基于光学辅助标定的机载惯导初始对准关键技术

崔旭涛，李鸣谦，王富军，,杨富程，王诚成

（1.军事科学院战争研究院联合作战研究所，北京 100091；2.北京核工程研究设计院，北京 100083；3.海军航空大学航空作战勤务学院，山东 烟台 264001）

0 引言

机载捷联惯导系统作为作战飞机关键导航系统，其初始对准时间和精度直接影响飞机出动的反应速度和执行任务成功率，是决定惯导系统性能的两项重要指标。在当前实战化训练背景下，飞机机载惯导系统多采用静基座自主式初始对准方法，完成惯导初始对准工作，但该方法粗对准精度低、精对准时间长，直接影响到飞机出动效率和执行任务成功率，因此，研究飞机捷联惯导系统快速、有效的初始对准技术和方法，提升对准精度和反应时间指标，对于提升航空兵部队战斗力意义重大。

本文面向当前飞机担负值班训练任务紧急出动需求，结合机载惯导系统原理，针对当前静基座自主式对准速度较慢，惯导系统高精度陀螺仪启动时需一段时间预热，且飞机处于静止状态，其方位角可观测性较差，误差收敛较慢，导致载机方位信息获取时间长的问题，提出一套光学辅助标定的机载惯导航向快速对准新体系结构方法，开展相关关键技术研究，为机载惯导缩短精对准时间，提高快对准精度，简化惯导对准工作流程，为提高飞机快速出动能力提供了新思路和方法。

1 对准基本原理

1.1 基本原理

岸基飞机静基座初始对准时，一般通过载体惯导系统使用陀螺仪和加速度计，对重力矢量和地球速率矢量的量测信息通过解析方法解算出捷联矩阵完成粗对准，利用卡尔曼滤波器进行失准角的估计，修整姿态矩阵的偏差完成精对准。这种自主式对准方法可明显提高对准精度，但存在方位失准角可观测性较差、收敛速度慢等问题，导致精对准模式下，惯导虽可达到较高的对准精度，但需要对准时间长，在粗对准模式下，可缩短对准时间，但对准精度较低。

针对当前方位角对准较慢的问题，提出了一种基于光学辅助标定机载惯导航向角初始对准方法，对载机航向角进行快速测量，以辅助惯导系统对准。其基本原理是通过设计飞机航向外部测量基准源、高精度激光测距辅助对准设备，构建载机标志点、外部基准源及测量设备之间几何关系，解算出机载惯导实时航向状态信息，注入给机载惯导系统，实现其快速、高精度初始对准工作。其初始对准原理如图1 所示。

图1 测量系统测量方法示意图

1.2 对准工作流程

该方法通过设计的高精度激光测距辅助设备，完成对载机航向对准工作，主要分为标定测试与测量对准两个阶段。标定测试阶段，通过基准柱、载机标志点、测量系统坐标系设定及载机自对准精确方位信息获取，建立标志点、基准柱与飞机基准坐标系之间关系；测量对准阶段，工作流程与标定测试阶段相反，在飞机停在泊机位后，测量系统对两个基准柱测量后，自动捕捉飞机上两个标志点，通过坐标系几何关系解算出载机精确航向值。

2 载机航向角测量算法及精度分析

2.1 航向角测量算法

基于载机光学辅助标定航向测量系统，在系统俯仰、滚转轴与水平面平行后，使用系统上光学成像系统、激光测距系统捕捉载机上2 个标志点，进行两次激光测距，得到载机上2 个标志点到该系统之间的距离、，与之对应俯仰角为、，计算出、在水平面上的投影、，如图2 所示。

图2 对准测量在水平面上几何关系示意图

由式（2）求出值。

因此，可得：

经推导，式（5）描述了基准柱方位角与飞机航向之间确立的几何关系。角虽未知，但对于每架飞机视为一个固定值，测量时无需求取其确定数值。

2.2 算法精度分析

激光测距相对于载机上标志点在水平面上投影：

由函数系统误差计算公式可知：

Δ为激光测距仪对载机标志点测距误差；Δ为俯仰方向的测角误差，主要由俯仰伺服机构定位误差和光学系统捕捉标志点的误差组成：

其中，为光学系统捕捉标志点在纵向上偏移误差值。同理可得另外3 次激光测距仪测距在水平面上的投影误差值Δ、Δ、Δ。

同样由函数系统误差计算公式可知：

Δ角误差计算公式反映了激光测距仪、光学系统、伺服机构误差对角计算误差的影响。

Δ误差计算方法与Δ角相同，同理可得：

3 仿真分析评估

为验证提出的初始对准算法可行性及对航向角测量精度，根据图2 所示几何关系，对该算法下的测距精度、俯仰精度及方位测角精度对惯导系统初始对准精度影响进行了仿真分析与评估，为后续测量系统实验室验证、部队实验应用提供了理论支撑。

3.1 测距误差分析

1）测量距离投影误差与测量距离和俯仰角之间关系

设定激光测距仪测量误差为固定值2 mm，俯仰方向测角误差Δ为固定值0.01°，仿真得出测距投影误差随测量距离和俯仰方向角变化如下页图3 所示。

图3 测距投影误差Δl1 与测量距离L1和俯仰角θ1 关系

由图3 可知，在测量距离从1.0 m～40.0 m、俯仰角从0.0°～50.0°之间连续变化时，测距投影误差呈不规则曲面变化，因此，该方法在部队实际使用时，应充分考虑飞机标志点高度、停机坪距离等实际情况，合理设置测量系统位置，达到投影误差尽量小目的，以减少载机航向角测量误差。

图4 α 角计算误差Δα 随测量投影误差Δl和水平测角误差Δ变化关系

图5 α 角计算误差Δα 随测量投影距离l1和旋转角度变化关系

3.2 模拟实际测量随机误差对初始对准精度影响

为模拟实际测量中随机误差对最终测量结果影响，对激光测距仪测量值、俯仰测角值、方位侧角值加入随机误差，进行多次测量仿真。表1 中给出了仿真实验基本参数设置。在仿真中，以利用这些参数计算出的航向值作为基准值，分别对激光测距仪误差、俯仰侧角误差、方位侧角误差对最终对准误差的影响进行分析。

表1 仿真基本条件设置

设俯仰角和方位角测量精度不变，将激光测距仪测量值加入0.3 mm、0.5 mm、1.0 mm（1）的随机误差进行仿真，以模拟实际测量中的不确定性，每组进行50 次仿真测量。

图6 激光测距精度对航向角对准误差影响

设激光测距仪和方位角精度不变，将俯仰角加入0.002 °、0.005 °、0.01 °（1）的随机误差，进行仿真，每组进行50 次测量。

设激光测距仪和俯仰角的精度不变，将方位角加入0.002 °、0.005 °、0.01 °（1）的随机误差，进行3 组仿真，每组仿真进行50 次测量。

经仿真得到误差统计结果如下页表2 所示，统计这3 组仿真计算结果可如，测量仪方位侧角误差对结果的影响大于俯仰侧角误差的影响。

图7 俯仰测角精度对航向角对准误差影响

图8 方位测角精度对航向角对准误差影响

表2 仿真误差统计结果

4 结论

本文结合惯导自主式对准方法信息收敛速度慢的问题，从方便工程实现运用角度，提出了一种基于光学辅助标定的机载惯导航向角快速对准方法，通过对该方法基本原理、工作流程及算法误差分析、仿真与验证可以得知，该方法在不改变惯导、机体结构的情况下，可有效解决当前静基座自主式对准方位角可观测性较差，误差收敛较慢，而导致载机方位信息获取时间长的问题，在设计的测量系统指标明确情况下，可有效缩短对准时间、提升对准精度，简化测试工作流程，且易于工程实现，设备稍加修改，部队实验验证，可广泛推广应用，具有一定的工程化应用价值。