CN111521198A - 一种基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法及装置，方法包括：将惯性导航系统固定于火箭/导弹的前端；调节托架的高度以及火箭/导弹滚转角度，以使惯性导航系统Y轴、Z轴方向加表输出接近0；将磁性直角棱镜安装于火箭/导弹尾部位置的外瞄基准面上，通过经纬仪对磁性直角棱镜进行准直，从而完成外瞄磁性直角棱镜安装；并对外瞄磁性直角棱镜安装误差X0进行标定；调整火箭/导弹发射前沿垂直方向放置，调整磁性直角棱镜使其处于水平位置；使用经纬仪对基准方向和磁性直角棱镜进行瞄准；计算获取惯性导航系统Z轴的方位角S。本发明可以通过外瞄磁性直角棱镜进行瞄准，完成惯性导航系统的初始对准。

Description

一种基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法
技术领域
本发明属于火箭/导弹发射系统领域，特别是涉及一种基于外瞄磁性直角棱 镜传递对准的方法。
背景技术
惯性导航系统(INS)完成依靠运载体自身设备独立自主地进行，不依赖外 部信息，具有隐蔽性好、工作不受气象条件和人为干扰影响等优点，而且精度 高。惯性导航技术已经被广泛应用于武器系统中炮弹、导弹发射及火箭发射等 多个领域。惯性导航系统在开始导航前需完成初始对准，即装载初始方位角等 信息，初始对准的精度直接影响惯性导航精度。
目前大部分的安装于导弹或火箭上的惯性导航系统均有棱镜窗口，导航前 可通过外部直接瞄准的方法提供初始方位角，但仍有部分惯性导航系统因导弹 或火箭结构、体积以及成本等多方面因素影响，无棱镜窗口，无法通过直接瞄 准的方法完成初始对准。此时就可以通过加装外瞄棱镜的方法，通过外瞄棱镜 进行瞄准，完成惯性导航系统的初始对准。
发明内容
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种基于外瞄磁性直 角棱镜传递对准的方法。其中，本发明以安装有惯性导航系统的火箭/导弹为研 究背景，惯性导航系统安装于火箭/导弹的顶端，火箭/导弹壳体无外瞄棱镜窗 口，为了完成惯性导航系统的初始对准，在火箭/导弹尾部加工一个外瞄基准面， 外瞄基准面上安装磁性直角棱镜，通过经纬仪完成对外瞄棱镜的瞄准，最终完 成箭上惯性导航系统的初始对准。
为实现上述目的，按照本发明第一方面，提供一种基于外瞄磁性直角棱镜 传递对准的方法，所述方法包括步骤：
将惯性导航系统固定于火箭/导弹的前端；以垂直取向为X轴、水平取向为 Y轴设定所述惯性导航系统的工作坐标；
将所述火箭/导弹沿水平方向设置于托架上，调节所述托架的高度以及火箭 /导弹滚转角度，以使所述惯性导航系统Y轴、Z轴方向加表输出接近0；
将磁性直角棱镜安装于火箭/导弹尾部位置的外瞄基准面上，并在垂直于所 述外瞄基准面的方向上设置经纬仪，通过所述经纬仪对磁性直角棱镜进行准直， 从而完成外瞄磁性直角棱镜安装；
记录经纬仪的正倒镜竖盘读数VL、VR，并对所述外瞄磁性直角棱镜安装误 差X0进行标定；
调整所述火箭/导弹发射前沿垂直方向放置，将所述磁性直角棱镜安装于火 箭/导弹尾部位置的外瞄基准面上，调整所述磁性直角棱镜使其处于水平位置；
设定基准方向，在基准方向与磁性直角棱镜入射法线焦点位置处设置经纬 仪，使用经纬仪对基准方向进行瞄准，记录经纬仪的水平盘读数A1；使用经纬 仪对磁性直角棱镜进行瞄准，记录经纬仪的水平盘读数A2；
计算获取所述惯性导航系统Z轴的方位角S，从而完成所述火箭/导弹上惯 性导航系统的初始对准。
优选地，所述外瞄磁性直角棱镜安装标定误差X0，计算公式如下式(1)：
Figure RE-GDA0002567728150000021
其中，X0为所述磁性直角棱镜的棱线与所述惯性导航系统X轴所呈的夹角； VL、VR分别为所述经纬仪的正倒镜竖盘读数。
根据权利要求1所述的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法，其特征在于， 所述惯性导航系统Z轴的方位角S，计算公式如下式(2)：
S＝D0+A2-A1+X0 (2)；
其中，S为惯性导航系统Z轴的方位角；D0为基准方向的真北方位角，A1为使用经纬仪对基准方向进行瞄准时所述经纬仪的水平盘读数；A2为使用经纬 仪对磁性直角棱镜进行瞄准时经纬仪的水平盘读数。
优选地，所述经纬仪与所述磁性直角棱镜之间的距离范围为0.8～1.2m。
优选地，所述通过所述经纬仪对磁性直角棱镜进行准直，从而完成外瞄磁 性直角棱镜安装包括步骤：
调节所述磁性直角棱镜上的微调螺钉，使用所述经纬仪的正倒镜瞄准，直 至通过所述经纬仪观察所述磁性直角棱镜的棱线呈竖直状态。
优选地，所述调整所述磁性直角棱镜使其处于水平位置包括步骤：
调节所述磁性直角棱镜上的微调螺钉，观察所述磁性直角棱镜上水准泡状 态，使所述磁性直角棱镜水平。
本发明第二方面提供一种基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的装置，所述装 置用于标定外瞄磁性直角棱镜安装误差X0，其包括：惯性导航系统、托架、磁 性直角棱镜、外瞄基准面、经纬仪和第一数据处理模块；其中，
所述惯性导航系统固定于火箭/导弹的前端，并以垂直取向为X轴、水平取 向为Y轴设定所述惯性导航系统的工作坐标；
所述托架用于沿水平方向放置所述火箭/导弹，并通过调节所述托架的高度 使所述惯性导航系统X轴、Z轴方向加表输出接近0；
所述磁性直角棱镜安装于火箭/导弹尾部位置的外瞄基准面上；
所述经纬仪设置在垂直于所述外瞄基准面的方向上距所述磁性直角棱镜 0.8～1.2m位置处，用于对磁性直角棱镜进行准直，从而完成外瞄磁性直角棱镜 安装；
所述第一处理模块用于按照下式(1)标定输出外瞄磁性直角棱镜安装误差 X0：
Figure RE-GDA0002567728150000041
其中，X0为所述磁性直角棱镜的棱线与所述惯性导航系统X轴所呈的夹角； VL、VR分别为所述经纬仪的正倒镜竖盘读数。
优选地，所述装置还用于获取惯性导航系统Z轴的方位角S，其还包括第 二数据处理模块；其中，
所述磁性直角棱镜安装于火箭/导弹尾部位置的外瞄基准面上；
所述经纬仪设置在基准方向与磁性直角棱镜入射法线焦点位置处，用于对 基准方向和磁性直角棱镜进行瞄准；
所述第二数据处理模块用于按照下式(2)计算输出惯性导航系统Z轴的 方位角S：
S＝D0+A2-A1+X0 (2)；
其中，S为惯性导航系统Z轴的方位角；D0为基准方向的真北方位角，A1为使用经纬仪对基准方向进行瞄准时所述经纬仪的水平盘读数；A2为使用经纬 仪对磁性直角棱镜进行瞄准时经纬仪的水平盘读数。
优选地，所述磁性直角棱镜包括直角棱镜、微调螺钉、磁性座、基准面和 水准泡。
本发明第三方面提供一种如上所述的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的装 置，其特征在于，所述装置用于火箭/导弹上惯性导航系统的初始对准。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，具有以下 有益效果：
本发明针对火箭/导弹无外瞄棱镜窗口，无法对箭上惯性导航系统进行瞄准 的问题，通过采用在火箭/导弹壳体尾部外瞄基准面上完成外瞄磁性直角棱镜的 安装，通过经纬仪完成外瞄磁性直角棱镜安装误差标定的方法，再通过惯性导 航系统Z轴方位角的计算，最终完成箭上惯性导航系统的初始对准。
附图说明
图1为按照本发明实现的；
图2为按照本发明实现的标定外瞄磁性直角棱镜安装误差X0示意图；
图3为按照本发明实现的获取惯性导航系统Z轴的方位角S示意图；
图4为按照本发明实现的磁性直角棱镜结构示意图；
图5为直角棱镜光路发射特性示意图；
在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：1-经 纬仪；12-经纬仪升级台；3-外瞄基准面；4-磁性直角棱镜；5-托架；6-惯性导 航系统；7-火箭/导弹；8-基准方向；41-直角棱镜；42-微调螺钉；43-磁性座； 44-基准面；45-水准泡。
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楚明白，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。此外，下面所描述的本发明各个实 施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并 不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换 和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
本发明一实施例，如图1所示，提供一种基于外瞄磁性直角棱镜传递对准 的方法，用于完成火箭/导弹上惯性导航系统的初始对准，方法包括：
本实施例中，如图2所示，首先完成外瞄磁性直角棱镜安装，并通过计算 标定获取外瞄磁性直角棱镜安装误差X0；具体方法如步骤1～3：
步骤1：将惯性导航系统6固定于火箭/导弹7的前端，以垂直取向为X轴、 水平取向为Y轴设定惯性导航系统6的工作坐标；将火箭/导弹7沿水平方向设 置于托架5上，调节托架5的高度以及火箭/导弹7的滚转角度，以使惯性导航 系统Y轴、Z轴方向加表输出接近0。
进一步地，当惯性导航系统6正放置时，以此时的垂直取向为X轴、水平 取向为Y轴设定惯性导航系统的工作坐标。因此，如图2所示，当火箭/导弹7 水平放置时，以环境三维坐标为基准时，火箭/导弹7上的惯性导航系统6的X 轴、Z轴为水平方向，Y轴为垂直方向，X轴方向一直与火箭/导弹的中心长轴方 向一致。
步骤2：将磁性直角棱镜4安装于火箭/导弹7尾部位置的外瞄基准面3上， 并在垂直于外瞄基准面3的方向上设置经纬仪1，通过经纬仪1对磁性直角棱 镜4进行准直，从而完成外瞄磁性直角棱镜安装。
进一步地，经纬仪1与磁性直角棱镜4之间的距离范围为0.8～1.2m；更进 一步地，为经纬仪1与磁性直角棱镜4之间的距离范围为1m。这是因为在进行 棱镜标定时，磁性直角棱镜4棱线处于竖直状态，需保证经纬仪1与磁性棱镜 等4高，才能使经纬仪1完成对磁性直角棱镜4准直。
进一步地，通过经纬仪1对磁性直角棱镜4进行准直，从而完成外瞄磁性 直角棱镜安装包括步骤：调节磁性直角棱镜4上的微调螺钉42，使用经纬仪的 正倒镜瞄准，直至通过经纬仪观察磁性直角棱镜的棱线呈竖直状态。
步骤3：记录经纬仪的正倒镜竖盘读数VL、VR，并对外瞄磁性直角棱镜安 装误差X0进行标定；
进一步地，外瞄磁性直角棱镜安装标定误差X0，计算公式如下式(1)：
Figure RE-GDA0002567728150000061
其中，X0为磁性直角棱镜的棱线与惯性导航系统X轴所呈的夹角；VL、VR分别为经纬仪的正倒镜竖盘读数。
本实施例中，如图3所示，然后对火箭/导弹7发射前垂直方向瞄准，并通 过计算获取惯性导航系统Z轴的方位角S；具体方法如步骤4～6：
步骤4：调整所述火箭/导弹7发射前沿垂直方向放置，将所述磁性直角棱 镜4安装于火箭/导弹7尾部位置的外瞄基准面3上，调整所述磁性直角棱镜4 使其处于水平位置。
进一步地，调整磁性直角棱镜4使其处于水平位置包括步骤：调节磁性直 角棱镜4上的微调螺钉42，观察磁性直角棱镜4上水准泡45状态，使磁性直 角棱镜4水平。
步骤5：设定基准方向8，在基准方向8与磁性直角棱镜4入射法线焦点位 置处设置经纬仪1，使用经纬仪1对基准方向8进行瞄准，记录经纬仪1的水 平盘读数A1；使用经纬仪1对磁性直角棱镜4进行瞄准，记录经纬仪1的水平 盘读数A2；
进一步地，设定真北方向为基准方向，其对应的方位角为D0。
步骤6：计算获取惯性导航系统Z轴的方位角S，从而完成火箭/导弹7上 惯性导航系统6的初始对准。
进一步地，惯性导航系统Z轴的方位角S，计算公式如下式(2)：
S＝D0+A2-A1+X0 (2)；
其中，S为惯性导航系统Z轴的方位角；D0为基准方向的真北方位角，A1为使用经纬仪1对基准方向8进行瞄准时经纬仪的水平盘读数；A2为使用经纬 仪1对磁性直角棱镜4进行瞄准时经纬仪的水平盘读数。
根据本发明上述基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法的实施例，本发明 还提供另一实施例，提供一种基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的装置，为根据 上述方法具体形成的装置，具体装置设置如上实施例分为两个场景：
场景一：用于标定外瞄磁性直角棱镜安装误差X0
如图2所示，本实施例提供的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的装置包括： 惯性导航系统6、托架5、磁性直角棱镜4、外瞄基准面3、经纬仪1和第一数 据处理模块；其中，
惯性导航系统6固定于火箭/导弹7的前端，并以垂直取向为X轴、水平取 向为Y轴设定惯性导航系统6的工作坐标；
托架5用于沿水平方向放置火箭/导弹7，并通过调节托架5的高度使惯性 导航系统X轴、Z轴方向加表输出接近0；
磁性直角棱镜4安装于火箭/导弹7尾部位置的外瞄基准面3上；
经纬仪1设置在垂直于外瞄基准面3的方向上距磁性直角棱镜40.8～1.2m 位置处，用于对磁性直角棱镜4进行准直，从而完成外瞄磁性直角棱镜安装；
进一步地，经纬仪1包括经纬仪升级台12，用于调节经纬仪1的高度，从 而和磁性直角棱镜4同一高度，进行准直。
第一处理模块用于按照下式(1)标定输出外瞄磁性直角棱镜安装误差X0：
Figure RE-GDA0002567728150000081
其中，X0为磁性直角棱镜4的棱线与惯性导航系统6X轴所呈的夹角；VL、 VR分别为经纬仪1的正倒镜竖盘读数。
场景二：用于获取惯性导航系统Z轴的方位角S
如图3所示，本实施例提供的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的装置包括：惯 性导航系统6、磁性直角棱镜4、外瞄基准面3、经纬仪1和第二数据处理模块； 其中，
惯性导航系统6同样固定于火箭/导弹7的前端，并以垂直取向为X轴、水 平取向为Y轴设定惯性导航系统的工作坐标；
磁性直角棱镜4安装于火箭/导弹7尾部位置的外瞄基准面3上；
经纬仪)设置在基准方向8与磁性直角棱镜4入射法线焦点位置处，用于 对基准方向8和磁性直角棱镜4进行瞄准；
第二数据处理模块用于按照下式(2)计算输出惯性导航系统6Z轴的方位 角S：
S＝D0+A2-A1+X0 (2)；
其中，S为惯性导航系统Z轴的方位角；D0为基准方向8的真北方位角， A1为使用经纬仪1对基准方向8进行瞄准时经纬仪的水平盘读数；A2为使用经 纬仪1对磁性直角棱镜4进行瞄准时经纬仪的水平盘读数。
本实施例中，如图4所示，磁性直角棱镜4包括直角棱镜41、微调螺钉42、 磁性座43、基准面44和水准泡45。其中直角棱镜光路发射特性如图5所示， 当CCD准直光路入射方向垂直于棱镜棱线，反射光会沿着入射方向反射回来， 完成光路准直测量。
应当理解，本发明的中的第一数据处理模块和第二数据处理模块为可执行 指令的代码的模块、片段或部分，并且本发明的优选实施方式的范围包括另外 的实现，其中可以不按所示出或讨论的顺序，包括根据所涉及的功能按基本同 时的方式或按相反的顺序，来执行功能，这应被本发明的实施例所属技术领域 的技术人员所理解。
应当理解，本发明的各部分结构可以用硬件、软件、固件或它们的组合来 实现。在上述实施方式中，多个步骤或方法可以用存储在存储器中且由合适的 指令执行系统执行的软件或固件来实现。例如，第一数据处理模块和第二数据 处理模块如果用硬件来实现，可用本领域公知的下列技术中的任一项或他们的 组合来实现：具有用于对数据信号实现逻辑功能的逻辑门电路的离散逻辑电 路，具有合适的组合逻辑门电路的专用集成电路，可编程门阵列(PGA)，现场可 编程门阵列(FPGA)等。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例 是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本 发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修 改、替换和变型。本发明的范围由所附权利要求及其等同限定。

Claims (9)

1.一种基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法，其特征在于，所述方法包括步骤：
将惯性导航系统固定于火箭/导弹的前端；以垂直取向为X轴、水平取向为Y轴设定所述惯性导航系统的工作坐标；
将所述火箭/导弹沿水平方向设置于托架上，调节所述托架的高度以及火箭/导弹滚转角度，以使所述惯性导航系统Y轴、Z轴方向加表输出接近0；
将磁性直角棱镜安装于火箭/导弹尾部位置的外瞄基准面上，并在垂直于所述外瞄基准面的方向上设置经纬仪，通过所述经纬仪对磁性直角棱镜进行准直，从而完成外瞄磁性直角棱镜安装；
记录经纬仪的正倒镜竖盘读数VL、VR，并对所述外瞄磁性直角棱镜安装误差X0进行标定；
调整所述火箭/导弹发射前沿垂直方向放置，将所述磁性直角棱镜安装于火箭/导弹尾部位置的外瞄基准面上，调整所述磁性直角棱镜使其处于水平位置；
设定基准方向，在基准方向与磁性直角棱镜入射法线焦点位置处设置经纬仪，使用经纬仪对基准方向进行瞄准，记录经纬仪的水平盘读数A1；使用经纬仪对磁性直角棱镜进行瞄准，记录经纬仪的水平盘读数A2；
计算获取所述惯性导航系统Z轴的方位角S，从而完成所述火箭/导弹上惯性导航系统的初始对准。
2.根据权利要求1所述的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法，其特征在于，所述外瞄磁性直角棱镜安装标定误差X0，计算公式如下式(1)：
Figure RE-FDA0002567728140000011
其中，X0为所述磁性直角棱镜的棱线与所述惯性导航系统X轴所呈的夹角；VL、VR分别为所述经纬仪的正倒镜竖盘读数。
3.根据权利要求1所述的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法，其特征在于，所述惯性导航系统Z轴的方位角S，计算公式如下式(2)：
S＝D0+A2-A1+X0 (2)；
其中，S为惯性导航系统Z轴的方位角；D0为基准方向的真北方位角，A1为使用经纬仪对基准方向进行瞄准时所述经纬仪的水平盘读数；A2为使用经纬仪对磁性直角棱镜进行瞄准时经纬仪的水平盘读数。
4.根据权利要求1所述的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法，其特征在于，所述经纬仪与所述磁性直角棱镜之间的距离范围为0.8～1.2m。
5.根据权利要求1所述的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法，其特征在于，所述通过所述经纬仪对磁性直角棱镜进行准直，从而完成外瞄磁性直角棱镜安装包括步骤：
调节所述磁性直角棱镜上的微调螺钉，使用所述经纬仪的正倒镜瞄准，直至通过所述经纬仪观察所述磁性直角棱镜的棱线呈竖直状态。
6.根据权利要求1所述的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的方法，其特征在于，所述调整所述磁性直角棱镜使其处于水平位置包括步骤：
调节所述磁性直角棱镜上的微调螺钉，观察所述磁性直角棱镜上水准泡状态，使所述磁性直角棱镜水平。
7.一种基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的装置，其特征在于，所述装置用于标定外瞄磁性直角棱镜安装误差X0，其包括：惯性导航系统、托架、磁性直角棱镜、外瞄基准面、经纬仪和第一数据处理模块；其中，
所述惯性导航系统固定于火箭/导弹的前端，并以垂直取向为X轴、水平取向为Y轴设定所述惯性导航系统的工作坐标；
所述托架用于沿水平方向放置所述火箭/导弹，并通过调节所述托架的高度使所述惯性导航系统X轴、Z轴方向加表输出接近0；
所述磁性直角棱镜安装于火箭/导弹尾部位置的外瞄基准面上；
所述经纬仪设置在垂直于所述外瞄基准面的方向上距所述磁性直角棱镜0.8～1.2m位置处，用于对磁性直角棱镜进行准直，从而完成外瞄磁性直角棱镜安装；
所述第一处理模块用于按照下式(1)标定输出外瞄磁性直角棱镜安装误差X0：
Figure RE-FDA0002567728140000031
其中，X0为所述磁性直角棱镜的棱线与所述惯性导航系统X轴所呈的夹角；VL、VR分别为所述经纬仪的正倒镜竖盘读数。
8.根据权利要求7所述的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的装置，其特征在于，所述装置还用于获取惯性导航系统Z轴的方位角S，其还包括第二数据处理模块；其中，
所述磁性直角棱镜安装于火箭/导弹尾部位置的外瞄基准面上；
所述经纬仪设置在基准方向与磁性直角棱镜入射法线焦点位置处，用于对基准方向和磁性直角棱镜进行瞄准；
所述第二数据处理模块用于按照下式(2)计算输出惯性导航系统Z轴的方位角S：
S＝D0+A2-A1+X0 (2)；
其中，S为惯性导航系统Z轴的方位角；D0为基准方向的真北方位角，A1为使用经纬仪对基准方向进行瞄准时所述经纬仪的水平盘读数；A2为使用经纬仪对磁性直角棱镜进行瞄准时经纬仪的水平盘读数。
9.一种如权利要求7或8所述的基于外瞄磁性直角棱镜传递对准的装置，其特征在于，所述装置用于火箭/导弹上惯性导航系统的初始对准。
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