基于結構傳遞的飛行器間接初始對準方法

姚 旺，牟宏偉，孔志杰，孫 崢，李昂陽

(中國運載火箭技術研究院，北京 100076)

0 引言

飛行器慣性導航系統一般通過慣性測量裝置測量出飛行器的角速度與加速度信息，進而計算出飛行器的瞬時姿態與瞬時速度，實現飛行器的慣性導航。由于慣性是物體本身的自然屬性，不受外界因素的影響，因此慣性導航系統不需要外界持續提供信息，同時也不會向外界發射任何信息，具備自主性強、隱蔽性高、抗干擾能力強、不受外界環境影響等優點，因此，慣性導航系統被廣泛的應用于軍事、運輸、探測等領域。目前慣性導航已經成為飛行器主要的導航方式[1-3]，其他導航方式作為輔助手段。

慣性導航系統在進行導航解算之前需要確定飛行器的導航初值[4-6]，即飛行器的初始位置與姿態。初始姿態包含初始俯仰角、初始橫滾角與初始航向角，早期的飛行器一般依靠外部輔助手段進行初始對準，光學初始對準成本低，對準精度相對較高，是外部輔助對準常用的手段之一[7-8]。隨著慣性測量技術的不斷發展，慣性測量裝置的精度取得了進步，同時新型對準算法不斷的改進使得飛行器采用慣性測量裝置可以實現自主對準，并且自主對準技術已經成功應用于導航精度要求高、實戰化要求強的導彈武器系統領域[9-10]。自主對準技術雖然有不依托外部資源、對準速度快等優點，但是對于慣性測量裝置的測量精度要求較高，一定程度上帶來了較高的成本需求。對于以驗證單項技術為目的，對準精度要求不高，且有嚴格成本限制的演示驗證性質的飛行器，光學初始對準仍是可推薦采用的對準方法之一。

基于光學的初始對準方法中，慣性導航系統的初始橫滾角與初始航向角可通過慣性測量裝置自身敏感實現測量，初始航向角需要通過光學瞄準獲取。傳統的光學瞄準方法有以下3點不足：

1)需要在飛行器慣性測量組件安裝處設計瞄準窗口，增加了設計難度。飛行器發射前需要架設瞄準設備，打開瞄準窗口，通過瞄準窗口測量飛行器慣性測量裝置與真北的夾角，實現初始航向角的獲取。

2)瞄準工作流程復雜，延長飛行器發射準備時間。完成瞄準工作后需要將飛行器上的瞄準窗口封堵，特別是對于飛行過程中熱環境惡劣的飛行器，需要對于瞄準窗口進行專門的防熱處理。同時由于垂直瞄準距離較遠，瞄準設備及電纜展開和撤收時間較長，將導致飛行器發射前的準備時間大幅延長。

3)瞄準工作對發射場地有一定要求。由于慣性測量組件一般安裝在靠近飛行器頭部的艙段內，而飛行器一般采用垂直或傾斜的發射方式，慣性測量裝置實際安裝位置距離地面可能高達10 m以上，進行遠距離斜瞄需要發射場地較為開闊。

為了解決以上傳統光學瞄準的弊端，提出了一種基于結構傳遞的飛行器間接初始對準方法，將飛行器初始對準過程分解為飛行器總裝過程中的總裝對準與發射前的射前對準，通過基面轉換裝置與飛行器表貼棱鏡實現了飛行器初始航向角的傳遞與測量。

1 間接對準方法

1.1 對準流程

間接對準方法分為總裝對準與射前對準，通過總裝對準將飛行器慣性測量裝置基準轉換至外壁棱鏡基準，之后再通過射前對準建立外壁棱鏡基準與真北向的夾角關系，最終獲得飛行器的初始航向角。具體流程如圖1所示。

圖1 間接對準流程圖

1.2 總裝對準

1.2.1 安裝基面轉換裝置

基面轉換裝置的作用是將飛行器慣性測量裝置的安裝基面轉化為可視基準，如圖2所示，由基板和反光鏡組成。

圖2 基面轉換裝置

慣性測量裝置載體坐標系為：慣性測量裝置X軸指向飛行器航向，Y軸在飛行器縱向平面內豎直向上，Z軸方向通過右手定則確定。

將飛行器慣性測量裝置拆下后，將基面轉換裝置安裝在飛行器慣性測量裝置的安裝位置，如圖3所示。

圖3 基面轉換裝置安裝示意圖

基板材質為超硬鋁，采用精密研磨等方法將底基面與反光鏡的等效反射面調節成平行；基面轉換裝置中反光鏡與底基面的平行度誤差≤1′。

反光鏡為等腰直角三棱鏡，光束經過兩次反射，入射光與出射光投影到棱鏡主截面上方向相差180°。如圖4所示，其工作特性為：

圖4 反光鏡工作特性

1)在棱鏡主截面內對入射光束不敏感

光束在S面內射入直角棱鏡弦面，從與S面平行的P面反射出來。入射光束(投影到棱鏡主截面內)與弦面發現的夾角λ′變化時，反射光與入射光依然平行。這樣瞄準儀的準直俯仰角可以在較大范圍內變化，為瞄準和校準提供了方便。

2)在方位上敏感入射光束

棱鏡在方位對準上的作用與平面反光鏡相同，光束入射角等于反射角。在不改變入射光束方向的情況下，當直角棱鏡方位變化α角時，反射光束變化為2α。這個特性不僅可使瞄準儀完成對準功能，還能提高準直精度。

基面轉換裝置反光鏡的等效反射面與慣性測量裝置安裝面平行，其等效法線的方位即可以代表飛行器的航向角。

1.2.2 艙體調平

安裝基面轉換裝置后，在基面轉換裝置上架設水平尺，通過調整艙體水平度，使得艙體俯仰角、橫滾角均不大于1°，確保后續對準精度。

1.2.3 粘貼外壁棱鏡

外壁棱鏡由安裝座和反光鏡組成，安裝座按照飛行器表面外形隨形設計，反光鏡為等腰直角三棱鏡，在飛行器外部選取固定位置進行粘貼，如圖5所示。

圖5 外壁棱鏡粘貼示意圖

1.2.4 獲取基面轉換角β1

完成外壁棱鏡粘貼后，利用兩臺經緯儀測量基面轉換裝置瞄準鏡法線與瞄準棱鏡法線夾角β1，測量原理如圖6所示，計算公式為：

圖6 基面轉換角測量原理俯視圖

β1=180°-b1-b2

(1)

1.3 射前對準

1)艙體調平

飛行器轉運至發射場地后，起豎前通過調整發射裝置水平度，使得飛行器俯仰角、橫滾角均不大于1°。

2)獲取轉換棱鏡真北角β2

獲取轉換棱鏡真北角β2的原理如圖7所示，首先建立真北向，選定轉換點Z，通過尋北儀在真北向選定標桿點J，則ZJ連線即為真北向。在飛行器附近，正對壁面棱鏡處選定瞄準點M，在瞄準點M、轉換點Z均架設1臺電子經緯儀，通過2臺電子經緯儀測量出m1與m2，則可由式(2)求得轉換棱鏡真北角β2。

圖7 獲取轉換棱鏡真北角示意圖

(2)

3)航向角計算

獲取β1、β2后，通過式(3)完成飛行器初始航向角β的計算:

β=β2-β1

(3)

4)拆除外部棱鏡

飛行器發射前，利用專用工具將飛行器外壁棱鏡拆除，避免飛行器外部殘留額外突起物。

2 誤差分析

2.1 誤差來源

基于結構傳遞的間接初始對準方法主要誤差來源包括：

1)北向基準誤差與儀器測量誤差(含操作誤差),其中北向基準可由發射場提供的基準點建立，精度可控制在30″(3σ)以內,經緯儀的測量誤差與瞄準人員的操作誤差可控制在30″(3σ)以內。

2)棱鏡安裝誤差是指棱鏡在基面轉換裝置上的安裝誤差，由棱鏡與基面轉換裝置的結構安裝保證，可控制在1′(3σ)以內。

3)慣性測量裝置安裝誤差是指慣性測量裝置X軸與飛行器航向的安裝誤差，由慣性測量裝置與飛行器艙段安裝板的安裝保證，可控制在10′(3σ)以內。

4)慣性測量裝置內部敏感器件安裝誤差指的是敏感器件與慣性測量裝置X軸的安裝誤差，由慣性測量裝置產品出廠前的測試與標定保證，可控制在5′(3σ)以內。

5)飛行器變形引入的誤差包括因重力和日照造成的飛行器軸線偏差及滾轉偏差，以長8 m、重4 t的飛行器為例計算，誤差可控制在15.3′(3σ)以內。

6)總裝狀態和射前狀態飛行器的極限滾轉角相差2°(總裝對準相對水平面為±1°、射前對準相對水平面為±1°)，由滾轉角引起的航向測量誤差可控制在9.44′(3σ)以內。

2.2 誤差計算

以上誤差均相互獨立，經分析，本間接對準方法具體誤差數據見表1。

表1 對準誤差分析

根據表1，初始對準總誤差為：

對于驗證單項技術、導航精度要求不高的演示驗證飛行試驗，初始對準精度一般可不超過30′，因此誤差可以滿足該類飛行器初始對準的精度要求。

3 試驗驗證

為了將文中間接初始對準方法與傳統開窗口式直接對準方法相比較，搭建了原理性驗證環境，具體見圖8，慣性測量裝置額外裝配瞄準棱鏡，同時在射前對準過程中，于慣組棱鏡處打開瞄準窗口，在瞄準窗口附近選取瞄準點M′，并在M′處架設尋北儀，確定標桿點J′與真北向M′J′，利用電子經緯儀獲取β′，則飛行器初始航向角β為：

圖8 間接對準方法與傳統方法對比試驗場景

β=β′-90°

(4)

分別變換飛行器的初始航向，并調整飛行器的俯仰角、橫滾角(均在1°范圍內)，按照以上方法開展了10次試驗，測量結果對比見表2，間接對準與直接對準平均誤差為3′37.1″，獲取的初始航向角具有良好的一致性。

表2 間接對準與直接對準航向角比較

4 結論

提出了一種基于結構傳遞的飛行器間接初始對準方法，在總裝對準中通過基面轉換裝置將飛行器慣性測量裝置基準轉換至外壁棱鏡基準，在射前對準中通過建立外壁棱鏡基準與真北向的夾角關系，最終獲得了飛行器的初始航向角。通過該方法，避免了在飛行器慣性測量裝置附近設計額外的瞄準窗口，簡化了瞄準場地需求，并精簡了傳統光學瞄準的流程，對于驗證單項技術、導航精度要求不高、有嚴格成本限制的演示驗證飛行器的慣性導航系統初始對準方案設計具有一定的指導意義。