CN102322873B - 一种分布式pos地面演示验证系统 - Google Patents

Abstract

一种分布式POS地面演示验证系统，主要由机翼模拟系统、分布式POS系统、机翼动态形变监测系统组成，机翼模拟系统用于模拟有动态形变的飞机机翼，分布式POS安装在机翼模拟系统中的机翼模拟板上，同时测量机翼模拟板上不同点的位置、速度和姿态信息，机翼动态形变监测系统监测机翼模拟板的动态形变，通过其测量结果与分布式POS测量结果的对比，实现分布式POS位置和姿态精度的测试。本发明可在地面检验分布式POS系统的精度，具有精度高、实验简便的特点。

Description

一种分布式POS地面演示验证系统

技术领域

本发明涉及分布式POS地面演示验证系统，适用于分布式POS系统的地面测试和关键技术验证。

背景技术

航空遥感是以飞机为观测平台，利用成像载荷获取地球表面与表层的大范围、高精度、多层次空间信息的战略高技术，对国家经济建设和国家安全具有重大作用，是当今世界高速发展和激烈竞争的技术领域。

随着我国经济的快速发展，航空遥感不断向着高分辨率、高精度、多遥感载荷集成及阵列载荷方向发展。航空遥感实现高高精度成像要求飞机做匀速直线运动，但是飞机受气流扰动、飞控系统误差等因素影响，必然偏离理想的匀速直线运动，形成运动误差，导致遥感成像分辨率和精度严重下降，必须进行高精度运动补偿。位置姿态测量系统(Position and OrientationSystem，POS)是一种特殊的惯性/卫星组合测量系统，可精确测量遥感载荷中心的位置、速度和姿态等运动参数，是高分辨率航空遥感系统实现运动补偿的关键设备。

但是，对于集成多个遥感载荷的综合航空遥感系统及阵列载荷，由于飞机机体和机翼的挠曲变形、振动等因素，单个的POS无法测量分布安装在飞机不同位置上多个载荷的位置、速度及姿态信息。如果在每一个遥感载荷上安装一个POS，不仅带来体积、质量、成本的急剧增加，而且不同POS之间存在不同的系统误差，使得多个遥感载荷的数据难以进行融合，因此必须采用能同时测量飞机上多个遥感载荷的位置、速度及姿态的分布式POS系统。

分布式POS系统复杂，在飞机上没有绝对的位置和姿态基准，难以对其进行精度测试和性能验证。为此，迫切需要一种能够在地面对分布式POS系统进行测试验证的系统。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种分布式POS地面演示验证系统，可对分布式POS系统进行地面精度测试和性能验证。

本发明的技术解决方案是：一种分布式POS地面演示验证系统，包括：机翼模拟系统、分布式POS系统、机翼动态形变监测系统；其中机翼模拟系统由3米长机翼模拟板和振动台组成，3米机翼模拟板的正中间部分固定在振动台上，由振动台带动3米长机翼模拟板，模拟飞机发动机的振动；分布式POS系统由高精度惯性级主惯性测量单元、GPS接收机、GPS天线和6个子惯性测量单元组成，安装在3米长机翼模拟板上主IIMU安装点上的高精度惯性级主惯性测量单元和GPS接收机进行信息融合，得到高精度的位置基准信息(厘米级)、速度基准信息(优于0.01m/s)和姿态基准信息(角秒级)，再利用上述高精度的位置基准信息、速度基准信息和姿态基准信息对分布安装在3米长机翼模拟板上子IMU安装点上的6个子惯性测量单元进行传递对准，实现3米长机翼模拟板上6个子IMU安装点的位置、速度和姿态精确测量；利用机翼动态形变监测系统测量3米长机翼模拟板的动态形变，对分布式POS系统进行位置和姿态精度测试。

其中所述的机翼动态形变监测系统为基于高速摄像的动态形变监测系统。

本发明的原理是：由3米机翼模拟板和振动台构成飞机机翼模拟系统，利用3米机翼模拟板模拟飞机的机翼，利用振动台带动机翼模拟板振动，模拟飞机发动机的振动；将分布式POS系统安装在机翼模拟板上，在机翼模拟板受振动台驱动产生颤动的情况下，通过分布式POS系统测量机翼模拟板上多个点的位置、速度和姿态信息；同时，采用基于高速摄像的机翼动态形变监测系统更高精度的测量机翼模拟板的动态形变，同时得到分布式POS系统中每个惯性测量单元安装点的位置、速度和姿态信息；通过机翼动态形变监测系统测量结果与分布式POS系统测量结果的对比，最终计算得出分布式POS系统的位置和姿态测量精度。

本发明与现有技术相比的优点在于：本发明可在地面模拟飞机飞行过程中有动态变形的机翼，实现了分布式POS系统在地面的精度验证。

附图说明

图1为本发明的结构组成示意图；

图2为本发明的工作流程图；

图3卡尔曼滤波算法基本编排图。

具体实施方式

如图1所示，本发明由机翼模拟系统1、分布式POS系统2、机翼动态形变监测系统3组成，其中机翼模拟系统1由3米长机翼模拟板11和振动台12组成，3米机翼模拟板11的正中间部分固定安装在振动台12上，给小型振动台12台通电使其按照某种飞机的发动机振动频率振动，振动台12振动时带动机翼模拟板颤动；分布式POS系统2由高精度惯性级主惯性测量单元(IMU)21、GPS接收机22、GPS天线23和6个子惯性测量单元(IMU)24组成，通过安装在3米机翼模拟板11中间的高精度主惯性测量单元21和GPS接收机22通过卡尔曼滤波进行信息融合，得到高精度的厘米级位置基准信息、优于0.01m/s的速度基准信息和角秒级姿态基准信息，再利用该高精度基准信息对分布安装在机翼模拟板上6个子惯性测量单元24进行传递对准，实现3米机翼模拟板11上6个子IMU安装点的位置、速度和姿态精确测量；利用机翼动态形变监测系统3更精确的测量机翼模拟板11的动态形变，得到机翼模拟板上6个子IMU安装点的高精度位置和姿态信息，利用机翼动态模拟系统3的测量结果与分布式POS系统的测量结果进行对比，计算得到分布式POS系统的位置精度和姿态精度。

本发明的具体工作流程和实施步骤为：

(1)启动分布式POS系统；

(2)利用高精度主惯性测量单元进行初始对准；

(3)启动机翼模拟系统中的振动台，使机翼模拟板颤动；

(4)采用卡尔曼滤波器进行高精度主惯性测量单元与GPS的信息融合，获得高精度主惯性测量单元安装点的高精度位置、速度和姿态基准信息，具体公式如下：

①建立系统状态方程：

$\stackrel{\·}{X}=\mathrm{FX}+\mathrm{GW}---\left(1\right)$

其中，X为系统状态矢量，W为系统噪声矢量，F为系统转移矩阵，G为噪声转换矩阵：

$X={\left[\begin{array}{ccccccccccccccc}{\mathrm{\φ}}_x& {\mathrm{\φ}}_y& {\mathrm{\φ}}_z& {\mathrm{\δv}}_x& {\mathrm{\δv}}_y& {\mathrm{\δv}}_z& \mathrm{\δL}& \mathrm{\δ\λ}& \mathrm{\δh}& {\mathrm{\ϵ}}_x& {\mathrm{\ϵ}}_y& {\mathrm{\ϵ}}_z& {\▿}_x& {\▿}_y& {\▿}_z\end{array}\right]}^T$

$W={\left[\begin{array}{cccccc}{w}_{{\mathrm{\ϵ}}_x}& w_{{\mathrm{\ϵ}}_y}& w_{{\mathrm{\ϵ}}_z}& w_{{\▿}_x}& w_{{\▿}_y}& w_{{\▿}_z}\end{array}\right]}^T$

$F=\left[\begin{array}{cc}{F}_{\mathrm{INS}}& F_S\\ o_{6\×6}& F_M\end{array}\right],$ $F_S=\left[\begin{array}{cc}{C}_b^n& 0_{3\×3}\\ 0_{3\×3}& C_b^n\\ 0_{3\×3}& 0_{3\×3}\end{array}\right],$ F_M＝[0_6×15]， $G=\left[\begin{array}{cc}{C}_b^n& 0_{3\×3}\\ 0_{3\×3}& C_b^n\\ 0_{9\×3}& 0_{9\×3}\end{array}\right]$

其中，φ_x、φ_y和φ_z为平台失准角，δv_x、δv_y和δv_z为速度误差，δL、δλ和δh分别为纬度误差、经度误差和高度误差，ε_x、ε_y和ε_z为陀螺仪随机常值漂移误差，Δ_x、Δ_y和Δ_z为加速度计随机常值偏置误差，F_INS为惯性系统矩阵，为系统姿态转换矩阵；

②建立系统的量测方程

Z＝HX+η        (2)

其中：Z为观测矢量，H为观测矩阵，η为量测噪声，I为单位矩阵：

Z＝[δL δλ δh δV_E δV_N δV_U]^T

$H=\left[\begin{array}{ccc}{0}_{3\×6}& I_{3\×3}& 0_{3\×6}\\ 0_{3\×3}& I_{3\×3}& 0_{3\×9}\end{array}\right]$

$\mathrm{\η}={\left[\begin{array}{cccccc}{\mathrm{\η}}_L& {\mathrm{\η}}_{\mathrm{\λ}}& {\mathrm{\η}}_h& {\mathrm{\η}}_{V_E}& {\mathrm{\η}}_{V_N}& {\mathrm{\η}}_{V_U}\end{array}\right]}^T$

③卡尔曼滤波基本算法编排，该算法的流程图如图3所示。

状态一步预测方程

${\stackrel{\mathrm{\Λ}}{X}}_{k/k-1}={\mathrm{\φ}}_{k,k-1}{\stackrel{\mathrm{\Λ}}{X}}_{k-1}---\left(3\right)$

其中，

φ_k，k-1分别为k时刻系统状态一步预测值、k-1时刻系统状态估值、k-1时刻到k时刻的系统状态转移矩阵；

状态估值计算方程

${\stackrel{\mathrm{\Λ}}{X}}_k={\stackrel{\mathrm{\Λ}}{X}}_{k/k-1}+K_k(Z_k-H_k{\stackrel{\mathrm{\Λ}}{X}}_{k/k-1})---\left(4\right)$

其中，

K_k、Z_k、H_k分别为k时刻系统状态估值、系统增益矩阵、量测向量和量测矩阵；

滤波增量方程

$K_k=P_{k/k-1}{H}_k^T{(H_k{P}_{k/k-1}{H}_k^T+R_k)}^{-1}---\left(5\right)$

其中，P_k/k-1、R_k分别为k时刻系统协方差阵的一步预测、k时刻系统量测噪声矩阵；

一步预测均方误差方程

$P_{k/k-1}={\mathrm{\φ}}_{k,k-1}{P}_{k-1}{\mathrm{\φ}}_{k,k-1}^T+{\mathrm{\Γ}}_{k-1}{Q}_{k-1}{\mathrm{\Γ}}_{k-1}^T---\left(6\right)$

其中，P_k-1、Q_k-1、Г_k-1分别为k-1时刻系统协方差阵、k-1时刻系统噪声矩阵、k-1时刻系统噪声驱动矩阵；

估计均方误差方程

$P_k=(I-K_k{H}_k)P_{k/k-1}{(I-K_k{H}_k)}^T+K_k{R}_k{K}_k^T---\left(7\right)$

其中，P_k为k时刻系统状态协方差阵；

(5)以上一步得到的高精度基准信息为观测量，对6个子惯性测量单元进行传递对准，最终获得每个子惯性测量单元安装点的高精度位置、速度和姿态信息，具体公式如下：

①建立子系统状态方程：

${\stackrel{\·}{X}}^s=F^{s}X+G^s{W}^s---\left(8\right)$

其中，X^s为子系统状态矢量，W^s为子系统噪声矢量，F^s为子系统转移矩阵，G^s为噪声转换矩阵：

$W^S={\left[\begin{array}{cccccc}{w}_{{\mathrm{\ϵ}}_x}& w_{{\mathrm{\ϵ}}_y}& w_{{\mathrm{\ϵ}}_z}& w_{{\▿}_x}& w_{{\▿}_y}& w_{{\▿}_z}\end{array}\right]}^T$

$F^S=\left[\begin{array}{ccc}{F}_{\mathrm{INS}}& F_S& 0_{9\×6}\\ o_{9\×6}& F_M& 0_{6\×6}\\ o_{9\×6}& 0_{9\×6}& F_L\end{array}\right],$ $F_S=\left[\begin{array}{cc}{C}_b^n& 0_{3\×3}\\ 0_{3\×3}& C_b^n\\ 0_{3\×12}& 0_{3\×12}\end{array}\right],$ F_M＝[0_6×15]， $G^S=\left[\begin{array}{cc}{C}_b^n& 0_{3\×3}\\ 0_{3\×3}& C_b^n\\ 0_{9\×3}& 0_{9\×3}\end{array}\right]$

$F_L=\left[\begin{array}{ccccccc}{0}_{6\×3}& & & & 0_{6\×6}& & \\ & -{\mathrm{\β}}_x^2& 0& 0& {-2\mathrm{\β}}_x& 0& 0\\ 0_{3\×3}& 0& {-\mathrm{\β}}_y^2& 0& 0& {-2\mathrm{\β}}_y& 0\\ & 0& 0& {-\mathrm{\β}}_z^2& 0& 0& {-2\mathrm{\β}}_z\end{array}\right]$

其中，φ_x、φ_y和φ_z为平台失准角，δv_x、δv_y和δv_z为速度误差，δL、δλ和δh为经度误差、纬度误差和高度误差，ε_x、ε_y和ε_z为陀螺仪随机常值漂移误差，Δ_x、Δ_y和Δ_z为加速度计随机常值偏置误差，

和为主IMU与子IMU之间的安装误差角，θ_lx、θ_ly和θ_lz为机翼模拟杆的变形角，

和

为机翼模拟杆的变形角速率，F_INS为惯性系统矩阵。

②建立系统的量测方程

Z＝HX+η        (9)

其中：Z为观测矢量，H为观测矩阵，η为量测噪声：

Z＝[φ_x φ_y φ_z δv_x δv_y δv_z]^T

$H=\left[\begin{array}{ccccccc}-\frac{T_{12}{T}_{32}}{T_{12}^2+T_{22}^2}& \frac{T_{32}{T}_{22}}{T_{12}^2+T_{22}^2}& -1& & & & \\ \frac{T_{21}{T}_{33}-T_{23}{T}_{31}}{T_{31}^2+T_{33}^2}& \frac{T_{13}{T}_{31}-T_{11}{T}_{33}}{T_{31}^2+T_{33}^2}& 0& & & & \\ -\frac{T_{22}}{\sqrt{1-T_{32}^2}}& \frac{T_{12}}{\sqrt{1-T_{32}^2}}& 0& & & & 0_{6\×18}\\ & & & 1& & & \\ & & & & 1& & \\ & & & & & 1& \end{array}\right]$

η＝[η_εx η_εy η_εz η_vx η_vy η_vz]^T

其中，i＝1，2，3；j＝1，2，3；

(6)利用基于高速摄像的机翼动态形变监测系统监测机翼模拟板的动态形变，实现6个子惯性测量单元安装点的位置和姿态的更高精度测量；

(7)通过机翼动态形变监测系统测量结果与分布式POS测量结果的对比，获得分布式POD的位置和姿态精度。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims (1)

1.一种分布式POS地面演示验证系统，其特征在于包括：机翼模拟系统（1）、分布式POS系统（2）、机翼动态形变监测系统（3）；其中机翼模拟系统（1）由3米长机翼模拟板（11）和振动台（12）组成，3米长机翼模拟板（11）的正中间部分固定在振动台（12）上，由振动台（12）带动3米长机翼模拟板（11），模拟飞机发动机的振动；分布式POS系统（2）由高精度惯性级主惯性测量单元（21）、GPS接收机（22）、GPS天线（23）和6个子惯性测量单元（24）组成，安装在3米长机翼模拟板（11）上主IMU安装点（13）上的高精度惯性级主惯性测量单元（21）和GPS接收机（22）进行信息融合，得到高精度的位置基准信息、速度基准信息和姿态基准信息，再利用上述高精度的位置基准信息、速度基准信息和姿态基准信息对分布安装在3米长机翼模拟板（11）上子IMU安装点（13）上的6个子惯性测量单元（24）进行传递对准，实现3米长机翼模拟板（11）上6个子IMU安装点的位置、速度和姿态精确测量；利用机翼动态形变监测系统（3）测量3米长机翼模拟板（11）的动态形变，对分布式POS系统（2）进行位置和姿态精度测试；

所述的机翼动态形变监测系统（3）为基于高速摄像的动态形变监测系统。

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