CN112781587B - 一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置及方法，包括舱体，所述舱体内部设有飞行控制系统，所述舱体外部设有吊耳和安装组件，所述吊耳用于挂架与所述舱体安装连接，所述安装组件上安装有用于获取舱体第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的定位定向系统，所述定位定向系统与飞行控制系统电连接。本发明使用定位定向系统进行高精度测量，姿态角测量精度不低于0.01°，与现有技术相比整体精度提升一个数量级，且能够测量实际挂机飞行过程姿态角实时动态误差。

Description

一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置及方法
技术领域
本发明属于飞行器控制领域，具体涉及一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置及方法。
背景技术
机载武器系统主要为载机(主要包括：飞机、直升机、无人机)上的武器、弹药及发射装置，如图1所示，通过载机综合火控系统，确认打击目标，并将载机上各项参数传递至机载武器，并通过挂装的发射装置将武器投射。
动基座传递对准技术是机载武器使用过程中核心技术之一，载机通常携有较高精度的定位定向系统，能够实时定位自身位置、速度、姿态等信息，机载武器通过发射装置(通常为挂架)挂装与载机上，载机利用通信总线数据将自身位置、速度、姿态等信息发送至机载武器，机载武器可结合自身角速率传感器、加速度计信息进行滤波处理，得出机载武器速度、位置、姿态信息；载机利用通信总线将打击目标的位置信息传递至机载武器，机载武器结合目标位置信息及自身传递对准结果，可建立发射后相对位置关系，为准确打击目标提供基础。
机载武器通过挂架或其他发射装置挂装于载机平台上(通常挂装于机翼下方)，不同的挂架会存在一定安装误差；机翼非完全刚性且受制于挂架加工精度误差，机载武器挂装于载机后，导致载机的姿态角与实际武器姿态角存在固定偏差，姿态角即包括航向角、滚转角和俯仰角，从而导致机载武器与被打击目标位置关系存在偏差，因此测量机载武器与载机初始安装角误差，对提高武器打击精度有重要意义。
传统测量安装角误差的方法为：使用手持激光测角度仪器比对机载武器与挂架安装角度偏差，该方法仅适用于地面测试。且实际挂飞过程中，受载荷及空中过载的影响，实际机翼形变程度不同，地面测试无法真实覆盖空中实际工况，无法准确评估真实安装误差角。此外目前常用的激光测角仪测试精度仅为0.1°，且激光测角仪仅能用于地面测试，无法有效评估实际挂机飞行过程中角度误差。所以传统的测量方法无法准确评估实际安装误差角，且测量精度较低。
为了降低机载武器成本，大多低成本机载武器内部惯性导航系统均无法有效定位自身姿态角，需要通过载机下发的传递对准数据获取武器自身位置、速度、姿态信息，同时获取待打击目标的位置信息，通过以上信息得出弹目位置关系，建立发射坐标系。针对载机下发的姿态信息，结合机载武器内部加速度计可在一定程度上评估俯仰角、滚转角安装误差，但是受制于成本，目前大部分低成本的机载武器均使用了精度较低的惯性导航系统，且航向角误差机载武器自身无法评估，武器只能以载机下发的航向角作为基准建立发射坐标系。在挂装过程中若机翼、挂架、武器吊耳等任一个环节加工存在一定误差，都会造成武器实际航向角与载机下发的航向角不一致，从而影响弹目相对位置关系的真实性。
发明内容
针对上述情况，本发明提出了一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置及方法，用于测量由于挂架挂装误差、机翼形变误差等原因造成的固有安装误差。
一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置，包括舱体，所述舱体内部设有飞行控制系统，所述舱体外部设有吊耳和安装组件，所述吊耳用于挂架与所述舱体安装连接，所述安装组件上安装有用于获取舱体第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的定位定向系统，所述定位定向系统与飞行控制系统电连接。
进一步地，所述定位定向系统包括GPS定位系统和惯性导航系统。
更进一步地，所述安装组件包括定位板、支撑杆和底板，所述定位板与舱体的底部贴合安装，所述支撑杆用于定位板和底板固定连接，所述定位定向系统安装于底板上。
具体地，所述底板为方形结构，所述支撑杆的一端与底板连接，另一端与定位板连接，所述定位板为弧形结构，所述支撑杆为四根，分别分布于底板的四个直角处。
基于所述的测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置的测量方法，包括以下步骤：
S1、通过吊耳将舱体和定位定向系统与挂架安装连接；
S2、载机起飞，定位定向系统实时将舱体的第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息发送至飞行控制系统，载机系统发送载机的第二空间位置信息、第二速度信息和第二三轴姿态信息至飞行控制系统，飞行控制系统将第一空间位置信息和第一速度信息下的第一三轴姿态信息，与第二空间位置信息和第二速度信息的第二三轴姿态信息进行比对，得出舱体在同一空间位置信息和速度信息下的姿态误差。
所述三轴姿态信息包括航向角、俯仰角和滚转角。
所述定位定向系统获取第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的方式包括：通过GPS定位系统的卫星定位信息确定所处位置信息，速度信息；通过惯性导航系统的光纤陀螺仪，测量三个通道角速度信息；将GPS定位系统和惯性导航系统获取的数据进行融合和处理，使用卡尔曼滤波通过运动方程和测量方程，获得第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的最优估算值。
所述定位定向系统与飞行控制系统的通讯方式以飞行控制系统的固有方式进行选取，包括RS232/422/485、CAN、1553B、ARINC429、SPI、GPIB中的任一种。
所述飞行控制系统获取定位定向系统和载机系统的信息前，对定位定向系统和载机系统的时钟进行统一标定。
所述飞行控制系统对比第一三轴姿态信息与第二三轴姿态信息的方式包括：根据第一空间位置信息和第一速度信息标定第一三轴姿态信息，根据第二空间位置信息和第二速度信息标定第二三轴姿态信息，将同一周期下的第一空间位置信息和第一速度信息，与第二空间位置信息和第二速度信息对应，并对第一三轴姿态信息与第二三轴姿态信息求差值，得出姿态误差。
具体地，所述姿态误差为航向角、俯仰角和滚转角的误差。
进一步地，还包括步骤S3、将比对结果的姿态误差带入制导参数中，扣除安装角误差造成的弹目位置关系的偏差。
进一步具体地，步骤S3中，飞行控制系统将姿态误差发送至机载武器遥测系统，并通过机载武器遥测系统实时发送至遥测地面接收系统接收和保存。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
1、本发明的装置通过载机起飞(挂飞测试或飞行训练)，可精确测量载机与舱体动态飞行过程中，各空间位置信息和速度信息下对应的固有姿态误差，并将误差信息通过遥测发送至地面并记录保存，在正式执行武器打击任务时，将该误差信息带入到制导算法中，能够优化机载武器与被打击目标建立位置关系的准确性，提高命中精度，且测量方法简单、精准。
2、本发明的装置通用性好，在飞行过程中，载机不同挂点实际形变程度不同，通过多次挂飞训练，可以验证不同挂装工况下每个挂点实际安装误差角，同时通过定位定向系统(一套GPS定位系统和惯性导航系统)进行测量，降低了测量成本。
3、本发明使用定位定向系统进行高精度测量，姿态角测量精度不低于0.01°，与现有技术相比整体精度提升一个数量级，且能够测量实际挂机飞行过程姿态角实时动态误差。
附图说明
图1为载机与挂架的连接结构示意图；
图2本发明装置的结构示意图；
图3为本发明装置系统框图。
其中、1-吊耳，2-舱体，3-定位板，4-支撑杆，5-底板，6-定位定向系统。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，均属于本发明保护的范围。
如图2所示，一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置，包括舱体，所述舱体内部设有飞行控制系统，所述舱体外部设有吊耳和安装组件，所述吊耳用于挂架与所述舱体安装连接，所述安装组件上安装有用于获取舱体第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的定位定向系统，所述定位定向系统与飞行控制系统电连接，主要电气接点有供电线和通信线，机载武器向定位定向系统供28VDC，具体通过定位板和机载武器上开设过孔，电缆穿过过孔进行电相连。
所述定位定向系统包括GPS定位系统和惯性导航系统。
所述安装组件包括定位板、支撑杆和底板，所述定位板与舱体的底部贴合安装，所述支撑杆用于定位板和底板固定连接，所述定位定向系统安装于底板上。
本实施例中，舱体为回转体结构，还原了机载武器的外形，所述底板为方形结构，所述支撑杆的一端与底板连接，另一端与定位板连接，连接方式采用紧固件固定连接，所述定位板为弧形结构，与舱体的底部结构匹配贴合，连接结构紧凑可靠，确保与舱体固定后其纵向对称平面与舱体的轴线重合，所述支撑杆为四根，分别分布于底板的四个直角处。
如图3所示，基于所述的测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置的测量方法，包括以下步骤：
S1、通过吊耳将舱体和定位定向系统与挂架安装连接，挂架设于飞机机翼下；
S2、载机起飞，定位定向系统实时将舱体的第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息发送至飞行控制系统，载机系统发送载机的第二空间位置信息、第二速度信息和第二三轴姿态信息至飞行控制系统，飞行控制系统将第一空间位置信息和第一速度信息下的第一三轴姿态信息，与第二空间位置信息和第二速度信息的第二三轴姿态信息进行比对，得出舱体在同一空间位置信息和速度信息下的姿态误差。
所述三轴姿态信息包括航向角、俯仰角和滚转角。
所述定位定向系统获取第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的方式包括：通过GPS定位系统的卫星定位信息确定所处位置信息(经度、纬度、高度)，速度信息(北向速度、天向速度、东向速度)；通过惯性导航系统的光纤陀螺仪，测量三个通道角速度信息(航向角通道、滚转角通道、俯仰角通道)；将GPS定位系统和惯性导航系统获取的数据进行融合和处理，使用卡尔曼滤波通过运动方程和测量方程，获得第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的最优估算值。
目前定位定向系统应用技术成熟，内部算法稳定可靠，但通信接口需要按照实际需要进行改进，将输出结果通过总线通信与飞行控制系统交互。所述定位定向系统与飞行控制系统的通讯方式以飞行控制系统的固有方式进行选取，包括RS232/422/485、CAN、1553B、ARINC429、SPI、GPIB中的任一种，本实施例中为RS422。
所述飞行控制系统获取定位定向系统和载机系统的信息前，对定位定向系统和载机系统的时钟进行统一标定，定位定向系统和载机系统的时钟统一后，有利于定位定向系统和载机系统以相同的时间周期获取相关信息，同步性更好，飞行控制系统将两者获取的信息进行匹配计算。
所述飞行控制系统对比第一三轴姿态信息与第二三轴姿态信息的方式包括：根据第一空间位置信息和第一速度信息标定第一三轴姿态信息，根据第二空间位置信息和第二速度信息标定第二三轴姿态信息，将同一周期下的第一空间位置信息和第一速度信息，与第二空间位置信息和第二速度信息对应，并对第一三轴姿态信息与第二三轴姿态信息求差值，得出姿态误差。
所述姿态误差为航向角、俯仰角和滚转角的误差。
还包括步骤S3、将比对结果的姿态误差带入制导参数中，扣除安装角误差造成的弹目位置关系的偏差。
步骤S3中，飞行控制系统将姿态误差发送至机载武器遥测系统，并通过机载武器遥测系统实时发送至遥测地面接收系统接收和保存。另一实施例中，飞行控制系统将姿态误差数据写入黑匣子，将数据进行暂存，载机返航后再进行读取。
实际获取数据后，基通过数据分析，同一款载机在相同的飞行工况时安装误差差别不大(类似于平飞段、上升段、转弯段、下降段)，因此将数据整体滤波平滑处理后数据可以直接写在导航算法中，正式弹发射前，可根据实际工况把对应的误差扣除即可。武器发射后，根据自身位置信息、速度信息、姿态信息结合目标位置信息(目标位置信息通常由载机发送至武器)，建立弹目坐标系(武器发射系)，初始坐标系如果存在角度偏差，在武器制导飞行过程中将始终存在固有角度偏差，角度偏差随武器飞行会进一步造成位置偏差，从而增大脱靶量。因此在建立坐标系时将测量到的姿态误差信息作为补偿项带入到制导算法中，能够进一步提高武器命中精度。
通常载机挂载定位定向系统经一次挂飞测试或飞行训练，即可获取姿态误差的完整数据，因载机飞行时是以不同的姿态进行飞行，所以挂点不同姿态下的实际形变程度产生的姿态误差均可实时捕获。

Claims (4)

1.一种测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置的测量方法，所述测量载机与其任务悬挂物姿态安装误差的装置包括舱体，所述舱体内部设有飞行控制系统，所述舱体外部设有吊耳和安装组件，所述吊耳用于挂架与所述舱体安装连接，所述安装组件上安装有用于获取舱体第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息的定位定向系统，所述定位定向系统与飞行控制系统电连接；
所述定位定向系统包括GPS定位系统和惯性导航系统；
所述安装组件包括定位板、支撑杆和底板，所述定位板与舱体的底部贴合安装，所述支撑杆用于定位板和底板固定连接，所述定位定向系统安装于底板上；
所述测量方法，其特征在于包括以下步骤：
S1、通过吊耳将舱体和定位定向系统与挂架安装连接；
S2、载机起飞，定位定向系统实时将舱体的第一空间位置信息、第一速度信息和第一三轴姿态信息发送至飞行控制系统，载机系统发送载机的第二空间位置信息、第二速度信息和第二三轴姿态信息至飞行控制系统，飞行控制系统将第一空间位置信息和第一速度信息下的第一三轴姿态信息，与第二空间位置信息和第二速度信息的第二三轴姿态信息进行比对，得出舱体在同一空间位置信息和速度信息下的姿态误差；
步骤S2中，所述定位定向系统与飞行控制系统的通讯方式以飞行控制系统的固有方式进行选取，包括RS232/422/485、CAN、1553B、ARINC429、SPI、GPIB中的任一种；
步骤S2中，所述飞行控制系统获取定位定向系统和载机系统的信息前，对定位定向系统和载机系统的时钟进行统一标定；
步骤S2中，所述飞行控制系统对比第一三轴姿态信息与第二三轴姿态信息的方式包括：根据第一空间位置信息和第一速度信息标定第一三轴姿态信息，根据第二空间位置信息和第二速度信息标定第二三轴姿态信息，将同一周期下的第一空间位置信息和第一速度信息，与第二空间位置信息和第二速度信息对应，并对第一三轴姿态信息与第二三轴姿态信息求差值，得出姿态误差。
2.根据权利要求1所述的测量方法，其特征在于所述姿态误差为航向角、俯仰角和滚转角的误差。
3.根据权利要求2所述的测量方法，其特征在于还包括步骤S3、将比对结果的姿态误差带入制导参数中，扣除安装角误差造成的弹目位置关系的偏差。
4.根据权利要求3所述的测量方法，其特征在于步骤S3中，飞行控制系统将姿态误差发送至机载武器遥测系统，并通过机载武器遥测系统实时发送至遥测地面接收系统接收和保存。
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