一種基于全站儀的飛機慣導參數原位檢測方法

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一種基于全站儀的飛機慣導參數原位檢測方法

通過在飛機機場測定高精度基準點和基準線，利用徠卡全站儀高精度測量能力及可編程性，建立機場區域慣性基準坐標系，分別觀測基準點和飛機姿態標志點獲取相應的點之間的距離、角度和坐標，并經開發的專用軟件計算后獲得飛機精確的位置、姿態和航向等信息。同時，利用慣導系統檢測儀監測到慣導系統對準完后輸出的位置、航向和姿態角等參數，得到飛機工作輸出的慣導參數。二者數據進行直接比對，實現飛機在任意停機狀態時慣導參數的原位檢測。

慣導；全站儀；原位檢測；坐標轉換

慣性導航系統是一種自主工作，并為飛機上其他系統，如雷達、飛行控制系統和任務計算機等提供航向、姿態和位置等相關信息的系統。它提供的相關信息直接影響飛機空中飛行和作戰品質的優劣。慣性導航系統雖然能自主性導航，由于導航誤差隨時間積累，因此對其輸出的參數精度要求高；而且慣性導航系統通過安裝支架安裝在飛機上，它的初始安裝誤差也會嚴重影響慣性導航系統的導航精度。所以，飛機慣導參數的準確性檢測是必不可少的。

傳統的慣導部件標定和飛機慣性導航系統安裝誤差參數的標定都依賴于建立水平面，而航向測定依賴于磁航向，不能滿足慣導真航向參數的檢測[1-3]。 原位檢測技術是在慣性導航部件處于飛機安裝狀態時進行的。汪洋等利用坐標變換及方位角、俯仰角的計算，研究了船載分系統的安裝精度要求[4]。戴邵武等對導彈捷聯慣導系統原位標定技術進行了研究[5]。本文研究的方法是基于全站儀高精度測量及可編程性，建立統一坐標系，能在飛機任意停機狀態下對慣導系統參數進行檢查，減少了飛機架水平的過程。

1 原位檢測原理

原位檢測是指慣性導航系統通過安裝支架安裝在飛機上后，飛機不需要進行水平調整(即慣性導航部件處于飛行器安裝狀態)的情況下進行檢測的方法。

在機場內建立基準塔標，塔標頂部安放反射棱鏡，利用天文大地測量獲得塔標一等高精度點位地理坐標值，選取兩塔標連線作為真航向基準線。通過全站儀對已知基準目標和被測飛機目標的照準觀測，來獲取相應的點之間的距離、水平角、豎直角和坐標等，經專用軟件解算出飛機的航向、姿態及位置數據，存入數據存儲卡或通過數據線傳遞至外場檢測儀。飛機原位上電，在慣導對準轉導航工作模式后，可通過外場檢測儀得到慣導系統實際輸出的慣導參數，將全站儀數據與外場檢測儀數據進行對比分析，從而得到檢測結果。

1.1 航向角檢測原理

在已知雙目標情況下，首先在飛行器上安裝代表飛機縱軸的2個位置目標反射棱鏡，在地面用全站儀分別照準觀測2個已知目標后，再照準觀測代表飛機縱軸的2個標志點目標反射棱鏡，獲得相應的距離、豎直角和水平角，然后解算出飛機的航向角。各點在水平面上的投影位置關系如圖1所示，航向基準線即兩塔標連線的真航向基準線，A′B′為已知目標，F′T′為被測飛機目標。

圖1 各點在水平面上的投影位置關系圖

已知A′(Xa，Ya)、B′(Xb，Yb)、F′(Xf，Yf)、T′(Xt，Yt)各點坐標，全站儀可測得I與A、B、F、T之間的距離和豎直角。圖1中A′B′與代表飛機縱軸的F′T′之間的夾角為β，若A′B′與基準線夾角為θ，則代表飛機縱軸的F′T′的方位角φ如下：

(1)

解算出F′T′的方位角，即得到航向角。

1.2 姿態檢測原理

快速測量飛機的傾斜角和俯仰角，在代表飛機橫軸或縱軸的標志點上分別粘貼2片專用反射目標棱鏡，在調整好全站儀電子水平后，先后觀測代表飛機橫軸或縱軸的反射目標棱鏡，得到相應的距離、豎直角和水平角等，然后進行解算。儀器與姿態標志點的位置關系如圖2所示，CD為被測飛機目標。

圖2 儀器與姿態標志點的位置關系圖

全站儀測得I與C、D之間的距離Sc、Sd和豎直角α1、α2，IC與ID之間的夾角即水平角∠CD。若兩點不傾斜，則Scsinα1=Sdsinα2；若存在傾斜，可根據式2和式3求出傾斜角γ。

(2)

(3)

式中，Sc d為C、D之間的距離。

同理，可求出俯仰角(此處略去)。

2 基于全站儀的四目標前方交會原位測量方法

全站儀作為一種集光學、機電為一體的精密測量儀器具備目標跟蹤測量的能力。它可以輸出水平角、垂直角和斜距等測量信息，實現目標的空間三維定位。四目標前方交會原位測量方法是全站儀分別照準觀測已知目標，再照準觀測未知目標，通過點位移植法，由已知目標進行坐標移植得到未知目標坐標，并解算出方位角的方法。

該方法具體包括數據測量與數據解算等2個部分。基于徠卡全站儀的可編程性，建立統一坐標系，將數據測量與數據解算制成專用軟件并植入全站儀內，實現四目標前方交會，即可解算出飛機精確的位置、姿態和航向等信息。

2.1 數據測量

全站儀調整水平，觀測已知基樁A、B的棱鏡，將其精確對中、整平，即可測量出A、B在其測量坐標系下的坐標(Xa，Ya，Ha)、(Xb，Yb，Hb)。通過角度測量和距離測量可解算出兩已知點之間的距離。利用型號工程天文大地測量已知點A、B之間的標準距離Sab來進行測量精度的檢核，以保證后續測量解算出的航向、傾斜角和俯仰角誤差均≤0.01°，滿足慣導系統原位功能、性能檢查的要求。

點A、B之間的標準距離Sab與實測值Sa、Sb及∠AB的關系如式4所示：

(4)

式中，Sa是全站儀測得I與A之間的距離；Sb是全站儀測得I與B之間的距離；∠AB是IA與IB之間的夾角。

由于測量過程中的誤差或照準目標有誤，會造成上述等式不成立，設其誤差值為Δ，則有：

式中，M為全站儀距離測量精度。

2.2 數據解算

數據解算包括坐標的統一及點位移植，航向的解算、位置的解算與姿態的解算。

2.2.1 建立統一坐標及點位移植

全站儀建立以航向基準線即中央子午線為X軸，赤道投影方向為Y軸的統一測量坐標系，通過已知點坐標及方位角進行角度變換和坐標移植，得到未知點平面坐標。

首先，全站儀的測量進行后方交會測定觀測點坐標，當設定后視點的坐標時，全站儀自動計算后視方向的方位角，并設定后視方向的水平度盤讀數為其方位角。根據已知的∠A(IA′與A′B′之間的夾角)和φAB(AB與基準線之間的夾角)，即可求出AI的方位角φAI：

(5)

計算出方位角后，通過已知點坐標移植及角度變換計算觀測點坐標，已知方位角φAI，即可利用式6得出I點坐標(Xi，Yi)。

(6)

然后，依次觀測代表飛機縱軸的標志點，進行邊角前方交會測量，測完該兩坐標后由程序自動解算出飛機真航向。標志點及方位角關系如圖3所示，I點坐標及AI方位角φAI已經由上述計算式求出，故I點至F點的方位角φFI滿足：若φFI>90°，則φFI=∠F+φAI；若φFI<90°，則φFI=∠F+φAI-π。

圖3 標志點及方位角關系

同理，可得方位角φTI。則F(Xf，Yf)點平面坐標可由下式得出：

則T(Xt，Yt)點平面坐標可由下式得出：

2.2.2 航向及位置的解算

航向解算即解決子午線與飛機縱軸的空間異面直線關系。在已知航向基準線和F、T的平面坐標下解算出兩直線的夾角，代表飛機航向的方位角φFT計算式如下：

(7)

位置解算即將平面坐標轉換為大地坐標，通過迭代及高程擬合過程來實現。大地坐標系是以參考橢球面為基準面建立起來的坐標系，地面點的位置用大地經度、大地緯度和大地高度表示。高斯投影反算是將高斯坐標(X,Y)反投影計算為(B,L)的過程。當坐標投影B=φ1(X,Y)，L=φ2(X,Y)時為正形投影，X坐標軸投影成中央子午線，且X軸上的長度投影不變。設坐標反解算公式[6]如下：

(8)

式中，Bf是常數；Nf、Mf都是Bf的函數，且tf=tanBf，ηf=e2cos2Bf。

由式8可知，底點緯度Bf是一個重要的中間變量。由于投影在X軸上的長度保持不變，則當Y=0時，子午線弧長X長度保持不變，B=Bf。由赤道開始到任意緯度B平行圈之間的弧長可由積分X=C0dB求出。采用迭代法求Bf。

設Δ=cosB0(C1sinB0+C2sin3B0+C3sin5B0)，則X=C0B0-Δ，即B0=(Δ+X)/C0。

令Δ=0，則B0(0)=X/C0，代入Δ，得Δ(0)=cos(X/C0)[C1sin(X/C0)+C2sin3(X/C0)+C3sin5(X/C0)]。將Δ(0)代入B0=(Δ+X)/C0，有B0(1)=(Δ(0)+X)/C0，如此循環迭代求出Bf=B0(n)。將其代入大地坐標的計算式中，得到大地坐標(B,L)。

2.2.3 姿態的解算

快速測量飛機的傾斜角和俯仰角，在代表飛機橫軸或縱軸的標志點上分別安裝上目標棱鏡，在調整好全站儀電子水平后，觀測代表飛機橫軸或縱軸的反射目標，由專用軟件解算并輸出傾斜角和俯仰角，計算式如下：

(9)

式中，ΔH為左右目標的高差；S為左右目標之間的斜距，其精度計算式如下：

(10)

式中，Slope(i)為每測回之傾斜角；Slope為傾斜角平均值；N為測回總數。

3 應用測試分析

結合慣性導航系統外場原位檢測方法完成某型飛機的慣導參數校準過程(見圖4)。首先，全站儀觀測兩已知位置塔標P1、P2，進行后方交會測定自身坐標；然后，全站儀觀測代表飛機縱軸的飛機機上位置目標1和位置目標2進行角度前方交會測量，通過點位移植計算出目標1和目標2的坐標，測量完后解算出飛機真航向、姿態；最后，當全站儀測量解算完成后，將位置、航向和姿態等參數傳輸到慣性導航系統外場檢測儀中。

在同樣停機狀態下，慣導完成對準轉導航工作模式后，外場檢測儀檢測到慣導系統輸出的位置、航向和姿態角等參數。全站儀解算結果與慣性導航系統外場檢測儀測量結果對比見表1。

圖4 飛機慣導參數原位檢測

全站儀測量解算方位角姿態角慣導外場檢測儀測量方位角姿態角誤差方位角姿態角111°50'09″1°06'42″111°49'56″1°06'14″0°00'13″0°00'28″111°50'09″1°06'15″111°49'56″1°06'17″0°00'13″0°00'02″111°49'23″1°05'48″111°49'56″1°06'10″0°00'33″0°00'22″111°49'23″1°06'41″111°49'56″1°06'14″0°00'33″0°00'27″

通過驗證試驗可知，表1中的數據可以滿足航向檢查、傾斜俯仰檢查0.01°的精度要求。

4 結語

采用慣性導航系統原位檢測技術，在飛機正常停機狀態下，不需要用千斤頂把飛機架水平即可測量多架飛機航向角、傾斜角和俯仰角，效率高，其誤差均<0.01°，滿足使用要求。

[1] 楊孟興,徐兵華.激光陀螺捷聯慣性導航系統的誤差參數標定[J].中國慣性技術學報,2008,16(3):306-309.

[2] 武瑞娟,何紅麗,惠廣裕,等.基于GPS與全站儀的慣性導航部件安裝校準技術[J].測控技術,2011,30(6):8-11.

[3] Zhao L, Gao W, Li P, et al. The study on transfer alignment for SINS on dynamic base[C]//International Conference on Mechatronics and Automation. Niagara: IEEE, 2005.

[4] 汪洋,趙伊寧,杜以林.船載雷達天線與航姿分系統安裝精度研究[J].新技術新工藝,2015(10):66-68.

[5] 戴邵武,賀毅,徐勝紅,等.艦載導彈捷聯慣導系統原位標定技術研究[J].艦船電子工程,2011(9):47-49.

[6] 孔祥元,梅是義.控制測量學：下冊[M].武漢:武漢大學出版社,2002.

責任編輯 鄭練

鄧樂武，舒武靜

(中航工業成都飛機工業(集團)有限責任公司，四川 成都 610000)

In-situ Detection Method of INS Parameters based on Electric Total Station

DENG Lewu, SHU Wujing

(AVIC Chengdu Aircraft Industrial (Group) Co., Ltd., Chengdu 610000, China)

High precision reference points and lines are established in the airport. And using the programmability of total station, the inertial reference coordinate system can be established. Then the total station observes each reference point and aircraft attitude landmark, and acquires the data. The data is used to calculate the precise information of location, posture and course by software. Meanwhile, the corresponding output of INS is tested by inertial navigation system detector. It is compared with the former to realize situ detection of inertial parameters when a plane stops in the arbitrary condition.

inertial navigation system, total station, in-situ detection, coordinate transformation

Sab2=Sa2+Sb2-2SaSbcos∠AB

Δ=Sab2-(Sa2+Sb2-2SaSbcos∠AB)

φAI=φAB+∠A

Xi=Xa+SacosφAI

Yi=Ya+SasinφAI

Xf=Xi+SfcosφFI

Yf=Yi+SfsinφFI

Xt=Xi+StcosφTI

Yt=Yi+StsinφTI

鄧樂武(1965-)，男，研究員級高級工程師，主要從事機載系統綜合測試等方面的研究。

2016-02-29

TP 319.7

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