崔旭濤，李鳴謙，王富軍，,楊富程，王誠(chéng)成

（1.軍事科學(xué)院戰(zhàn)爭(zhēng)研究院聯(lián)合作戰(zhàn)研究所，北京 100091；2.北京核工程研究設(shè)計(jì)院，北京 100083；3.海軍航空大學(xué)航空作戰(zhàn)勤務(wù)學(xué)院，山東 煙臺(tái) 264001）

0 引言

機(jī)載捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)作為作戰(zhàn)飛機(jī)關(guān)鍵導(dǎo)航系統(tǒng)，其初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)間和精度直接影響飛機(jī)出動(dòng)的反應(yīng)速度和執(zhí)行任務(wù)成功率，是決定慣導(dǎo)系統(tǒng)性能的兩項(xiàng)重要指標(biāo)。在當(dāng)前實(shí)戰(zhàn)化訓(xùn)練背景下，飛機(jī)機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)多采用靜基座自主式初始對(duì)準(zhǔn)方法，完成慣導(dǎo)初始對(duì)準(zhǔn)工作，但該方法粗對(duì)準(zhǔn)精度低、精對(duì)準(zhǔn)時(shí)間長(zhǎng)，直接影響到飛機(jī)出動(dòng)效率和執(zhí)行任務(wù)成功率，因此，研究飛機(jī)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)快速、有效的初始對(duì)準(zhǔn)技術(shù)和方法，提升對(duì)準(zhǔn)精度和反應(yīng)時(shí)間指標(biāo)，對(duì)于提升航空兵部隊(duì)?wèi)?zhàn)斗力意義重大。

本文面向當(dāng)前飛機(jī)擔(dān)負(fù)值班訓(xùn)練任務(wù)緊急出動(dòng)需求，結(jié)合機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)原理，針對(duì)當(dāng)前靜基座自主式對(duì)準(zhǔn)速度較慢，慣導(dǎo)系統(tǒng)高精度陀螺儀啟動(dòng)時(shí)需一段時(shí)間預(yù)熱，且飛機(jī)處于靜止?fàn)顟B(tài)，其方位角可觀測(cè)性較差，誤差收斂較慢，導(dǎo)致載機(jī)方位信息獲取時(shí)間長(zhǎng)的問(wèn)題，提出一套光學(xué)輔助標(biāo)定的機(jī)載慣導(dǎo)航向快速對(duì)準(zhǔn)新體系結(jié)構(gòu)方法，開(kāi)展相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)研究，為機(jī)載慣導(dǎo)縮短精對(duì)準(zhǔn)時(shí)間，提高快對(duì)準(zhǔn)精度，簡(jiǎn)化慣導(dǎo)對(duì)準(zhǔn)工作流程，為提高飛機(jī)快速出動(dòng)能力提供了新思路和方法。

1 對(duì)準(zhǔn)基本原理

1.1 基本原理

岸基飛機(jī)靜基座初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)，一般通過(guò)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)。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、收斂速度慢等問(wèn)題，導(dǎo)致精對(duì)準(zhǔn)模式下，慣導(dǎo)雖可達(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。

針對(duì)當(dāng)前方位角對(duì)準(zhǔn)較慢的問(wèn)題，提出了一種基于光學(xué)輔助標(biāo)定機(jī)載慣導(dǎo)航向角初始對(duì)準(zhǔn)方法，對(duì)載機(jī)航向角進(jìn)行快速測(cè)量，以輔助慣導(dǎo)系統(tǒng)對(duì)準(zhǔn)。其基本原理是通過(guò)設(shè)計(jì)飛機(jī)航向外部測(cè)量基準(zhǔn)源、高精度激光測(cè)距輔助對(duì)準(zhǔn)設(shè)備，構(gòu)建載機(jī)標(biāo)志點(diǎn)、外部基準(zhǔn)源及測(cè)量設(shè)備之間幾何關(guān)系，解算出機(jī)載慣導(dǎo)實(shí)時(shí)航向狀態(tài)信息，注入給機(jī)載慣導(dǎo)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)其快速、高精度初始對(duì)準(zhǔn)工作。其初始對(duì)準(zhǔn)原理如圖1 所示。

圖1 測(cè)量系統(tǒng)測(cè)量方法示意圖

1.2 對(duì)準(zhǔn)工作流程

該方法通過(guò)設(shè)計(jì)的高精度激光測(cè)距輔助設(shè)備，完成對(duì)載機(jī)航向?qū)?zhǔn)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。標(biāo)定測(cè)試階段，通過(guò)基準(zhǔn)柱、載機(jī)標(biāo)志點(diǎn)、測(cè)量系統(tǒng)坐標(biāo)系設(shè)定及載機(jī)自對(duì)準(zhǔn)精確方位信息獲取，建立標(biāo)志點(diǎn)、基準(zhǔn)柱與飛機(jī)基準(zhǔn)坐標(biāo)系之間關(guān)系；測(cè)量對(duì)準(zhǔn)階段，工作流程與標(biāo)定測(cè)試階段相反，在飛機(jī)停在泊機(jī)位后，測(cè)量系統(tǒng)對(duì)兩個(gè)基準(zhǔn)柱測(cè)量后，自動(dòng)捕捉飛機(jī)上兩個(gè)標(biāo)志點(diǎn)，通過(guò)坐標(biāo)系幾何關(guān)系解算出載機(jī)精確航向值。

2 載機(jī)航向角測(cè)量算法及精度分析

2.1 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、，與之對(duì)應(yīng)俯仰角為、，計(jì)算出、在水平面上的投影、，如圖2 所示。

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

由式（2）求出值。

因此，可得：

經(jīng)推導(dǎo)，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。角雖未知，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。

2.2 算法精度分析

激光測(cè)距相對(duì)于載機(jī)上標(biāo)志點(diǎn)在水平面上投影：

由函數(shù)系統(tǒng)誤差計(jì)算公式可知：

Δ為激光測(cè)距儀對(duì)載機(jī)標(biāo)志點(diǎn)測(cè)距誤差；Δ為俯仰方向的測(cè)角誤差，主要由俯仰伺服機(jī)構(gòu)定位誤差和光學(xué)系統(tǒng)捕捉標(biāo)志點(diǎn)的誤差組成：

其中，為光學(xué)系統(tǒng)捕捉標(biāo)志點(diǎn)在縱向上偏移誤差值。同理可得另外3 次激光測(cè)距儀測(cè)距在水平面上的投影誤差值Δ、Δ、Δ。

同樣由函數(shù)系統(tǒng)誤差計(jì)算公式可知：

Δ角誤差計(jì)算公式反映了激光測(cè)距儀、光學(xué)系統(tǒng)、伺服機(jī)構(gòu)誤差對(duì)角計(jì)算誤差的影響。

Δ誤差計(jì)算方法與Δ角相同，同理可得：

3 仿真分析評(píng)估

為驗(yàn)證提出的初始對(duì)準(zhǔn)算法可行性及對(duì)航向角測(cè)量精度，根據(jù)圖2 所示幾何關(guān)系，對(duì)該算法下的測(cè)距精度、俯仰精度及方位測(cè)角精度對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)精度影響進(jìn)行了仿真分析與評(píng)估，為后續(xù)測(cè)量系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室驗(yàn)證、部隊(duì)實(shí)驗(yàn)應(yīng)用提供了理論支撐。

3.1 測(cè)距誤差分析

1）測(cè)量距離投影誤差與測(cè)量距離和俯仰角之間關(guān)系

設(shè)定激光測(cè)距儀測(cè)量誤差為固定值2 mm，俯仰方向測(cè)角誤差Δ為固定值0.01°，仿真得出測(cè)距投影誤差隨測(cè)量距離和俯仰方向角變化如下頁(yè)圖3 所示。

圖3 測(cè)距投影誤差Δl1 與測(cè)量距離L1和俯仰角θ1 關(guān)系

由圖3 可知，在測(cè)量距離從1.0 m～40.0 m、俯仰角從0.0°～50.0°之間連續(xù)變化時(shí)，測(cè)距投影誤差呈不規(guī)則曲面變化，因此，該方法在部隊(duì)實(shí)際使用時(shí)，應(yīng)充分考慮飛機(jī)標(biāo)志點(diǎn)高度、停機(jī)坪距離等實(shí)際情況，合理設(shè)置測(cè)量系統(tǒng)位置，達(dá)到投影誤差盡量小目的，以減少載機(jī)航向角測(cè)量誤差。

圖4 α 角計(jì)算誤差Δα 隨測(cè)量投影誤差Δl和水平測(cè)角誤差Δ變化關(guān)系

圖5 α 角計(jì)算誤差Δα 隨測(cè)量投影距離l1和旋轉(zhuǎn)角度變化關(guān)系

3.2 模擬實(shí)際測(cè)量隨機(jī)誤差對(duì)初始對(duì)準(zhǔn)精度影響

為模擬實(shí)際測(cè)量中隨機(jī)誤差對(duì)最終測(cè)量結(jié)果影響，對(duì)激光測(cè)距儀測(cè)量值、俯仰測(cè)角值、方位側(cè)角值加入隨機(jī)誤差，進(jìn)行多次測(cè)量仿真。表1 中給出了仿真實(shí)驗(yàn)基本參數(shù)設(shè)置。在仿真中，以利用這些參數(shù)計(jì)算出的航向值作為基準(zhǔn)值，分別對(duì)激光測(cè)距儀誤差、俯仰側(cè)角誤差、方位側(cè)角誤差對(duì)最終對(duì)準(zhǔn)誤差的影響進(jìn)行分析。

表1 仿真基本條件設(shè)置

設(shè)俯仰角和方位角測(cè)量精度不變，將激光測(cè)距儀測(cè)量值加入0.3 mm、0.5 mm、1.0 mm（1）的隨機(jī)誤差進(jìn)行仿真，以模擬實(shí)際測(cè)量中的不確定性，每組進(jìn)行50 次仿真測(cè)量。

圖6 激光測(cè)距精度對(duì)航向角對(duì)準(zhǔn)誤差影響

設(shè)激光測(cè)距儀和方位角精度不變，將俯仰角加入0.002 °、0.005 °、0.01 °（1）的隨機(jī)誤差，進(jìn)行仿真，每組進(jìn)行50 次測(cè)量。

設(shè)激光測(cè)距儀和俯仰角的精度不變，將方位角加入0.002 °、0.005 °、0.01 °（1）的隨機(jī)誤差，進(jìn)行3 組仿真，每組仿真進(jìn)行50 次測(cè)量。

經(jīng)仿真得到誤差統(tǒng)計(jì)結(jié)果如下頁(yè)表2 所示，統(tǒng)計(jì)這3 組仿真計(jì)算結(jié)果可如，測(cè)量?jī)x方位側(cè)角誤差對(duì)結(jié)果的影響大于俯仰側(cè)角誤差的影響。

圖7 俯仰測(cè)角精度對(duì)航向角對(duì)準(zhǔn)誤差影響

圖8 方位測(cè)角精度對(duì)航向角對(duì)準(zhǔn)誤差影響

表2 仿真誤差統(tǒng)計(jì)結(jié)果

4 結(jié)論

本文結(jié)合慣導(dǎo)自主式對(duì)準(zhǔn)方法信息收斂速度慢的問(wèn)題，從方便工程實(shí)現(xiàn)運(yùn)用角度，提出了一種基于光學(xué)輔助標(biāo)定的機(jī)載慣導(dǎo)航向角快速對(duì)準(zhǔn)方法，通過(guò)對(duì)該方法基本原理、工作流程及算法誤差分析、仿真與驗(yàn)證可以得知，該方法在不改變慣導(dǎo)、機(jī)體結(jié)構(gòu)的情況下，可有效解決當(dāng)前靜基座自主式對(duì)準(zhǔn)方位角可觀測(cè)性較差，誤差收斂較慢，而導(dǎo)致載機(jī)方位信息獲取時(shí)間長(zhǎng)的問(wèn)題，在設(shè)計(jì)的測(cè)量系統(tǒng)指標(biāo)明確情況下，可有效縮短對(duì)準(zhǔn)時(shí)間、提升對(duì)準(zhǔn)精度，簡(jiǎn)化測(cè)試工作流程，且易于工程實(shí)現(xiàn)，設(shè)備稍加修改，部隊(duì)實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，可廣泛推廣應(yīng)用，具有一定的工程化應(yīng)用價(jià)值。