CN117054036B - 一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统及方法，属于飞机着舰姿态动态测量技术领域。系统包括全站仪、惯性导航测量子系统和非接触红外三维运动分析子系统；方法在全机落震试验前，通过全站仪调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系；在全机落震试验中，通过惯性导航测量子系统实时测量飞机姿态角，通过非接触红外三维运动分析子系统实时测量飞机姿态变化值。解决了国内目前尚无成熟的飞机着陆姿态动态测量方法的问题，具有测量的试验数据更准确完整的优点。
Description
技术领域
本发明涉及飞机着舰姿态动态测量技术领域，具体是涉及一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统及方法。
背景技术
全机落震试验是结构冲击动力学试验中最重要的一项试验，是验证舰载机着舰动载荷预测方法和结构动力学设计的唯一可靠方法。全机落震试验是考核飞机在各种着舰边界条件下的强度，通过分析飞机起落架和机身各部件承受的载荷来判断机体是否产生结构失效，以此验证机体的结构完整性。全机落震试验可以通过控制飞机着舰姿态（俯仰、滚转、偏航）考核着陆冲击载荷和机体各关键部位的弹性响应，获得更准确、更完整的试验数据，从而支撑飞机设计和研制。
在全机落震试验中，飞机姿态的准确控制和测量直接影响试验结果，为了提高试验测量精度，进一步减少测量误差，飞机姿态的测量方法也在不断的研究改进中。最初的飞机姿态测量是使用全站仪对飞机进行测量，这种方法只适合机体的初始静态姿态测量，无法全程监控飞机在自由落体过程中的姿态变化情况；后来分别在机头、机身、机尾和机翼两侧安装拉线位移传感器，通过换算得出俯仰滚转角度。这种方法可以跟踪进行动态测量，但由于飞机在自由落体过程中的姿态在发生变化，位移传感器的测量界面发生偏移，因而产生较大的测试误差，这种方法只适合飞机在XY平面内不发生偏移的情况。
尽管全机落震试验中飞机姿态测量方法已经经过了多次改进，但国内目前尚无成熟的飞机着陆姿态动态测量方法。
发明内容
本发明的目的在于提出一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统及方法，在全机落震试验用该方法准确测量飞机着舰姿态（俯仰、滚转、偏航），从而考核着陆冲击载荷和机体各部位的弹性响应，获得更准确、更完整的试验数据，从而支撑飞机设计和研制。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统，包括：用于在全机落震试验前调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系的全站仪；用于在全机落震试验中实时测量飞机姿态角的惯性导航测量子系统；以及用于在全机落震试验中实时测量飞机姿态变化值的非接触红外三维运动分析子系统。
进一步地，飞机着舰姿态包括飞机滚转角和飞机俯仰角；三维地面坐标系的X方向与飞机航向反向，Y方向向上且垂直于地面，Z方向在X方向和Y方向的基础上，通过右手定则确定。
说明：全站仪具有角度测量、距离（斜距、平距、高差）测量、三维坐标测量、交汇点测量和放样测量等多种用途，因此，能够用于全机落震试验前的飞机姿势调零，既保证了飞机滚转角的调整效果，也保证了飞机俯仰角的调整效果。
进一步地，在全机落震试验前调整飞机着舰姿态的方法为：将全站仪放置在正对飞机机头的位置，通过全站仪将飞机的飞机滚转角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且左右机翼前侧端分别粘贴有一个标记；将全站仪放置在飞机侧向沿机身的中轴线位置，通过全站仪将飞机的飞机俯仰角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且机头和机尾分别粘贴有一个标记。
说明：全站仪具有角度测量、距离（斜距、平距、高差）测量、三维坐标测量、交汇点测量和放样测量等多种用途，但只适用于初始静态姿态测量，无法全程监控飞机在自由落体过程中的姿态变化情况，上述飞机着舰姿态动态测量系统利用全站仪测试精度高的优势，将全站仪用于全机落震试验前的飞机姿势调零，具有调零效果好且准确度高的优势。
进一步地，飞机姿态角包括飞机俯仰角、飞机滚转角和飞机偏航角；飞机姿态变化值为飞机在三维地面坐标系的坐标位置。
说明：上述飞机着舰姿态动态测量系统能够结合惯性导航测量子系统和非接触红外三维运动分析子系统的优势，在全机落震试验中，既能够做到飞机姿态角的实时测量也能够做到飞机姿态变化的实时测量，使得全机落震试验测量的试验数据更完整精确，对试验效果的描述更全面。
进一步地，惯性导航测量子系统由测量单元和数据采集单元组成，数据采集单元与测量单元电性连接；其中，测量单元集成有静态测量飞机姿态角的加速度计和用于动态测量飞机姿态角的陀螺仪，测量单元安装在飞机重心位置的机舱地板上；测量单元对于飞机姿态角判断基于三维地面坐标系；数据采集单元通过外接触发盒与非接触红外三维运动分析子系统电性连接。
说明：上述惯性导航测量子系统既能在飞机处于动态的情况下进行飞机姿态角测量，也能够在飞机处于静态的情况下进行飞机姿态角测量。测量单元布置的位置能够使得飞机运动过程中对测量单元影响最小，减少中间测量环节，避免不同机体层间的变形测量，优化校准流程、提高校准精度。
其中，陀螺仪指的是MEMS陀螺仪，测量原理主要是基于科里奥利力（CoriolisForce）的概念。科里奥利力是在旋转参考系中运动的物体受到的一种惯性力，它垂直于物体运动的方向。在MEMS陀螺仪中，这个原理被用来检测物体的旋转。
在MEMS陀螺仪中，通常有两个质量块，它们以相反的方向进行水平振动。当外部施加一个角速率时，一个科氏力将会出现在质量块上，这个力的方向垂直于质量块的振动方向。这个科氏力会使质量块发生位移，这个位移的大小与所施加的角速率大小成正比。
通过测量这个位移，MEMS陀螺仪能够检测出角速率的改变。因为质量块（转子）的位移会改变它与固定电极（定子）之间的电容，因此，通过测量电容的变化，就能知道角速率的改变。
更进一步地，非接触红外三维运动分析子系统包括：布设在飞机上的数个反光球和捕捉反光球位置变化的数个红外三维动作捕捉摄像头，红外三维动作捕捉摄像头通过千兆网线连接有交换机，数据采集单元通过千兆网线与所述交换机电性连接；红外三维动作捕捉摄像头布置在飞机机身外一侧。
说明：一般飞机的机身长度为15~20米，对应飞机布置的红外三维动作捕捉摄像头的数量为20~30台；非接触红外三维运动分析子系统空间位置精度较高，可达0.1mm，再综合考虑实验室环境的光线条件和场地振动等因素，非接触红外三维运动分析子系统的测量精度≤1mm，通过动态持续测量获取的飞机在三维地面坐标系的坐标位置，可以实时解算得到飞机各个部位的速度、加速度、俯仰、滚转、偏航等数据。
优选地，飞机着舰姿态动态测量系统还包括：用于获取全机落震试验中飞机姿态角和飞机姿态变化值的上位机，所述上位机搭载有动作捕捉软件；所述交换机通过千兆网线与所述上位机连接。
说明：上述飞机着舰姿态动态测量系统通过上位机能够动态持续测量获取飞机姿态角和飞机姿态变化值，从而对前述数据进行多方面解算，实现全机落震试验的多角度分析。
本发明还提供了一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量方法，在全机落震试验前，通过全站仪调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系；在全机落震试验中，通过惯性导航测量子系统实时测量飞机姿态角，通过非接触红外三维运动分析子系统实时测量飞机姿态变化值。
优选地，飞机着舰姿态动态测量方法包括以下步骤：
S1、全机落震试验前准备，包括以下步骤：
S1-1、全站仪调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系；
S1-2、布置惯性导航测量子系统和非接触红外三维运动分析子系统，并设定惯性导航测量子系统和非接触红外三维运动分析子系统启动测量工作的触发条件；
S2、在全机落震试验中，触发条件被触发后，惯性导航测量子系统实时测量飞机姿态角，非接触红外三维运动分析子系统实时测量飞机姿态变化值。
说明：飞机着舰姿态动态测量方法能够结合全站仪、惯性导航测量子系统和非接触红外三维运动分析子系统，实现根据全机落震试验所处阶段，对飞机进行位置调整和实时数据测量，使得飞机位置调整和数据测量的精度更高。
进一步优选地，步骤S1-1包括以下内容：在全机落震试验前，将全站仪放置在正对飞机机头的位置，通过全站仪将飞机的飞机滚转角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且左右机翼前侧端分别粘贴有一个标记；将全站仪放置在飞机侧向沿机身的中轴线位置，通过全站仪将飞机的飞机俯仰角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且机头和机尾分别粘贴有一个标记；
步骤S1-2包括以下内容：将惯性导航测量子系统的测量单元固定在飞机重心位置的机舱地板上，将惯性导航测量子系统的数据采集单元置于实验室地面上，再通过外接触发盒与非接触红外三维运动分析子系统电性连接；将非接触红外三维运动分析子系统的数个反光球固定在飞机上，再将非接触红外三维运动分析子系统的数个红外三维动作捕捉摄像头在沿飞机一侧的地面上进行固定，调整红外三维动作捕捉摄像头的角度，使得红外三维动作捕捉摄像头能够捕捉到反光球；通过外接触发盒设定惯性导航测量子系统和非接触红外三维运动分析子系统启动测量工作的触发条件；
步骤S2包括以下内容：在全机落震试验中，触发条件被触发后，在飞机处于静态状态下，测量单元中的加速度计实时测量飞机姿态角，在飞机处于动态状态下，测量单元的陀螺仪实时测量飞机姿态角，并通过数据采集单元传输至交换机，再通过交换机回传至上位机；红外三维动作捕捉摄像头实时捕捉飞机上的反光球位置，得到反光球的二维图像，将二维图像通过交换机传输至上位机，上位机通过动作捕捉软件获取飞机在三维地面坐标系的坐标位置，作为飞机姿态变化值。
说明：现有全机落震试验的数据测量中，全站仪只适合机体的初始静态姿态测量，无法全程监控飞机在自由落体过程中的姿态变化情况；机头、机身、机尾和机翼两侧布置的拉线位移传感器在飞机在自由落体过程中的姿态在发生变化，位移传感器的测量界面发生偏移，因而产生较大的测试误差；而上述方法结合全站仪、惯性导航测量子系统和非接触红外三维运动分析子系统，能够弥补现有技术的缺陷，使得飞机位置调整和数据测量的精度更高；能够动态持续测量获取飞机姿态角和飞机姿态变化值，从而对前述数据进行多方面解算，实现全机落震试验的多角度分析。
本发明的有益效果是：
（1）本发明利用全站仪、加速度计和红外测量技术相结合，功能互补，很大程度提高了可靠性和测量精度；
（2）本发明应用灵活机动，不仅可以完成飞机着陆姿态的动态测量，同时还能实时监测飞机中心位置的角速度、角加速度等物理量；
（3）本发明在全机落震全过程的实时监控中，能实时显示姿态数据，实时发现异常情况；
（4）本发明获得了准确、可靠的试验数据，满足试验测试要求，提高了全机落震试验的测试水平的同时降低了成本。
附图说明
图1是本发明实施例1中飞机着舰姿态动态测量系统框架图；
图2是本发明实施例1、实施例2中通过全站仪调整飞机滚转角的状态图；
图3是本发明实施例1、实施例2中通过全站仪调整飞机俯仰角的状态图；
图4是本发明实施例1、实施例2中惯性导航测量子系统、非接触红外三维运动分析子系统及上位机的连接关系图；
图5是本发明实施例1、实施例2中非接触红外三维运动分析子系统与飞机的位置关系图；
图6是本发明实施例2飞机着舰姿态动态测量方法流程图；
其中，1-全站仪、2-惯性导航测量子系统、21-数据采集单元、22-测量单元、3-非接触红外三维运动分析子系统、31-红外三维动作捕捉摄像头、32-反光球、4-上位机、5-交换机、6-外接触发盒。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，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它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
实施例1：本实施例记载的是一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统，如图1所示，包括：用于在全机落震试验前调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系的全站仪1；用于在全机落震试验中实时测量飞机姿态角的惯性导航测量子系统2；用于在全机落震试验中实时测量飞机姿态变化值的非接触红外三维运动分析子系统3；以及用于获取全机落震试验中飞机姿态角和飞机姿态变化值的上位机4，上位机4搭载有动作捕捉软件。
其中，惯性导航测量子系统2由测量单元22和数据采集单元21组成，数据采集单元21与测量单元22电性连接；其中，测量单元22集成有静态测量飞机姿态角的加速度计和用于动态测量飞机姿态角的陀螺仪，测量单元22安装在飞机重心位置的机舱地板上；测量单元22对于飞机姿态角判断基于三维地面坐标系；如图4所示，数据采集单元21通过外接触发盒6与非接触红外三维运动分析子系统3电性连接。
可以理解的，本实施例中数据采集单元21通过sbgCenter软件进行参数设置，数据采集单元21通过USB调试线缆与测量单元22连接。sbgCenter软件的参数设置过程为：打开“SBGCenter”，点击工具栏“configure the selected device”识别连接硬件（连接/断开）；选择正确的运动模型；根据现场实际情况选择正确的“Device rough orientation”修正安装角误差；修正惯导杆臂值，即惯导和载体重心之间的距离，测量误差要求在2cm以内；配置串口的波特率，根据输出输出数据量的多少以及硬件的参数设置合适的波特率（500k或者1M）；配置惯导的输出以及输出频率（最高200Hz）；配置完成后保存设置。
其中，如图5所示，非接触红外三维运动分析子系统3包括：布设在飞机上的数个反光球32和捕捉反光球32位置变化的数个红外三维动作捕捉摄像头31；如图4所示，红外三维动作捕捉摄像头31通过千兆网线连接有交换机5，数据采集单元21通过千兆网线与交换机5电性连接；红外三维动作捕捉摄像头31布置在飞机机身外一侧；交换机5通过千兆网线与上位机4连接。
可以理解的，本实施例中交换机5为POE交换机，上位机4为PC，动作捕捉软件为TRACKER；非接触红外三维运动分析子系统3的空间位置精度为0.1mm；数据采集单元21为dewesoft数据采集系统中的STG模块 。
可以理解的，在本实施例中，飞机着舰姿态包括飞机滚转角和飞机俯仰角，如图2、图3所示，三维地面坐标系的X方向与飞机航向反向，Y方向向上且垂直于地面，Z方向在X方向和Y方向的基础上，通过右手定则确定；飞机姿态角包括飞机俯仰角、飞机滚转角和飞机偏航角；飞机姿态变化值为飞机在三维地面坐标系的坐标位置。
可以理解的，在本实施例中，全站仪1为现有技术，其具体结构在文中不作赘述。在全机落震试验前调整飞机着舰姿态的方法为：将全站仪1放置在正对飞机机头的位置，通过全站仪1将飞机的飞机滚转角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且左右机翼前侧端分别粘贴有一个标记；将全站仪1放置在飞机侧向沿机身的中轴线位置，通过全站仪1将飞机的飞机俯仰角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且机头和机尾分别粘贴有一个标记。
实施例2：本实施例记载的是一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量方法，基于实施例1记载的飞机着舰姿态动态测量系统，本方法在全机落震试验前，通过全站仪1调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系；在全机落震试验中，通过惯性导航测量子系统2实时测量飞机姿态角，通过非接触红外三维运动分析子系统3实时测量飞机姿态变化值。
具体的，如图6所示，本方法包括以下步骤：
S1、全机落震试验前准备，包括以下步骤：
S1-1、全站仪1调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系；
S1-2、布置惯性导航测量子系统2和非接触红外三维运动分析子系统3，并设定惯性导航测量子系统2和非接触红外三维运动分析子系统3启动测量工作的触发条件；
S2、在全机落震试验中，触发条件被触发后，惯性导航测量子系统2实时测量飞机姿态角，非接触红外三维运动分析子系统3实时测量飞机姿态变化值。
可以理解的，本实施例中，步骤S1-1包括以下内容：在全机落震试验前，将全站仪1放置在正对飞机机头的位置，通过全站仪1将飞机的飞机滚转角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且左右机翼前侧端分别粘贴有一个标记；将全站仪1放置在飞机侧向沿机身的中轴线位置，通过全站仪1将飞机的飞机俯仰角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且机头和机尾分别粘贴有一个标记。
可以理解的，本实施例中，步骤S1-2包括以下内容：将惯性导航测量子系统2的测量单元22固定在飞机重心位置的机舱地板上，将惯性导航测量子系统2的数据采集单元21置于实验室地面上，再通过外接触发盒6与非接触红外三维运动分析子系统3电性连接；将非接触红外三维运动分析子系统3的数个反光球32固定在飞机上，再将非接触红外三维运动分析子系统3的数个红外三维动作捕捉摄像头31在沿飞机一侧的地面上进行固定，调整红外三维动作捕捉摄像头31的角度，使得红外三维动作捕捉摄像头31能够捕捉到反光球32；通过外接触发盒6设定惯性导航测量子系统2和非接触红外三维运动分析子系统3启动测量工作的触发条件。
可以理解的，测量单元22的X、Y和Z轴方向与在三维地面坐标系的X、Y和Z轴方向一致。
可以理解的，本实施例中，在全机落震试验中，触发条件被触发后，在飞机处于静态状态下，测量单元22中的加速度计实时测量飞机姿态角，在飞机处于动态状态下，测量单元22的陀螺仪实时测量飞机姿态角，并通过数据采集单元21传输至交换机5，再通过交换机5回传至上位机4；红外三维动作捕捉摄像头31实时捕捉飞机上的反光球32位置，得到反光球32的二维图像，将二维图像通过交换机5传输至上位机4，上位机4通过动作捕捉软件获取飞机在三维地面坐标系的坐标位置，作为飞机姿态变化值。
可以理解的，本实施例中机身长度为15米，对应飞机布置的红外三维动作捕捉摄像头31的数量为20台。
可以理解的，本实施例中，通过数据采集单元21统一给出触发信号，完成惯性导航测量子系统2和非接触红外三维运动分析子系统3的同步触发和同步采集，统一将测试数据上传至上位机4，进行后期试验数据的计算、处理和分析。
实施例3：本实施例与实施例2的区别之处在于：机身长度为18米，对应飞机布置的红外三维动作捕捉摄像头31的数量为23台。
实施例4：本实施例与实施例2的区别之处在于：机身长度为20米，对应飞机布置的红外三维动作捕捉摄像头31的数量为30台。
Claims (4)
1.一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统，其特征在于，包括：用于在全机落震试验前调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系的全站仪(1)；用于在全机落震试验中实时测量飞机姿态角的惯性导航测量子系统(2)；以及用于在全机落震试验中实时测量飞机姿态变化值的非接触红外三维运动分析子系统(3)；
所述飞机着舰姿态包括飞机滚转角和飞机俯仰角；所述三维地面坐标系的X方向与飞机航向反向，Y方向向上且垂直于地面，Z方向在X方向和Y方向的基础上，通过右手定则确定；
所述在全机落震试验前调整飞机着舰姿态的方法为：将全站仪(1)放置在正对飞机机头的位置，通过全站仪(1)将飞机的飞机滚转角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且左右机翼前侧端分别粘贴有一个标记；将全站仪(1)放置在飞机侧向沿机身的中轴线位置，通过全站仪(1)将飞机的飞机俯仰角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且机头和机尾分别粘贴有一个标记；
所述惯性导航测量子系统(2)由测量单元(22)和数据采集单元(21)组成，所述数据采集单元(21)与所述测量单元(22)电性连接；其中，所述测量单元(22)集成有静态测量飞机姿态角的加速度计和用于动态测量飞机姿态角的陀螺仪，测量单元(22)安装在飞机重心位置的机舱地板上；所述测量单元(22)对于飞机姿态角判断基于所述三维地面坐标系；数据采集单元(21)通过外接触发盒(6)与所述非接触红外三维运动分析子系统(3)电性连接；
所述飞机姿态角包括飞机俯仰角、飞机滚转角和飞机偏航角；所述飞机姿态变化值为飞机在三维地面坐标系的坐标位置；
所述非接触红外三维运动分析子系统(3)包括：布设在飞机上的数个反光球(32)和捕捉反光球(32)位置变化的数个红外三维动作捕捉摄像头(31)，所述红外三维动作捕捉摄像头(31)通过千兆网线连接有交换机(5)，所述数据采集单元(21)通过千兆网线与所述交换机(5)电性连接；红外三维动作捕捉摄像头(31)布置在飞机机身外一侧；飞机的机身长度为15～20米，对应飞机布置的红外三维动作捕捉摄像头的数量为20～30台；非接触红外三维运动分析子系统的测量精度≤1mm。
2.如权利要求1所述的一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统，其特征在于，还包括：用于获取全机落震试验中飞机姿态角和飞机姿态变化值的上位机(4)，所述上位机(4)搭载有动作捕捉软件；所述交换机(5)通过千兆网线与所述上位机(4)连接。
3.一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量方法，基于权利要求1～2任意一项所述的一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量系统，其特征在于：在全机落震试验前，通过全站仪(1)调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系；在全机落震试验中，通过惯性导航测量子系统(2)实时测量飞机姿态角，通过非接触红外三维运动分析子系统(3)实时测量飞机姿态变化值；
S1、全机落震试验前准备，包括以下步骤：
S1-1、全站仪(1)调整飞机着舰姿态并确定三维地面坐标系；
S1-2、布置惯性导航测量子系统(2)和非接触红外三维运动分析子系统(3)，并设定惯性导航测量子系统(2)和非接触红外三维运动分析子系统(3)启动测量工作的触发条件；
S2、在全机落震试验中，触发条件被触发后，惯性导航测量子系统(2)实时测量飞机姿态角，非接触红外三维运动分析子系统(3)实时测量飞机姿态变化值。
4.如权利要求3所述的一种全机落震试验中飞机着舰姿态动态测量方法，其特征在于：
所述步骤S1-1包括以下内容：在全机落震试验前，将全站仪(1)放置在正对飞机机头的位置，通过全站仪(1)将飞机的飞机滚转角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且左右机翼前侧端分别粘贴有一个标记；将全站仪(1)放置在飞机侧向沿机身的中轴线位置，通过全站仪(1)将飞机的飞机俯仰角调整为0°，此时飞机处于悬挂状态且机头和机尾分别粘贴有一个标记；
所述步骤S1-2包括以下内容：将惯性导航测量子系统(2)的测量单元(22)固定在飞机重心位置的机舱地板上，将惯性导航测量子系统(2)的数据采集单元(21)置于实验室地面上，再通过外接触发盒(6)与所述非接触红外三维运动分析子系统(3)电性连接；将非接触红外三维运动分析子系统(3)的数个反光球(32)固定在飞机上，再将非接触红外三维运动分析子系统(3)的数个红外三维动作捕捉摄像头(31)在沿飞机一侧的地面上进行固定，调整红外三维动作捕捉摄像头(31)的角度，使得红外三维动作捕捉摄像头(31)能够捕捉到反光球(32)；通过外接触发盒(6)设定惯性导航测量子系统(2)和非接触红外三维运动分析子系统(3)启动测量工作的触发条件；
所述步骤S2包括以下内容：在全机落震试验中，触发条件被触发后，在飞机处于静态状态下，测量单元(22)中的加速度计实时测量飞机姿态角，在飞机处于动态状态下，测量单元(22)的陀螺仪实时测量飞机姿态角，并通过数据采集单元(21)传输至交换机(5)，再通过交换机(5)回传至上位机(4)；红外三维动作捕捉摄像头(31)实时捕捉飞机上的反光球(32)位置，得到反光球(32)的二维图像，将二维图像通过交换机(5)传输至上位机(4)，上位机(4)通过动作捕捉软件获取飞机在三维地面坐标系的坐标位置，作为飞机姿态变化值。
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