CN108061477B - 一种导引头与惯组***间相对安装误差校正方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提出一种导引头与惯组***间相对安装误差的校正方法，通过确定初始天线安装角度、飞行试验采集数据、图像筛选得到图像中目标的位置信息、确定目标在以载体质心为原点的东北天坐标系下的坐标值、确定目标载体姿态坐标系下的坐标值、确定天线安装误差校正值并对初始天线安装角度进行校正。本发明在试验状态下动态精确测量、综合利用载体姿态信息、位置信息、雷达***参数以及导引头成像图像等数据，提高安装误差校正精度及试验数据有效性。

Description

一种导引头与惯组***间相对安装误差校正方法
技术领域
本发明涉及一种导引头与惯组***间相对安装误差校正方法，属于精确制导技术领域。
背景技术
现代战争中，为了对目标实施远程即时精确打击，必须解决好武器***平台和目标精确探测手段的问题，能够即时到达目标区域，并能够利用探测手段准确检测目标，因此要求武器***采用高效的制导技术。精确制导依靠导引***完成，导引设备在研制阶段需要依靠外场真实环境下的挂飞试验等验证其制导性能；如今复杂的战场环境中，目标类型多样、其所处环境复杂，目标及环境特性的获取与认知逐渐体现其重要性，同样需要开展外场带飞试验获取目标与环境特性数据。
带飞试验一般采用外挂吊舱或吊架的方式将导引头通过转接板安装于舱外挂点上，对地面或空中目标进行探测，导引***指向的控制需要经过载体平台姿态坐标系的坐标转换，载体姿态角度由惯组设备提供，导引***与惯组***安装于载体平台不同部位，无法保证其安装于同一基准，安装过程会使导引***与组合导航***间存在相对安装误差，忽略安装误差往往会造成导引头较大的视场偏差，严重影响目标探测、匹配识别等性能。
现有导引头与组合导航***间相对误差的校正方法，有的采用搭载平台上的安装孔位位置来校正，由于孔位精度不够等因素该方法会叠加安装孔位本身误差，不能实现对相对安装误差的有效校正；有的采用地面试验，于户外在搭载平台前方放置角反或布设光学靶标，通过测量载***置及特征点位置等信息实现校正，该方法未考虑飞行试验过程中平台的姿态与空中环境对校正精度的影响，属于静态测量，此外对导引头安装后不能前视的情况并未考虑，具有局限性。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种能在试验状态下能动态精确测量校正、提高安装误差校正精度及试验数据有效性的外挂式导引头与惯组***间相对安装误差的校正方法。
本发明的技术解决方案：一种导引头与惯组***间相对安装误差的校正方法，包括以下步骤：
第一步，将试验设备安装在载体上，得到初始天线安装角度(安装方位角Angle_azi、安装俯仰角Angle_pit)；
所述的试验设备包括导引***(导引头)、安装吊架、采集***、惯组***及电源等，试验设备按照安装图纸安装于载体上，导引头通过安装吊架安装在载体上，初始天线安装角度为根据安装图纸将导引头安装在安装吊架上的角度；
第二步，进行飞行试验，导引头和惯组***采集数据；
飞行试验前根据试验具体要求，规划载体飞行航线及目标区域。
所述采集的数据包括导引头对目标区域进行的数据采集、惯组***得到的试验期间的惯导数据，惯导数据包括载体姿态角(航向ψ、俯仰θ、滚动φ)、载***置(经度λ、纬度高度h)、导引头工作参数和实际天线方位指向角δ及俯仰指向角γ，惯导数据都与试验时间相关。
导引头对目标区域进行的数据采集最好不低于两次，一次用于确定、校正安装误差，其余试验数据用于验证安装误差，使安装误差的校正更精确。
第三步，对第二步导引头采集的数据得到的图像进行图像筛选，对图像中的目标进行比对得到图像中目标的位置信息(经度λt、纬度高度ht)，并提取图像成像时刻对应的惯导数据及实际天线指向角；
若采用雷达导引头，需对采集的试验数据进行成像处理获得成像结果，如采用光学导引头，采集的试验数据就是图像，对图像进行图像筛选，选择目标及背景清晰的图像，通过勘察目标区域或者与现有Google地图等软件进行图像比对，获取图像中目标的位置信息(经度λt、纬度高度ht)；
第四步，将第二、三步得到的载体及目标位置信息，得到目标在以载体质心为原点的东北天坐标系下的坐标值
第五步，将第二、三步得到的载体姿态角及目标位置信息，得到目标载体姿态坐标系下的坐标值
第四步和第五步中坐标转换为本领域公知技术。
第六步，确定天线安装误差校正值(△′aδ,△′aγ)，△′aδ为天线安装方位角误差校正值，△′aγ为天线安装俯仰角误差校正值；
A6.1、确定天线安装误差预设值(△aδ,△aγ)，△aδ为天线安装方位角误差预设值，△aγ为天线安装俯仰角误差预设值，其中△aδ∈A△D，△aγ∈A△D，△D为安装吊架加工误差，A≥2；
A6.2、根据第一步得到的初始天线安装角度和步骤A6.1确定的天线安装误差预设值(△aδ,△aγ)，得到天线安装角度(安装方位角Angle_azi+△aδ、安装俯仰角Angle_pit+△aγ)；
A6.3、根据步骤A6.2确定天线安装角度建立天线安装坐标系，得到第三步确定的目标在天线安装坐标系下的坐标值
A6.4、利用步骤A6.3确定的目标在天线安装坐标系下的坐标值根据公式组(1)得到理论天线方位指向角δ′及俯仰指向角γ′，
A6.5、利用步骤A6.4和第二步得到的理论天线方位指向角δ′及俯仰指向角γ′和实际天线方位指向角δ及俯仰指向角γ，利用公式组(2)得到天线指向偏差(△δ，△γ)，
A6.6、将步骤A6.5得到的天线指向偏差与预设的天线指向偏差阈值进行比较，若天线指向偏差小于等于天线指向偏差阈值，则确定此时的天线安装误差预设值(△aδ,△aγ)为天线安装误差校正值(△′aδ,△′aγ)，转到第七步，若天线指向偏差大于天线指向偏差阈值，则返回步骤A6.1重新设置天线安装误差预设值(△aδ,△aγ)，重复步骤A6.2～A6.6；
所述的天线指向偏差阈值需根据飞行试验高度H、擦地角β及天线波束宽度确定，不同的飞行试验高度和擦地角对应的天线波束在地面覆盖范围不同，天线指向偏差的存在会造成导引头较大的视场偏差，一般不大于0.5°，本领域技术人员根据具体试验要求进行设定。
第七步、利用第六步得到的天线安装误差校正值(△′aδ,△′aγ)对第一步的初始天线安装角度(安装方位角Angle_azi、安装俯仰角Angle_pit)进行校正；
校正得到导引头天线的安装角度真值为方位角俯仰角
进一步，还包括
第八步，对第六步得到的天线安装误差校正值(△′aδ,△′aγ)进行验证，通过以下步骤实现，
A8.1、利用第二步中飞行试验得到的另一组数据，重复第三步至第五步；
A8.2、将天线安装误差校正值(△′aδ,△′aγ)确定为天线安装误差预设值(△aδ,△aγ)；
A8.3、根据第一步得到的初始天线安装角度和步骤A8.2确定的天线安装误差预设值(△aδ,△aγ)，得到天线安装角度(安装方位角Angle_azi+△aδ、安装俯仰角Angle_pit+△aγ)；
A8.4、根据步骤A8.3确定天线安装角度建立天线安装坐标系，得到第三步确定的目标在天线安装坐标系下的坐标值
A8.5、利用步骤A8.4确定的目标在天线安装坐标系下的坐标值根据公式组(1)得到理论天线方位指向角δ′及俯仰指向角γ′，
A8.6、利用步骤A8.5和第二步得到的理论天线方位指向角δ′及俯仰指向角γ′和实际天线方位指向角δ及俯仰指向角γ，利用公式组(2)得到天线指向偏差(△δ，△γ)，
A8.7、将步骤A8.6得到的天线指向偏差与预设的天线指向偏差阈值进行比较，若天线指向偏差小于等于天线指向偏差阈值，则判定第六步确定的天线安装误差校正值(△′aδ,△′aγ)合格，使用验证合格的天线安装误差校正值(△′aδ,△′aγ)对初始天线安装角度进行校正，否则返回步骤A6.1重新设置天线安装误差预设值(△aδ,△aγ)，重复第六步和第八步。
若存在多组试验数据，可以对天线安装误差校正值进行多轮验证，这样得到的天线安装误差校正值更精确。
本发明与现有技术相比的有益效果：
(1)本发明在试验状态下动态精确测量、综合利用载体姿态信息、位置信息、雷达***参数以及导引头成像图像等数据，提高安装误差校正精度及试验数据有效性；
(2)本发明利用试验状态下的真实试验数据进行动态的导引头与惯组***间相对安装误差的校正，不需要布置专用的误差校正试验环境，适用于多种试验条件，扩大了校正方法的适用范围；
(3)本发明验证利用了多组实测数据，提高了校正结果的真实性和准确性。
附图说明
图1地心地固坐标系与东北天坐标系示意图；
图2载体坐标系参考示意图，其中载体姿态坐标系XbYbZb、安装于载体上的天线安装坐标系XaYaZa；
图3载体与目标空间几何关系示意图；
图4典型带飞试验航线规划；
图5a、图5b为安装误差校正前后的偏航距离；
图6本发明流程图。
其中图3中，α：擦地角，β：前斜角，γ：天线俯仰角，δ：天线方位角，L：目标纵向距离，H：飞行高度，Ld：投影距离(地距)，LX：弹目距离(斜距)，Angle_azi：安装方位角，LC：目标与航线投影距离，Angle_pit：安装俯仰角，Lct：目标点在光轴纵平面投影距离。
具体实施方式
下面结合具体实例及附图对本发明进行详细说明。
某次外场机载带飞试验中，飞机按照规划的航线飞行，典型的带飞试验航线规划形式如图4所示，具体的校正步骤如图6所示：
1、将全部试验设备包括雷达导引***、安装吊架、采集***、惯组***及电源等，按照试验安装图纸安装于载体平台，规划好载体平台飞行航线及目标区域，设定初始天线安装角度(天线方位安装角25°、天线俯仰安装角-55°)。
2、飞行试验
导引头按照固定的天线指向进行试验数据采集，空间几何关系示意图如图3所示，飞行航线投影与波束中心间有确定的预置偏航距离Lc。导引头对试验场景进行数据采集试验，至少两次，一次用于计算安装误差，其余试验数据用于收敛及校正误差，用惯组设备记录试验期间载体姿态角以及载***置,并记录雷达导引头工作参数及实际天线指向角。
3、对试验数据进行成像处理获得成像结果，进行图像筛选，选择成像结果中目标及背景清晰的图像，通过勘察试验场地进行图像比对，获取成像图像中显著目标的位置信息(经度103.4609°、纬度30.5028°、高度545m)，并提取图像成像时刻对应的惯导数据：载体姿态角(航向-10.5°、俯仰4.43°、滚动1.06°)、载***置(经度103.4756°、纬度30.4667°、高度5665.09m)以及实际天线指向角(方位角3.0157°、俯仰角-0.1044°)。
4、根据步骤2、3中测得的载体及目标位置，将其由WGS84坐标系转换到地心地固坐标系，再计算目标在以载体质心为原点的东北天坐标系下的坐标值(4002.9，-5121.5，-1413.3)；具体坐标如图1所示。
WGS84坐标系到地心地固坐标系三维坐标的转换：
其中，地球长半轴a＝6378137m，短半轴b＝6356752m，偏心率
目标在以载机质心为原点的东北天坐标系下的方向余弦转换矩阵：
5、根据步骤2中测得的载体姿态角，计算目标在载体姿态坐标系下的坐标值(4002.9，-5121.5，-1413.3)；载体姿态坐标系XbYbZb如图2所示。
目标在载机姿态坐标系下的转换矩阵：
绕偏航角旋转
绕俯仰角旋转
绕横滚角旋转
6、根据步骤1中设定的初始天线安装角度，在至少两倍的安装吊架加工误差范围内，预设一个安装误差预设值(△aδ,△aγ)(天线安装方位角误差预设值△aδ为1.5°、天线安装俯仰角误差预设值△aγ为0.2°)，对应的天线安装角度为初始天线安装角度与天线安装误差之和(天线安装方位角26.5°、俯仰角-54.8°)，并计算目标在天线安装坐标系下的坐标值(6637.0，13.59，-447.16)；安装于载体上的天线安装坐标系XaYaZa，如图2所示。
目标在天线安装坐标系下的转换矩阵：
绕安装方位角旋转
绕安装俯仰角旋转
7、根据步骤6中计算的坐标值，得到理论天线方位指向角(3.8544°)及俯仰指向角(0.3173°)，并计算理论天线指向与实际天线指向偏差(天线方位指向偏差为-0.84°，俯仰误差为0.21°)，不满足天线指向偏差预定值(0.15°)。
8、在步骤6中重新预设安装误差(△aδ,△aγ)(天线安装方位角误差预设值△aδ为1.3°、天线安装俯仰角误差预设值△aγ为0.4°)，天线指向偏差(天线方位指向偏差为-0.09°，俯仰误差为0.11°)收敛至小于预定值(0.15°)，即得到导引头天线的安装角度真值(天线安装方位角26.3°、俯仰角-54.6°)。
9、若有多组试验数据，可重复步骤3到步骤7，利用多组试验数据对天线安装误差进行验证，满足试验需求。
安装误差校正前，飞行航迹投影与波束中心偏航距离平均误差约为600米(如图5a所示)，不能覆盖目标所在区域，会对指向角敏感的相关试验产生较大影响；安装误差校正后，偏航距离平均误差在60米以内(如图5b所示)，此次试验中受飞行气象条件影响偏航距离最大不超过100米，远小于波束覆盖范围，对试验的影响可以忽略。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (6)

1.一种导引头与惯组***间相对安装误差校正方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步，将试验设备安装在载体上，得到初始天线安装角度即安装方位角Angle_azi、安装俯仰角Angle_pit；
第二步，进行飞行试验，导引头和惯组***采集数据；
所述采集的数据包括导引头对目标区域进行的数据采集、惯组***得到的试验期间的惯导数据，惯导数据包括载体姿态角、载***置和实际天线方位指向角δ及俯仰指向角γ；
第三步，对第二步导引头采集的数据得到的图像进行图像筛选，对图像中的目标进行比对得到图像中目标的位置信息，并提取图像成像时刻对应的惯导数据；
第四步，将第二、三步得到的载体及目标位置信息，得到目标在以载体质心为原点的东北天坐标系下的坐标值
第五步，将第二、三步得到的载体姿态角及目标位置信息，得到目标载体姿态坐标系下的坐标值
第六步，确定天线安装误差校正值△′aδ,△′aγ，△′aδ为天线安装方位角误差校正值，△′aγ为天线安装俯仰角误差校正值，具体确定步骤如下：
A6.1、确定天线安装误差预设值△aδ,△aγ，△aδ为天线安装方位角误差预设值，△aγ为天线安装俯仰角误差预设值；
A6.2、根据第一步得到的初始天线安装角度和步骤A6.1确定的天线安装误差预设值△aδ,△aγ，得到天线安装角度即安装方位角Angle_azi+△aδ、安装俯仰角Angle_pit+△aγ；
A6.3、根据步骤A6.2确定天线安装角度建立天线安装坐标系，得到第三步确定的目标在天线安装坐标系下的坐标值
A6.4、利用步骤A6.3确定的目标在天线安装坐标系下的坐标值根据公式组(1)得到理论天线方位指向角δ′及俯仰指向角γ′，
A6.5、利用步骤A6.4和第二步得到的理论天线方位指向角δ′及俯仰指向角γ′和实际天线方位指向角δ及俯仰指向角γ，利用公式组(2)得到天线指向偏差△δ，△γ，
A6.6、将步骤A6.5得到的天线指向偏差与预设的天线指向偏差阈值进行比较，若天线指向偏差小于等于天线指向偏差阈值，则确定此时的天线安装误差预设值△aδ,△aγ为天线安装误差校正值△′aδ,△′aγ；
第七步、利用第六步得到的天线安装误差校正值△′aδ,△′aγ对第一步的初始天线安装角度进行校正。
2.根据权利要求1所述的一种导引头与惯组***间相对安装误差校正方法，其特征在于：所述的方法还包括
第八步，对第六步得到的天线安装误差校正值△′aδ,△′aγ进行验证，通过以下步骤实现，
A8.1、利用第二步中飞行试验得到的另一组数据，重复第三步至第五步；
A8.2、将天线安装误差校正值△′aδ,△′aγ确定为天线安装误差预设值△aδ,△aγ；
A8.3、根据第一步得到的初始天线安装角度和步骤A8.2确定的天线安装误差预设值△aδ,△aγ，得到天线安装角度即安装方位角Angle_azi+△aδ、安装俯仰角Angle_pit+△aγ；
A8.4、根据步骤A8.3确定天线安装角度建立天线安装坐标系，得到第三步确定的目标在天线安装坐标系下的坐标值
A8.5、利用步骤A8.4确定的目标在天线安装坐标系下的坐标值根据公式组(1)得到理论天线方位指向角δ′及俯仰指向角γ′，
A8.6、利用步骤A8.5和第二步得到的理论天线方位指向角δ′及俯仰指向角γ′和实际天线方位指向角δ及俯仰指向角γ，利用公式组(2)得到天线指向偏差△δ，△γ，
A8.7、将步骤A8.6得到的天线指向偏差与预设的天线指向偏差阈值进行比较，若天线指向偏差小于等于天线指向偏差阈值，则判定第六步确定的天线安装误差校正值△′aδ,△′aγ合格，使用验证合格的天线安装误差校正值△′aδ,△′aγ对初始天线安装角度进行校正，否则返回步骤A6.1重新设置天线安装误差预设值△aδ,△aγ，重复第六步和第八步。
3.根据权利要求1所述的一种导引头与惯组***间相对安装误差校正方法，其特征在于：所述第三步中图像比对通过勘察目标区域或者与现有地图软件进行，获取图像中目标的位置信息。
4.根据权利要求1所述的一种导引头与惯组***间相对安装误差校正方法，其特征在于：所述第六步中天线指向偏差不大于0.5°。
5.根据权利要求1所述的一种导引头与惯组***间相对安装误差校正方法，其特征在于：所述步骤A6.1中△aδ∈A△D，△aγ∈A△D，△D为安装吊架加工误差，A≥2。
6.根据权利要求1所述的一种导引头与惯组***间相对安装误差校正方法，其特征在于：所述步骤A6.6中若天线指向偏差大于天线指向偏差阈值，则返回步骤A6.1重新设置天线安装误差预设值△aδ,△aγ，重复步骤A6.2～A6.6。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2021056405A1 (zh) * 2019-09-27 2021-04-01 深圳市大疆创新科技有限公司 毫米波雷达俯仰安装角度的校准方法、装置、车辆控制***及车辆
CN110686571B (zh) * 2019-10-29 2021-07-23 湖南华南光电(集团)有限责任公司 一种全捷联成像导引头与弹体装配误差标定方法
CN112013716A (zh) * 2020-08-05 2020-12-01 中国人民解放军63896部队 一种电视导引头模拟***捕捉快速移动目标的方法
CN113237456B (zh) * 2021-05-31 2022-10-28 西南电子技术研究所（中国电子科技集团公司第十研究所） 动中通天线初始安装角测量方法
CN113884977B (zh) * 2021-08-17 2023-09-08 中国电子科技集团公司第二十九研究所 一种对一维干涉仪测向圆锥效应的校正方法
CN114001705B (zh) * 2021-11-02 2024-03-12 成都国卫通信技术有限公司 一种卫通天线与载体安装误差自动校准的方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5359920A (en) * 1992-12-15 1994-11-01 Hughes Aircraft Company Munition impact point indicator and automatic gun aimpoint correction system
CN102288133A (zh) * 2011-04-29 2011-12-21 北京星网宇达科技开发有限公司 一种陀螺间接稳定***安装偏角标定方法
CN104457748A (zh) * 2013-09-18 2015-03-25 南京理工大学 一种嵌入式瞄准吊舱测姿***及其传递对准方法
CN105891821A (zh) * 2016-05-24 2016-08-24 北京环境特性研究所 一种机载下视测量目标的自动跟踪方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5359920A (en) * 1992-12-15 1994-11-01 Hughes Aircraft Company Munition impact point indicator and automatic gun aimpoint correction system
CN102288133A (zh) * 2011-04-29 2011-12-21 北京星网宇达科技开发有限公司 一种陀螺间接稳定***安装偏角标定方法
CN104457748A (zh) * 2013-09-18 2015-03-25 南京理工大学 一种嵌入式瞄准吊舱测姿***及其传递对准方法
CN105891821A (zh) * 2016-05-24 2016-08-24 北京环境特性研究所 一种机载下视测量目标的自动跟踪方法

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