光學(xué)輔助機(jī)載慣導(dǎo)航向測量系統(tǒng)設(shè)計

崔旭濤，王 宇，王誠成，梁 鋒

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

在當(dāng)前作戰(zhàn)飛機(jī)擔(dān)負(fù)晝夜等級值班任務(wù),亟須提高飛機(jī)快速出動效率背景下,機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對準(zhǔn)多采用靜基座自主式對準(zhǔn)完成,該方法初始精對準(zhǔn)時間長,粗對準(zhǔn)慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)和航向誤差大等問題比較突出,制約了航空兵部隊飛機(jī)出動能力和效率,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)初始對準(zhǔn)技術(shù)和方法,提升機(jī)載慣導(dǎo)初始對準(zhǔn)精度、縮短機(jī)載慣導(dǎo)初始對準(zhǔn)時間,是當(dāng)前部隊面臨的關(guān)鍵問題之一。本文結(jié)合作戰(zhàn)飛機(jī)慣導(dǎo)初始對準(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)初始對準(zhǔn)新方法,并設(shè)計了一套基于光學(xué)輔助標(biāo)定的機(jī)載慣導(dǎo)航向測量系統(tǒng),以有效解決機(jī)載慣導(dǎo)初始對準(zhǔn)的問題。

1 問題提出

初始對準(zhǔn)是機(jī)載捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一,對準(zhǔn)精度和對準(zhǔn)反應(yīng)時間是兩項重要指標(biāo)[1-2]。由于慣導(dǎo)系統(tǒng)啟動后,初始姿態(tài)未知,導(dǎo)致后續(xù)姿態(tài)無法解算,為此必須在慣導(dǎo)系統(tǒng)工作之前進(jìn)行初始對準(zhǔn)來確定系統(tǒng)初始姿態(tài)矩陣[3-6]。而航空兵飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)要求出動速度快、機(jī)動性強(qiáng),對慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對準(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對重力矢量和地球速率矢量的量測信息通過解析方法解算出捷聯(lián)矩陣完成粗對準(zhǔn),利用卡爾曼濾波器進(jìn)行失準(zhǔn)角的估計,修整姿態(tài)矩陣的偏差完成精對準(zhǔn)[7]。這種自主式對準(zhǔn)方法可明顯提高對準(zhǔn)精度,但存在方位失準(zhǔn)角可觀測性較差、收斂速度慢,導(dǎo)致精對準(zhǔn)模式下,慣導(dǎo)可達(dá)到較高的對準(zhǔn)精度,但需要對準(zhǔn)時間長,在粗對準(zhǔn)模式下,可縮短對準(zhǔn)時間,但對準(zhǔn)精度較低,影響飛機(jī)執(zhí)行任務(wù)成功率。

本文針對飛機(jī)靜止?fàn)顟B(tài)下,水平姿態(tài)對準(zhǔn)速度快,方位對準(zhǔn)速度慢等現(xiàn)實問題,基于機(jī)載慣導(dǎo)靜基座對準(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)計了一套精密光學(xué)輔助航向角測量系統(tǒng)及基準(zhǔn)源,形成了載機(jī)慣導(dǎo)輔助初始對準(zhǔn)工作流程,通過該非自主式慣導(dǎo)初始對準(zhǔn)體系結(jié)構(gòu)方法,在慣導(dǎo)完成水平姿態(tài)自對準(zhǔn)后,將輔助測量系統(tǒng)測得的高精度載機(jī)航向角傳遞給慣導(dǎo)系統(tǒng),完成載機(jī)慣導(dǎo)系統(tǒng)的初始對準(zhǔn),可簡化對準(zhǔn)流程、縮短對準(zhǔn)時間、提升對準(zhǔn)精度,且該方法易于工程實現(xiàn)。

2 初始對準(zhǔn)算法

2.1 基本思路

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

圖1 測量系統(tǒng)的測量場景示意圖

2.2 航向角測量算法

基于載機(jī)光學(xué)輔助標(biāo)定航向測量系統(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)、激光測距系統(tǒng)捕捉載機(jī)上的2個標(biāo)志點,進(jìn)行兩次激光測距,得到載機(jī)上2個標(biāo)志點到該系統(tǒng)之間的距離L1、L2,與之對應(yīng)的俯仰角為θ1、θ2,計算出L1、L2在水平面上的投影l(fā)1、l2,如圖2所示。

l1=L1cosθ1
l2=L2cosθ2

(1)

兩次激光測距過程中,測量系統(tǒng)轉(zhuǎn)過的方位角記為ψ1。由ψ1、l1、l2構(gòu)成一個三角形,該三角形中α角與ψ1、l1、l2之間關(guān)系為

圖2 對準(zhǔn)測量在水平面的幾何關(guān)系示意圖

(2)

由公式(2)求出α值。

測量系統(tǒng)轉(zhuǎn)向基準(zhǔn)柱方向,激光測距儀對兩個基準(zhǔn)柱進(jìn)行測距。兩個基準(zhǔn)柱標(biāo)志點到測量系統(tǒng)的距離為l3、l4,轉(zhuǎn)過的方位角為ψ3,計算出β值。

(3)

測量系統(tǒng)測量飛機(jī)上的第一個標(biāo)志點之后,轉(zhuǎn)向最后一個基準(zhǔn)柱時轉(zhuǎn)過的方位角記為ψ2。飛機(jī)慣導(dǎo)輸出的航向角為yaw,飛機(jī)機(jī)體上兩個標(biāo)志點連線在水平面上的投影與飛機(jī)軸線夾角為δ,兩個基準(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,但對于每架飛機(jī)視為一個固定值,測量時無需求取其確定數(shù)值。

2.3 對準(zhǔn)工作流程

載機(jī)光學(xué)輔助標(biāo)定航向測量系統(tǒng)工作主要分為標(biāo)定測試與測量對準(zhǔn)兩個階段。

1)標(biāo)定測試階段

基準(zhǔn)柱安裝完成時,其連線與北向方位角yaw0為未知量;而對于每架飛機(jī),其機(jī)體上標(biāo)志點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,且難以精確測量。因此,在測量系統(tǒng)使用之前,需進(jìn)行標(biāo)定實驗,以獲取yaw0+δ值。其標(biāo)定測試流程如圖3所示。在測量系統(tǒng)標(biāo)定調(diào)試階段,主要開展以下工作:飛機(jī)上選擇測量點并做出標(biāo)記點;采用激光跟蹤儀或全站儀測量出被測點的相對位置,作為測量時校驗用;飛機(jī)慣導(dǎo)輸出航向信息;測量系統(tǒng)測量地面靶標(biāo),構(gòu)建測量儀坐標(biāo)系;用測量系統(tǒng)觀瞄標(biāo)記點;數(shù)據(jù)處理,建立標(biāo)記點與飛機(jī)基準(zhǔn)坐標(biāo)系間的關(guān)系。

圖3 系統(tǒng)標(biāo)定測試流程

標(biāo)定時，首先啟動載機(jī)慣導(dǎo)系統(tǒng),進(jìn)行載機(jī)自主式精對準(zhǔn),得到精確航向角yaw。啟動測量系統(tǒng)分別對載機(jī)上兩個標(biāo)志點進(jìn)行測距,利用獲得的距離和角度信息,計算得出α。測量完載機(jī)上的兩個標(biāo)志點后,測量系統(tǒng)繼續(xù)轉(zhuǎn)過ψ2方位角指向基準(zhǔn)柱,分別對兩個基準(zhǔn)柱進(jìn)行測距,并計算得出β;利用載機(jī)輸出精確航向值yaw、方位角ψ2、α、β,即可計算得出yaw0+δ?；鶞?zhǔn)柱固定不變,yaw0固定不變;對于不同飛機(jī),由于其載機(jī)標(biāo)志點位置、結(jié)構(gòu)不相同,δ也不相同,因此，在測量系統(tǒng)使用之前,需對每架飛機(jī)都進(jìn)行一次標(biāo)定測試實驗,記錄與其對應(yīng)的yaw0+δ。

2)測量對準(zhǔn)階段

在測量對準(zhǔn)階段,流程與標(biāo)定測試過程相反,其測量對準(zhǔn)流程如圖4所示。飛機(jī)停在泊機(jī)位后,測量系統(tǒng)首先對兩個基準(zhǔn)柱進(jìn)行測量,計算得出β,然后，測量儀轉(zhuǎn)過ψ2,光學(xué)系統(tǒng)自動捕捉飛機(jī)上的兩個標(biāo)志點,進(jìn)行兩次測量計算得出α,調(diào)取標(biāo)定時記錄yaw0+δ的數(shù)據(jù),即可計算得出載機(jī)的精確航向值。

圖4 系統(tǒng)測試對準(zhǔn)流程

3 光學(xué)輔助測量系統(tǒng)總體設(shè)計

3.1 系統(tǒng)構(gòu)成

根據(jù)載機(jī)航向角測量算法需求,設(shè)計基于光學(xué)輔助標(biāo)定慣導(dǎo)航向測量系統(tǒng),其系統(tǒng)組成如圖5所示。該系統(tǒng)主要包括光電平臺和調(diào)平基座兩部分。光電平臺主要由主控計算機(jī)、圖像跟蹤器、伺服控制器、機(jī)械結(jié)構(gòu)、可見光相機(jī)及激光測距機(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

光電平臺在主控計算機(jī)的控制下工作,實現(xiàn)機(jī)載航向角測量等功能,主控計算機(jī)通過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 光電平臺的工作流程圖

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

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

3)光電平臺根據(jù)上位機(jī)發(fā)來指令信息控制光電平臺方位、俯仰軸轉(zhuǎn)動,實現(xiàn)光電平臺手動模式,自動模式和引導(dǎo)模式等功能;

4)光電平臺根據(jù)上位機(jī)發(fā)來的指令啟動/停止激光測距,采集激光測距值發(fā)送給上位機(jī);

5)上位機(jī)根據(jù)光電平臺測距結(jié)果結(jié)合光電平臺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)計指標(biāo)要求,其選型與設(shè)計的基本參數(shù)如下:

光學(xué)成像子系統(tǒng)應(yīng)根據(jù)標(biāo)記點目標(biāo)大小20 mm×20 mm,視場角±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個像素。為了達(dá)到一定的測距精度,滿足系統(tǒng)航向角測量精度要求,激光測距子系統(tǒng)選用1.0 mm激光測距精度。測量系統(tǒng)俯仰和方位旋轉(zhuǎn)通過伺服電機(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″以內(nèi)的高精度水平儀,同時對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)計關(guān)鍵技術(shù)

測量系統(tǒng)軟件設(shè)計主要包括圖像處理、目標(biāo)識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)檢測和目標(biāo)脫靶量計算兩個算法模塊;串口數(shù)據(jù)發(fā)送,通過RS422串口將目標(biāo)脫靶量等計算結(jié)果發(fā)送給平臺主控系統(tǒng);串口數(shù)據(jù)接收,通過RS422串口接收主控系統(tǒng)發(fā)來的控制命令。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)識別跟蹤

目標(biāo)識別跟蹤模塊設(shè)計采用多層算法結(jié)構(gòu):底層圖像預(yù)處理技術(shù)(中值濾波、直方圖統(tǒng)計),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),最終實現(xiàn)多模融合的目標(biāo)識別跟蹤。目標(biāo)識別跟蹤軟件流程如圖8所示。

圖8 目標(biāo)識別跟蹤軟件流程圖

4 實驗驗證

本文為對該測量方法進(jìn)行驗證,利用測量系統(tǒng)進(jìn)行測量實驗,驗證其對準(zhǔn)速度和精度。實驗中利用標(biāo)志靶模擬載機(jī)上的標(biāo)志點,既驗證了測量儀完成一次測量的時間，又驗證了測量系統(tǒng)的測量誤差,分析了測量系統(tǒng)精度能否滿足對準(zhǔn)需求。

該系統(tǒng)方位和俯仰兩個軸均采用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)圖像測量誤差為2個像素,激光測距儀精度為2 mm(3σ),伺服電機(jī)能夠以10°/s的速度驅(qū)動測量儀進(jìn)行回轉(zhuǎn)和俯仰運動,自動識別標(biāo)記點并進(jìn)行測距。

完成安裝標(biāo)定后,測量儀即可進(jìn)行測量操作,測量耗時如表1所示,測量儀上電啟動并完成自檢,耗時0.5 min; 測量儀回轉(zhuǎn)至基準(zhǔn)柱,對基準(zhǔn)柱上的標(biāo)志點進(jìn)行測距計算,耗時1 min;再自動回轉(zhuǎn)至機(jī)載慣導(dǎo)方向,對機(jī)體上的標(biāo)志點進(jìn)行測距計算,耗時1 min,最后，完成航向信息的計算和注入,耗時0.5 min。因此，利用測量儀完成對準(zhǔn),總計耗時3 min。

表1 測量儀測量耗時統(tǒng)計

測量儀進(jìn)行5次測量實驗,記錄每次測量得出的航向值與標(biāo)定時注入測量儀的航向值,即可得到測量儀的測量誤差，如表2所示。

表2 測量儀測量誤差統(tǒng)計

根據(jù)表1、2的實驗結(jié)果可知,相對于機(jī)載慣導(dǎo)的自對準(zhǔn),本文提出的輔助測量方法可以在3 min的時間內(nèi)快速完成航向測量,且測量儀測量誤差優(yōu)于粗對準(zhǔn)的精度,可滿足機(jī)載慣導(dǎo)快速對準(zhǔn)的要求。

5 結(jié)束語

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)自對準(zhǔn)、方位信息外部輔助測量的方式構(gòu)建新對準(zhǔn)體系,給出一種光學(xué)輔助標(biāo)定航向測量系統(tǒng)的設(shè)計方案,該系統(tǒng)采用高精度激光測距儀和光電伺服機(jī)構(gòu)實現(xiàn)距離、角度參數(shù)的測量,該系統(tǒng)經(jīng)過實驗室驗證,可顯著縮短對準(zhǔn)時間,提高對準(zhǔn)精度;且可自動運行,具有測量精度高、速度快的優(yōu)點,相對于傳統(tǒng)的光學(xué)定向測量系統(tǒng),該裝置無需昂貴復(fù)雜的高精度陀螺儀等設(shè)備,具有結(jié)構(gòu)簡單、成本低、簡便易用的優(yōu)點。