平臺式主慣導半實物模擬系統的研制

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

空空導彈捷聯慣導系統需要利用機載主慣導系統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的對準和導航精度。捷聯慣導系統是遠程制導控制系統重要的組成部分，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，在實驗室條件下完成導彈慣導系統對準和導航性能的評估。

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

1 功能及組成

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

1)進行導彈飛控艙聯試時，模擬平臺式慣導系統的工作流程及工作精度，通過ARINC429或1533B數據總線傳遞各種導航參數及其他控制、狀態信息，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有:

①即時經度、緯度，東向、北向速度，東向、北向加速度，時間，狀態字;

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)根據主慣導的幾種對準方式，系統按蒙特卡羅方法自動產生導航誤差，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)，并根據導航進程配以相應的導航誤差;

②實時顯示模擬系統的工作狀態信息、導航參數及相應的導航參數誤差;

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。

4)可通過RS232接口或其他總線接口接收外部飛行軌跡發生器的飛行軌跡參數。在無外部輸入的情況下模擬系統自動產生飛行軌跡數據。

5)可通過模擬系統面板上的“導彈準備”按鈕，實現記錄器的“0”秒計時。

6)可通過模擬系統控制面板上的電壓表、電流表監測外部供電電源的工作情況。

2 硬件設計

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

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

平臺式主慣導半實物模擬系統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在正常陀螺羅經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在快速陀螺羅經對準方式或存貯航向對準方式下的導航精度。

圖1 平臺式主慣導半實物模擬系統原理框圖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，一個發送通道);1553B雙通道總線接口板。

2)主慣導模擬系統一套，包含模擬系統用工控機一臺(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，通過控制面板實現對模擬系統的斷/開控制及狀態控制等。

3 軟件設計

3.1 平臺式主慣導半實物模擬系統工作流程

平臺式主慣導半實物模擬系統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軟件。整個模擬系統軟件分為8個模塊，各模塊的功能如下:

1)初始化及底層驅動模塊，完成模擬系統硬件(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控制命令管理整個火控軟件的流程;

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

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，執行模擬系統對準/導航任務進程的調度及參數的更新，完成中斷控制、顯示控制和狀態控制;

5)對準/導航參數計算模塊，仿真真實慣導系統的計算步驟，執行導航參數計算;

6)導航參數誤差計算模塊，根據真實慣導系統的誤差模型、飛行軌跡參數及導航進程，實時計算產生導航參數誤差;

7)飛行軌跡參數產生模塊，在無外部飛行軌跡參數輸入的情況下，模擬系統自動產生飛行軌跡參數;

8)參數顯示模塊，根據控制模塊指令或人機界面操作指令，執行導航參數、導航參數誤差及各種狀態、提示信息的顯示。

4 飛行軌跡的設計

標準軌跡是根據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定義，用戶不能更改。

用戶自定義飛行軌跡存儲于專用數據文件中，用戶可在運行仿真程序前用編輯軟件打開數據文件進行軌跡參數的修改，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的幾何中心，OX軸指北;OY軸的方向向上;XYZ構成右手坐標系。

坐標系間的轉換關系為:n系繞Zn軸轉(90°－θ)，然后繞Xn軸轉－90°得h系;h系繞Zh軸轉－θ角得t系;t系繞Xt軸轉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 轉彎過程

設飛機為協調轉彎，轉彎過程無側滑，飛行軌跡在水平面內。以右轉彎為例分析協調轉彎過程中的轉彎半徑和轉彎角速度。設轉彎過程中傾斜角為γ，飛機速度為，轉彎半徑為R，轉彎角速率為，轉彎所需向心力，由升力因傾斜產生的水平分量來提供，則有:

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

1)進入轉彎階段。

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

2)等角速度轉彎階段。

飛機保持傾斜角，以等角速度轉彎，有:γ=γc=常數=常數。

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，俯仰角的改變方向與爬升過程相反，分為改變姿態進入俯沖、持續俯沖、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)持續俯沖階段。

設飛機以恒定俯仰角(－30°)持續俯沖到需要的高度，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 導航參數及其誤差計算

根據飛機軌跡求取所需各種導航參數，如飛機機動飛行時在軌跡坐標系下的加速度、速度等，根據前述坐標轉換關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。

設計的陀螺漂移模型為均方差α(°)/h的一階馬爾可夫(相關時間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。根據飛行軌跡參數及導航進程計算飛機緯度、經度誤差，速度、姿態等誤差參數，在這里其詳細求解過程就不贅述。系統實時計算產生導航參數誤差，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射準備前的工作過程，為發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圖。

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

5 應用結果

機動飛行的軌跡與傳遞對準精度有著十分密切的關系，因為飛行軌跡對狀態變量的可觀性有直接影響。仿真過程中需要結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對準時平臺式1#H慣導系統的誤差。

表1 模擬在正常羅經對準時1#H系統時的誤差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據進行查看，運行專用軟件，選擇相應的菜單，將會顯示數據文件列表，然后鍵入所需要查看的數據文件名稱，計算機將以圖形方式顯示數據，共6個圖形(飛行軌跡圖、經緯度誤差圖、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仿真圖形，使用者可根據需要打印誤差曲線。

6 結論

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的設計，目前所研發的模擬系統已得到了應用，性能穩定可靠，表明平臺式主慣導半實物模擬系統的設計是可行的和實用的。

通過改變飛行軌跡的數據文件，可實現在實驗室中主子慣導系統多種對準導航算法研究，該項技術還需要進一步的工程優化，以推廣應用到其他戰術導彈慣導系統的仿真試驗中。

［1］李濤，李興瑋.一種慣性導航系統半實物仿真方案［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.慣導系統傳遞對準精度實驗的半物理仿真方案［J］.測試技術學報，2007(3):225-231.

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