無人機(jī)機(jī)載測量系統(tǒng)校準(zhǔn)設(shè)備設(shè)計

陸文駿

(安徽三聯(lián)學(xué)院 電子電氣工程學(xué)院，安徽 合肥 230601)

無人機(jī)的試驗(yàn)、定型、平時訓(xùn)練及戰(zhàn)前準(zhǔn)備，都需要對無人機(jī)進(jìn)行校準(zhǔn)檢測?，F(xiàn)有的無人機(jī)系統(tǒng)，配備的檢測設(shè)備少，沒有校準(zhǔn)設(shè)備，導(dǎo)致無人機(jī)裝備主要性能參數(shù)的量值溯源鏈出廠后就終止了。基層單位也只能依靠少量的檢測設(shè)備和經(jīng)驗(yàn)定性對裝備做功能好壞的檢查，難以全面、系統(tǒng)、準(zhǔn)確地把握無人機(jī)系統(tǒng)的技術(shù)狀態(tài)。因此必須對無人機(jī)裝備進(jìn)行科學(xué)有效的校準(zhǔn)與檢測，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)裝備主要參數(shù)的量值溯源與傳遞,確保裝備量值的準(zhǔn)確與統(tǒng)一。

隨著高科技設(shè)備的不斷部署，設(shè)備技術(shù)支持的重要性逐漸得到認(rèn)可。目前，國內(nèi)已有科研院所針對近程無人機(jī)系統(tǒng)開展了測試與計量研究工作。但在需求論證、單項重要指標(biāo)測試研究方面較深入，也有單項測試儀器和自動檢測設(shè)備的成果應(yīng)用，但這些儀器和設(shè)備總體上功能單一，系統(tǒng)測試主要采用通用標(biāo)準(zhǔn)儀器，對裝備運(yùn)行動態(tài)參數(shù)檢測能力弱，很難進(jìn)行動態(tài)參數(shù)測試和性能的科學(xué)客觀評價。如針對某型無人機(jī)航空電子裝配研制的自動檢測設(shè)備，主要是對近程無人機(jī)的飛控儀、壓力傳感器、伺服舵機(jī)等航空電子單元設(shè)備進(jìn)行檢測，只用于車間系統(tǒng)的裝配調(diào)試過程[1]。再如對角速率陀螺的靜態(tài)檢測，通過從地面站的飛行數(shù)據(jù)窗口檢查角速率陀螺輸出值，正常情況下該值應(yīng)在0±3°/s范圍附近。而角速率陀螺動態(tài)檢測則是取下角速率陀螺旋轉(zhuǎn)，角速率值應(yīng)有變化則認(rèn)為角速率陀螺工作正常。旋轉(zhuǎn)角速率陀螺相當(dāng)于對其施加高轉(zhuǎn)速的沖擊轉(zhuǎn)角信號，用這種方法即使存在靈敏度和線性度差的問題角速率陀螺輸出也會有相應(yīng)變化，因而并不能測試出角速率陀螺的技術(shù)指標(biāo)。

1 機(jī)載測量系統(tǒng)的校準(zhǔn)方案設(shè)計

對機(jī)載測量系統(tǒng)的校準(zhǔn)主要是用比對校準(zhǔn)的原理，即由系統(tǒng)提供高準(zhǔn)確度的標(biāo)準(zhǔn)激勵源，被測對象和標(biāo)準(zhǔn)測量設(shè)備同時測量該激勵源，對獲得的結(jié)果進(jìn)行比對，計算出機(jī)載測量系統(tǒng)的校準(zhǔn)誤差。需要該系統(tǒng)提供的標(biāo)準(zhǔn)激勵源有空間角、角速率、差壓、靜壓、恒溫場[2]；系統(tǒng)提供的標(biāo)準(zhǔn)測量設(shè)備有無人機(jī)飛行姿態(tài)校準(zhǔn)臺、壓力校驗(yàn)儀、溫度計。

1.1 校準(zhǔn)對象

該系統(tǒng)的校準(zhǔn)目標(biāo)是氣缸溫度傳感器、靜壓傳感器、動態(tài)壓力傳感器、垂直陀螺儀和角速率陀螺儀。校準(zhǔn)的參數(shù)有溫度、壓力、空間姿態(tài)角。校準(zhǔn)對象的測量范圍和允許的誤差限制如表1所示?？紤]實(shí)際工作情況，校準(zhǔn)對象增加了角速率傳感器，未包括原來技術(shù)方案中磁航向傳感器的校準(zhǔn)。

由于被校準(zhǔn)對象一般不宜拆卸、搬運(yùn)、離開現(xiàn)場，本校準(zhǔn)設(shè)備需根據(jù)用戶的使用場合是在機(jī)庫還是在野外，是系統(tǒng)校準(zhǔn)還是單獨(dú)校準(zhǔn)，是基層級還是基地級，對該校準(zhǔn)系統(tǒng)要采取不同的連接方式和操作流程。此外，本校準(zhǔn)設(shè)備應(yīng)便于運(yùn)輸，具有自校、測試參數(shù)實(shí)時顯示、現(xiàn)場工作環(huán)境自動采集、測量結(jié)果實(shí)時打印、歸檔功能和一定的抗振、抗電磁干擾能力。校準(zhǔn)設(shè)備是基于模塊化、集成化的設(shè)計思想，力求測試手段簡單、測試設(shè)備小型、測試結(jié)果精確，以極高的效費(fèi)比，準(zhǔn)確快捷地實(shí)現(xiàn)無人機(jī)系統(tǒng)的技術(shù)保障，提高無人機(jī)裝備技術(shù)準(zhǔn)備效率，減少人員配備。

表1被校對象測量范圍及允許誤差極限
Table1Measurement Range and Permissible Error Limit of the Calibrated Object

被測量范圍最大允許誤差溫度缸溫傳感器-40℃～300℃5℃壓力動壓傳感器靜壓傳感器0～4400Pa50～110kPa0.5%(FS)1%(FS)角度垂直陀螺-78°～+78°0.5°角速率角速率陀螺-90°/s～+90°/s5°/s

1.2 校準(zhǔn)方式

校準(zhǔn)的方式有兩種：系統(tǒng)聯(lián)機(jī)校準(zhǔn)和獨(dú)立校準(zhǔn)。

1.2.1 系統(tǒng)聯(lián)機(jī)校準(zhǔn)

由于部分傳感器不宜拆卸，且經(jīng)獨(dú)立校準(zhǔn)后的可能會在再次裝機(jī)后的各個環(huán)節(jié)中引入誤差。因此，當(dāng)傳感器再裝機(jī)后，為確保傳感器的技術(shù)性能滿足系統(tǒng)需要，需對傳感器進(jìn)行聯(lián)機(jī)校準(zhǔn)。聯(lián)機(jī)校準(zhǔn)的基本方法是：

標(biāo)準(zhǔn)裝置與被校機(jī)載傳感器受同一激勵源作用，被校機(jī)載傳感器感應(yīng)的電信號由機(jī)載計算機(jī)采集，解算成對應(yīng)的物理量后，通過串行接口送入現(xiàn)場校準(zhǔn)系統(tǒng)的主控系統(tǒng);主控系統(tǒng)將標(biāo)準(zhǔn)裝置送出的數(shù)據(jù)經(jīng)過處理，轉(zhuǎn)換成對應(yīng)的物理量值與機(jī)載計算機(jī)解算出的物理量進(jìn)行比對，得出校準(zhǔn)數(shù)據(jù)和標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)。系統(tǒng)聯(lián)機(jī)校準(zhǔn)過程見圖1。

圖1 機(jī)載測量系統(tǒng)聯(lián)機(jī)校準(zhǔn)框圖Fig.1 On-line calibration block diagram of airborne measurement system

1.2.2 獨(dú)立校準(zhǔn)

獨(dú)立校準(zhǔn)是指單獨(dú)對傳感器(包括一次元件感應(yīng)頭和信號調(diào)理電路)相關(guān)參數(shù)的校準(zhǔn)。 一般用于故障分析、設(shè)備維修后的檢測以及裝機(jī)聯(lián)調(diào)前的單獨(dú)檢測。機(jī)載測量系統(tǒng)的校準(zhǔn)過程如圖2所示。各種被校機(jī)載傳感器在激勵源的作用下，感應(yīng)出和激勵源成線性關(guān)系的直流電壓信號，該信號被發(fā)送到主控制系統(tǒng)，系統(tǒng)根據(jù)相應(yīng)傳感器的性能指標(biāo)獲得校準(zhǔn)結(jié)果。

圖2 機(jī)載測量系統(tǒng)獨(dú)立校準(zhǔn)Fig.2 Independent calibration of airborne measurement system

1.3 機(jī)載傳感器的校準(zhǔn)

1.3.1 缸溫傳感器的校準(zhǔn)

無人機(jī)采用薄膜鉑電阻做感溫元件，配上相應(yīng)的信號調(diào)理電路來完成氣缸頭溫度的測量。感溫元件的非線性調(diào)理電路部分已進(jìn)行補(bǔ)償，使其輸出電壓信號與被測溫度在工作范圍內(nèi)成線性關(guān)系。感溫元件允許的誤差為±(0.3+0.05|t|) ℃。

溫度校準(zhǔn)時采用便攜式干井式溫度校準(zhǔn)爐提供35～350 ℃的溫度環(huán)境(飛機(jī)正常工作時的溫度在50～250 ℃)，將鉑電阻溫度計和校準(zhǔn)的汽缸溫度傳感器放在爐子的相同深度，并測量鉑電阻溫度計的電阻值,通過插值將其轉(zhuǎn)換為相應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)溫度值。

進(jìn)行傳感器系統(tǒng)校準(zhǔn)時，被校缸溫傳感器感應(yīng)的電壓信號由機(jī)載計算機(jī)采集，并解算成對應(yīng)的溫度值后，通過串行接口送入主控系統(tǒng)。主控系統(tǒng)將鉑電阻溫度計測得的標(biāo)準(zhǔn)溫度量值與機(jī)載計算機(jī)解算出的缸溫值進(jìn)行比對，得出校準(zhǔn)結(jié)果。

進(jìn)行傳感器獨(dú)立校準(zhǔn)時，主控系統(tǒng)采集缸溫傳感器的輸出電壓(對應(yīng)溫度數(shù)據(jù))，將此電壓信號轉(zhuǎn)換成溫度值，通過比較對應(yīng)于測量的鉑電阻溫度計的標(biāo)準(zhǔn)溫度值給出校準(zhǔn)結(jié)果。

1.3.2 垂直陀螺的校準(zhǔn)

無人機(jī)利用垂直陀螺中三自由度陀螺體的進(jìn)動性、穩(wěn)定性及擺式液體開關(guān)的地垂向心性，俯仰值與俯仰和傾斜電位計的飛行器姿態(tài)角線性相關(guān)。 將垂直陀螺儀放在UAV飛行姿態(tài)校準(zhǔn)表上，并使用校準(zhǔn)表作為激勵源。在主控系統(tǒng)的作用下，驅(qū)動轉(zhuǎn)臺，使校準(zhǔn)臺旋轉(zhuǎn)一定的角度，通過主控系統(tǒng)內(nèi)的多功能采集卡采集垂直陀螺的輸出電壓值(獨(dú)立校準(zhǔn)方式)， 經(jīng)過相應(yīng)處理變換成角度量；或者通過機(jī)載計算機(jī)的串行接口讀取陀螺儀感應(yīng)的角度值(系統(tǒng)校準(zhǔn)方法)，將其與標(biāo)準(zhǔn)值進(jìn)行比較，并給出校準(zhǔn)結(jié)果。

1.3.3 角速率陀螺的校準(zhǔn)

無人機(jī)的角速率陀螺是在盒體內(nèi)沿3個軸向安裝角速率陀螺，分別感應(yīng)飛機(jī)在橫滾、航向、俯仰3個方向的角速率并將其變換成電壓信號送給機(jī)載計算機(jī)，速率陀螺應(yīng)用單片微機(jī)械加工的石英振動音叉作為敏感元件，直接利用壓電石英材料作為驅(qū)動元件。角速率陀螺的校準(zhǔn)方式同垂直陀螺，用夾具將其安裝于轉(zhuǎn)臺之中，可通過驅(qū)動轉(zhuǎn)臺，以定角測時或定時測角的方式進(jìn)行校準(zhǔn)。

當(dāng)進(jìn)行傳感器單獨(dú)校準(zhǔn)時，主控系統(tǒng)在轉(zhuǎn)臺的轉(zhuǎn)動中對被校準(zhǔn)角速率陀螺輸出的電壓數(shù)據(jù)進(jìn)行多次采集并進(jìn)行濾波處理，與轉(zhuǎn)臺的標(biāo)準(zhǔn)轉(zhuǎn)速進(jìn)行比對，給出校準(zhǔn)結(jié)果。

當(dāng)進(jìn)行傳感器系統(tǒng)校準(zhǔn)時，為便于比較，主控系統(tǒng)將機(jī)載計算機(jī)輸出角速率值與校準(zhǔn)臺的標(biāo)準(zhǔn)轉(zhuǎn)速進(jìn)行比對，給出校準(zhǔn)結(jié)果。

1.3.4 靜壓傳感器和動態(tài)壓力傳感器的校準(zhǔn)

無人機(jī)上氣壓高度、空速的測量是采用靜、動壓傳感器來測量飛機(jī)飛行中的大氣靜壓(PH)和全壓(Pt)，由PH可求得氣壓高度，由Pt與PH之差得到差壓PD(即動壓)，由PD可求得飛行速度，其解算公式如下：

根據(jù)空氣動力學(xué)原理，當(dāng)飛機(jī)飛行高度<11 000 m，飛行馬赫數(shù)≤1時，按照標(biāo)準(zhǔn)大氣狀態(tài)下，氣壓高度和指示空速的解算由下式完成：

(1)

(2)

式中T0、τ、R、A0、P0為氣體常數(shù)(數(shù)值略)。

PPT壓力傳感器用于無人機(jī)高度和空速測量。這兩種傳感器都是壓力傳感器，可通過壓力校準(zhǔn)器中的壓力泵產(chǎn)生所需的氣壓標(biāo)準(zhǔn)。同時，輸入校準(zhǔn)的壓力傳感器，壓力校準(zhǔn)器讀取標(biāo)準(zhǔn)壓力值。 當(dāng)進(jìn)行傳感器單獨(dú)校準(zhǔn)時，主控系統(tǒng)對被校準(zhǔn)壓力傳感器輸出的電壓數(shù)據(jù)進(jìn)行測量，處理轉(zhuǎn)換成壓力量，給出校準(zhǔn)結(jié)果。

當(dāng)進(jìn)行傳感器系統(tǒng)校準(zhǔn)時，因機(jī)載計算機(jī)輸出的是氣壓高度、空速值。為便于比較，主控系統(tǒng)要將靜壓、差壓換算成對應(yīng)的氣壓高度、空速值。

2 機(jī)載測量系統(tǒng)校準(zhǔn)設(shè)備設(shè)計與實(shí)現(xiàn)

機(jī)載測量系統(tǒng)校準(zhǔn)設(shè)備主要用于校準(zhǔn)無人機(jī)的無頭溫度傳感器、氣壓高度傳感器、動態(tài)壓力傳感器、機(jī)載垂直陀螺儀和角速率陀螺儀，確保機(jī)載測量系統(tǒng)始終處于良好的技術(shù)狀態(tài)。

2.1 硬件設(shè)計

通過對機(jī)載測量系統(tǒng)需校準(zhǔn)的傳感器進(jìn)行分析，校準(zhǔn)參數(shù)有溫度、壓力、角度。因此，設(shè)備應(yīng)包括溫度標(biāo)準(zhǔn)設(shè)備、壓力標(biāo)準(zhǔn)設(shè)備和角度標(biāo)準(zhǔn)設(shè)備。其中，溫度標(biāo)準(zhǔn)裝置和壓力標(biāo)準(zhǔn)裝置選自購買的便攜式裝置，角度標(biāo)準(zhǔn)裝置使用自制無人機(jī)飛行姿態(tài)校準(zhǔn)表。

機(jī)載測量系統(tǒng)的校準(zhǔn)設(shè)備硬件主要包括：干井式溫度校驗(yàn)器、靜壓壓力校驗(yàn)儀、差壓壓力校驗(yàn)儀、無人機(jī)姿態(tài)校準(zhǔn)臺等，機(jī)載測量系統(tǒng)校準(zhǔn)設(shè)備硬件原理如圖3所示。

圖3 機(jī)載測量系統(tǒng)校準(zhǔn)設(shè)備原理框圖Fig.3 Principle block diagram of calibration equipment for airborne measurement system

圖中的干井式溫度校驗(yàn)器，靜、差壓壓力校驗(yàn)儀以及無人機(jī)飛行姿態(tài)校準(zhǔn)臺分別為溫度參數(shù)、壓力參數(shù)及角度參數(shù)的標(biāo)準(zhǔn)裝置，各部分的主要功能如下：

2.1.1 干井式溫度校驗(yàn)器

干井式溫度校驗(yàn)器的主要作用是為氣缸頭溫度傳感器提供一個穩(wěn)定均勻的溫場，其爐內(nèi)的溫度由內(nèi)部的高穩(wěn)定鉑電阻溫度計來測量，通過比較標(biāo)準(zhǔn)溫度信號和傳感器感應(yīng)溫度信號，為氣缸蓋溫度傳感器提供標(biāo)準(zhǔn)激勵信號，實(shí)現(xiàn)氣缸蓋溫度傳感器的校準(zhǔn)。

2.1.2 靜壓、差壓壓力校驗(yàn)儀

靜壓、差壓壓力校驗(yàn)儀的主要作用是為氣壓高度傳感器和動壓傳感器提供標(biāo)準(zhǔn)激勵信號，通過對標(biāo)準(zhǔn)壓力信號和傳感器感應(yīng)壓力信號的比較，實(shí)現(xiàn)氣壓高度傳感器和動態(tài)壓力傳感器的校準(zhǔn)。

2.1.3 無人機(jī)姿態(tài)校準(zhǔn)臺

無人機(jī)姿態(tài)校準(zhǔn)臺的主要作用是為機(jī)載陀螺和角速率陀螺提供標(biāo)準(zhǔn)角激勵信號，通過對標(biāo)準(zhǔn)姿態(tài)角信號和陀螺感應(yīng)信號的比較，標(biāo)準(zhǔn)角速率信號和角速率陀螺感應(yīng)信號的比較，實(shí)現(xiàn)對陀螺和角速率陀螺的校準(zhǔn)，此校準(zhǔn)臺是機(jī)載測量系統(tǒng)校準(zhǔn)設(shè)備中的重要組成部分。

2.1.4 環(huán)境溫度測量模塊

環(huán)境溫度測量模塊提供無人系統(tǒng)測試現(xiàn)場環(huán)境的溫度數(shù)據(jù)。 以 Dallas半導(dǎo)體公司生產(chǎn)溫度傳感器為感應(yīng)頭，通過對測量數(shù)據(jù)處理，實(shí)現(xiàn)對溫度實(shí)時測量。由于DS18B20采用單總線協(xié)議模式，即在一條數(shù)據(jù)線上雙向傳輸數(shù)據(jù)，工作流程為：初始化ROM操作指令存儲器操作指令數(shù)據(jù)傳輸。其工作時序包括初始化時序，寫時序和讀時序。對于89 S51微控制器，硬件不支持單總線協(xié)議。該方法是模擬單個總線的協(xié)議時序，以完成對DS18 B20芯片的訪問。 溫度測量結(jié)果通過RS-232接口傳輸?shù)街鳈C(jī)。

2.2 無人機(jī)姿態(tài)校準(zhǔn)臺設(shè)計

2.2.1 結(jié)構(gòu)設(shè)計

校準(zhǔn)臺[3-4]主要由高精度轉(zhuǎn)臺及其控制系統(tǒng)組成，如圖4所示。分別實(shí)現(xiàn)X、Y兩個軸的轉(zhuǎn)動。每個子系統(tǒng)由平臺，驅(qū)動系統(tǒng)，旋轉(zhuǎn)系統(tǒng)和執(zhí)行器組成。選用交流伺服電機(jī)作為各子系統(tǒng)驅(qū)動裝置，經(jīng)蝸桿蝸輪減速后輸出旋轉(zhuǎn)運(yùn)動。 在轉(zhuǎn)盤的兩個子系統(tǒng)中，Y軸轉(zhuǎn)盤(即內(nèi)框架3)固定在X軸轉(zhuǎn)盤(即外框架1)的轉(zhuǎn)盤上。X軸(即外框1)轉(zhuǎn)臺固定在機(jī)架上。 將陀螺儀固定在Y軸轉(zhuǎn)盤的轉(zhuǎn)盤上，并根據(jù)校準(zhǔn)要求控制轉(zhuǎn)盤各軸的旋轉(zhuǎn)。模擬飛機(jī)飛行中的各種態(tài)度，比較轉(zhuǎn)盤的姿態(tài)和系統(tǒng)的輸出，以校準(zhǔn)飛行姿態(tài)。

高精度的校準(zhǔn)臺設(shè)計成功的首要保證是合理設(shè)計總體方案，包括機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計及制造和控制系統(tǒng)設(shè)計兩個部分， 項目組在對轉(zhuǎn)臺構(gòu)成的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)進(jìn)行詳細(xì)分析后，選擇完善的總體設(shè)計方案，并制作出樣機(jī)。

圖4 無人機(jī)姿態(tài)校準(zhǔn)臺示意圖Fig.4 The schematic diagram of UAV attitude calibration platform

2.2.2 原理設(shè)計

校準(zhǔn)臺機(jī)械結(jié)構(gòu)由框架結(jié)構(gòu)、動力源、支承結(jié)構(gòu)、驅(qū)動方式、軸系結(jié)構(gòu)、配重方式等組成。其原理如圖5所示。

圖5 無人機(jī)姿態(tài)校準(zhǔn)臺原理框圖Fig.5 Principle block diagram of UAV attitude calibration platform

2.2.3 控制程序設(shè)計

根據(jù)姿態(tài)校準(zhǔn)臺工作方式需要，電機(jī)控制程序包括初始化串口，以規(guī)定角度轉(zhuǎn)動，以規(guī)定角速率轉(zhuǎn)動等多個步驟[5]，為了實(shí)現(xiàn)電機(jī)轉(zhuǎn)動時的速度可調(diào)和，轉(zhuǎn)動過程中可根據(jù)需要緊急停止等功能，在電機(jī)控制協(xié)議中規(guī)定了電機(jī)編號、電機(jī)轉(zhuǎn)動方向、轉(zhuǎn)動角度、轉(zhuǎn)動角速度、急停標(biāo)志等多個字段。電機(jī)以規(guī)定角度轉(zhuǎn)動時，為了實(shí)現(xiàn)電機(jī)的平穩(wěn)轉(zhuǎn)動，設(shè)計了電機(jī)啟動和停止時的升降速曲線。電機(jī)控制程序流程如圖6所示。

2.3 軟件設(shè)計

機(jī)載測量系統(tǒng)軟件模塊可校準(zhǔn)無人機(jī)上的主要傳感器，如溫度傳感器，氣壓高度傳感器，動態(tài)壓力傳感器和垂直陀螺儀。

溫度傳感器校準(zhǔn)模塊選擇無人機(jī)溫度傳感器或選擇所有傳感器進(jìn)行校準(zhǔn)。校準(zhǔn)時，軟件設(shè)置5個溫度的標(biāo)準(zhǔn)值，并通過控制干燥溫度檢查器的標(biāo)準(zhǔn)值來加熱溫度傳感器。

壓力傳感器模塊分為氣壓高度傳感器校準(zhǔn)與動壓傳感器校準(zhǔn)[6]，兩個校準(zhǔn)過程基本相同：開始校準(zhǔn)后，首先通過標(biāo)準(zhǔn)壓力儀設(shè)定壓力傳感器的標(biāo)準(zhǔn)值，待穩(wěn)定后再從遙測幀中讀取壓力傳感器的實(shí)際值，最后將壓力標(biāo)準(zhǔn)值與實(shí)測值記錄入數(shù)據(jù)庫。

圖6 電機(jī)控制程序流程圖Fig.6 Flow chart of motor control program

垂直陀螺模塊校準(zhǔn)模塊：首先由用戶設(shè)定陀螺轉(zhuǎn)動的間隔時間，開始校準(zhǔn)后主機(jī)控制轉(zhuǎn)臺使陀螺轉(zhuǎn)動到規(guī)定的標(biāo)準(zhǔn)角度值，待陀螺穩(wěn)定后讀取陀螺的實(shí)際角度值顯示，然后再進(jìn)行下一個角度的校準(zhǔn)，回程完成幾次校準(zhǔn)后，將所有校準(zhǔn)結(jié)果呈報表形式顯示并記錄入數(shù)據(jù)庫。

角速率陀螺校準(zhǔn)模塊：由程序設(shè)定5個校準(zhǔn)臺的轉(zhuǎn)角速率，開始校準(zhǔn)后主機(jī)控制標(biāo)準(zhǔn)臺轉(zhuǎn)動，讀取角速率陀螺的實(shí)際感應(yīng)的角速率值，顯示并記錄入數(shù)據(jù)庫，然后再進(jìn)行下一個角度的校準(zhǔn)，回程幾次校準(zhǔn)后，將所有校準(zhǔn)結(jié)果呈報表形式顯示。

校準(zhǔn)模塊的程序流程如圖7所示。

圖7 機(jī)載測量系統(tǒng)校準(zhǔn)模塊流程圖Fig.7 Flow chart of calibration module for airborne measurement system

3 結(jié)論

本文設(shè)計了無人機(jī)飛行姿態(tài)角動態(tài)測試仿真平臺，并以無人機(jī)姿態(tài)校準(zhǔn)表作為飛機(jī)姿態(tài)角的標(biāo)準(zhǔn)姿態(tài)。為垂直陀螺儀和角速率陀螺儀提供高精度空間角度激勵源。不僅能滿足基層單位校準(zhǔn)陀螺的需求，也可為無人機(jī)研制單位飛行控制設(shè)計師提供半實(shí)物仿真的試驗(yàn)平臺[7]，進(jìn)行理論分析及驗(yàn)證的試驗(yàn)裝置。