一种修正航空机载平台与载机相对角位移的装置和方法技术领域
本发明涉及航空机载平台对目标定位技术领域，具体涉及一种修正航空机载平台
与载机相对角位移的装置和方法。
背景技术
为了扩大侦察范围，大部分机载平台都带有轴系结构，这样成像系统(摄像机、照
相机以及热像仪等)可以在载机上通过转动扩大侦察范围。所以大部分机载平台可以分为
基座部分20和可转动部分21。基座20用于固定到载机上，可转动部分21通过轴系与基座连
接，带动成像系统转动从而搜索目标。出于通用性和维修性的要求，在航空侦察中，机载平
台通常采用捷联方式，而为了提高侦察成像质量，机载平台的基座20通常需要通过减振器
固定在载机上，从而隔离部分振动，提高平台自身的稳定性。但绝大部分减振器主体采用的
阻尼结构属于柔性材料，所以在实际飞行过程中，受到发动机振动、风阻、载机飞行不平稳、
平台自身运动等因素的影响，机载平台会产生相对于载机的位移。这些位移包括整体平移、
角位移以及混合位移。
在现有的目标定位领域中，多数都需要用到被侦察目标相对载机的方向角。这个
方向角是指相对于水平方向、天顶或竖直方向、北向或东向等约定俗成的基准参考方向的
角度。在飞行过程中，若需要确定该角度，一方面需要知道机载平台输出的被侦察目标相对
于机载平台的角度，另一方面需要知道机载平台自身相对于基准参考方向角的角度。机载
平台通过隔离载机的运动，独立侦察目标，通过不断转动将目标锁定在视场内，从而确定视
轴相对于载机的方向。惯导单元(IMU)可以确定自身姿态角，但限于机载平台的体积，惯导
单元大多并未安放在机载平台上，而是在载机上的其他舱里。通过初始安装时调整惯导单
元在载机上的角度，认为平台的基准零度方向与载机的零度方向一致。但是，在平台产生位
移的情况下，载机的零度方向和平台的零度方向就有可能发生偏斜。此时机载平台的航向
指示线11就会发生移动和/或旋转，各种旋转当中，只有沿指示线方向的平移才是对定位精
度影响可以忽略不计的情况。其余任何方向的移动和旋转，包括绕自身的旋转都会对定位
结果产生较大影响。当发生旋转的时候，依靠平台输出的自身的俯仰角和方位角进行解算
的时候，实际上是不准确的。即，获得的目标相对于基准参考方向存在误差。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种修正航空机载平台与载机相对角位移的装置和方
法，以机载平台为基准，将该角位移分解叠加到载机的三个姿态角上，能够减小坐标转换过
程中的误差，从而提高定位精度。
一种修正航空机载平台与载机相对角位移的装置，包括十字架，探头、照明系统、
成像系统、位置控制系统以及总控系统；
所述十字架固定在机载平台的基座的顶部；十字架的4个探测臂处于同一平面上，
每一个探测臂上设置一个可径向移动的探头；每个探头的外侧端部均设置有照明系统和成
像系统；照明系统用于对探头对应的舱壁区域进行照明；成像系统用于对舱壁区域进行成
像；
所述位置控制系统根据总控系统的控制指令控制探头在各自探测臂中的位置，同
时，探测探头的位置信息，并反馈至总控系统；
所述总控系统根据位置控制系统反馈的探头位置信息，向位置控制系统发送控制
指令；同时，根据成像系统获得的舱壁图像，判断十字架在随机载平台发生旋转和/或平移
后，获得各个探头相对于初始位置的位移量，由此得到十字架相对于载机的角位移大小，采
用该角位移大小叠加到载机的对应姿态角度上，对目标的方向误差进行修正。
一种航空机载平台与载机相对角位移的修正方法，包括如下步骤：
步骤1：标校探头初始位置：
当机载平台的安装平面调整到与载机自身的姿态角一致的时候，将机载平台固定
到载机上并升降到实际工作位置，将十字架的中心与基座的几何中心重合；此时，启动位置
控制系统，将各探头调整到抵近四面舱壁，并控制四个照明系统照亮正对的舱壁，供四个成
像系统采集舱壁的图像纹理，总控系统根据舱壁的图像纹理记录下此时各个探头正对的舱
壁位置，作为参考原点；
步骤2：实时采集位移并分析；
在飞行过程中，机载平台以及其上的十字架相对载机发生旋转，通过各个成像系
统拍摄正对的舱壁，总控系统根据图像纹理得到各个探头相对于各自的参考原点发生的位
移量，结合探头臂长，得到十字架相对于载机的角位移大小，其中，所述角位移分别为俯仰
角、滚转角以及航向角的角位移；
步骤3：误差校正：
将步骤2得到的十字架相对于载机的角位移大小叠加到载机对应的三个姿态角度
上，对目标的方向误差进行修正。
较佳的，步骤2中根据4个探头相对于各自的参考原点发生的位移量得到十字架相
对于载机的角位移大小的具体方法为：
将沿飞机飞行方向的前后两个探头分别定义为前探头和后探头，左右两个探头定
义为左探头和右探头；以各探头对应的舱壁上的参考原点为原点在舱壁平面上建立二维直
角坐标系，定义为舱壁坐标系；
当探头存在位移的时候，将各探头的位移量分解到各自对应舱壁坐标系中的两个
坐标轴上，即表示为(u1,v1)、(u2,v2)、(u3,v3)和(u4,v4)；
定义前、后探头之间的臂长为l12，左、右探头之间臂长为l34，则俯仰角
滚转角航向角
本发明具有如下有益效果：
本发明的积极效果在于通过测量与计算得到实时角位移，可以将结果发送到平
台，作为误差补偿项，与载机当前姿态角叠加，得到更为准确的视轴角度值，有利于提高定
位精度。而且该系统对空间和硬件资源的需求都较低。硬件结构紧凑、成本低、可以多种形
式安装；软件计算量小、实时性高、修正有效，且前期初始角度零位的对准过程中，不需要增
加在地面上的对准和标校，在几分钟内即可完成，通过采集初始值，在飞行中实时测量当前
值并分析结果，滤除与定位结果无关的位移。
附图说明
图1为位移测量系统俯视图。
图2为位移测量系统安装位置与工作原理图。为了阅读方便，图中只给出了前后舱
壁的示意图，并未画出左右舱壁。
u1-v1是以前探头的初始位置为参考原点，在前舱壁上建立的舱壁坐标系，u1为水
平方向，v1为竖直方向；u2-v2是以后探头的初始位置为参考原点，在后舱壁上建立的舱壁坐
标系。左右舱壁的未画出。
其中，1-顶部；2-十字架；4，7,15,16-照明系统；5,8,18,19-成像系统；3-前探头，
6-后探头,14-左探头,17-右探头；9-位置控制系统；10-总控系统；11-航向指示线，12-前
壁；13-后壁；20-基座，21-可转动部分。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本发明是一整套系统，包含了软件和硬件两部分。
如附图2所示，机载平台包括基座20和可转动部分21(与基座20通过轴系连接，可
以绕多个轴旋转，从而带动侦察成像系统搜索目标)，在机载平台的基座20的顶部1(平台用
于捷联到载机的固定基座部分)固定一个测量十字架2，该十字架2的四条测量臂内包含四
个可伸缩的探头，前探头3、后探头6、左探头14、右探头17，各探头由位置控制系统9控制，可
以通过伸缩分别抵近载荷舱的四壁，即前壁12和后壁13(左壁和右壁未画出)。前探头3的外
端有LED照明系统4和成像系统5；后探头6的外端有LED照明系统7和成像系统8；左探头14的
外端有LED照明系统15和成像系统16；右探头17的外端有LED照明系统16和成像系统18。探
头位置控制系统9含有四个小型电机和位置传感器，用来接收总控系统10的信息，以此控制
四个探头在十字架2内的位置，并且将探头的位置信息反馈给总控系统10。四个舱壁到测量
十字架2的中心不一定是等距的，即十字架2的四个测量臂不一定等长，需要通过位置控制
系统9反馈的位置信息确定。
总控系统10通过接收成像系统5,8,18,19的信号，测出四个探头相对于参考原点
的位移，结合测量臂的长度，通过坐标投影和三角函数即可得到十字架2相对于载机的偏转
角度，由于十字架2与机载平台的基座20之间采用刚性连接，得到的三个偏转角度，可以直
接叠加到载机的姿态角上，并将结果发送给机载平台的主控部分，在后续计算中进行误差
补偿。其中，所述角位移分别为俯仰角、滚转角以及航向角角位移；载机的三个姿态角当中，
俯仰角是指载机机头在竖直方向的俯仰；滚转角是两个机翼以机身为轴在竖直方向的滚
动；航向角是指在水平面内偏离正北的角度。
其中，该系统安装位置如附图2所示，可以采用两种方式与机载平台结合。
第一种是该系统独自集成，通过刚性连接固定在机载平台的基座20上，整个系统
为一个圆饼形，整体附着在基座20的上部，视空间的富余程度选择固定在基座20的内部或
外部，并可采用乳胶包裹形成柔性密封，以达到防水要求。
第二种是测量十字架2和总控系统10采用分体式设计。测量架2需要刚性连接到机
载平台的基座20部分，总控系统10可以根据空间需求集成到机载平台内部的合适位置。两
部分用传输线互联通讯。
这两种安装方式都要求测量十字架2在实际工作的过程中四周仍有舱壁可供采集
图像，即平台降至载荷舱外部时，探头仍需在载荷舱内部。
一种修正机载平台与载机之间角位移的方法，包括以下步骤：
步骤1：标校探头初始位置。当机载平台的安装平面调整到与载机自身的姿态角一
致的时候，将光电平台固定到载机上并升降到实际工作位置，将十字架2的中心与基座20的
几何中心重合。此时，启动位置控制系统9，将伸缩探头调整到抵近四面舱壁，由于舱内一般
较暗，四个LED照明系统通过照亮正对的舱壁，供四个成像系统分别通过采集图像纹理和模
式记录下此时正对的舱壁位置，作为四个坐标系的参考原点，存储到总控系统10内。在后续
过程中，计算该平台的相对位移时都以此为参考原点。
步骤2：实时采集位移并分析。由于在飞行过程中，当机载平台处于工作位置时，由
于振动、气流扰动等因素，机载平台受到的作用力包含了多种模式，由此产生的位移也多种
多样，对于定位影响较大的，是视轴的偏移，即平台整体在减振器上产生的转动。本发明采
用的四探头系统就是为了通过对侧差分可以确定平台与载机的相对位移是整体平移还是
旋转。若是平移，由于减振器的位移很小，平台相对载机的位移可以控制在毫米(mm)量级，
对定位的影响微乎其微；但若包含了旋转，假设由于探测距离在千米(km)量级，则在轻小型
平台上(旋转半径在10cm)，1mm的旋转就可以使1km处目标的定位误差达到10m。
将沿飞机飞行方向的前后两个探头分别定义为前探头3和后探头6，左右两个探头
定义为左探头14和右探头17；以各探头对应的舱壁上的参考原点为原点在舱壁平面上建立
二维直角坐标系，定义为舱壁坐标系；根据图像纹理得到各个探头相对于各自的参考原点
发生的位移量，将每个探头的位移按照水平-竖直方向投影到各自的坐标系中，形成带符号
的坐标对(uk,vk)，k代表1,2,3,4四个探头。再结合探头臂长，得到十字架2相对于载机的角
位移大小，得到带符号的向量对，例如(u1,v1)＝(3，-2)。
步骤3：误差校正。
前后探头之间的距离为l12，左右探头之间距离为l34，则俯仰角
滚转角航向角此时得到的角度也是带符号的，可以直接
在定位过程中的坐标转换的时候叠加到载机的三个姿态角上。若u1＝u2≠0，说明机载平台
在竖直方向进行了整体平移，该移动量一般在毫米级，对定位结果影响微乎其微，可以忽
略。u3＝u4≠0、v1＝v2≠0的情况亦如此。
下面结合附图详细说明本发明内部的实施方式。四个探头是同样的结构，现先以
前探头3具体说明。LED照明灯4固定在前探头3的外端，工作室光线照射到前舱壁12上，是为
了在很暗的平台舱内给微型高速CMOS摄像机提供充足的光照，以便于摄像机捕捉到的画面
有足够的辨识度。CMOS摄像机正对前舱壁拍摄，成像后通过传输线送到总控系统10内的DSP
芯片，由DSP芯片分析画面当中纹理的变化，经过计算，得出前探头3相对于前舱壁的移动
量。同时，若DSP判断CMOS摄像机捕捉到的画面存在光照不足的情况时，会发出探头位置不
够的信号，经传输线发送到位移控制系统9。位移控制系统9通过小型电机驱动前探头3伸
长，从而抵近前舱壁，以获得足够光照，同时将新的前探头3的位置反馈到总控部分，用于后
续计算。
同样，其余三个探头的工作过程与此相同，总控部分通过计算两对探头之间的相
对位置，得到两个方向上位移线段的总长度，然后根据在舱壁上测得的位移量，用三角函数
法计算得到平台基座相对于载机在两个方向上的偏移角度，此即为机载平台与载机之间的
角位移。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。
凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的
保护范围之内。