基于機載GPS/INS測量組件的光電經緯儀動態測量精度評定方法

穆高超，錢禮華，黨 峰，邱 純，李云超

(中國兵器工業試驗測試研究院，陜西 華陰 714200)

0 引言

光電經緯儀是靶場試驗測試中重要的測量設備，對彈箭飛行過程進行實時跟蹤，實時記錄其飛行圖像，通過圖像判讀完成對運動目標在光電經緯儀坐標系下的方位角和俯仰角的測量，事后交會處理得到目標的空間坐標、飛行速度等外彈道參數。測角精度的高低，直接決定外彈道參數的測量精度。

當前，光電經緯儀設備研制單位對光電經緯儀具備一定出廠檢測能力，但設備返廠校準方式存在多方面問題：一是設備組成復雜、結構精密、造價昂貴、運輸困難，遠距離顛簸運輸增大了失準、損壞的可能性；二是送檢周期長，定期校準困難，影響武器裝備科研生產進度。受此局限，目前光電經緯儀現場條件下一般采用星校方式對處于工作狀態的光電經緯儀進行校準，這種方式可對光電經緯儀靜態測角總精度和系統功能進行總體評估，存在的主要問題是：由于星體紅外輻射微弱致紅外測量頭難以成像，使得紅外測量頭無法得到校準，僅能對可見光測量頭進行校準；對星體觀測的角速度較低，與設備實際工況差異大。所以該方法也難以系統全面地完成對光電經緯儀動態測角精度進行校準。

因此，如何在靶場條件下對光電經緯儀動態測角精度進行評定，確保光電經緯儀提供的外彈道測量數據精度，是當前靶場亟待解決的問題。針對這一難題，提出利用無人機搭載GPS/INS測量組件測量的高精度動態時空位置信息，采用數據差值分析完成光電經緯儀動態測角精度的具體校準方法。

1 基于無人機平臺的光電經緯儀動態測量精度評定原理

利用無人機作為空中運動平臺，無人機通過機載吊艙攜帶GPS/INS測量組件和光電合作目標按照規劃航路飛行，GPS/INS組件實時測量并記錄其空間位置坐標和無人機姿態，經GPS差分處理和姿態數據位置修正得到合作目標定位數據；光電經緯儀同步跟蹤無人機機載光電合作目標，測量其指向合作目標方位角和俯仰角；通過吊艙通信鏈路，將差分GPS定位數據下傳至數據處理地面站；通過數據處理地面站按時間同步要求將差分GPS定位數據換算為光電經緯儀指向無人機光電合作目標的方位角、俯仰角值，將其作為標準值與光電經緯儀的測量值進行差值統計分析，得到光電經緯儀動態測角誤差。評定原理如圖1所示。

圖1 基于無人機平臺的光電經緯儀動態測角精度評定方法原理框圖

2 無人機校準系統

無人機校準系統是為被鑒定光電經緯儀提供基準值和合作目標的系統。系統主要由無人機飛行平臺、機載GPS/INS測量組件、光電合作目標、數據處理地面站組成。

2.1 機載GPS/INS測量組件

機載GPS/INS測量組件主要由GPS/INS定位定向測姿分系統、無線通信組合、光源控制組合組成。

2.1.1 GPS/INS定位定向測姿分系統

GPS/INS定位定向測姿分系統由吊艙GPS/INS定位定向測姿裝置(移動站)和地面GPS基準站組成。通過GPS載波相位差分技術和雙頻快速解整周模糊度技術精確求解載體的位置、時間和航向角，結合慣性測量單元獲得空中吊艙高精度的航向、滾轉、俯仰等信息，可對合作目標光源由于吊艙姿態變化造成的偏差進行修正。

吊艙GPS/INS定位定向測姿裝置主要由GPS/INS定位定向測姿組合、雙頻GPS天線、無線通信電臺、空載無線通信天線組成。地面GPS基準站由GPS基準站(基站)、雙頻GPS天線、無線通信電臺、無線通信天線組成。其原理框圖如圖2所示。

圖2 GPS/INS定位定向測姿分系統原理框圖

2.1.2 無線通信組合

無線電通信分系統完成空中與地面載波相位差分所需信息的高速實時傳遞，主要考慮數據的傳輸距離和傳輸速率滿足RTK(real-time kinematic)通信要求,經計算需要其無線傳輸速率為19.2 kbit/s，端口傳輸速率為38.4 kbit/s。天線選用機載型專用天線，可以有效地降低風阻。

2.1.3 光源控制組合

光源控制組合是光電經緯儀動態校準的主要組成設備。在光源、光源控制組合、GPS/INS測量裝置等共同參與下完成單臺或多臺光電經緯儀的測角動態校準。

光源控制組合完成光源閃光時刻的準確控制，閃光控制組合主要包括控制電路和充電電路，如圖3所示。

圖3 光源控制組合組成原理框圖

2.2 光電合作目標

光源即光電合作目標，光源為地面測量設備提供標準的測試目標，光源選用高流明的專業全光光源，具有足夠的大氣穿透性，能夠在校飛范圍內被光電經緯儀識別并準確捕獲。無人機上共安裝兩個光源，在進行脫靶量校準時，兩光源之間的距離作為標準距離。進行動態測角精度校準時，只采用其中的一個光源，其時間統一為UTC(universal time coordinated)。為確保光電經緯儀全程校準過程能觀測到光源，必須將其安裝在吊艙底部凸出部位。

2.3 數據處理地面站

地面數據處理站主要包括數據記錄設備與信息數據處理及數據顯示組合兩部分。主要用于記錄機載校準吊艙內各校準設備的實時數據，實時處理與顯示校準信息，輸出校準結果。

3 無人機校飛航路設計

為了保證校飛的校準精度以及方位角、俯仰角的動態校準范圍，需要對無人機航路進行設計，明確無人機飛行的校飛坐標系、校準基準點位、進入(退出)條件、航路高度、航向、航路最大有效航程等參數。

3.1 校飛坐標系

選用被校光電經緯儀的測站坐標系。定義軸方向與無人機有效航程方向平行，軸垂直于大地水平面方向，建立右手笛卡爾直角坐標系。校飛過程如圖4所示，其中點為測量設備站點；點、點為無人機遠離或進入航路點；為航路相對高度；、分別為測量設備方位角、俯仰角；為被校設備距無人機的最大有效航程。

圖4 校飛過程原理示意圖

3.2 航路高度

航路高度應能保證測量設備在跟蹤過程中地面不應進入被校設備視場，所以航路高度應滿足：

≥·tan()

(1)

式中：為測量設備最大視場。

3.3 基準點位

動態校飛時，被校準設備架設基準點位應經過三級大地測量。

3.4 最大有效航程

綜合考慮無人機飛行時間與有效進入次數的關系，航路有效航程擬定為20 km，能夠保證每個飛行架次有效進入3次，且每個有效進入被校準設備的采集時間不小于180 s。

3.5 航路進入(退出)條件

(2)

式中：為機載校準裝置的定位精度，取0.2 m；為機載校準系統的動態角度校準精度，取10″；為航路高度，取2 000 m；為設備的保精度測試俯仰角，取6°。

則在地面的最小投影距離′為：

(3)

根據上述無人機航路參數、飛機速度(50 m/s)、校準基準點位，經計算從航路退出點到遠端10 000 m處飛機提供的角速度為由0.45°/s降至0.034°/s。目前光電經緯儀執行任務時，正常穩定跟蹤目標的角速度一般小于0.6°。

3.6 校飛程序

1)根據被校準光電經緯儀的性能和精度設計出一個最佳布站幾何和飛機校飛航路；

2)對無人機校準系統調試并做好準備工作后，通過基準點對GPS/INS測量組件的定位精度進行地面校準；

3)對被校準光電經緯儀布設到位并調試后，校飛前分別用正、倒鏡對選定的方位標進行拍攝；

4)在時統信號的同步下，被校準光電經緯儀對安裝有合作目標的無人機進行跟蹤測量；

各個學者做的實證研究幾乎都是從母語對二語寫作、閱讀、語法等方面的影響，但得到的結果卻不同。有的研究結果得出母語遷移對二語習得產生正遷移，有的研究結果得出母語遷移對二語習得產生負遷移。原因在于，母語對第二語言學習產生的作用受多方面的因素影響，而不是受單一因素影響，因而學者們實證研究得到的結果不同。

5)每架次飛行前后各測量一次測站及高空的濕度、氣壓和溫度；

6)每架次飛行結束后，光電經緯儀分別用正、倒鏡對選定的方位標進行拍攝。

4 數據處理方法

光電經緯儀動態校飛直接獲得的數據有兩類，一類是光電經緯儀跟蹤飛機(觀察光電合作目標)記錄的圖像數據，另一類是無人機機載GPS/INS測量組建獲得的無人機航跡定位數據。數據處理主要是將這兩類數據分別處理成基于光電經緯儀站址的方位角、俯仰角形式，光電經緯儀跟蹤記錄無人機圖像處理的數據為測量數據，無人機機載校準裝置獲得的數據為校準數據。

4.1 光電經緯儀測量數據處理

步驟1：采用光電經緯儀圖像處理軟件判讀光電經緯儀跟蹤記錄的無人機圖像，判讀位置為光電合作目標中心，輸出判讀結果文件；

步驟2：采用外彈道數據處理軟件將判讀結果處理合成為方位角、俯仰角形式；

步驟3：對步驟2的處理結果進行單項差修正；

步驟4：對步驟3的處理結果進行大氣折射修正(記錄校飛試驗時段的氣象數據)。

4.2 機載GPS校準裝置數據處理

步驟1：將記錄的無人機航路軌跡經緯度定位數據轉換為站址坐標系數據格式。站址坐標系：原點為被校準光電經緯儀的測站坐標，軸方向為無人機有效航程方向，軸垂直于大地水平面方向，建立右手笛卡爾直角坐標系。輸出數據結果為T(時間)、A(方位角)、E(俯仰角)格式。

步驟2：采用光電經緯儀數據處理軟件將位置數據轉化為基于被校準光電經緯儀站址的方位角、俯仰角形式數據T、A、E格式。

4.3 校準數據統計分析

將被校設備測量數據與校準數據進行比對做差，統計被校準光電經緯儀的測量精度，統計結果包括系統誤差、隨機誤差和均方根誤差。

(4)

隨機誤差公式：

(5)

均方根誤差為：

(6)

式中：′為第個進入中取樣的觀測點數；Δ為第個進入中第個一次差。

動態校飛試驗中，方位角、俯仰角的測量誤差均采用式(4)～式(6)統計。

5 校飛試驗

按照上述方法對靶場某型光電經緯儀測量精度進行了一次基于機載GPS/INS測量組件的無人機實飛驗證測量。試驗利用W-50型無人機作為動態校準平臺，通過搭載GPS/INS測量組件與合作目標構成空中動態基準，試驗共飛行無人機一個架次兩個航路，通過校飛對基地某型光電經緯進行了動態校準驗證。驗證試驗基本情況為：

1)被檢測光電經緯儀測角精度30″(方位角、俯仰角均是)；

2)機載GPS/INS測量組件定位精度0.2 m;

3)無人機飛行高度2 000 m，取無人機航路6.8～10.8 km機載GPS/INS測量組件的位置數據作為標準值。

圖5為光電經緯儀的測量值與標準值的對比。經統計分析，標準值與測量值的方位角均方根11″、俯仰角均方根14″，而設備測量精度為30″，結果說明該臺光電經緯儀測試精度在指標范圍內，數據是有效的。

圖5 光電經緯儀角度實測值與標準值比對

6 結束語

文中論述的方法，可使靶場大量的光電經緯儀在試驗場區內得到及時、定期、全面的校準，其在現場測量條件下動態測量不確定度能夠得以控制及評定，測量數據真實客觀地反映武器系統戰術性能，為武器系統性能設計優化和戰技指標評定提供技術保障。