一种基于基准转换的间接瞄准测量方法.pdf

第 2 期一种基于基准转换的间接瞄准测量方法2024 年 4 月第 44 卷 第 2 期宇航计测技术Journal of Astronautic Metrology and MeasurementApr.2024Vol.44No.2文章编号:1000-7202(2024)02-0069-05DOI:10.12060/j.issn.1000-7202.2024.02.12一种基于基准转换的间接瞄准测量方法高明杰,狄世超,李发动,陈 雨,王 岩(北京航天发射技术研究所,北京 100076)摘要:针对无瞄准窗口的飞行器,给出一种基于基准转换的间接瞄准测量方法,通过在飞行器尾部安装基准转换装置,水平和竖直状态分别采集飞行器惯组及基准转换装置姿态信息,竖直状态通过地面捷联在激光捷联惯组上的自准直光管瞄准基准转换装置棱镜,测量其棱镜法线北向方位角,再经矩阵转换等解算得到飞行器惯组初始方位角,实现飞行器瞄准测量。关键词:基准转换;瞄准测量中图分类号:V249.1,TH741文献标识码:A收稿日期:2023-11-23;修回日期:2024-03-05作者简介:高明杰(1976-),男,高级工程师,硕士,主要研究方向:定位定向瞄准系统设计。An Indirect Aiming Measurement Method Based onReference ConversionGAO Mingjie,DI Shichao,LI Fadong,CHEN Yu,WANG Yan(Beijing Institute of Space Launch Technology,Beijing 100076,China)Abstract:An indirect aiming measurement method based on reference conversion was developed for the aircraftwithout aiming window.By installing a reference conversion device at the tail of the aircraft,the attitude information of theaircraft inertial measurement unit and the reference conversion device are collected in the horizontal and vertical states,andthe vertical state is aimed at the prism of the reference conversion device through the ground strapdown on the laserstrapdown inertial unit to obtain the northward azimuth angle of the prism,and the initial azimuth angle of the aircraft inertialmeasurement unit is obtained through matrix conversion and other calculations,so as to realize the aiming measurement of theaircraft.Keywords:Reference conversion;Aiming measurement0 引 言飞行器瞄准1通常采用瞄准仪、自准直光管等在飞行器水平状态或竖直状态下直接瞄准飞行器惯组棱镜2,得到飞行器初始方位角。针对飞行器无瞄准窗口不能采用传统瞄准测量方法直接瞄准飞行器惯组棱镜的问题,提出一种基于基准转换的瞄准测量方法。在飞行器尾部安装基准转换装置,通过瞄准基准转换装置棱镜,将惯组自主定向的北向方位基准传递至基准转换装置棱镜,再经矩阵变换等解算得到飞行器惯组初始方位角,实现飞行器瞄准测量。宇航计测技术2024 年1 瞄准测量方法1.1 测量系统组成及功能地面瞄准测量系统由激光捷联惯组、自准直光管、基准转换装置、综合控制器等组成,设备安装相对位置如图 1 所示。其中,激光捷联惯组安装在测试平台舱内,用于提供北向方位基准;自准直光管与激光捷联惯组固连,飞行器竖直状态时光管光轴对准基准转换装置棱镜法线方向,实现自动瞄准测角3;基准转换装置(包含三维倾斜测量仪与基准棱镜组合体)安装在飞行器尾部壳体上,用于北向基准传递,同时测量水平和竖直状态下的三轴水平度误差;综合控制器控制瞄准测量流程,接收各单机相关瞄准数据,解算出飞行器惯组初始方位角。图 1 瞄准测量系统设备安装相对位置关系Fig.1 Relative positional relationship of aimingsystem installation图 1 为飞行器竖直状态,其中,OMXMYMZM为飞行器载体坐标系,符合右手直角坐标系规则,OMXM为飞行器纵轴方向指向上方,OMYM沿飞行器横轴方向指向右侧。OCXCYCZC为基准转换装置坐标系,符合右手直角坐标系规则,OCXC方向指向上方,OCYC轴方向指向右侧。1.2 总体设计测试平台设置在试验场地,在飞行器尾部安装基准转换装置,启动激光捷联惯组寻北;飞行器在水平和竖直状态下分别同步采集飞行器头部惯组及尾部基准转换装置姿态信息,获得飞行器惯组与基准转换装置相对姿态偏差;飞行器竖直状态下通过自准直光管瞄准基准转换装置棱镜测得其方位失准角;激光捷联惯组完成寻北,综合控制器通过以上信息进行瞄准解算,获取飞行器初始方位角。2 瞄准测量原理飞行器水平状态时,其惯组与尾部安装的基准转换装置位置关系如图 2 所示。安装在飞行器尾部的基准转换装置敏感三个正交方向(OCXC、OCYC、OCZC)三轴的水平度误差(X1,Y1,Z1),得其载体坐标系 OCXCYCZC(b 系)的俯仰角和横滚角(1,1),其 中,1=X1;1=-arcsin(sinY1/cosY1),同步获取此时飞行器惯组敏感三个正交方向(OMXM、OMYM、OMZM)三轴水平度误差,得其载体坐标系 OMXMYMZM(B 系)的俯仰角和横滚角(2,2)。飞行器竖直后,如图 1 所示,尾部基准转换装置敏感三个正交方向的三轴水平度误差,得其 b 系下的俯仰角和横滚角(3,3),再通过激光捷联惯组寻北及自准直光管瞄准基准转换装置棱镜测得方位失准角及预先标定的基准转换装置棱镜安装参数、惯组光管安装参数,解算获得基准转换装置-OCYC轴方位角 3;同步获取此时飞行器惯组的三轴水平度误差,得其 B 系下的俯仰角和横滚角(4,4)。通过以上测量数据计算得到竖直状态飞行器惯组-OMYM轴方位角,作为飞行器的初始方位角。图 2 基准转换装置在飞行器的相对位置(自飞行器尾部向头部方向)Fig.2 Relative position of reference conversion deviceon the aircraft(from tail to head)飞行器水平状态时为 H 状态,竖直状态下为 V状态,由于飞行器为刚体,则CbHBH=CbVBV=CbB(1)式中:CbHBH 水平状态下基准转换装置相对飞行器惯组姿态矩阵;CbVBV 竖直状态下基准转换装07第 2 期一种基于基准转换的间接瞄准测量方法置相对飞行器惯组姿态矩阵;CbB 基准转换装置相对飞行器惯组姿态矩阵。1)水平状态时,基准转换装置测量坐标系(bH系)、飞行器惯组测量坐标系(BH系)和地理坐标系(n 系)如图 3 所示。分别建立基准转换装置 bH系、飞行器惯组 BH系相对于 n 系的姿态矩阵 CnbH和 CnBH,同时假设基准转换装置 OCXC轴的方位角为 1,按 n 系、b 系两个坐标系变换关系进行旋转4,则有绕 OCZC轴旋转方位角 1的变换矩阵 Rz(1),绕 OCYC轴旋转俯仰角 1的变换矩阵 Ry(1)和绕 OCXC轴旋转横滚角 1的变换矩阵 Rx(1),则 bH系相对于 n 系的姿态矩阵为CnbH=Rz(1)Ry(1)Rx(1)(2)图 3 水平状态基准转换装置 bH、飞行器惯组 BH和地理 n 坐标系Fig.3 Horizontal state datum conversion device bH,aircraft inertial unit BHand geographic n coordinate system即CnbH=cos1-sin10sin1cos10001cos10sin1010-sin10cos11000cos1-sin10sin1cos1(3)得CnbH=cos1cos1cos1sin1sin1-sin1cos1cos1sin1cos1+sin1sin1sin1cos1sin1sin1sin1+cos1cos1sin1sin1cos1-cos1sin1sin1cos1sin1cos1sin1+cos1cos1cos1sin1cos1+sin1sin1-sin1cos1sin1cos1cos1=w1u1v1(4)其中,w1=cos1cos1 cos1sin1sin1-sin1cos1 cos1sin1cos1+sin1sin1(5)u1=sin1cos1 sin1sin1sin1+cos1cos1 sin1sin1cos1-cos1sin1(6)v1=-sin1 cos1sin1 cos1cos1(7)同理,CnBH=cos2cos2cos2sin2sin2-sin2cos2cos2sin2cos2+sin2sin2sin2cos2sin2sin2sin2+cos2cos2sin2sin2cos2-cos2sin2-sin2cos2sin2cos2cos2=w2u2v2(8)其中,w2=cos2cos2 cos2sin2sin2-sin2cos2 cos2sin2cos2+sin2sin2(9)u2=sin2cos2 sin2sin2sin2+cos2cos2 sin2sin2cos2-cos2sin2(10)v2=-sin2 cos2sin2 cos2cos2(11)由于CnBH=CnbHCbHBH5(12)所以v2=v1CbHBH(13)2)竖直状态时,基准转换装置 bV系、飞行器惯组 BV系和 n 系如图 4 所示。则 bV系相对于 n 系的姿态矩阵 CnbV为17宇航计测技术2024 年图 4 竖直状态基准转换装置 bv、飞行器惯组 BV和地理 n 坐标系Fig.4 Vertical state datum conversion device bv,aircraft inertial unit BVand geographic n coordinate systemCnbV=Rx(3)Ry(3)Rz(3)(14)即CnbV=1000cos3-sin30sin3cos3cos30sin3010-sin30cos3cos3-sin30sin3cos30001(15)得CnbV=cos3cos3-cos3sin3sin3cos3sin3+sin3sin3cos3cos3cos3-sin3sin3sin3-sin3cos3sin3sin3-cos3sin3cos3sin3cos3+cos3sin3sin3cos3cos3=v3u3w3(16)其中,v3=cos3cos3-cos3sin3 sin3(17)u3=cos3sin3+sin3sin3cos3 cos3cos3-sin3sin3sin3-sin3cos3(18)w3=sin3sin3-cos3sin3cos3 sin3cos3+cos3sin3sin3 cos3cos3(19)同理,CnBV=cos4cos4-cos4sin4sin4cos4sin4+sin4sin4cos4cos4cos4-sin4sin4sin4-sin4cos4sin4sin4-cos4sin4cos4sin4cos4+cos4sin4sin4cos4cos4=v4u4w4(20)其中,v4=cos4cos4-cos4sin4 sin4(21)u4=cos4sin4+sin4sin4cos4 cos4cos4-sin4sin4sin4-sin4cos4(22)w4=sin4sin4-cos4sin4cos4 sin4cos4+cos4sin4sin4 cos4cos4(23)由于CnBV=CnbVCbVBV(24)所以27第 2 期一种基于基准转换的间接瞄准测量方法 v4=v3CbVBV(25)联立式(1)、式(13)和式(25),并构造辅助变量,v6=v2 v46,v5=v1 v3,则v2v4v6=v1v3v5CbB(26)有CbB=v1v3v5-1v2v4v6(27)代入式(24),有CnBV=T11T12T11T21T22T23T31T32T33(28)惯组-OMYM轴方位角 按式(29)计算7,即飞行器的初始方位角。=/2T22=0,T1203/2T22=0,T120arctan(T12/T22)+2T220arctan(T12/T22)+T220,T120(29)3 试验验证3.1 验证方法将带有瞄准棱镜的飞行器惯组安装到水平和竖直转换工装上,转换工装上安装基准转换装置,模拟飞行器水平状态放置转换工装,启动激光捷联惯组寻北,采集飞行器惯组和基准转换装置水平度误差信息;翻转水平和竖直转换工装模拟飞行器竖直状态(要求自准直光管能够与基准转换装置直角棱镜瞄准,即棱镜法线在自准直光管测量敏区范围内),采集竖直状态飞行器惯组和基准转换装置水平度误差信息,综合控制器通过以上数据及惯组光管安装参数、基准转换装置棱镜安装参数解算飞行器初始方位角 测,竖直状态同步用高精度摆式寻北仪平瞄飞行器惯组棱镜,结合惯组棱镜安装参数计算得到飞行器初始方位角 基,瞄准误差 =测-基。3.2 验证结果测试结果如表 1 所示,共进行全方位 8 组瞄准精度试验,最大瞄准误差为-39。表 1 瞄准精度测试数据Tab.1 Test data of aiming accuracy序号测其/()1172735172812-372173230173256-263934236934253-174933518933557-3951860742186072616618611191861132-137282482228248081482824038282402612最大误差-394 结束语针对无瞄准窗口飞行器无法通过传统光学直瞄获取飞行器的初始方位角,可采用文中提出的基于基准传递的间接瞄准测量方法,在飞行器尾部安装基准转换装置,飞行器水平和竖直状态同时测量其惯组和基准转换装置三轴水平度误差,竖直状态自准直光管瞄准基准转换装置棱镜,实现了无瞄准窗口飞行器的初始方位角的测量。该方法已通过模拟飞行器实际工况瞄准精度试验验证,其测量精度优于 60,可应用于相应瞄准精度需求下的无瞄准窗口飞行器的瞄准测量。参考文献1 肖锡珙.发射技术(中)M.北京:宇航出版社,1990:119-120.2 张以谟.应用光学M.北京:电子工业出版社,2015:66-67.3 孙方金,王姜婷,张玉龙.定向原理与方位角的传递M.北京:中国宇航出版社,2014.4 秦永元.惯性导航(第二版)M.北京:科学出版社,2014:4-7.5 李发动,宋小艳,高明杰,等.一种无依托瞄准的角度解算方法J.宇航计测技术,2023(2):46-50.6 刘智平,毕开波.惯性导航与组合导航基础M.北京:国防工业出版社,2013:15-16.7 高伟,奔粤阳,李倩.捷联惯性导航系统初始对准技术M.北京:国防工业出版社,2010:10-11.37