jù)存儲(chǔ)在工業(yè)計(jì)算機(jī)硬盤中，長(zhǎng)時(shí)間監(jiān)測(cè)試驗(yàn)結(jié)束后，可以根據(jù)采集數(shù)據(jù)完成數(shù)據(jù)分析。

3 采集數(shù)據(jù)處理分析

某飛行器長(zhǎng)時(shí)間熱待機(jī)狀態(tài)姿態(tài)監(jiān)測(cè)從下午14:26到第二天00:26之間進(jìn)行，本時(shí)間段溫度變化較大，過(guò)程中全程記錄飛行器方位姿態(tài)、飛行器各處的溫度變化數(shù)據(jù)。

為盡量減小日照、風(fēng)等野外環(huán)境對(duì)高精度光電自準(zhǔn)直儀和經(jīng)緯儀的精度影響，高精度光電自準(zhǔn)直儀和經(jīng)緯儀等測(cè)角設(shè)備被安置在遮陽(yáng)、避風(fēng)的帳篷或者車間內(nèi)。

監(jiān)測(cè)系統(tǒng)采集的數(shù)據(jù)采用Origin 8.0軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)分析和函數(shù)回歸擬合，Origin 8.0提供了強(qiáng)大的線性回歸和函數(shù)擬合功能，其中最有代表性的是線性回歸和非線性最小平方擬合[6]。常用領(lǐng)域是數(shù)據(jù)分析以及繪圖數(shù)據(jù)分析包括數(shù)據(jù)的排序、調(diào)整、計(jì)算、統(tǒng)計(jì)、頻譜變換、曲線擬合等，本次試驗(yàn)的數(shù)據(jù)處理采用最小二乘法線性回歸擬合。

如圖5所示，根據(jù)溫度巡檢儀的實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)， 12日下午14時(shí)26分至13日0時(shí)26分飛行器表面各部分溫度由30℃逐漸減低至-5℃，18時(shí)之間降溫幅度較大，之后變化平緩。

由于監(jiān)測(cè)系統(tǒng)采集數(shù)據(jù)量較大、測(cè)試環(huán)境惡劣，本論文數(shù)據(jù)處理采用Savitzky-Golay光滑濾波，并設(shè)置平滑數(shù)據(jù)點(diǎn)為1000。

圖5 飛行器各部位溫度-時(shí)間變化圖Fig.5 Temperature-time variation curve of each part of the aircraft′s azimuth gesture

(a) 飛行器方位姿態(tài)和表面平均溫度-時(shí)間變化圖(a) Aircraft′s azimuth gesture and average temperature variation with time

(b) 飛行器方位姿態(tài)和飛行器首尾表面溫差-時(shí)間變化圖(b) Aircraft′s azimuth gesture and temperature difference between the head and tail of aircraft variation with time

(c) 飛行器方位姿態(tài)和飛行器左右表面溫差-時(shí)間變化圖(c) Aircraft′s azimuth gesture and temperature difference between the left and right variation with time

(d) 飛行器方位姿態(tài)和環(huán)境溫度-時(shí)間變化圖(d) Aircraft′s azimuth gesture and environmental temperature variation with time

由圖6可以看出，在長(zhǎng)時(shí)間的野外實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)過(guò)程中，飛行器方位姿態(tài)角隨表面平均溫度、首尾表面溫差、左右表面溫差以及環(huán)境溫度有明顯的線性相關(guān)關(guān)系。

(a) 飛行器方位姿態(tài)-表面平均溫度擬合圖(a) Regression fitting of aircraft′s azimuth gesture for average temperature

(b) 飛行器方位姿態(tài)-飛行器首尾表面溫差擬合圖(b) Regression fitting of aircraft′s azimuth gesture for temperature difference between the head and tail

(c) 飛行器方位姿態(tài)-飛行器左右表面溫差擬合圖(c) Regression fitting of aircraft′s azimuth gesture for temperature difference between the left and right

(d) 飛行器方位姿態(tài)-環(huán)境溫度擬合圖(d) Regression fitting of aircraft′s azimuth gesture for environmental temperature

由圖7可以看出，通過(guò)對(duì)飛行器方位姿態(tài)變化與四種溫度參數(shù)進(jìn)行線性擬合，野外飛行器方位姿態(tài)長(zhǎng)時(shí)間變化與表面平均溫度和環(huán)境溫度最具有線性相關(guān)關(guān)系。

(a) 飛行器方位姿態(tài)-平均溫度擬合殘差圖(a) Residual graph aircraft′s azimuth gesture with average temperature

(b) 飛行器方位姿態(tài)-環(huán)境溫度擬合殘差圖(b) Residual graph aircraft′s azimuth gesture with environmental temperature

4 結(jié)束語(yǔ)

本論文采用先進(jìn)的測(cè)角方法和測(cè)角設(shè)備，對(duì)飛行器在野外長(zhǎng)時(shí)間熱待機(jī)狀態(tài)方位姿態(tài)的變化隨溫度變化的規(guī)律進(jìn)行監(jiān)測(cè)和數(shù)據(jù)分析，并得出了得出野外飛行器方位姿態(tài)長(zhǎng)時(shí)間蠕變的初步結(jié)論。該方法和結(jié)論可以廣泛應(yīng)用于類似飛行器方位姿態(tài)變化的測(cè)量工作，對(duì)于航天及航空工業(yè)的發(fā)展具有重要的作用。