飛控系統四余度慣性測量系統的相關技術研究

羅慕成

（中國直升機設計研究所，天津 300000）

隨著技術的進步，直升機的飛控系統起著越來越重要的作用。慣導系統是飛控系統的重要組成部分，其核心部件常由速率陀螺組、加速度計、安裝平臺和計算機等構成。慣導系統輸出數據給飛控計算機，用以實現控制律的解算，從而控制直升機舵面使直升機以一定的高度、速度及姿態穩定飛行。光纖陀螺具有啟動時間短、消耗功率低、響應速度快等優點，但是輸出信號包含隨機漂移。本課題結合常見的直升機控制特點，采用開環光纖陀螺敏感姿態信號、石英加速度計敏感加速度信號，同時引用加速度信號輔助陀螺輸出姿態信號。本文研究的飛控系統慣性測量系統可適用于大多數直升機飛行場景，且裕度高，成本低。

1 慣性測量系統硬件設計

1.1 速率陀螺組的選擇

測量飛行器角速率的陀螺儀屬于成熟部件，常見的光學陀螺是利用的Sagnac 效應，其中光纖陀螺采用的光纖傳感技術是利用光纖作為載光媒介，對傳輸光的某一特性根據被測量參數的變化進行調制，然后檢測出其變化的傳感技術。本文采用了開環光纖陀螺。

1.2 加速度計的選擇

加速度計是測量飛行器視加速度的慣性儀表，其測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是一種典型的微機械慣性器件，其結構包括測頻電路、敏感質量、石英諧振器、撓性支撐等。

1.3 慣性測量系統余度設計

飛控系統影響直升機飛行安全，配置余度常采用保守的設計方式。在研究民航客機的飛控余度設計后，提出一種四余度架構，使用4 套計算機構筑相似的四余度系統。每個通道均使用一條指令支路和一條監控支路。慣測為配合飛控系統的整體余度設計，采用四余度相似通道的設計。一套慣性測量系統包括慣性敏感組件（ISA）4 組，每組ISA 包括3 個開環光纖陀螺、3 個石英加速度計以及安裝臺體，開環光纖陀螺和石英加速度計正交裝配。同時，每組ISA 需配備相對應的電子線路組件，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。通過增加監控支路實現信號的自監控，同時設立信號表決機制將多路來源的信號進行處理，實時比較4 路數據差值，當差值大于門限，判斷該路數據不一致，采用多數通道的數據，剔除少數通道的數據，當出現1:1 的數據輸出時，飛控系統剔除所有的通道數據，此時飛控系統僅具備基本的開環控制能力。

2 信號處理的算法研究

本文采用的開環光纖陀螺的精度有限，在使用過程中會發生漂移。漂移是綜合誤差的體現，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誤差、振動引起的彈光效應誤差、調制解調誤差，電路的驅動控制模塊精度、后級輸出模塊精度等。在飛行中，當慣測長時間工作，其四個單元的輸出誤差可能隨時間累積超出預設的四通道不一致門限從而引發故障。因此，在工程實踐中開環光纖陀螺需建立其數據的數學模型并對其進行濾波、除噪等處理，此外本文還引入了加速度信號輔助開環光纖陀螺輸出姿態角以提高導航系統的準確性。

2.1 算法設計

當直升機運動加速度較小，慣測采用重力加速度在機體系三軸向的投影來估計直升機姿態角誤差，實現對慣測輸出值的修正，稱該種模式為ACC 組合模式。當慣測無法進入ACC 組合模式，其輸出精度主要取決于陀螺性能。當直升機有運動加速度時，慣測進入ACC 組合模式后，其輸出的姿態角可能造成誤修正。因此設置了組合進入門限，門限的取值在加速度運動帶來的姿態角估計誤差與開環光纖陀螺精度差帶來的姿態角誤差之間進行了綜合考慮。通過在試驗中調整組合參數，拓展組合模式適用的飛行場景，使得慣測輸出的數據更為精確。本文重點研究慣測進入ACC 組合的角速度和加速度門限。

若連續2s 均同時滿足條件1 和條件2 時，則進入ACC 組合模式，否則退出。

條件2：進入組合的加速度門限：

2.2 適用的飛行場景

本文展開分析滿足觸發直升機加速運動條件的其中一種典型工作場景，即載機沿水平方向勻加速運動載機加速時低頭，減速時抬頭。假設載機以加速度a 勻加速運動，見圖1。

圖1 載機勻加速運動時機體軸指向

此時，載機會低頭，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X、Y、Z 加計輸出特性如下：

當比力＞0.04g 時，對應的前向加速度的數值：

則

以前向加速度為0.286g 為例，計算俯仰角、橫滾角的修正誤差：

俯仰角計算公式：

當a=0.286g 時，根據俯仰角計算公式，0.286g的水平加速度有可能造成俯仰角估計誤差最大值為：。

但由于直升機速度一般為200km/h ≈56m/s，地速從0 加速到56m/s 的時間為：，同時ACC 組合誤差修正方案限制了每2s 修正門限2′，所以慣測系統在20s 內對俯仰角的最大誤修值為20′=0.33°。

可見，雖然水平加速度越大，姿態角修正誤差越大，同時在慣測修正時，設置單拍修正門限。因此，慣測的實際修正數值是水平加速度、單拍修正門限、修正時間綜合作用的結果。當水平加速度為a，加速運動結束時的地速為V 時，ACC 組合造成的俯仰角最大誤修值計算公式為：

計算不同大小水平加速度a 造成的慣測系統姿態誤差，取a 可能造成俯仰角估計誤差和以ACC 單拍修正門限修正左列時間達到的俯仰角誤修正數值中的較小數，實際俯仰角誤修數值見圖2。

圖2 水平加速度a 造成的姿態修正誤差

實際修正誤差跟前向加速度不是線性增長關系，當前向加速度為0.04g 時，慣測系統俯仰角瞬間誤修正數值最大，但不超過2.5°。

針對上述場景下ACC 組合誤修正分析結論：對于載機典型水平加速運動場景，慣測進入ACC 組合模態，橫滾角不會發生誤修正；由于有姿態誤差單拍修正門限的限制，以及載機加速時間有限，俯仰角瞬間誤修正數值小于2.5°。

采用同樣的方式展開分析各種帶加速運動的典型場景，如直升機有垂向加速度且無水平加速度的運動場景等，應選取合適的門限避免載機退出ACC 組合，且門限數值的選取應適當排除一些極端情況下的錯誤修正。

3 仿真結果分析

針對本文研究的飛控系統搭建了半物理仿真環境，在該環境中模擬直升機的飛行。搭配高精度的激光慣導，該慣導可反映真實的直升機角速率及加速度，其輸出信號作為正確姿態判斷本文研究的慣測系統輸出值是否正常。

3.1 未進入ACC 組合模式

測試在平飛加速時的飛行工況，仿真結果如圖3、圖4 所示。

圖3 慣測系統輸出的俯仰角與激光慣導對比

圖4 慣測系統輸出的橫滾角與激光慣導對比

可以看出：（1）與激光慣導相比，慣測系統的俯仰、橫滾誤差在導航后均迅速增加；（2）慣測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的陀螺漂移誤差大，在長時間飛行中誤差累積較快。

3.2 進入ACC 組合模式

測試起飛后存在水平加速及垂向加速時的飛行工況，仿真結果如圖5、圖6 所示。

圖5 慣測系統輸出的俯仰角與激光慣導對比

圖6 慣測系統輸出的橫滾角與激光慣導對比

以激光慣導輸出的俯仰角、橫滾角為基準，計算慣測輸出的俯仰角、橫滾角誤差分別為0.196°、0.266°，滿足飛控系統精度需求。

3.3 仿真結論

仿真結果表明，引入加速度計算姿態信號后，可有效提高慣測動態性能，輸出的姿態信號可滿足飛控系統的需求。

4 結語

飛行中，當慣測長時間用開環光纖陀螺輸出姿態角，隨時間累積漂移誤差大，當4 個通道輸出的信號出現了較大超差后系統就會報故障。本文引用加速度信號修正姿態數據，并設置合理的進入門限，根據仿真結果，其輸出的數值滿足飛控系統的需求。這個結果對多余度的慣導系統有著非常重要的意義。在實際工程中，慣導采用多余度的開環光纖陀螺和加速度計組合輸出，既可提升系統的可靠性，降低部件失效概率，又能降低成本，具有很高的實用性。