CN105509689B - 一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法 - Google Patents

一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法 Download PDF

Info

Publication number
CN105509689B
CN105509689B CN201510762292.7A CN201510762292A CN105509689B CN 105509689 B CN105509689 B CN 105509689B CN 201510762292 A CN201510762292 A CN 201510762292A CN 105509689 B CN105509689 B CN 105509689B
Authority
CN
China
Prior art keywords
carrier aircraft
mrow
arbor
mtd
point coordinates
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201510762292.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105509689A (zh
Inventor
宋方超
龙涛
黄伟
李喜茹
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201510762292.7A priority Critical patent/CN105509689B/zh
Publication of CN105509689A publication Critical patent/CN105509689A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105509689B publication Critical patent/CN105509689B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B21/00—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant
    • G01B21/22—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant for measuring angles or tapers; for testing the alignment of axes
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C21/00—Navigation; Navigational instruments not provided for in groups G01C1/00 - G01C19/00

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Length Measuring Devices By Optical Means (AREA)

Abstract

本发明提供了一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法，包括如下步骤：(1)将载机姿态俯仰方向的角度调整至水平并记录滚转角度；(2)在校准靶平面内，以载机机轴视线点为坐标原点建立坐标系，测量获得载荷视线点坐标、武器视线点坐标；(3)根据载机的滚转角度对载荷视线点坐标和武器视线点坐标进行坐标变换获得载机滚转姿态处于水平位置时，载荷变换点坐标、武器变换点坐标；(4)平行移动校准靶，得到另一组载荷变换点坐标、武器变换点坐标；(5)计算获得三轴平行度；(6)检验三轴平行度是否满足平行度要求，重复检验直至平行度满足要求。本发明克服了现有三轴校准方法偏差较大的缺陷，操作性强、对场地要求较低且精度较高。

Description

一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法
技术领域
本发明涉及一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法。
背景技术
目前机载武器在进行发射时，要求进行载机平台姿态信息的传输，之后机载武器根据发射初始时刻姿态及目标位置进行控制飞行，对目标实行精确打击。由于加工及安装误差的存在，机载武器挂载完毕后，机载武器弹轴与载机机轴难以保证理论平行度要求，故需要在武器发射前进行平行度检验工作。如果平行度不满足设计要求，则需对机载武器安装架及载荷安装支架位置进行调整，使其满足平行度要求，确保武器初始传输姿态信息的准确性，以满足对目标实行精确打击的要求。
现有的三轴校准方法需要预先知道载机机轴、机载武器弹轴及机载载荷视轴的相对位置关系，并将载机姿态调整至绝对水平，之后通过在30～50m外立校准靶观测三轴相对位置关系，通过计算相对位置的偏差量并考虑校准靶与载机的距离求解三轴的平行度。如不符合要求，调整机载武器弹轴与载荷安装位置使其满足设计要求。
由于加工及安装误差，三轴实际相对位置关系与理论值不一定相符，且由于三轴实际相对位置关系较难测量，传统校准方法通常使用理论相对位置关系进行计算，故存在一定的偏差。传统校准方法要求将载机姿态调整至绝对水平，增加了操作难度，延长了校准时间。传统校准方法需要在载机前30～50m外立校准靶，要求立靶位置与机载基本水平且中间无遮挡，对操作场地要求较高。
发明内容
本发明所要解决的技术解决问题是：针对现有技术的不足，提出了一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法，克服了现有三轴校准方法偏差较大的缺陷，操作性强、对场地要求较低且精度较高。
本发明所采用的技术方案是：一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法，包括如下步骤：
a、将载机姿态俯仰方向的角度调整至水平，并记录滚转角度γ；
b、在载机前放置校准靶，将载机机轴、机载武器弹轴及机载载荷视轴引出至校准靶，获得载机机轴视线点、武器视线点及载荷视线点；在校准靶平面内，以载机机轴视线点为坐标原点建立坐标系，测量获得载荷视线点坐标、武器视线点坐标；
c、根据载机的滚转角度γ对载荷视线点坐标和武器视线点坐标进行坐标变换，得到载荷变换点坐标P1(x1,y1)、武器变换点坐标W1(a1,b1)；
d、平行移动校准靶，重复步骤b和步骤c得到另一组载荷变换点坐标P2(x2,y2)、武器变换点坐标W2(a2,b2)；
e、计算获得机载载荷视轴与载机机轴偏航方向的平行度偏差，机载载荷视轴与载机机轴俯仰方向的平行度偏差，机载武器弹轴与载机机轴偏航方向的平行度偏差，机载武器弹轴与载机机轴俯仰方向的平行度偏差；
f、检验载机机轴、机载武器弹轴、机载载荷视轴之间的三轴平行度是否满足平行度要求，如不满足则根据步骤e的计算结果调整机载武器、机载载荷的安装姿态，重复步骤a至步骤e进行检验，直至三轴平行度满足要求。
所述坐标变换的变换公式如下：
其中，变换前的坐标为(m,n)，变换后的坐标为(m',n')。
所述机载载荷视轴与载机机轴偏航方向的平行度偏差机载载荷视轴与载机机轴俯仰方向的平行度偏差机载武器弹轴与载机机轴偏航方向的平行度偏差机载武器弹轴与载机机轴俯仰方向的平行度偏差其中，Δx为校正靶的移动距离。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明与现有的三轴校准方法相比，不需要预先知道载机机轴、机载武器弹轴及机载载荷视轴的精确相对位置关系，而是通过求解相对位置偏差量计算三轴平行度，避免了现有校准方法中由于三轴理论位置关系与实际位置关系存在偏差所造成的计算误差，提高了计算精确度。
(2)本发明在对载机的姿态调整过程中不需要将载机各姿态调整至绝对水平，滚转方向姿态可以存在一定的滚转角度，可通过坐标变换得到滚转角度为0°时三轴的相对位置，降低了载机姿态调整的操作难度，缩短了校准时间。
(3)本发明只需对校准靶位置进行平移并记录平移量，不需要进行远距离立靶，现有的三轴校准方法通常需在载机前远距离处立靶(通常为30或50m)，对校准场地要求较高，本发明降低了对场地的要求，增强了校准的可实施性。
附图说明
图1是本发明三轴校准方法的流程图；
图2是本发明三轴校准设备示意图；
图3是本发明三轴在校准靶上相对位置关系转换示意图。
具体实施方式
下面将结合附图和具体实施对本发明做进一步详细的说明。
如图1所示，一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法，包括如下步骤：
(1)如图2所示，利用地面调整托架(可升降)将无人机托起，并调节前后托架高度，调整无人机俯仰角度直至水平，测量载机的滚转角度γ并进行记录。
(2)如图2所示，在无人机前立校准靶，将载机机轴1、机载武器弹轴2及机载载荷视轴3引出至校准靶获得载机机轴视线点B、武器视线点W及载荷视线点P；在校准靶平面内，以载机机轴视线点B作为坐标原点建立坐标系，测量获得载荷视线点坐标P(x,y)、武器视线点坐标W(a,b)，获得武器视线点W与载机机轴视线点B、载荷视线点P与载机机轴视线点B之间的相对位置关系。
(3)利用步骤(1)中获得的滚转角度γ对武器视线点W与载机机轴视线点B、载荷视线点P与载机机轴视线点B之间的相对位置关系进行变化，得到载机滚转方向处于水平位置时的三轴位置关系，其计算过程如下：
a、如图3所示，根据载机的滚转角度γ(逆时针为正)对载荷视线点坐标P(x,y)、武器视线点坐标W(a,b)进行坐标变换，得到载荷变换点坐标P1(x1,y1)、武器变换点坐标W1(a1,b1)，即为载机滚转姿态调整为水平时，机载武器弹轴2及机载载荷视轴3相对于载机机轴1的坐标，变换公式如下：
b、平行移动校准靶，移动距离为Δx(通常5m即可)，重复步骤(2)测量获得另一组载荷视线点坐标P(x,y)，武器视线点坐标W(a,b)，重复步骤a得到另一组载荷变换点P2(x2,y2)、武器变换点W2(a2,b2)；
c、计算获得三轴平行度，其计算公式为：
机载载荷视轴3与载机机轴1偏航方向平行度偏差：
机载载荷视轴3与载机机轴1俯仰方向平行度偏差：
机载武器弹轴2与载机机轴1偏航方向平行度偏差：
机载武器弹轴2与载机机轴1俯仰方向平行度偏差：
(4)检验载机机轴1、机载武器弹轴2、机载载荷视轴3之间的三轴平行度是否满足平行度要求，如不满足则根据步骤c的计算结果调整机载武器、机载载荷的安装姿态，之后重复步骤(1)至步骤(3)再行检验，直至三轴平行度满足要求。
通过多次使用验证，本方法操作简单、易于实现，且精度较高。本方法成功应用于某型发射后捕获目标机载空地导弹的发射三轴校准任务，满足了其三轴平行度≤0.1°的要求，三轴校准后进行多次靶试试验均精确命中目标。
本说明书中未详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (3)

1.一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法，其特征在于，包括如下步骤：
a、将载机姿态俯仰方向的角度调整至水平，并记录滚转角度γ；
b、在载机前放置校准靶，将载机机轴(1)、机载武器弹轴(2)及机载载荷视轴(3)引出至校准靶，获得载机机轴视线点、武器视线点及载荷视线点；在校准靶平面内，以载机机轴视线点为坐标原点建立坐标系，测量获得载荷视线点坐标、武器视线点坐标；
c、根据载机的滚转角度γ对载荷视线点坐标和武器视线点坐标进行坐标变换，得到载荷变换点坐标P1(x1,y1)、武器变换点坐标W1(a1,b1)；
d、平行移动校准靶，重复步骤b和步骤c得到另一组载荷变换点坐标P2(x2,y2)、武器变换点坐标W2(a2,b2)；
e、计算获得机载载荷视轴(3)与载机机轴(1)偏航方向的平行度偏差，机载载荷视轴(3)与载机机轴(1)俯仰方向的平行度偏差，机载武器弹轴(2)与载机机轴(1)偏航方向的平行度偏差，机载武器弹轴(2)与载机机轴(1)俯仰方向的平行度偏差；
f、检验载机机轴(1)、机载武器弹轴(2)、机载载荷视轴(3)之间的三轴平行度是否满足平行度要求，如不满足则根据步骤e的计算结果调整机载武器、机载载荷的安装姿态，重复步骤a至步骤e进行检验，直至三轴平行度满足要求。
2.根据权利要求1所述的一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法，其特征在于：所述坐标变换的变换公式如下：
<mrow> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <msup> <mi>m</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msup> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <msup> <mi>n</mi> <mo>&amp;prime;</mo> </msup> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> <mo>=</mo> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <mrow> <mi>c</mi> <mi>o</mi> <mi>s</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>&amp;gamma;</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> </mtd> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <mi>s</mi> <mi>i</mi> <mi>n</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>&amp;gamma;</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <mrow> <mi>s</mi> <mi>i</mi> <mi>n</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>&amp;gamma;</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> </mtd> <mtd> <mrow> <mi>cos</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>&amp;gamma;</mi> <mo>)</mo> </mrow> </mrow> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <mi>m</mi> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <mi>n</mi> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> </mrow>
其中，变换前的坐标为(m,n)，变换后的坐标为(m',n')。
3.根据权利要求1或2所述的一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法，其特征在于：所述机载载荷视轴(3)与载机机轴(1)偏航方向的平行度偏差机载载荷视轴(3)与载机机轴(1)俯仰方向的平行度偏差机载武器弹轴(2)与载机机轴(1)偏航方向的平行度偏差机载武器弹轴(2)与载机机轴(1)俯仰方向的平行度偏差其中，Δx为校准靶的移动距离。
CN201510762292.7A 2015-11-10 2015-11-10 一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法 Active CN105509689B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510762292.7A CN105509689B (zh) 2015-11-10 2015-11-10 一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201510762292.7A CN105509689B (zh) 2015-11-10 2015-11-10 一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105509689A CN105509689A (zh) 2016-04-20
CN105509689B true CN105509689B (zh) 2018-01-05

Family

ID=55717848

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510762292.7A Active CN105509689B (zh) 2015-11-10 2015-11-10 一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105509689B (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110174665B (zh) * 2019-05-31 2021-07-13 彩虹无人机科技有限公司 基于激光导引减小机载光电载荷与挂点指向偏差的方法
CN110609389B (zh) * 2019-10-11 2022-01-04 中国航空工业集团公司洛阳电光设备研究所 一种民用飞机的头戴式显示器

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102607555A (zh) * 2012-02-28 2012-07-25 西安费斯达自动化工程有限公司 基于加速度计的飞行器姿态直接修正方法
CN102692225A (zh) * 2011-03-24 2012-09-26 北京理工大学 一种用于低成本小型无人机的姿态航向参考系统

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5791598A (en) * 1996-01-16 1998-08-11 Globalstar L.P. and Daimler-Benz Aerospace AG Dynamic bias for orbital yaw steering
JP5567805B2 (ja) * 2009-08-31 2014-08-06 ライトハウステクノロジー・アンド・コンサルティング株式会社 飛翔体探知方法及びシステムならびにプログラム

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102692225A (zh) * 2011-03-24 2012-09-26 北京理工大学 一种用于低成本小型无人机的姿态航向参考系统
CN102607555A (zh) * 2012-02-28 2012-07-25 西安费斯达自动化工程有限公司 基于加速度计的飞行器姿态直接修正方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
新型轻武器火控系统测角仪的研究;盖竹秋，万秋华;《光学 精密工程》;20040831;第12卷(第4期);第112-116页 *
舰载导弹用捷联导系统校准技术研究;崔鹏程;《中国惯性技术学报》;20070228;第15卷(第1期);第12-25页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN105509689A (zh) 2016-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103994754B (zh) 海拔高度测量方法及系统
CN105335733B (zh) 一种无人机自主着陆视觉定位方法及系统
CN108152529A (zh) 一种基于飞行参数计算风速及风向的方法
CN106546262B (zh) 基于平面控制和约束结合的移动测量系统外参数标定方法
CN108061477B (zh) 一种导引头与惯组系统间相对安装误差校正方法
US20150033567A1 (en) System and method for determining angular differences on a potentially moving object
CN107677295B (zh) 一种飞行器惯性导航系统误差校准系统和方法
CN106586026B (zh) 一种飞机相对跑道侧向偏差速率的测量方法
KR20110080775A (ko) 고도 측정 장치 및 방법
CN105301621B (zh) 一种车辆定位装置及一种智能驾考系统
CN105509689B (zh) 一种用于无人机机载武器发射的三轴校准方法
CN105929393A (zh) 大型人工建筑物三维形变的雷达测量方法及测量装置
CN105373647A (zh) 一种通过地面滑跑试验辨识气动焦点的方法
CN111061284B (zh) 一种用于植保无人机近作物飞行的高度控制方法
CN103424125A (zh) 无人机光轴基准安装误差测量方法
WO2023009200A3 (en) System and method for tethered unmanned aerial vehicle takeoff, landing, and storage
CN109212495B (zh) 一种基于陀螺仪的雷达自动校靶方法及系统
CN104535078A (zh) 一种基于标志点的光电设备对飞行目标的测量方法
EP1859295A1 (en) A calibration method and system for position measurements
CN105627982A (zh) 一种远程运载器倾斜瞄准方法
CN108490218A (zh) 基于无人机技术的风速风向仪现场标定系统及方法
CN103043226A (zh) 无人机光轴基准安装误差测量方法
RU2396569C1 (ru) Способ определения воздушных параметров в летных испытаниях летательного аппарата на больших углах атаки
CN110174665B (zh) 基于激光导引减小机载光电载荷与挂点指向偏差的方法
CN105675013A (zh) 民用飞机惯导动态校准方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant