飛控系統(tǒng)四余度慣性測(cè)量系統(tǒng)的相關(guān)技術(shù)研究

羅慕成

（中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，天津 300000）

隨著技術(shù)的進(jìn)步，直升機(jī)的飛控系統(tǒng)起著越來越重要的作用。慣導(dǎo)系統(tǒng)是飛控系統(tǒng)的重要組成部分，其核心部件常由速率陀螺組、加速度計(jì)、安裝平臺(tái)和計(jì)算機(jī)等構(gòu)成。慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出數(shù)據(jù)給飛控計(jì)算機(jī)，用以實(shí)現(xiàn)控制律的解算，從而控制直升機(jī)舵面使直升機(jī)以一定的高度、速度及姿態(tài)穩(wěn)定飛行。光纖陀螺具有啟動(dòng)時(shí)間短、消耗功率低、響應(yīng)速度快等優(yōu)點(diǎn)，但是輸出信號(hào)包含隨機(jī)漂移。本課題結(jié)合常見的直升機(jī)控制特點(diǎn)，采用開環(huán)光纖陀螺敏感姿態(tài)信號(hào)、石英加速度計(jì)敏感加速度信號(hào)，同時(shí)引用加速度信號(hào)輔助陀螺輸出姿態(tài)信號(hào)。本文研究的飛控系統(tǒng)慣性測(cè)量系統(tǒng)可適用于大多數(shù)直升機(jī)飛行場(chǎng)景，且裕度高，成本低。

1 慣性測(cè)量系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

1.1 速率陀螺組的選擇

測(cè)量飛行器角速率的陀螺儀屬于成熟部件，常見的光學(xué)陀螺是利用的Sagnac 效應(yīng)，其中光纖陀螺采用的光纖傳感技術(shù)是利用光纖作為載光媒介，對(duì)傳輸光的某一特性根據(jù)被測(cè)量參數(shù)的變化進(jìn)行調(diào)制，然后檢測(cè)出其變化的傳感技術(shù)。本文采用了開環(huán)光纖陀螺。

1.2 加速度計(jì)的選擇

加速度計(jì)是測(cè)量飛行器視加速度的慣性儀表，其測(cè)量原理是基于牛頓第二定律。本文采用的石英振梁加速度計(jì)是一種典型的微機(jī)械慣性器件，其結(jié)構(gòu)包括測(cè)頻電路、敏感質(zhì)量、石英諧振器、撓性支撐等。

1.3 慣性測(cè)量系統(tǒng)余度設(shè)計(jì)

飛控系統(tǒng)影響直升機(jī)飛行安全，配置余度常采用保守的設(shè)計(jì)方式。在研究民航客機(jī)的飛控余度設(shè)計(jì)后，提出一種四余度架構(gòu)，使用4 套計(jì)算機(jī)構(gòu)筑相似的四余度系統(tǒng)。每個(gè)通道均使用一條指令支路和一條監(jiān)控支路。慣測(cè)為配合飛控系統(tǒng)的整體余度設(shè)計(jì)，采用四余度相似通道的設(shè)計(jì)。一套慣性測(cè)量系統(tǒng)包括慣性敏感組件（ISA）4 組，每組ISA 包括3 個(gè)開環(huán)光纖陀螺、3 個(gè)石英加速度計(jì)以及安裝臺(tái)體，開環(huán)光纖陀螺和石英加速度計(jì)正交裝配。同時(shí)，每組ISA 需配備相對(duì)應(yīng)的電子線路組件，每組電子線路組件包括綜合信息處理板，用以處理慣性敏感組件的輸出信號(hào)。通過增加監(jiān)控支路實(shí)現(xiàn)信號(hào)的自監(jiān)控，同時(shí)設(shè)立信號(hào)表決機(jī)制將多路來源的信號(hào)進(jìn)行處理，實(shí)時(shí)比較4 路數(shù)據(jù)差值，當(dāng)差值大于門限，判斷該路數(shù)據(jù)不一致，采用多數(shù)通道的數(shù)據(jù)，剔除少數(shù)通道的數(shù)據(jù)，當(dāng)出現(xiàn)1:1 的數(shù)據(jù)輸出時(shí)，飛控系統(tǒng)剔除所有的通道數(shù)據(jù)，此時(shí)飛控系統(tǒng)僅具備基本的開環(huán)控制能力。

2 信號(hào)處理的算法研究

本文采用的開環(huán)光纖陀螺的精度有限，在使用過程中會(huì)發(fā)生漂移。漂移是綜合誤差的體現(xiàn)，主要來源于陀螺光路和陀螺電路。具體誤差源包括光路的偏振誤差、溫度引起的熱光效應(yīng)誤差、振動(dòng)引起的彈光效應(yīng)誤差、調(diào)制解調(diào)誤差，電路的驅(qū)動(dòng)控制模塊精度、后級(jí)輸出模塊精度等。在飛行中，當(dāng)慣測(cè)長時(shí)間工作，其四個(gè)單元的輸出誤差可能隨時(shí)間累積超出預(yù)設(shè)的四通道不一致門限從而引發(fā)故障。因此，在工程實(shí)踐中開環(huán)光纖陀螺需建立其數(shù)據(jù)的數(shù)學(xué)模型并對(duì)其進(jìn)行濾波、除噪等處理，此外本文還引入了加速度信號(hào)輔助開環(huán)光纖陀螺輸出姿態(tài)角以提高導(dǎo)航系統(tǒng)的準(zhǔn)確性。

2.1 算法設(shè)計(jì)

當(dāng)直升機(jī)運(yùn)動(dòng)加速度較小，慣測(cè)采用重力加速度在機(jī)體系三軸向的投影來估計(jì)直升機(jī)姿態(tài)角誤差，實(shí)現(xiàn)對(duì)慣測(cè)輸出值的修正，稱該種模式為ACC 組合模式。當(dāng)慣測(cè)無法進(jìn)入ACC 組合模式，其輸出精度主要取決于陀螺性能。當(dāng)直升機(jī)有運(yùn)動(dòng)加速度時(shí)，慣測(cè)進(jìn)入ACC 組合模式后，其輸出的姿態(tài)角可能造成誤修正。因此設(shè)置了組合進(jìn)入門限，門限的取值在加速度運(yùn)動(dòng)帶來的姿態(tài)角估計(jì)誤差與開環(huán)光纖陀螺精度差帶來的姿態(tài)角誤差之間進(jìn)行了綜合考慮。通過在試驗(yàn)中調(diào)整組合參數(shù)，拓展組合模式適用的飛行場(chǎng)景，使得慣測(cè)輸出的數(shù)據(jù)更為精確。本文重點(diǎn)研究慣測(cè)進(jìn)入ACC 組合的角速度和加速度門限。

若連續(xù)2s 均同時(shí)滿足條件1 和條件2 時(shí)，則進(jìn)入ACC 組合模式，否則退出。

條件2：進(jìn)入組合的加速度門限：

2.2 適用的飛行場(chǎng)景

本文展開分析滿足觸發(fā)直升機(jī)加速運(yùn)動(dòng)條件的其中一種典型工作場(chǎng)景，即載機(jī)沿水平方向勻加速運(yùn)動(dòng)載機(jī)加速時(shí)低頭，減速時(shí)抬頭。假設(shè)載機(jī)以加速度a 勻加速運(yùn)動(dòng)，見圖1。

圖1 載機(jī)勻加速運(yùn)動(dòng)時(shí)機(jī)體軸指向

此時(shí)，載機(jī)會(huì)低頭，使得法向過載fZ在水平面的投影提供加速度a，在鉛錘面的投影抵消重力加速度g。此時(shí)X、Y、Z 加計(jì)輸出特性如下：

當(dāng)比力＞0.04g 時(shí)，對(duì)應(yīng)的前向加速度的數(shù)值：

則

以前向加速度為0.286g 為例，計(jì)算俯仰角、橫滾角的修正誤差：

俯仰角計(jì)算公式：

當(dāng)a=0.286g 時(shí)，根據(jù)俯仰角計(jì)算公式，0.286g的水平加速度有可能造成俯仰角估計(jì)誤差最大值為：。

但由于直升機(jī)速度一般為200km/h ≈56m/s，地速從0 加速到56m/s 的時(shí)間為：，同時(shí)ACC 組合誤差修正方案限制了每2s 修正門限2′，所以慣測(cè)系統(tǒng)在20s 內(nèi)對(duì)俯仰角的最大誤修值為20′=0.33°。

可見，雖然水平加速度越大，姿態(tài)角修正誤差越大，同時(shí)在慣測(cè)修正時(shí)，設(shè)置單拍修正門限。因此，慣測(cè)的實(shí)際修正數(shù)值是水平加速度、單拍修正門限、修正時(shí)間綜合作用的結(jié)果。當(dāng)水平加速度為a，加速運(yùn)動(dòng)結(jié)束時(shí)的地速為V 時(shí)，ACC 組合造成的俯仰角最大誤修值計(jì)算公式為：

計(jì)算不同大小水平加速度a 造成的慣測(cè)系統(tǒng)姿態(tài)誤差，取a 可能造成俯仰角估計(jì)誤差和以ACC 單拍修正門限修正左列時(shí)間達(dá)到的俯仰角誤修正數(shù)值中的較小數(shù)，實(shí)際俯仰角誤修數(shù)值見圖2。

圖2 水平加速度a 造成的姿態(tài)修正誤差

實(shí)際修正誤差跟前向加速度不是線性增長關(guān)系，當(dāng)前向加速度為0.04g 時(shí)，慣測(cè)系統(tǒng)俯仰角瞬間誤修正數(shù)值最大，但不超過2.5°。

針對(duì)上述場(chǎng)景下ACC 組合誤修正分析結(jié)論：對(duì)于載機(jī)典型水平加速運(yùn)動(dòng)場(chǎng)景，慣測(cè)進(jìn)入ACC 組合模態(tài)，橫滾角不會(huì)發(fā)生誤修正；由于有姿態(tài)誤差單拍修正門限的限制，以及載機(jī)加速時(shí)間有限，俯仰角瞬間誤修正數(shù)值小于2.5°。

采用同樣的方式展開分析各種帶加速運(yùn)動(dòng)的典型場(chǎng)景，如直升機(jī)有垂向加速度且無水平加速度的運(yùn)動(dòng)場(chǎng)景等，應(yīng)選取合適的門限避免載機(jī)退出ACC 組合，且門限數(shù)值的選取應(yīng)適當(dāng)排除一些極端情況下的錯(cuò)誤修正。

3 仿真結(jié)果分析

針對(duì)本文研究的飛控系統(tǒng)搭建了半物理仿真環(huán)境，在該環(huán)境中模擬直升機(jī)的飛行。搭配高精度的激光慣導(dǎo)，該慣導(dǎo)可反映真實(shí)的直升機(jī)角速率及加速度，其輸出信號(hào)作為正確姿態(tài)判斷本文研究的慣測(cè)系統(tǒng)輸出值是否正常。

3.1 未進(jìn)入ACC 組合模式

測(cè)試在平飛加速時(shí)的飛行工況，仿真結(jié)果如圖3、圖4 所示。

圖3 慣測(cè)系統(tǒng)輸出的俯仰角與激光慣導(dǎo)對(duì)比

圖4 慣測(cè)系統(tǒng)輸出的橫滾角與激光慣導(dǎo)對(duì)比

可以看出：（1）與激光慣導(dǎo)相比，慣測(cè)系統(tǒng)的俯仰、橫滾誤差在導(dǎo)航后均迅速增加；（2）慣測(cè)的俯仰軸陀螺漂移約為20°/h，橫滾軸陀螺漂移約為-40°/h，可見該次飛行中慣測(cè)的陀螺漂移誤差大，在長時(shí)間飛行中誤差累積較快。

3.2 進(jìn)入ACC 組合模式

測(cè)試起飛后存在水平加速及垂向加速時(shí)的飛行工況，仿真結(jié)果如圖5、圖6 所示。

圖5 慣測(cè)系統(tǒng)輸出的俯仰角與激光慣導(dǎo)對(duì)比

圖6 慣測(cè)系統(tǒng)輸出的橫滾角與激光慣導(dǎo)對(duì)比

以激光慣導(dǎo)輸出的俯仰角、橫滾角為基準(zhǔn)，計(jì)算慣測(cè)輸出的俯仰角、橫滾角誤差分別為0.196°、0.266°，滿足飛控系統(tǒng)精度需求。

3.3 仿真結(jié)論

仿真結(jié)果表明，引入加速度計(jì)算姿態(tài)信號(hào)后，可有效提高慣測(cè)動(dòng)態(tài)性能，輸出的姿態(tài)信號(hào)可滿足飛控系統(tǒng)的需求。

4 結(jié)語

飛行中，當(dāng)慣測(cè)長時(shí)間用開環(huán)光纖陀螺輸出姿態(tài)角，隨時(shí)間累積漂移誤差大，當(dāng)4 個(gè)通道輸出的信號(hào)出現(xiàn)了較大超差后系統(tǒng)就會(huì)報(bào)故障。本文引用加速度信號(hào)修正姿態(tài)數(shù)據(jù)，并設(shè)置合理的進(jìn)入門限，根據(jù)仿真結(jié)果，其輸出的數(shù)值滿足飛控系統(tǒng)的需求。這個(gè)結(jié)果對(duì)多余度的慣導(dǎo)系統(tǒng)有著非常重要的意義。在實(shí)際工程中，慣導(dǎo)采用多余度的開環(huán)光纖陀螺和加速度計(jì)組合輸出，既可提升系統(tǒng)的可靠性，降低部件失效概率，又能降低成本，具有很高的實(shí)用性。