CN108571981A - 一种侦察无人机目标定位集成检校方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种侦察无人机目标定位集成检校方法，首先确定标校控制点，再控制无人机跟踪标校控制点，利用获取的飞机位置、姿态、侦察设备方位角和高低角来估计地面控制点位置，从而得到航姿角安装误差。通过有效方法消除安装轴角误差，将大大提高无人侦察机对地面目标的实时定位精度。

Description

一种侦察无人机目标定位集成检校方法

技术领域

本发明属于无人侦察机目标定位技术领域，涉及一种侦察无人机目标定位集成检校方法。用于中小型无人侦察机系统集成过程中，对光纤捷联惯导与侦察设备安装角误差的校准。

背景技术

中小型无人侦察机主要用于战场目标定位，为火力单元提供目标指示与火力引导，其对目标的定位精度要求较高。为提高定位精度，目前主要有双像交叉定位、激光多点测距定位等方法，这些方法可以有效消除系统集成误差，尤其是外方位测角误差，虽然这些方法能够获得较高精度，但仅适合于静止目标，对移动坦克和装甲等动目标完全失效。

中小型无人侦察机通常安装有光纤捷联惯导，一般与光电侦察设备在不同舱段安装，两者基准轴安装误差由于工艺条件限制一般在0.5°～0.8°，而相对于惯导测角随机误差0.05°较大，成为目标实时定位精度的主要影响因素。因此，通过一种有效方法消除安装轴角误差，将大大提高无人侦察机对地面目标的实时定位精度。

发明内容

要解决的技术问题

为了解决现有技术中由于光纤捷联惯导和光电侦察设备的安装轴角误差对目标实时定位精度带来的影响，本发明提出一种侦察无人机目标定位集成检校方法。

技术方案

一种侦察无人机目标定位集成检校方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：确定标校控制点：

采用地面单控制点进行检校：地面控制点可以选择一个静止的2.3mⅹ2.3m的布置的靶标或者直接利用无人机地面控制站；地面控制点采用卫星差分定位，获得其定位位置为(X_t，Y_t，Z_t)；无人机采用卫星差分定位+光纤捷联惯导组合导航方式进行定位，其实时位置为(X_b，Y_b，Z_b)；

步骤2：控制无人机跟踪标校控制点：

1)在地面控制点上方相对地面控制点高度2500～3000m，以地面控制点垂直对应的高空点为中心，规划一条8km直线段航线，作为检校航线；

2)控制无人机飞行至高空点水平距离3km～4km处，操纵侦察设备自动跟踪地面控制点；

3)待稳定跟踪地面控制点后，控制无人机进入检校航线，并按程序控制沿航线飞行，每隔设定时间读取外方位参数，所述的外方位参数包括飞机位置、姿态、侦察设备方位角和高低角；

步骤3：估计地面控制点位置：

利用驻点捕获的外方位参数估计地面控制点位置：

其中：

H_ref.i为差分定位测得的第i点无人机与地面控制点相对高度；

X_bi与Y_bi为第i点飞机组合定位位置；

X_t.i与Y_t.i为第i估计的控制点位置；

r_13.i、r_23.i、r_33.i为旋转矩阵元素，具体表示为：

r_13.i＝cosαsinβcosΨcosθ

+sinβsinα(cosΨsinθsinΦ-cosΦsinΨ)

+cosβ(cosΨcosΦsinθ+sinΨsinΦ)

r_23.i＝cosαsinβcosθsinΨ

+sinαsinβ(cosΨcosΦ+sinΨsinΦsinθ)

+cosβ(sinΨcosΦsinθ-cosΨsinΦ)

r_33.i＝cosαsinβsinθ+sinαsinβcosθsinΦ

+cosβcosθcosΦ

其中，α为侦察设备方位角，β为侦察设备高低角；θ、Φ和Ψ分别为无人机俯仰角、滚转角和航向角；

步骤4：针对θ、Φ和Ψ将式(1)和(2)进行泰勒级数展开：

同理，对第(i+1)点进行同样级数展开得到

4组方程求取Δθ、ΔΦ和ΔΨ三个参数，改写成矩阵形式：

令

，可取值为

同样令

通过最小二乘法求解ΔV通过矩阵形式方程ΔU＝AΔV得到：

ΔV＝(A^TA)^-1ΔU (8)

从而得到Δθ、ΔΦ和ΔΨ一步估计，将估误差值进行迭代更新；

步骤5：第i点航姿修正为

第i+1点航姿修正为

其中，k为迭代次数，将新得到的估计值重新代入式(1)～(8)进行迭代计算，直至通过式(7)获得的停止迭代，此时获得的两组姿态角分别为和n、m分别为迭代最后得到的两点，从而得到航姿角安装误差为：

控制无人机沿检校航路往返飞行三次，将所有获得的所有姿态角安装误差进行算术平均值计算作为最终安装角误差估计值。

步骤2的3)中所述的设定时间取30s。

有益效果

本发明提出的一种侦察无人机目标定位集成检校方法，通过有效方法消除安装轴角误差，将大大提高无人侦察机对地面目标的实时定位精度。该检校方法在ASN209型无人机上得到了成功应用，使得目标实时定位精度从49m(CEP)提高到24m(CEP)，并且满足对54km/h动目标实时定位能力，从而满足了无人侦察机为武装直升机、末制导弹炮、群炮等打击动目标的引导需求。并且该方法可以利用地面控制站作为控制点，可以在野外方便实施，具有较强实用性。

附图说明

图1惯导与侦察设备安装示意图

图2侦察航路示意图

图3安装误差估计流程图

图4某次飞行定位结果图

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

本发明所涉及方法步骤如下：

1.确定标校控制点,并采用卫星差分定位

为便于方法实施,采用地面单控制点进行检校。地面控制点可以选择一个静止的2.3mⅹ2.3m的布置的靶标或者直接利用无人机地面控制站。控制点采用卫星差分定位，获得其定位位置为(X_t，Y_t，Z_t)，一般其精度可以控制在0.5m。无人机采用卫星差分定位+光纤捷联惯导组合导航方式进行定位，其实时位置为(X_b，Y_b，Z_b)，其定位精度可控制在1m。

2.控制无人机及侦察设备跟踪标校控制点

1)以控制点为中心，规划一条8km直线段航线(方向可随机确定)，相对控制点高度为2500m之3000m之间，作为检校航线；

2)控制无人机飞行至控制点水平距离3km～4km处，操纵侦察设备自动跟踪控制点；

3)待稳定跟踪控制点后，控制无人机进入检校航线，并按程序控制沿航线飞行，每隔30s取飞机位置、姿态和侦察设备方位角和高低角外方位参数。

3.航姿误差估计

1)利用驻点捕获的外方位参数估计控制点位置如下

其中：

H_ref.i为差分定位测得的第i点无人机与控制点相对高度；X_bi与Y_bi为第i点飞机组合定位位置；

X_t.i与Y_t.i为第i估计的控制点位置；

r_13.i等为旋转矩阵元素，具体可表示为：

r₁₃＝cosαsinβcosΨcosθ

+sinβsinα(cosΨsinθsinΦ-cosΦsinΨ)

+cosβ(cosΨcosΦsinθ+sinΨsinΦ)

r₂₃＝cosαsinβcosθsinΨ

+sinαsinβ(cosΨcosΦ+sinΨsinΦsinθ)

+cosβ(sinΨcosΦsinθ-cosΨsinΦ)

r₃₃＝cosαsinβsinθ+sinαsinβcosθsinΦ

+cosβcosθcosΦ

α为侦察设备方位角，β为侦察设备高低角；

θ、Φ和Ψ分别为无人机俯仰角、滚转角和航向角。

2)误差方程线性化

针对θ、Φ和Ψ将式(1)和(2)进行泰勒级数展开，

同理，对第(i+1)点进行同样级数展开得到

4组方程求取Δθ、ΔΦ和ΔΨ三个参数，改写成矩阵形式：

令

，可取值为

同样令

通过最小二乘法求解ΔV通过矩阵形式方程ΔU＝AΔV得到，

ΔV＝(A^TA)^-1ΔU (8)

从而得到Δθ、ΔΦ和ΔΨ一步估计，将估误差值进行迭代更新。

第i点航姿修正为

第i+1点航姿修正为

k是迭代次数，将新得到的估计值重新代入式(1)～(8)进行迭代计算，直至通过式(7)获得的停止迭代，此时获得的两组姿态角分别为和从而得到航姿角安装误差为：

无人机沿检校航路每飞行一次，可获得7～8个式(11)的到的估计值，控制无人机沿检校航路往返飞行三次，将所有获得的所有姿态角安装误差进行算术平均值计算作为最终安装角误差估计值。

本发明已经应用于ASN209型无人机系统中。在该系统中，本方法被包含于地面控制车上的信息显示软件中。信息显示软件通过网络与数据链系统的地面数据终端进行数据交互。在无人机起飞前，采用手持北斗定位机对地面控制站进行定位，作为标校控制点。

无人机发射起飞后，飞行操纵手控制飞机爬升至2500m高度定高飞行，沿预定航线飞行至距离地面控制站水平距离3km～4km处。任务操作手通过观察侦察图像，控制光电侦查设备使之稳定跟踪地面控制站。待稳定跟踪控制点后，飞行操纵手控制无人机进入检校航线，并按程序控制无人机沿检校航线飞行，每隔30s任务操作手对当前图像帧进行捕获，在捕获的图像上移动操纵杆点击地面控制站，利用内、外方位元素估计地面控制站位置。

采用本发明所用的安装误差估计流程对姿态角安装误差进行估计，直到第n次估计地面控制站位置同地面控制站实测距离差小于则停止迭代，得出一个姿态角安装误差值。飞行操纵手控制无人机沿检校航路往返飞行三次，将获得的所有姿态角安装误差进行算术平均值计算作为最终安装角误差估计值。

某次飞行定位结果如图4所示。

Claims (2)

1.一种侦察无人机目标定位集成检校方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：确定标校控制点：

采用地面单控制点进行检校：地面控制点可以选择一个静止的2.3mⅹ2.3m的布置的靶标或者直接利用无人机地面控制站；地面控制点采用卫星差分定位，获得其定位位置为(X_t，Y_t，Z_t)；无人机采用卫星差分定位+光纤捷联惯导组合导航方式进行定位，其实时位置为(X_b，Y_b，Z_b)；

步骤2：控制无人机跟踪标校控制点：

1)在地面控制点上方相对地面控制点高度2500～3000m，以地面控制点垂直对应的高空点为中心，规划一条8km直线段航线，作为检校航线；

2)控制无人机飞行至高空点水平距离3km～4km处，操纵侦察设备自动跟踪地面控制点；

3)待稳定跟踪地面控制点后，控制无人机进入检校航线，并按程序控制沿航线飞行，每隔设定时间读取外方位参数，所述的外方位参数包括飞机位置、姿态、侦察设备方位角和高低角；

步骤3：估计地面控制点位置：

利用驻点捕获的外方位参数估计地面控制点位置：

其中：

H_ref.i为差分定位测得的第i点无人机与地面控制点相对高度；

X_bi与Y_bi为第i点飞机组合定位位置；

X_t.i与Y_t.i为第i估计的控制点位置；

r_13.i、r_23.i、r_33.i为旋转矩阵元素，具体表示为：

r_13.i＝cosαsinβcosΨcosθ

+sinβsinα(cosΨsinθsinΦ-cosΦsinΨ)

+cosβ(cosΨcosΦsinθ+sinΨsinΦ)

r_23.i＝cosαsinβcosθsinΨ

+sinαsinβ(cosΨcosΦ+sinΨsinΦsinθ)

+cosβ(sinΨcosΦsinθ-cosΨsinΦ)

r_33.i＝cosαsinβsinθ+sinαsinβcosθsinΦ

+cosβcosθcosΦ

其中，α为侦察设备方位角，β为侦察设备高低角；θ、Φ和Ψ分别为无人机俯仰角、滚转角和航向角；

步骤4：针对θ、Φ和Ψ将式(1)和(2)进行泰勒级数展开：

同理，对第(i+1)点进行同样级数展开得到

4组方程求取Δθ、ΔΦ和ΔΨ三个参数，改写成矩阵形式：

令

，可取值为

同样令

通过最小二乘法求解ΔV通过矩阵形式方程ΔU＝AΔV得到：

ΔV＝(A^TA)^-1ΔU (8)

从而得到Δθ、ΔΦ和ΔΨ一步估计，将估误差值进行迭代更新；

步骤5：第i点航姿修正为

第i+1点航姿修正为

其中，k为迭代次数，将新得到的估计值重新代入式(1)～(8)进行迭代计算，直至通过式(7)获得的|ΔU|<10√2米停止迭代，此时获得的两组姿态角分别为和n、m分别为迭代最后得到的两点，从而得到航姿角安装误差为：

控制无人机沿检校航路往返飞行三次，将所有获得的所有姿态角安装误差进行算术平均值计算作为最终安装角误差估计值。

2.根据权利要求1所述的一种侦察无人机目标定位集成检校方法，其特征在于步骤2的3)中所述的设定时间取30s。