CN111928872A - 一种用于制导飞行器的对准系统 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种用于制导飞行器的对准系统，其包括箭载测量组件、定瞄组件和控制器；箭载测量组件用于组设于飞行器内部，其包括第一支座，以及设于第一支座上的箭载惯组和第一直角棱镜；定瞄组件用于组设于起竖臂上，其包括定瞄舱、瞄准仪和定位定向设备；瞄准仪和定位定向设备作为整体滑设于定瞄舱内，并连接有单轴调节机构，瞄准仪用于向第一直角棱镜发射光线以及接收反射回的光线；控制器与单轴调节机构和瞄准仪连接，并用于控制单轴调节机构驱动瞄准仪沿飞行器轴向移动，以及控制瞄准仪的转位机构，驱动瞄准仪的镜头在垂直于飞行器轴向的平面内转动。本申请可以解决相关技术中光学传递对准对结构装配的要求较高的问题。

Description

一种用于制导飞行器的对准系统

技术领域

本申请涉及航空航天定向瞄准技术领域，特别涉及一种用于制导飞行器的对准系统。

背景技术

对于采用不带旋转调制方案的捷联式箭载惯性导航设备，存在初始自对准精度不满足要求的情况，为保证飞行器(如火箭、导弹等) 的初始对准精度，传统的方法是采用人工使用经纬仪直瞄箭体上基准棱镜的办法给箭体提供初始基准。然而，该方法存在准备时间长、人力成本高的缺点。

为实现上述箭体初始对准的快捷性，在一些相关技术中，采用算法传递对准，即使用带旋转调制功能的定位定向设备，在箭体在发射车处于平躺时开始和箭载惯组进行基准传递，箭体起竖后获得最终计算数据。该办法能够实现快捷性，缺点是初始对准精度尚需优化。

在另一些相关技术中，采用光学传递对准，该方法和算法传递对准类似，使用定位定向设备，但是在定位定向设备和箭体上基准棱镜之间使用光学方法进行基准传递，这种对准方法精度高、能够实现对准参数实时传递。然而，由于箭体相对于发射车的翻转、轴向窜动，以及普通尺寸公差的原因，无法保证箭体上基准棱镜处于瞄准设备的视场范围内，如果通过固定结构公差予以保证，则需要加强箭体本身的约束，这对定瞄系统的尺寸加工提出了高精度的要求，致使成本大幅提成，常规工厂也不具备加工能力，故光学传递对准对结构装配的要求较高。

发明内容

本申请实施例提供一种用于制导飞行器的对准系统，以解决相关技术中光学传递对准对结构装配的要求较高的问题。

本申请提供了一种用于制导飞行器的对准系统，其包括：

箭载测量组件，其用于组设于飞行器内部，其包括第一支座，以及设于所述第一支座上的箭载惯组和第一直角棱镜；

定瞄组件，其用于组设于起竖臂上，其包括定瞄舱、瞄准仪和定位定向设备；所述瞄准仪和定位定向设备作为整体滑设于所述定瞄舱内，并连接有单轴调节机构，所述瞄准仪用于向所述第一直角棱镜发射光线以及接收反射回的光线；

控制器，其与所述单轴调节机构和瞄准仪连接，并用于控制所述单轴调节机构驱动瞄准仪沿所述飞行器轴向移动，以及控制所述瞄准仪的转位机构，驱动所述瞄准仪的镜头在垂直于所述飞行器轴向的平面内转动。

一些实施例中，所述瞄准仪和定位定向设备组设于第二支座上，所述第二支座滑动连接于所述定瞄舱。

一些实施例中，所述第二支座包括互相垂直连接的两个子支座；

其中一个所述子支座的一个壁面滑设于所述定瞄舱，另一个壁面上设置所述定位定向设备；

另一所述子支座上设置所述瞄准仪。

一些实施例中，所述定瞄舱内设有滑轨，所述第二支座位于所述滑轨上。

一些实施例中，所述第二支座与所述滑轨之间设有减振器。

一些实施例中，所述定瞄舱上还设有手轮，所述手轮与所述单轴调节机构连接，并用于控制所述单轴调节机构工作；和/或，

所述定瞄组件通过安装支架组设于起竖臂上；所述定瞄舱外壁上设有法兰，所述安装支架上设有与所述定瞄舱适配的嵌置槽，所述定瞄舱嵌置于所述嵌置槽中，并通过法兰固定在所述安装支架上。

一些实施例中，定义飞行器坐标系O-XYZ，其中飞行器坐标系的原点O为飞行器中轴线上的其中一点，当飞行器平躺时，X轴与飞行器中轴线共线，Y轴指向竖直方向，Z轴指向水平方向；

定义箭载惯组坐标系的原点位于所述箭载惯组的几何中心上；

定义定位定向设备坐标系的原点位于所述定位定向设备的几何中心上；

当所述定位定向设备及飞行器组设于起竖臂上，所述箭载测量组件组设于飞行器内部时，所述箭载惯组坐标系的原点位于飞行器中轴线上，所述箭载惯组坐标系、定位定向设备坐标系以及飞行器坐标系三轴同向，所述箭载惯组坐标系的原点和定位定向设备坐标系的原点均在XOY平面上。

一些实施例中，所述飞行器上设有第一通光玻璃组件，所述第一支座上还设有第二直角棱镜，当所述箭载测量组件组设于飞行器内部时，所述第二直角棱镜朝向第一通光玻璃组件，并用于接收和反射经纬仪发出的光线。

一些实施例中，当所述飞行器竖起时，所述第二直角棱镜朝向地面倾斜并与水平面的夹角为β，且20°≤β≤35°。

一些实施例中，所述第一支座上设有两个卡合槽，所述第一直角棱镜和第二直角棱镜分别卡合于两所述卡合槽上，并固定于所述第一支座上。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

本申请实施例提供了一种用于制导飞行器的对准系统，安装时，将飞行器组设于起竖臂上，将箭载测量组件组设于飞行器内部，定瞄组件组设于起竖臂上，调整箭载测量组件与定瞄组件的相互位置，以使瞄准仪发出的光线经过第三通光玻璃组件和第二通光玻璃组件后，射向第一直角棱镜，并能够接收到经第一直角棱镜反射回的光线，再通过起竖臂将飞行器竖起来，若出现飞行器相对起竖臂发生轴向窜动，使得瞄准仪无法接收光线，则可以通过控制器控制单轴调节机构驱动瞄准仪和定位定向设备作为整体沿飞行器轴向移动，以进行调节；若出现飞行器相对起竖臂发生翻转，使得瞄准仪无法接收光线，则可以通过控制器控制瞄准仪的转位机构，驱动瞄准仪的镜头在垂直于飞行器轴向的平面内转动，以进行调节。

因此，本申请可以通过控制器进行调节，以避免瞄准仪无法接收光线，相对于通过结构尺寸的约束，本申请降低了对结构装配的要求。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的对准系统、起竖臂和飞行器上的装配图；

图2为图1垂直于飞行器轴向的截面图；

图3为本申请实施例提供的箭载测量组件爆炸图；

图4为本申请实施例提供的定瞄组件爆炸图；

图5为本申请实施例提供的定瞄组件内部示意图；

图6为本申请实施例提供的定瞄组件截面图；

图7为本申请实施例提供的安装支架示意图；

图8为本申请实施例提供的起竖臂、安装支架及基准块安装时的示意图。

图中：1、箭载测量组件；10、第一支座；11、箭载惯组；12、第一直角棱镜；13、第二直角棱镜；14、卡合槽；2、定瞄组件；20、定瞄舱；200、盒盖；201、第三通光玻璃组件；21、瞄准仪；22、定位定向设备；23、第二支座；230、子支座；24、法兰；25、手轮； 26、滑轨；27、减振器；3、起竖臂；4、飞行器；40、第一通光玻璃组件；41、第二通光玻璃组件；5、安装支架；50、嵌置槽；6、基准块。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供了一种用于制导飞行器的对准系统，其能解决相关技术中光学传递对准对结构装配的要求较高的问题。

参见图1和图2所示，本申请实施例提供了一种用于制导飞行器的对准系统，其包括箭载测量组件1、定瞄组件2和控制器；其中，

参见图1和图2所示，对准系统处于安装状态时，箭载测量组件 1组设于飞行器4内部，飞行器4上设有第二通光玻璃组件41，参见图3所示，箭载测量组件1包括第一支座10、箭载惯组11和第一直角棱镜12，箭载惯组11和第一直角棱镜12固定在第一支座10上，第一直角棱镜12朝向第二通光玻璃组件41，本申请中，第一支座10 呈板状结构；

参见图1和图2所示，对准系统处于安装状态时，定瞄组件2组设于起竖臂3上，参见图4所示，定瞄组件2包括定瞄舱20、瞄准仪21和定位定向设备22，定瞄舱20包括底盒以及密封于底盒上的盒盖200，盒盖200上还设有第三通光玻璃组件201；瞄准仪21和定位定向设备22作为整体滑设于定瞄舱20内，瞄准仪21和定位定向设备22作为整体连接有单轴调节机构，瞄准仪21的镜头210朝向第三通光玻璃组件201，并经第三通光玻璃组件201和第二通光玻璃组件41向第一直角棱镜12发射光线以及接收反射回的光线；瞄准仪21用于向第一直角棱镜12发射光线以及接收返回的光线，目的是测量其自身安装面和第一直角棱镜12安装面绕飞行器4中轴线的角度关系。

控制器与单轴调节机构和瞄准仪21连接，并用于控制单轴调节机构驱动瞄准仪21和定位定向设备22作为整体沿飞行器4轴向移动，以及控制瞄准仪21的转位机构，驱动瞄准仪21的镜头210在垂直于飞行器4轴向的平面内转动。

本申请实施例提供的对准系统，安装时，将飞行器4组设于起竖臂3上，将箭载测量组件1组设于飞行器4内部，定瞄组件2组设于起竖臂3上，调整箭载测量组件1与定瞄组件2的相互位置，以使瞄准仪21发出的光线经过第三通光玻璃组件201和第二通光玻璃组件 41后，射向第一直角棱镜12，并能够接收到经第一直角棱镜12反射回的光线，再通过起竖臂3将飞行器4竖起来，若出现飞行器4相对起竖臂3发生轴向窜动，使得瞄准仪21无法接收光线，则可以通过控制器控制单轴调节机构驱动瞄准仪21和定位定向设备22作为整体沿飞行器4轴向移动，以进行调节；若出现飞行器4相对起竖臂3发生翻转，使得瞄准仪21无法接收光线，则可以通过控制器控制瞄准仪21的转位机构，驱动瞄准仪21的镜头210在垂直于飞行器4轴向的平面内转动，以进行调节。

因此，本申请可以通过控制器进行调节，以避免瞄准仪21无法接收光线，相对于通过结构尺寸的约束，本申请降低了对结构装配的要求。

需要说的是，本申请实施例提到的飞行器4，可以是火箭、导弹等。

在一些优选的实施例中，单轴调节机构驱动瞄准仪21和定位定向设备22作为整体沿飞行器4轴向移动时，移动的距离是±20mm；转位机构驱动瞄准仪21的镜头210在垂直于飞行器4轴向的平面内转动时，转动角度是±0.2°。

参见图4所示，在一些优选地实施例中，瞄准仪21和定位定向设备22组设于第二支座23上，第二支座23滑动连接于定瞄舱20。

在本实施例中，通过第二支座23固定瞄准仪21和定位定向设备 22，一方面可以使瞄准仪21和定位定向设备22的相对姿态固定，确保瞄准仪21和定位定向设备22在工况环境下二者相对姿态角变化不超过20″，另一方面，可以确保瞄准仪21和定位定向设备22能够整体移动。

参见图4和图5所示，在一些优选地实施例中，第二支座23包括互相垂直连接的两个子支座230；其中一个子支座230的一个壁面滑设于定瞄舱20，另一个壁面上设置定位定向设备22；另一子支座 230上设置瞄准仪21。参见图5所示，瞄准仪21和定位定向设备22 位于其中一个子支座230的两侧，瞄准仪21和定位定向设备22通过螺钉固定在对应的子支座230上。

在一些优选地实施例中，参见图6所示，定瞄舱20内设有滑轨 26，第二支座23位于滑轨26上，通过滑轨26导向，以确保第二支座23能够沿既定的直线方向移动。

在一些优选地实施例中，参见图6所示，第二支座23与滑轨26 之间设置有减振器27，通过减振器27，可以给第二支座23以及其上的瞄准仪21和定位定向设备22提供减振环境，以对第二支座23及瞄准仪21和定位定向设备22进行保护。具体地，参见图6所示，减振器27有四个，分别设置在与定位定向设备22相连接的子支座230 的四角。

参加图4所示，在一些优选地实施例中，定瞄舱20上还设有手轮25，手轮25与单轴调节机构连接，并用于控制单轴调节机构工作。

手轮25与控制器配合使用，在安装过程中，可以通过手轮25操作，在飞行器4竖起来之后，可以通过控制器远距离控制以进行调节。

参见图1、图2所示，定义飞行器坐标系O-XYZ，其中飞行器坐标系的原点O为飞行器4中轴线上的其中一点，当飞行器4平躺时， X轴与飞行器4中轴线共线，Y轴指向竖直方向，Z轴指向水平方向；定义箭载惯组坐标系的原点位于箭载惯组11的几何中心上；定义定位定向设备坐标系的原点位于定位定向设备22的几何中心上；当定位定向设备22及飞行器4组设于起竖臂3上，箭载测量组件1组设于飞行器4内部时，箭载惯组坐标系的原点位于飞行器4中轴线上，箭载惯组坐标系、定位定向设备坐标系以及飞行器坐标系三轴同向，箭载惯组坐标系的原点和定位定向设备坐标系的原点均在XOY平面上。

本实施例在安装箭载惯组11和定位定向设备22时：使箭载惯组坐标系的X_a轴与飞行器坐标系的X轴同向，箭载惯组坐标系的Y_a轴与飞行器坐标系的Y轴同向，箭载惯组坐标系的Z_a轴与飞行器坐标系的Z轴同向；同时，定位定向设备坐标系的X_b轴与飞行器坐标系的X轴同向，定位定向设备坐标系的Y_b轴与飞行器坐标系的Y轴同向，定位定向设备坐标系的Z_b轴与飞行器坐标系的Z轴同向，从而使得箭载惯组坐标系、定位定向设备坐标系以及飞行器坐标系三轴同向，同时确保箭载惯组坐标系的原点和定位定向设备坐标系的原点均在XOY平面上，也即，参见图2所示，XOY平面与YOZ平面相交得到参考线，箭载惯组坐标系的原点和定位定向设备坐标系的原点均在参考线上，以便于在箭载惯组11自对准精度不满足使用要求情况下，通过定位定向设备22对其进行校准，从而使得本实施例能够进行算法传递对准。

参见图2所示，瞄准仪21装配状态坐标系仅X_c轴与飞行器坐标系的X轴同向，另外的两轴Y_c、Z_c方向根据需要调节，可与飞行器坐标系的Y轴、Z轴不同向，记瞄准仪21镜头210的X_c轴和Y_c轴所夹持的平面与XOY平面的夹角为α，α值位于0°～3°。

参见图7所示，在一些优选的实施例中，定瞄组件2通过安装支架5组设于起竖臂3上；参见图4所示，定瞄舱20外壁上设有法兰 24，安装支架5上设有与定瞄舱20适配的嵌置槽50，定瞄舱20嵌置于嵌置槽50中，并通过法兰24固定在安装支架5上。

在本实施例中，通过嵌置槽50嵌置定瞄舱20，用以安装定瞄舱 20，并通过靠面对定瞄舱20定向，定瞄舱20对应靠面处设有基准面，以防止定瞄舱20的移动，通过采用法兰24的方式，将定瞄舱20固定在安装支架5上，确保定瞄舱20与安装支架5的相对姿态在工况环境下尽可能不发生变化。

参见图8所示，起竖臂3的长度方向与X轴方向一致，起竖臂3 的安装接口深度方向与Y轴方向一致，起竖臂3的安装接口相对的壁面上，各设有一个基准块6，基准块6沿X轴向分布，基准块6的正交方向上加工有基准面，使得基准块6呈L型，保证安装后基准块 6的基准面分别指向X轴方向和Y轴方向；

同时，安装支架5具备沿X轴方向、Y轴方向的基准面，安装支架5在安装时，确保其两个基准面与基准块6的两个基准面分别贴紧，然后螺纹连接于起竖臂3的安装接口。

参见图1、图2和图3所示，在一些优选的实施例中，飞行器4 上设有第一通光玻璃组件40，第一支座10上还设有第二直角棱镜13，当箭载测量组件1组设于飞行器4内部时，第二直角棱镜13朝向第一通光玻璃组件40，并用于接收和反射经纬仪发出的光线。

本实施例提供第一通光玻璃组件40和第二直角棱镜13，其目的是提供人工直瞄的辅助手段，可以通过人工采用经纬仪，利用第一通光玻璃组件40和第二直角棱镜13，对算法传递对准和光学传递对准的精度与可靠性进行验证，为择优使用和技术改性提供有效途径。

参见图1所示，在一些优选的实施例中，当飞行器4竖起时，第二直角棱镜13的光线经第一通光玻璃组件40后，朝向地面倾斜并与水平面的夹角为β，且20°≤β≤35°。

如果将β设置太小，一方面，人工直瞄时，离飞行器太近，存在安全隐患，经纬仪倾角大，操作人员不易操作且不易定位靶标，另一方面，光线在飞行器4中的光路会非常长，对飞行器4内部结构开辟出光路的要求太高；而如果将β设置太大，则操作员离飞行器4太远，直瞄精度会降低，因此，综合考虑后，本实施例中，将β设置为20°≤β≤35°。

参见图3所示，在一些优选的实施例中，第一支座10上设有两个卡合槽14，第一直角棱镜12和第二直角棱镜13分别卡合于两卡合槽14上，并通过螺钉等将第一直角棱镜12和第二直角棱镜13固定于第一支座10上。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种用于制导飞行器的对准系统，其特征在于，其包括：

箭载测量组件(1)，其用于组设于飞行器(4)内部，其包括第一支座(10)，以及设于所述第一支座(10)上的箭载惯组(11)和第一直角棱镜(12)；

定瞄组件(2)，其用于组设于起竖臂(3)上，其包括定瞄舱(20)、瞄准仪(21)和定位定向设备(22)；所述瞄准仪(21)和定位定向设备(22)作为整体滑设于所述定瞄舱(20)内，并连接有单轴调节机构，所述瞄准仪(21)用于向所述第一直角棱镜(12)发射光线以及接收反射回的光线；

控制器，其与所述单轴调节机构和瞄准仪(21)连接，并用于控制所述单轴调节机构驱动瞄准仪(21)沿所述飞行器(4)轴向移动，以及控制所述瞄准仪(21)的转位机构，驱动所述瞄准仪(21)的镜头(210)在垂直于所述飞行器(4)轴向的平面内转动。

2.如权利要求1所述的对准系统，其特征在于：

所述瞄准仪(21)和定位定向设备(22)组设于第二支座(23)上，所述第二支座(23)滑动连接于所述定瞄舱(20)。

3.如权利要求2所述的对准系统，其特征在于：

所述第二支座(23)包括互相垂直连接的两个子支座(230)；

其中一个所述子支座(230)的一个壁面滑设于所述定瞄舱(20)，另一个壁面上设置所述定位定向设备(22)；

另一所述子支座(230)上设置所述瞄准仪(21)。

4.如权利要求2所述的对准系统，其特征在于：

所述定瞄舱(20)内设有滑轨(26)，所述第二支座(23)位于所述滑轨(26)上。

5.如权利要求4所述的对准系统，其特征在于：所述第二支座(23)与所述滑轨(26)之间设有减振器(27)。

6.如权利要求1所述的对准系统，其特征在于：

所述定瞄舱(20)上还设有手轮(25)，所述手轮(25)与所述单轴调节机构连接，并用于控制所述单轴调节机构工作；和/或，

所述定瞄组件(2)通过安装支架(5)组设于起竖臂(3)上；所述定瞄舱(20)外壁上设有法兰(24)，所述安装支架(5)上设有与所述定瞄舱(20)适配的嵌置槽(50)，所述定瞄舱(20)嵌置于所述嵌置槽(50)中，并通过法兰(24)固定在所述安装支架(5)上。

7.如权利要求1所述的对准系统，其特征在于：

定义飞行器坐标系O-XYZ，其中飞行器坐标系的原点O为飞行器(4)中轴线上的其中一点，当飞行器(4)平躺时，X轴与飞行器(4)中轴线共线，Y轴指向竖直方向，Z轴指向水平方向；

定义箭载惯组坐标系的原点位于所述箭载惯组(11)的几何中心上；

定义定位定向设备坐标系的原点位于所述定位定向设备(22)的几何中心上；

当所述定位定向设备(22)及飞行器(4)组设于起竖臂(3)上，所述箭载测量组件(1)组设于飞行器(4)内部时，所述箭载惯组坐标系的原点位于飞行器(4)中轴线上，所述箭载惯组坐标系、定位定向设备坐标系以及飞行器坐标系三轴同向，所述箭载惯组坐标系的原点和定位定向设备坐标系的原点均在XOY平面上。

8.如权利要求1所述的对准系统，其特征在于：

所述飞行器(4)上设有第一通光玻璃组件(40)，所述第一支座(10)上还设有第二直角棱镜(13)，当所述箭载测量组件(1)组设于飞行器(4)内部时，所述第二直角棱镜(13)朝向第一通光玻璃组件(40)，并用于接收和反射经纬仪发出的光线。

9.如权利要求8所述的对准系统，其特征在于：当所述飞行器(4)竖起时，所述第二直角棱镜(13)朝向地面倾斜并与水平面的夹角为β，且20°≤β≤35°。

10.如权利要求8所述的对准系统，其特征在于：

所述第一支座(10)上设有两个卡合槽(14)，所述第一直角棱镜(12)和第二直角棱镜(13)分别卡合于两所述卡合槽(14)上，并固定于所述第一支座(10)上。

Images