平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)的研制

徐劍蕓，魯 浩，李群生，龐秀枝

(1.上海交通大學航空航天學院，上海 200240;2.中國空空導彈研究院，河南 洛陽 471009)

0 引言

空空導彈捷聯(lián)慣導系統(tǒng)需要利用機載主慣導系統(tǒng)的輸出信息進行空中傳遞對準，然后進行慣性導航，因此機載平臺主慣導精度直接影響空空導彈慣導系統(tǒng)的對準和導航精度。捷聯(lián)慣導系統(tǒng)是遠程制導控制系統(tǒng)重要的組成部分，因此在飛行器的設計階段必須進行充分的半實物仿真試驗［1］。所以研制平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)，在實驗室條件下完成導彈慣導系統(tǒng)對準和導航性能的評估。

本文從工程應用的角度出發(fā)，探討了平臺式主慣導系統(tǒng)模擬試驗的原理，提出了一種實用的設計方法，搭建了平臺式主慣導系統(tǒng)模擬系統(tǒng)，并在此基礎上給出了半實物仿真試驗的結(jié)果。

1 功能及組成

慣導系統(tǒng)是飛機的重要導航設備，主要提供飛機航向角、姿態(tài)角、速度、位置等信號［2］。平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)的功能是在實驗室進行導彈飛控艙聯(lián)試時，模擬真實的機載平臺式慣導系統(tǒng)，實現(xiàn)主慣導有關(guān)的導航計算、參數(shù)裝訂和信息傳遞等［3］。

1)進行導彈飛控艙聯(lián)試時，模擬平臺式慣導系統(tǒng)的工作流程及工作精度，通過ARINC429或1533B數(shù)據(jù)總線傳遞各種導航參數(shù)及其他控制、狀態(tài)信息，具有與真實慣導1#H/2#A相同的功能、性能和電氣接口輸入/輸出特性。通過總線輸出的導航參數(shù)有:

①即時經(jīng)度、緯度，東向、北向速度，東向、北向加速度，時間，狀態(tài)字;

②真航向、偏流角、航跡角、預定航跡角;

③橫滾角、俯仰角，航向、橫滾、俯仰角速率，進動角速率;

④偏航距，待飛時間、待飛距離。

2)根據(jù)主慣導的幾種對準方式，系統(tǒng)按蒙特卡羅方法自動產(chǎn)生導航誤差，并實時仿真模擬主慣導的導航計算。

3)模擬系統(tǒng)工作后，可通過顯示器上的人機界面及控制鍵盤的操作，完成下列功能:

①控制導航進程(即純慣、慣性/GPS組合選擇及導航計算起始時間的控制)，并根據(jù)導航進程配以相應的導航誤差;

②實時顯示模擬系統(tǒng)的工作狀態(tài)信息、導航參數(shù)及相應的導航參數(shù)誤差;

③可通過航路點的設入，以改航的方式改變飛行軌跡;

④可仿真飛行操作，改變飛行速度及飛行航向與姿態(tài)。

4)可通過RS232接口或其他總線接口接收外部飛行軌跡發(fā)生器的飛行軌跡參數(shù)。在無外部輸入的情況下模擬系統(tǒng)自動產(chǎn)生飛行軌跡數(shù)據(jù)。

5)可通過模擬系統(tǒng)面板上的“導彈準備”按鈕，實現(xiàn)記錄器的“0”秒計時。

6)可通過模擬系統(tǒng)控制面板上的電壓表、電流表監(jiān)測外部供電電源的工作情況。

2 硬件設計

本著設計系統(tǒng)化、功能化以及易于擴展和提高系統(tǒng)的可靠性、可維護性的原則，選用成熟的設計。模擬系統(tǒng)中主要設計一些電路，用來完成對輸入信號的調(diào)理、輸出信號的放大。在其面板上有各種開關(guān)和工作狀態(tài)的指示燈等。圖1為平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)原理框圖。

平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)分為1#H慣導系統(tǒng)和2#A慣導系統(tǒng)，二者相互兼容，但不同時工作。其工作狀態(tài)在模擬系統(tǒng)上電后由控制面板上的開關(guān)所置位置來決定，即開關(guān)撥到“1#H”檔，1#H慣導模擬系統(tǒng)工作;如開關(guān)撥到“2#A”檔，則2#A慣導模擬系統(tǒng)工作。

平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)的仿真精度由菜單上的對準方式控制。若對準方式選擇“正常對準”，則對應的仿真精度為慣導系統(tǒng)在正常陀螺羅經(jīng)對準方式下的導航精度;選擇“快速對準”或“存貯航向”，則對應的仿真精度為慣導系統(tǒng)在快速陀螺羅經(jīng)對準方式或存貯航向?qū)史绞较碌膶Ш骄取?/p>

圖1 平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)原理框圖Fig.1 Schematic diagram of semi-physical simulation system for INS

1)主控機一臺，包含多種板卡，主要有 ARINC 429總線接口板(一個接收通道，一個發(fā)送通道);1553B雙通道總線接口板。

2)主慣導模擬系統(tǒng)一套，包含模擬系統(tǒng)用工控機一臺(主要包括ARINC 429總線接口，一個接收通道，一個發(fā)送通道;1553B總線接口，雙通道;I/O接口，8路離散量輸入，8路離散量輸出);機柜及控制面板，通過控制面板實現(xiàn)對模擬系統(tǒng)的斷/開控制及狀態(tài)控制等。

3 軟件設計

3.1 平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)工作流程

平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)控制與工作流程如圖2所示。

圖2 平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)控制與工作流程圖Fig.2 Controlling and working flow chart of semi-physical simulation system for INS

3.2 軟件模塊的劃分

模擬系統(tǒng)軟件按照軟件工程化思想，采用自頂向下、按功能劃分模塊的方法，以模塊化形式設計模擬系統(tǒng)軟件。整個模擬系統(tǒng)軟件分為8個模塊，各模塊的功能如下:

1)初始化及底層驅(qū)動模塊，完成模擬系統(tǒng)硬件(如ARINC 429總線、1553B總線、I/O離散量口等)、軟件的初始化設置與控制;

2)管理模塊，管理軟件的功能是根據(jù)控制命令管理整個火控軟件的流程;

3)總線對外交聯(lián)通訊模塊，采用ARINC 429總線或1553B總線及RS 232對外發(fā)送和接收導航參數(shù)、飛行軌跡參數(shù)，接收主控機的控制命令，完成慣導模擬系統(tǒng)數(shù)據(jù)的輸入與輸出;

4)控制模塊，接收離散量輸入、導航進程控制等各種導航控制命令，執(zhí)行模擬系統(tǒng)對準/導航任務進程的調(diào)度及參數(shù)的更新，完成中斷控制、顯示控制和狀態(tài)控制;

5)對準/導航參數(shù)計算模塊，仿真真實慣導系統(tǒng)的計算步驟，執(zhí)行導航參數(shù)計算;

6)導航參數(shù)誤差計算模塊，根據(jù)真實慣導系統(tǒng)的誤差模型、飛行軌跡參數(shù)及導航進程，實時計算產(chǎn)生導航參數(shù)誤差;

7)飛行軌跡參數(shù)產(chǎn)生模塊，在無外部飛行軌跡參數(shù)輸入的情況下，模擬系統(tǒng)自動產(chǎn)生飛行軌跡參數(shù);

8)參數(shù)顯示模塊，根據(jù)控制模塊指令或人機界面操作指令，執(zhí)行導航參數(shù)、導航參數(shù)誤差及各種狀態(tài)、提示信息的顯示。

4 飛行軌跡的設計

標準軌跡是根據(jù)某型飛機的典型機動動作設計的飛行軌跡。飛行軌跡中包含每一飛行階段的起始時間和終止時間、飛機加速度、角度變化率、陀螺漂移、加速度計零位漂移，按飛行軌跡及時間順序進行每一飛行階段參數(shù)定義，用戶不能更改。

用戶自定義飛行軌跡存儲于專用數(shù)據(jù)文件中，用戶可在運行仿真程序前用編輯軟件打開數(shù)據(jù)文件進行軌跡參數(shù)的修改，當仿真試驗時，運行至相應進程進行標準軌跡和自定義飛行軌跡選擇。

4.1 飛行過程用到的坐標系

飛行過程中用到的主要有導航坐標系(n系)、軌跡坐標系(t系)、軌跡水平坐標系(h系)、機體坐標系(b系)。導航坐標系原點位于載機慣性導航系統(tǒng)的幾何中心，OX軸指北;OY軸的方向向上;XYZ構(gòu)成右手坐標系。

坐標系間的轉(zhuǎn)換關(guān)系為:n系繞Zn軸轉(zhuǎn)(90°－θ)，然后繞Xn軸轉(zhuǎn)－90°得h系;h系繞Zh軸轉(zhuǎn)－θ角得t系;t系繞Xt軸轉(zhuǎn)γ角得b系。

4.2 飛行軌跡設計

飛行軌跡設計應盡可能接近實際情況，包括各種典型的機動動作，以充分反映主慣導系統(tǒng)在各種機動情況下的性能。典型飛行軌跡分為飛機爬升過程、轉(zhuǎn)彎過程、俯沖過程。

4.2.1 飛機的爬升過程

飛機爬升過程分為3個階段:改變俯仰角的拉起階段、等角爬升階段和結(jié)束爬升的改平階段。

1)拉起階段。

在該階段，飛機軌跡俯仰角以等角速度逐漸增加到等角爬升的角度。設角速度為15(°)/s，該階段的初始時刻為t01，則有:

2)等角爬升階段。

設飛機以恒定俯仰角30°爬升到需要的高度，則有:

3)改平階段。

此階段飛機以等角速度15(°)/s減小俯仰角，該階段的初始時刻為t02，則有:

4.2.2 轉(zhuǎn)彎過程

設飛機為協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，轉(zhuǎn)彎過程無側(cè)滑，飛行軌跡在水平面內(nèi)。以右轉(zhuǎn)彎為例分析協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎過程中的轉(zhuǎn)彎半徑和轉(zhuǎn)彎角速度。設轉(zhuǎn)彎過程中傾斜角為γ，飛機速度為，轉(zhuǎn)彎半徑為R，轉(zhuǎn)彎角速率為，轉(zhuǎn)彎所需向心力，由升力因傾斜產(chǎn)生的水平分量來提供，則有:

飛機轉(zhuǎn)彎分3個階段:由平飛改變傾斜角的進入轉(zhuǎn)彎階段、保持傾斜角以等角速度轉(zhuǎn)彎階段和轉(zhuǎn)彎后的改平階段。

1)進入轉(zhuǎn)彎階段。

設飛機以等角速度15(°)/s將傾斜角調(diào)整到所需要的值，該階段的初始時刻為t03，則有:

2)等角速度轉(zhuǎn)彎階段。

飛機保持傾斜角，以等角速度轉(zhuǎn)彎，有:γ=γc=常數(shù)=常數(shù)。

3)改平階段。

該階段的初始時刻為t04，則有:

4.2.3 俯沖過程

俯沖過程的飛行軌跡在地垂面內(nèi)，俯仰角的改變方向與爬升過程相反，分為改變姿態(tài)進入俯沖、持續(xù)俯沖、俯沖后的改平3個階段。

1)進入俯沖階段。

設飛機俯仰角以等角速度15(°)/s逐漸增加到所需的俯沖角。該階段的初始時刻為t05，則有:

2)持續(xù)俯沖階段。

設飛機以恒定俯仰角(－30°)持續(xù)俯沖到需要的高度，則有:

3)改平階段。

此階段飛機俯仰角以等角速度15(°)/s減小俯仰角，該階段的初始時刻為t06，則有:

4.3 導航參數(shù)及其誤差計算

根據(jù)飛機軌跡求取所需各種導航參數(shù)，如飛機機動飛行時在軌跡坐標系下的加速度、速度等，根據(jù)前述坐標轉(zhuǎn)換關(guān)系分別求取在導航系、平臺系、機體系下的加速度、速度，機體的角速率(相對慣性空間)等參數(shù)。

設計的陀螺漂移模型為均方差α(°)/h的一階馬爾可夫(相關(guān)時間1 h)，加速度計的零位偏差簡化為均方差為 β 的白噪聲，α 為 0.03(°)/h，β 為 1 ×10－4g。根據(jù)飛行軌跡參數(shù)及導航進程計算飛機緯度、經(jīng)度誤差，速度、姿態(tài)等誤差參數(shù)，在這里其詳細求解過程就不贅述。系統(tǒng)實時計算產(chǎn)生導航參數(shù)誤差，并進行實時顯示。導航進程控制的目的是快速模擬機載主慣導在導彈發(fā)射準備前的工作過程，為發(fā)射前時刻準備好主慣導的初始誤差。圖3所示為仿真試驗中實時顯示的導航參數(shù)圖。

圖3 仿真試驗中實時顯示的導航參數(shù)Fig.3 Navigation parameters of simulation test displayed in real time

5 應用結(jié)果

機動飛行的軌跡與傳遞對準精度有著十分密切的關(guān)系，因為飛行軌跡對狀態(tài)變量的可觀性有直接影響。仿真過程中需要結(jié)合多種機動方式進行傳遞對準解算，并對濾波精度進行分析比較，從中選出最優(yōu)的軌跡，供實際飛行時參考［4］。應用本文設計方案的平臺式慣導模擬系統(tǒng)進行對準導航半實物仿真試驗，為試驗室條件下對準算法、導航算法等的研究提供了極大的方便。表1是某次仿真試驗模擬在正常羅經(jīng)對準時平臺式1#H慣導系統(tǒng)的誤差。

表1 模擬在正常羅經(jīng)對準時1#H系統(tǒng)時的誤差Table 1 Simulating error of 1#H system on compass alignment

當仿真實驗完成后用戶可以對生成的數(shù)據(jù)進行查看，運行專用軟件，選擇相應的菜單，將會顯示數(shù)據(jù)文件列表，然后鍵入所需要查看的數(shù)據(jù)文件名稱，計算機將以圖形方式顯示數(shù)據(jù)，共6個圖形(飛行軌跡圖、經(jīng)緯度誤差圖、速度誤差圖、俯仰角誤差圖、橫滾角誤差圖和真航向誤差圖)。

圖4 1#H純慣導導航1 h仿真結(jié)果Fig.4 Simulation result of 1#H INS for one hour

圖4為平臺式主慣導模擬系統(tǒng)仿真圖形，使用者可根據(jù)需要打印誤差曲線。

6 結(jié)論

本文從工程應用的角度提出了平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)的設計，目前所研發(fā)的模擬系統(tǒng)已得到了應用，性能穩(wěn)定可靠，表明平臺式主慣導半實物模擬系統(tǒng)的設計是可行的和實用的。

通過改變飛行軌跡的數(shù)據(jù)文件，可實現(xiàn)在實驗室中主子慣導系統(tǒng)多種對準導航算法研究，該項技術(shù)還需要進一步的工程優(yōu)化，以推廣應用到其他戰(zhàn)術(shù)導彈慣導系統(tǒng)的仿真試驗中。

［1］李濤，李興瑋.一種慣性導航系統(tǒng)半實物仿真方案［J］.計算機仿真，2005(1):55-57.

［2］盧建華，張建軍，徐慶九.慣導自動檢測設備平臺模擬器的研制［J］.電光與控制，2005，12(3):77-80.

［3］魯浩，徐世杰，徐劍蕓.慣導系統(tǒng)傳遞對準精度實驗的半物理仿真方案［J］.測試技術(shù)學報，2007(3):225-231.

［4］錢偉行，劉建業(yè)，趙偉，等.平臺式/捷聯(lián)式慣導傳遞對準仿真平臺的實現(xiàn)［J］.系統(tǒng)工程與電子技術(shù)，2007(5):797-799.