CN110715673A - 一种光电稳定平台零位自动标校系统及方法 - Google Patents

Abstract

一种光电稳定平台零位自动标校系统，包括飞机主惯导模块、IMU模块、惯导解算模块及控制器。此外，还提供一种基于上述光电稳定平台零位自动标校系统的光电稳定平台零位自动标校方法。上述光电稳定平台零位自动标校系统及方法，通过增加惯导结算模块，惯导解算模块利用飞机主惯导模块输出的导航信息和IMU模块输出的三轴角速度信息可以解算出光电稳定平台的姿态角信息，并输出给控制器，光电稳定平台在控制器的控制下转到与飞机相同的航向角和俯仰角，此时光电稳定平台编码器反馈的方位角和俯仰角即为零位自动校靶参数，将方位角误差和俯仰角误差修正为零，可以实现光电稳定平台的安装零位误差校正，标校精度高，全自动化实现。

Description

一种光电稳定平台零位自动标校系统及方法

技术领域

本发明涉及光电系统校靶技术领域，尤其涉及一种光电稳定平台零位自动标校系统及方法。

背景技术

光电稳定平台是侦察类飞机系统的主要任务载荷，集可见光载荷、红外载荷、激光测距等多种光电载荷于一体。光电稳定平台可克服飞机在飞行过程中的振动、风阻及其它外部干扰，实现昼夜侦察，具有对目标的搜索、跟踪、测距、定位、引导等功能。

光电稳定平台可以接收飞机其他任务载荷获取的目标位置信息，按照指定的位置或者方位对目标进行位置定位及方向引导，这些功能都依赖于光电稳定平台在飞机上的精密安装，必须消除飞机与光电稳定平台之间的安装零位误差，目前光电稳定平台安装零位误差标定仍然采用在飞机调平状态下使光轴对准靶面的人工手动操作方法，存在着调整过程复杂、需要多人配合、受场地和环境限制等多种弊端，亟需一种自动化的标校方法来实现光电稳定平台的零位校正技术。

发明内容

鉴于此，有必要提供一种能够自动进行的光电稳定平台零位自动标校方法及系统。

一种光电稳定平台零位自动标校系统，包括飞机主惯导模块、IMU模块、惯导解算模块及控制器；

所述飞机主惯导模块输出飞机的导航信息；

所述惯导解算模块和所述飞机主惯导模块通过线路连接，所述惯导解算模块用于接收所述导航信息，所述惯导解算模块和所述飞机主惯导模块之间还通过PPS秒脉冲连接；

所述IMU模块输出光电稳定平台的三轴角速度信息，所述IMU模块和所述惯导解算模块通过通讯连接，所述惯导解算模块用于接收所述三轴角速度信息；

所述惯导解算模块用于利用所述导航信息和所述三轴角速度信息解算出所述光电稳定平台的姿态角信息；

所述控制器和所述惯导解算模块通过通讯连接，所述控制器用于接收所述惯导解算模块输出的所述光电稳定平台的姿态角信息；

所述控制器和所述飞机主惯导模块连接，所述控制器用于接收所述飞机主惯导模块输出的飞机的航向角和俯仰角。

在一个实施例中，所述导航信息包括位置信息、姿态信息、角速度信息、速度信息和加速度信息。

在一个实施例中，所述位置信息包括飞机经度、飞机纬度和飞机高度；

所述姿态信息包括飞机航向角、飞机俯仰角和飞机横滚角；

所述角速度信息包括飞机航向角速度、飞机俯仰角速度和飞机横滚角速度；

所述速度信息包括东向速度、北向速度和天向速度；

所述加速度信息包括东向加速度、北向加速度和天向加速度。

在一个实施例中，所述三轴角速度信息包括方位角速度、横滚角速度和俯仰角速度信息。

在一个实施例中，所述惯导解算模块采用传递对准、卡尔曼滤波、误差补偿以及导航解算的方法进行所述光电稳定平台的姿态角的解算。

在一个实施例中，所述IMU模块为光纤陀螺。

在一个实施例中，所述控制器包括主控模块和台位机，所述主控模块和所述惯导解算模块通过通讯连接，所述主控模块用于接收所述惯导解算模块输出的所述光电稳定平台的姿态角信息；

所述台位机和所述主控模块连接，所述台位机用于接收所述主控模块输出的所述光电稳定平台的姿态角信息；

所述台位机和所述飞机主惯导模块连接，所述台位机用于接收所述飞机主惯导模块输出的飞机的航向角和俯仰角。

在一个实施例中，所述光电稳定平台的姿态角信息包括所述光电稳定平台的方位角信息、俯仰角信息和横滚角信息。

一种光电稳定平台零位自动标校方法，包括以下步骤：

飞机主惯导模块和惯导解算模块对准；

所述惯导解算模块通过所述飞机主惯导模块输出的飞机的导航信息和所述IMU模块输出的光电稳定平台的三轴角速度信息解算出光电稳定平台的姿态角信息，其中，所述光电稳定平台的姿态角信息包括所述光电稳定平台的方位角信息、俯仰角信息和横滚角信息；

控制器接收所述飞机主惯导模块输出的飞机的航向角α₁和飞机的俯仰角β₁，所述控制器接收到所述惯导解算模块输出的所述光电稳定平台航向角α₂和所述光电稳定平台俯仰角β₂；

所述控制器调整所述光电稳定平台的姿态角，使所述光电稳定平台的姿态角与所述飞机的姿态角一致，即，α₂＝α₁，β₂＝β₁；

记录所述光电稳定平台零位自动标校的参数，即光电稳定平台的方位角A和俯仰角B；

修正所述光电稳定平台的方位角零位误差-A和俯仰角零位误差-B，使得所述光电稳定平台的方位角和俯仰角为0，即完成零位自动标校过程。

在一个实施例中，所述飞机主惯导模块和惯导解算模块对准的操作包括以下步骤：

所述飞机主惯导模块和所述惯导解算模块初始对准后，所述飞机主惯导模块进入导航模式；

利用所述飞机主惯导模块周期性输出的导航信息，所述飞机主惯导模块对所述惯导解算模块进行粗对准；

粗对准完成后，所述飞机主惯导模块对进行惯导解算模块进行精对准。

上述光电稳定平台零位自动标校系统，通过增加惯导结算模块，惯导解算模块利用飞机主惯导模块输出的导航信息和IMU模块输出的三轴角速度信息可以解算出光电稳定平台的姿态角信息，并将光电稳定平台的姿态角信息输出至控制器，光电稳定平台在控制器的控制下转到与飞机相同的航向角和俯仰角，此时光电稳定平台编码器反馈的方位角和俯仰角即为零位自动校靶参数，将方位角零位误差和俯仰角零位误差修正为零，则实现了光电稳定平台的零位自动标定。

上述光电稳定平台零位自动标校方法，可以实现光电稳定平台的安装零位误差校正，标校精度高，全自动化实现光电稳定平台零位标校，克服了设备和场地限制，无需飞机调平、靶标设置等繁琐程序，无需多人参与，降低了物质成本、人员成本、场地成本、时间成本，也避免了人为因素引入的误差，提高了零位标定的效率。

附图说明

图1是一实施方式的光电稳定平台零位自动标校系统的示意图；

图2是飞机的正视图；

图3为飞机的俯视图；

图4为飞机的侧视图；

图5是光电稳定平台零位自动标校工作流程图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清晰，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。本发明中所说的固定连接，包括直接固定连接和间接固定。

如图1所示，一实施方式的光电稳定平台零位自动标校系统，包括飞机主惯导模块10、IMU模块30、惯导解算模块20及控制器40。

飞机主惯导模块10输出飞机的导航信息。

惯导解算模块20和飞机主惯导模块10通过线路连接，惯导解算模块20用于接收导航信息，惯导解算模块20和飞机主惯导模块10之间还通过PPS秒脉冲连接。

IMU模块30输出光电稳定平台的三轴角速度信息，IMU模块30和惯导解算模块20通过通讯连接，惯导解算模块20用于接收三轴角速度信息。

惯导解算模块20用于利用导航信息和三轴角速度信息解算出光电稳定平台的姿态角信息。

控制器40和惯导解算模块20通过通讯连接，控制器40用于接收惯导解算模块20输出的光电稳定平台的姿态角信息。

控制器40和飞机主惯导模块10连接，控制器40用于接收飞机主惯导模块10输出的飞机的航向角和俯仰角。

光电稳定平台零位自动标校系统的零位自动标校原理如图2-图4所示，光电稳定平台挂载于飞机腹部，安装面为光滑平面。光电稳定平台安装完毕后，在横滚方向飞机与光电稳定平台没有相对运动，不受飞机停放位置不平、加油量不同等因素造成机身倾斜等因素的影响，飞机横滚角与IMU横滚角之间的误差恒定为定值，仅受安装因素影响。需要修正的安装零位误差为光电稳定平台的方位角零位安装误差和俯仰角零位安装误差。

传统的，在光电稳定平台中利用所安装IMU模块30只能获得方位角速度、横滚角速度、俯仰角速度信息，无法得到光电稳定平台的姿态角信息，不能满足安装零位误差自动标校的要求。上述光电稳定平台零位自动标校系统，通过增加惯导结算模块20，惯导解算模块20利用飞机主惯导模块10输出的导航信息和IMU模块30输出的三轴角速度信息可以解算出光电稳定平台的姿态角信息，并将光电稳定平台的姿态角信息输出至控制器40，光电稳定平台在控制器40的控制下转到与飞机相同的航向角和俯仰角，此时光电稳定平台编码器反馈的方位角和俯仰角即为零位自动校靶参数，将方位角零位误差和俯仰角零位误差修正为零，则实现了光电稳定平台的零位自动标定。

上述光电稳定平台零位自动标校系统，飞机主惯导信息作为光电稳定平台中惯导解算的传递对准数据源，使得光电稳定平台中不必安装子惯导平台，通过增加惯导解算模块20进行零位自动标校，只利用飞机主惯导模块10输出的导航信息和IMU模块30输出的原始三轴角速度信息就可完成光电稳定平台的姿态角解算，减小了体积，节约了成本。

上述光电稳定平台零位自动标校系统，飞机主惯导模块10输出的高精度原始惯导信息和组合导航信息的输入是保证惯导解算模块输出高精度方位角、俯仰角、横滚角的前提。原始惯导信息指飞机的角速度和加速度等信息。

光电稳定平台零位自动标校系统中，PPS秒脉冲作为惯导解算模块20的同步信号，包含PPS+、PPS-和PPS信号地，采用TTL电平输出。PPS秒脉冲由飞机提供，是光电稳定平台姿态解算时的时序同步基准，按照时序完成光电稳定平台对于飞机主惯导模块10的粗对准、精对准及姿态角解算。

在一个实施例中，光电稳定平台中的惯导解算模块20通过ARINC429总线接口获得飞机主惯导模块10提供的飞机的导航信息。

在一个实施例中，导航信息包括位置信息、姿态信息、角速度信息、速度信息和加速度信息。进一步的，位置信息包括飞机经度、飞机纬度和飞机高度。姿态信息包括飞机航向角、飞机俯仰角和飞机横滚角。角速度信息包括飞机航向角速度、飞机俯仰角速度和飞机横滚角速度。速度信息包括东向速度、北向速度和天向速度。加速度信息包括东向加速度、北向加速度和天向加速度。

在一个实施例中，三轴角速度信息包括方位角速度、横滚角速度和俯仰角速度信息。

在一个实施例中，惯导解算模块20采用传递对准、卡尔曼滤波、误差补偿以及导航解算的方法进行光电稳定平台的姿态角的解算。充分利用光电稳定平台现有的IMU模块完成姿态角解算，而不必在光电稳定平台上增加子惯导部件。

在一个实施例中，IMU模块30为光纤陀螺。

IMU模块是光电稳定平台进行方位角和俯仰角状态监测和控制必不可缺的功能模块，且IMU模块中一般采用高精度的光纤陀螺，价格昂贵。IMU模块精度比飞机主惯导模块要低很多。光电稳定平台上的IMU模块的精度不足以实现自动标校。比起增加一个像飞机主惯导模块同样精度的姿态测量组件来说，上述光电稳定平台零位自动标校系统，将IMU模块复用于零位误差自动标定，通过增加一个惯导解算模块，在只增加惯导解算硬件电路和惯导解算软件算法的基础上，通过使用飞机主惯导模块输出的导航信息，仅用光电稳定平台上的IMU模块就可实现高精度的姿态角输出，省掉了像飞机主惯导模块同等级姿态测量组件的应用，成本降低了几十倍。

具体的，光电稳定平台的惯导解算模块通过RS422通讯接口接收IMU模块输出的原始三轴角速度信息。IMU模块采用高精度的IMU1775。IMU1775的数据更新速率是5kHZ，能够同时满足光电稳定平台伺服分系统和惯导解算的双重要求。

在一个实施例中，控制器40包括主控模块42和台位机44。主控模块42和惯导解算模块20通过通讯连接，主控模块42用于接收惯导解算模块20输出的光电稳定平台的姿态角信息。

台位机44和主控模块42连接，台位机44用于接收主控模块42输出的光电稳定平台的姿态角信息。

台位机44和飞机主惯导模块10连接，台位机44用于接收飞机主惯导模块10输出的飞机的航向角和俯仰角。

具体的，主控模块42将接收的惯导解算模块20输出的姿态角信息通过网口上报给台位机44。

主控模块42的处理器采用DSP28335。主控模块42通过RS422通讯接口接收惯导解算模块20输出的光电稳定平台姿态角信息，主控模块42将接收的惯导解算姿态角信息通过网口上报给台位机44。

在一个实施例中，光电稳定平台的姿态角信息包括光电稳定平台的方位角信息、俯仰角信息和横滚角信息。

此外，如图5所示，还提供一种基于上述的光电稳定平台零位自动标校系统的光电稳定平台零位自动标校方法，包括以下步骤：

S10、飞机主惯导模块和惯导解算模块对准。

具体的，飞机主惯导模块和惯导解算模块对准的操作包括以下步骤：

S12、飞机主惯导模块和惯导解算模块初始对准后，飞机主惯导模块进入导航模式。

惯导解算模块需要飞机上高精度的主惯导数据来完成快速的初始对准。惯导解算模块通过与主惯导模块之间建立系统方程和量测方程，实时修正惯导解算的数据，提高光电稳定平台姿态解算的精度。主惯导数据指飞机的角速度、加速度等信息。

S14、利用飞机主惯导模块周期性输出的导航信息，飞机主惯导模块对惯导解算模块行粗对准。

S16、粗对准完成后，飞机主惯导模块对进行惯导解算模块进行精对准。

S20、惯导解算模块通过飞机主惯导模块输出的飞机的导航信息和IMU模块输出的光电稳定平台的三轴角速度信息解算出光电稳定平台的姿态角信息，其中，光电稳定平台的姿态角信息包括光电稳定平台的方位角信息、俯仰角信息和横滚角信息。

具体的，惯导解算模块通过综合飞机主惯导模块和光电稳定平台IMU模块的三轴角速度信息，以20ms为周期，周期性的输出光电稳定平台的方位角、俯仰角和横滚角信息。

S30、控制器接收飞机主惯导模块输出的飞机的航向角α₁和飞机的俯仰角β₁，控制器接收到惯导解算模块输出的光电稳定平台航向角α₂和光电稳定平台俯仰角β₂。

在一个实施例中，控制器包括主控模块和台位机，主控模块和惯导解算模块通过通讯连接，主控模块用于接收惯导解算模块输出的光电稳定平台的姿态角信息。

台位机和主控模块连接，台位机用于接收主控模块输出的光电稳定平台的姿态角信息。

台位机和飞机主惯导模块连接，台位机用于接收飞机主惯导模块输出的飞机的航向角和俯仰角。

具体的，主控模块将接收的惯导解算模块输出的姿态角信息通过网口上报给台位机。

具体的，S30中，通过台位机接收飞机的航向角为α₁，俯仰角为β₁。台位机通过网口接收到主控模块发送的光电稳定平台航向角为α₂、光电稳定平台俯仰角为β₂。

S40、控制器调整光电稳定平台的姿态角，使光电稳定平台的姿态角与飞机的姿态角一致，即，α₂＝α₁，β₂＝β₁。

具体的，S40中，通过台位机调整光电稳定平台的姿态角。进一步的，通过台位机的显控软件控制光电稳定平台，设置光电稳定平台的工作模式为手动模式，通过操纵杆控制光电稳定平台的旋转角度，使光电稳定平台的姿态角与飞机的姿态角一致。

S50、记录光电稳定平台零位自动标校的参数，即光电稳定平台的方位角A和俯仰角B。

具体的，S50中，观察台位机显示的光电稳定平台状态信息，记录光电稳定平台中编码器反馈的光电稳定平台方位角为A，俯仰角为B。

S60、修正光电稳定平台的方位角零位误差-A和俯仰角零位误差-B，使得光电稳定平台的方位角和俯仰角为0，即完成零位自动标校过程。

具体的，S60中，通过修改光电稳定平台台位机软件的配置参数，实现安装零位误差修正。

上述光电稳定平台零位标校系统和零位自动标校方法，可以实现光电稳定平台的安装零位误差校正，标校精度高，全自动化实现光电稳定平台零位标校，克服了设备和场地限制，无需飞机调平、靶标设置等繁琐程序，无需多人参与，降低了物质成本、人员成本、场地成本、时间成本，也避免了人为因素引入的误差，提高了零位标定的效率。

上述光电稳定平台零位标校方法，惯导解算模块通过飞机主惯导模块输出的飞机的导航信息和IMU模块输出的光电稳定平台的三轴角速度信息解算出光电稳定平台的姿态角信息。主控模块通过网口将惯导解算姿态角输出给台位机，光电稳定平台在台位机的控制下转到与飞机相同的航向角和俯仰角，此时光电稳定平台编码器反馈的方位角和俯仰角即为零位自动校靶参数，将方位角误差和俯仰角误差修正为零，则实现了光电稳定平台的零位自动标定。

以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种光电稳定平台零位自动标校系统，其特征在于，包括飞机主惯导模块、IMU模块、惯导解算模块及控制器；

所述飞机主惯导模块输出飞机的导航信息；

所述惯导解算模块和所述飞机主惯导模块通过线路连接，所述惯导解算模块用于接收所述导航信息，所述惯导解算模块和所述飞机主惯导模块之间还通过PPS秒脉冲连接；

所述IMU模块输出光电稳定平台的三轴角速度信息，所述IMU模块和所述惯导解算模块通过通讯连接，所述惯导解算模块用于接收所述三轴角速度信息；

所述惯导解算模块用于利用所述导航信息和所述三轴角速度信息解算出所述光电稳定平台的姿态角信息；

所述控制器和所述惯导解算模块通过通讯连接，所述控制器用于接收所述惯导解算模块输出的所述光电稳定平台的姿态角信息；

所述控制器和所述飞机主惯导模块连接，所述控制器用于接收所述飞机主惯导模块输出的飞机的航向角和俯仰角。

2.如权利要求1所述的光电稳定平台零位自动标校系统，其特征在于，所述导航信息包括位置信息、姿态信息、角速度信息、速度信息和加速度信息。

3.如权利要求2所述的光电稳定平台零位自动标校系统，其特征在于，所述位置信息包括飞机经度、飞机纬度和飞机高度；

所述姿态信息包括飞机航向角、飞机俯仰角和飞机横滚角；

所述角速度信息包括飞机航向角速度、飞机俯仰角速度和飞机横滚角速度；

所述速度信息包括东向速度、北向速度和天向速度；

所述加速度信息包括东向加速度、北向加速度和天向加速度。

4.如权利要求1所述的光电稳定平台零位自动标校系统，其特征在于，所述三轴角速度信息包括方位角速度、横滚角速度和俯仰角速度信息。

5.如权利要求1所述的光电稳定平台零位自动标校系统，其特征在于，所述惯导解算模块采用传递对准、卡尔曼滤波、误差补偿以及导航解算的方法进行所述光电稳定平台的姿态角的解算。

6.如权利要求1所述的光电稳定平台零位自动标校系统，其特征在于，所述IMU模块为光纤陀螺。

7.如权利要求1所述的光电稳定平台零位自动标校系统，其特征在于，所述控制器包括主控模块和台位机，所述主控模块和所述惯导解算模块通过通讯连接，所述主控模块用于接收所述惯导解算模块输出的所述光电稳定平台的姿态角信息；

所述台位机和所述主控模块连接，所述台位机用于接收所述主控模块输出的所述光电稳定平台的姿态角信息；

所述台位机和所述飞机主惯导模块连接，所述台位机用于接收所述飞机主惯导模块输出的飞机的航向角和俯仰角。

8.如权利要求1所述的光电稳定平台零位自动标校系统，其特征在于，所述光电稳定平台的姿态角信息包括所述光电稳定平台的方位角信息、俯仰角信息和横滚角信息。

9.一种光电稳定平台零位自动标校方法，其特征在于，包括以下步骤：

飞机主惯导模块和惯导解算模块对准；

所述惯导解算模块通过所述飞机主惯导模块输出的飞机的导航信息和所述IMU模块输出的光电稳定平台的三轴角速度信息解算出光电稳定平台的姿态角信息，其中，所述光电稳定平台的姿态角信息包括所述光电稳定平台的方位角信息、俯仰角信息和横滚角信息；

控制器接收所述飞机主惯导模块输出的飞机的航向角α₁和飞机的俯仰角β₁，所述控制器接收到所述惯导解算模块输出的所述光电稳定平台航向角α₂和所述光电稳定平台俯仰角β₂；

所述控制器调整所述光电稳定平台的姿态角，使所述光电稳定平台的姿态角与所述飞机的姿态角一致，即，α₂＝α₁，β₂＝β₁；

记录所述光电稳定平台零位自动标校的参数，即光电稳定平台的方位角A和俯仰角B；

修正所述光电稳定平台的方位角零位误差-A和俯仰角零位误差-B，使得所述光电稳定平台的方位角和俯仰角为0，即完成零位自动标校过程。

10.如权利要求9所述的光电稳定平台零位自动标校方法，其特征在于，所述飞机主惯导模块和惯导解算模块对准的操作包括以下步骤：

所述飞机主惯导模块和所述惯导解算模块初始对准后，所述飞机主惯导模块进入导航模式；

利用所述飞机主惯导模块周期性输出的导航信息，所述飞机主惯导模块对所述惯导解算模块进行粗对准；

粗对准完成后，所述飞机主惯导模块对进行惯导解算模块进行精对准。

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