某飛機(jī)光電瞄準(zhǔn)吊艙校靶分析

張明明，王敏，夏正娜，李曉樂

（航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

某飛機(jī)的吊艙通過機(jī)身懸掛裝置懸掛于飛機(jī)的機(jī)腹下,由于制造和安裝誤差，武器和瞄準(zhǔn)裝置相對飛機(jī)軸線的位置，在安裝初始狀態(tài)下一般不能滿足設(shè)計(jì)要求，因此必須校靶，使其安裝位置達(dá)到設(shè)計(jì)要求。通過校靶建立飛機(jī)軸線和火控系統(tǒng)各瞄準(zhǔn)裝置瞄準(zhǔn)線之間符合設(shè)計(jì)要求的正確的相對位置[1]。

吊艙是集紅外、電視、激光等多傳感器于一體的機(jī)載光電探測與瞄準(zhǔn)系統(tǒng)，能夠在晝夜全天候條件下對海、地目標(biāo)進(jìn)行快速搜索、識別、跟蹤、定位、照射，引導(dǎo)制導(dǎo)武器對目標(biāo)進(jìn)行精確打擊及轟炸。吊艙上報(bào)瞄準(zhǔn)線角度供機(jī)載火控系統(tǒng)解算，故需校準(zhǔn)吊艙坐標(biāo)系與機(jī)體坐標(biāo)系之間的角偏差，以保證瞄準(zhǔn)線角度的精度。

1 校靶方式

吊艙的校靶方式主要有地面人工校靶和動(dòng)態(tài)校靶兩種方式，地面人工校靶是一種傳統(tǒng)的校靶方式，校靶方法比較成熟、可行，已得到廣泛應(yīng)用。但這種校靶方式精度低且操作繁瑣。動(dòng)態(tài)校靶是吊艙加裝慣性測量單元，通過濾波算法解算出吊艙坐標(biāo)系與機(jī)體系之間的偏差，自動(dòng)完成校靶。動(dòng)態(tài)校靶不需要附加設(shè)施，操作簡單、快捷。因此，動(dòng)態(tài)校靶是機(jī)載吊艙校靶的發(fā)展方向。

2 地面人工校靶

2.1 校靶時(shí)機(jī)

吊艙在初次掛裝時(shí)必須進(jìn)行校靶，校靶工作在地面進(jìn)行，同時(shí)要求瞄準(zhǔn)吊艙工作在維護(hù)工作模式下。吊艙重復(fù)掛裝同一飛機(jī)的同一機(jī)身懸掛裝置時(shí)可依據(jù)外校基準(zhǔn)掛裝，無需重復(fù)校靶。

2.2 校靶準(zhǔn)備

在飛機(jī)前方一定距離處架設(shè)靶板，并在飛機(jī)左右各一定距離處設(shè)置標(biāo)志桿，將飛機(jī)調(diào)水平，由地勤人員操縱吊艙校準(zhǔn)吊艙與平顯的視軸對準(zhǔn)。

2.3 校靶流程

1）控制吊艙進(jìn)行方位俯仰方向上調(diào)校，直至瞄準(zhǔn)吊艙視軸十字中心點(diǎn)與校準(zhǔn)靶板上的瞄準(zhǔn)吊艙校準(zhǔn)十字中心點(diǎn)重合；

2）控制吊艙進(jìn)行方位俯仰調(diào)校記憶；

3）控制吊艙先右滾90 度再左滾90 度，根據(jù)吊艙視軸十字線在標(biāo)桿上的位置解算出橫滾掛裝角；

4）控制吊艙先右滾90 度再左滾90 度，檢驗(yàn)橫滾校靶角度是否正確；

5）控制吊艙進(jìn)行橫滾調(diào)校記憶。

由于某飛機(jī)吊艙懸掛于機(jī)腹懸掛裝置下，地面人工校靶時(shí)，靶板圖像受前起落架遮擋，本方案采用左右偏移校靶點(diǎn)的方法進(jìn)行校靶。

在靶板水平方向上選取左右對稱的兩個(gè)校靶點(diǎn)，保證校靶點(diǎn)完整的出現(xiàn)在吊艙的視場中。操作人員控制操縱游標(biāo)，分別使吊艙圖像中的十字線與偏移后的靶點(diǎn)十字軸完全重合，記錄吊艙偏轉(zhuǎn)的方位角和俯仰角，取兩組數(shù)據(jù)的平均值，并做好記錄?？刂频跖摶氐匠跏嘉恢?，在方位和俯仰方向上轉(zhuǎn)動(dòng)上述記錄的角度值，按壓 “校靶” 按鈕，完成校靶。

地面人工校靶是一種比較成熟、可行的方法，但存在需要將飛機(jī)頂水平、遠(yuǎn)距離設(shè)立靶板、場地要求較高、校靶時(shí)間長等局限性。此外，吊艙掛裝其他飛機(jī)或不同的掛梁時(shí)，需重新校靶，嚴(yán)重影響了飛機(jī)的出動(dòng)準(zhǔn)備時(shí)間。

3 動(dòng)態(tài)校靶

動(dòng)態(tài)校靶不需要單獨(dú)架設(shè)靶板、人工操作校靶，而是通過在吊艙加裝子慣導(dǎo)系統(tǒng)（慣性測量單元），通過濾波算法解算出吊艙坐標(biāo)系與機(jī)體系之間的偏差，自動(dòng)完成校靶。動(dòng)態(tài)校靶的方式不需要附加設(shè)施，操作簡單、快捷，簡化了校靶的操作流程，可大大縮短吊艙校靶時(shí)間，提高吊艙的可操作性和維護(hù)性。

3.1 吊艙傳遞對準(zhǔn)原理

吊艙的子慣導(dǎo)系統(tǒng)精度較低，誤差隨時(shí)間積累，不能滿足飛機(jī)長時(shí)間執(zhí)行任務(wù)的要求，需利用飛機(jī)的主慣導(dǎo)系統(tǒng)對其進(jìn)行動(dòng)基座傳遞對準(zhǔn)。

目前對于傳遞對準(zhǔn)技術(shù)方面的研究很多，方法主要可分為測量參數(shù)匹配法和計(jì)算參數(shù)匹配法兩大類。測量參數(shù)匹配法有加速度匹配和角速度匹配等，計(jì)算參數(shù)匹配法典型的有速度匹配、位置匹配、姿態(tài)角匹配等[2，3]。這些方法可以單獨(dú)使用，也可以相互配合使用，本文采用 “姿態(tài)+速度” 匹配的傳遞對準(zhǔn)方法[4]，將主、子慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的姿態(tài)和速度匹配量做求差運(yùn)算，作為卡爾曼濾波器輸入，通過卡爾曼濾波器實(shí)時(shí)估計(jì)出子慣導(dǎo)系統(tǒng)的失準(zhǔn)角、速度誤差、陀螺漂移等誤差狀態(tài)量，并對子慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行反饋校正。子慣導(dǎo)系統(tǒng)的對準(zhǔn)過程分為三個(gè)子過程：1）慣導(dǎo)解算：根據(jù)主慣導(dǎo)系統(tǒng)提供的初始導(dǎo)航信息，計(jì)算出導(dǎo)航方程的解；2）對準(zhǔn)濾波算法：基于速度和姿態(tài)觀測量，通過卡爾曼濾波器，實(shí)時(shí)估計(jì)出各誤差量；3）修正指令生成：將誤差估計(jì)反饋為導(dǎo)航方程的修正量。

3.2 濾波算法

卡爾曼濾波是一種遞推線性最小的方差估計(jì)方法，故傳遞對準(zhǔn)濾波算法均采用卡爾曼濾波技術(shù)，傳遞對準(zhǔn)系統(tǒng)離散化后模型簡記為：

式中：Xk為系統(tǒng)狀態(tài)向量；Zk為量測向量；Φk，k-1為k-1 到k 時(shí)刻的轉(zhuǎn)移矩陣；Γk-1為系統(tǒng)噪聲矩陣；Hk為量測矩陣；Wk-1為離散型系統(tǒng)零均值白噪聲；Vk為離散型零均值量測白噪聲向量。

經(jīng)卡爾曼濾波離散化后的方程如下：

3.3 桿臂補(bǔ)償

在進(jìn)行傳遞對準(zhǔn)過程中，當(dāng)載機(jī)相對慣性空間產(chǎn)生角運(yùn)動(dòng)時(shí)，由于慣性導(dǎo)航部件（前機(jī)身設(shè)備艙）與吊艙的慣性測量單元（機(jī)腹段）安裝于載機(jī)的不同位置，主慣導(dǎo)系統(tǒng)與子慣導(dǎo)系統(tǒng)之間會(huì)產(chǎn)生桿臂效應(yīng)。因此對于桿臂的位置和速度可采用如下補(bǔ)償算法：

3.4 時(shí)間同步

載機(jī)主慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航數(shù)據(jù)通過航電總線發(fā)送至武器外掛管理計(jì)算機(jī)，武器外掛管理計(jì)算機(jī)處理后通過武器總線再傳遞給吊艙的子慣導(dǎo)系統(tǒng)（見圖1）。故子慣導(dǎo)接收到的主慣導(dǎo)信息具有較大的延時(shí)，根據(jù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)，主慣導(dǎo)系統(tǒng)發(fā)送給武器外掛管理計(jì)算機(jī)數(shù)據(jù)周期為50ms，武器外掛管理計(jì)算機(jī)傳遞給吊艙數(shù)據(jù)的周期為50ms。時(shí)間延時(shí)在傳遞對準(zhǔn)過程中勢必會(huì)造成較大的誤差。子慣導(dǎo)收到主慣導(dǎo)信息后，需要進(jìn)行主、子慣導(dǎo)時(shí)間同步的處理。

某飛機(jī)采用內(nèi)插的方法完成時(shí)間同步，主慣導(dǎo)系統(tǒng)與子慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)采用統(tǒng)一的GPS 時(shí)間，將衛(wèi)星天線通過功分器一分為二，一路接至主慣導(dǎo)系統(tǒng)，一路接至子慣導(dǎo)系統(tǒng)，主慣導(dǎo)系統(tǒng)每個(gè)周期發(fā)出的數(shù)據(jù)打時(shí)標(biāo)信息T0，子慣導(dǎo)系統(tǒng)接收到數(shù)據(jù)，時(shí)間為T1，t=T1-T0，t 為主慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)傳輸?shù)目傃訒r(shí)時(shí)間。從濾波時(shí)刻nT 開始，先保存子慣導(dǎo)系統(tǒng)的導(dǎo)航數(shù)據(jù)，接收慣性測量單元數(shù)據(jù)，進(jìn)行解算，并保存數(shù)據(jù)，接收主慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)，提取時(shí)標(biāo)，找到nT 時(shí)刻前后兩個(gè)時(shí)刻的主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)，使用一階線內(nèi)插公式計(jì)算出nT 時(shí)刻的主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)，完成nT 時(shí)刻的濾波運(yùn)算，修正子慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差，最后把保存的數(shù)據(jù)逐次進(jìn)行導(dǎo)航解算，得到吊艙所需的實(shí)時(shí)姿態(tài)信息[4]。

圖1 主慣導(dǎo)系統(tǒng)與子慣導(dǎo)系統(tǒng)交聯(lián)關(guān)系圖

3.5 校靶流程

在機(jī)上主慣導(dǎo)系統(tǒng)（慣性導(dǎo)航部件+衛(wèi)星天線）完成初始對準(zhǔn)，進(jìn)入導(dǎo)航模式后，吊艙開始進(jìn)行動(dòng)態(tài)校靶工作。子慣導(dǎo)在整個(gè)工作過程中，根據(jù)指定頻率接收主慣導(dǎo)傳輸?shù)膶?dǎo)航數(shù)據(jù)，并根據(jù)子慣導(dǎo)系統(tǒng)內(nèi)部的濾波器，完成初始對準(zhǔn)和導(dǎo)航解算任務(wù)的同時(shí)，實(shí)時(shí)解算主慣導(dǎo)與子慣導(dǎo)之間的姿態(tài)偏差角，并將姿態(tài)偏差角輸出給吊艙的控制計(jì)算機(jī)進(jìn)行校靶矩陣運(yùn)算，完成動(dòng)態(tài)校靶（如圖2 所示）。

圖2 動(dòng)態(tài)校靶流程圖

4 結(jié)語

本文主要介紹了某型飛機(jī)吊艙的兩種校靶方式，并對每種校靶方式的原理及流程進(jìn)行分析，總結(jié)了校靶的優(yōu)缺點(diǎn),為某型飛機(jī)的吊艙校靶提供了參考。