江秀紅，段富海，金 霞，曲萍萍

（1.大連理工大學(xué)傳感測控技術(shù)研究所，遼寧大連116024；2.沈陽航空航天大學(xué)電子信息工程學(xué)院，遼寧沈陽110136）

0 引 言

隨著環(huán)形激光陀螺儀的快速發(fā)展，激光捷聯(lián)慣導(dǎo)成為首先得到實(shí)際應(yīng)用的捷聯(lián)式慣導(dǎo)。由LSINS/GPS構(gòu)成的組合式導(dǎo)航系統(tǒng)在飛機(jī)上的應(yīng)用也越來越廣泛，不同型號的產(chǎn)品也開始裝備不同類型的飛機(jī)［1－6］。為驗(yàn)證LSINS/GPS與自動駕駛儀交聯(lián)接口的正確性以及故障處理能力，檢測系統(tǒng)自動導(dǎo)航控制飛機(jī)的動態(tài)品質(zhì)和航跡保持精度，檢測側(cè)風(fēng)等干擾對系統(tǒng)航跡保持的影響，驗(yàn)證激光慣導(dǎo)提供給自動駕駛儀的姿態(tài)信號、導(dǎo)航操縱信號的品質(zhì)及其與平臺慣導(dǎo)的一致性［7，8］，在裝備前必須對LSINS/GPS與自動駕駛儀系統(tǒng)進(jìn)行交聯(lián)測試。

鑒于飛行實(shí)驗(yàn)費(fèi)用過大，最初的測試往往無法進(jìn)行飛行器的搭載實(shí)驗(yàn)，因此國內(nèi)外均采用在實(shí)驗(yàn)室中搭建半物理系統(tǒng)進(jìn)行測試［9，10］。而仿真平臺的合理搭建對實(shí)驗(yàn)的可行性、驗(yàn)證的充分性和試驗(yàn)結(jié)果的可信度將產(chǎn)生直接影響。

1 動態(tài)仿真平臺框架

LSINS/GPS與自動駕駛儀的動態(tài)仿真平臺框架如圖1所示。圖中LSINS包括激光慣性導(dǎo)航部件、慣導(dǎo)控制顯示器、慣導(dǎo)狀態(tài)選擇器等，它根據(jù)導(dǎo)航任務(wù)要求給自動駕駛儀發(fā)出導(dǎo)航指令。自動駕駛儀包括數(shù)字式駕駛儀計(jì)算機(jī)、伺服放大器、駕駛儀操縱顯示器、3個(gè)電動操縱舵機(jī)和三軸速率陀螺組等，它除執(zhí)行對飛機(jī)的姿態(tài)穩(wěn)定功能外，還執(zhí)行導(dǎo)航指令，完成自動導(dǎo)航功能。

1.1 飛機(jī)數(shù)字仿真機(jī)

飛機(jī)數(shù)字仿真機(jī)為Matlab＋dSPACE集成數(shù)字仿真平臺。用于裝載飛機(jī)運(yùn)動數(shù)學(xué)方程及指令模型，記錄數(shù)據(jù)，按實(shí)驗(yàn)飛行狀態(tài)及其相應(yīng)的氣動參數(shù)設(shè)定的不同飛行狀態(tài)、擾動信號、導(dǎo)航指令，實(shí)時(shí)解算駕駛儀輸出的舵面控制信號和飛機(jī)運(yùn)動參數(shù)，通過數(shù)字輸出端口來控制三軸電動飛行模擬轉(zhuǎn)臺的運(yùn)動。D/A輸出端口為自動駕駛儀提供側(cè)滑角信號，A/D輸入端口接收LSINS輸出的導(dǎo)航操縱信號。用ARINC429數(shù)據(jù)總線為LSINS/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)提供飛機(jī)的機(jī)體速度、加速度等信號，同時(shí)接收、記錄組合導(dǎo)航系統(tǒng)送出的飛機(jī)經(jīng)度、緯度等信號。飛機(jī)運(yùn)動模型采用小擾動線性化運(yùn)動方程，包括由4個(gè)耦合（風(fēng)軸系）的方程和3個(gè)非耦合的方程組成的縱向線性化運(yùn)動方程組、由4個(gè)耦合（體軸系）的方程和3個(gè)非耦合的方程組成的橫航向線性化運(yùn)動方程組。

1.2 三軸電動飛行模擬轉(zhuǎn)臺

用于模擬飛機(jī)在空中的角運(yùn)動，轉(zhuǎn)臺上安裝了三軸速率陀螺組、激光慣性導(dǎo)航部件等，轉(zhuǎn)臺的角運(yùn)動激勵(lì)由飛機(jī)數(shù)字仿真機(jī)提供。

1.3 負(fù)載模擬器

用于模擬飛機(jī)各操縱舵面的動載荷，實(shí)現(xiàn)向駕駛儀各舵機(jī)加載。該負(fù)載模擬器上還設(shè)有檢測各舵機(jī)轉(zhuǎn)動位置的電位計(jì)，將舵機(jī)轉(zhuǎn)動位置信號反饋到數(shù)字仿真機(jī)內(nèi)飛機(jī)仿真器中的飛機(jī)運(yùn)動方程，以形成飛機(jī)——自動導(dǎo)航大系統(tǒng)的閉環(huán)控制。

1.4 動靜壓模擬器

用于提供氣源和飛機(jī)動靜壓信號。由數(shù)字仿真機(jī)計(jì)算并送給動靜壓模擬器動靜壓電壓信號，動靜壓模擬器將電壓信號轉(zhuǎn)換為動靜壓壓力送給大氣機(jī)。

除此之外，系統(tǒng)還包括提供所需的高度差、空速和升降速度等信號的大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)。用于自動駕駛儀系統(tǒng)各部件的交聯(lián)和測試，并提供電源的自動駕駛儀全套試驗(yàn)器，以及激光慣性導(dǎo)航部件測試設(shè)備。限于篇幅，圖1中，自動駕駛儀全套實(shí)驗(yàn)器、大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)測試設(shè)備和激光慣性導(dǎo)航部件測試設(shè)備未畫出。

2 實(shí)驗(yàn)步驟及試驗(yàn)環(huán)境設(shè)定

2.1 實(shí)驗(yàn)步驟

（1）檢測自動駕駛儀按激光慣導(dǎo)給定的“操縱信號”操縱和穩(wěn)定飛機(jī)的性能:飛行過程中，在自動駕駛儀接通情況下，由慣導(dǎo)設(shè)置典型航線，輸出操縱信號，然后將自動駕駛儀的工作模態(tài)選為“慣導(dǎo)導(dǎo)航”狀態(tài)，驗(yàn)證自動駕駛儀控制飛機(jī)按慣導(dǎo)操縱信號平飛和轉(zhuǎn)彎的能力。

（2）檢測激光慣導(dǎo)在導(dǎo)航模式下功能的正確性，包括慣導(dǎo)180°導(dǎo)航功能、慣導(dǎo)導(dǎo)航即時(shí)改航功能、自動導(dǎo)航與駕駛儀操縱兩種工作模式切換功能等。

（3）通過多航路點(diǎn)長航線飛行，來檢測自動駕駛儀執(zhí)行遠(yuǎn)距自動領(lǐng)航任務(wù)的能力:由慣導(dǎo)設(shè)置多航路點(diǎn)長航線，在沿所選航線飛行過程中適時(shí)給飛機(jī)施加±5m/s或10m/s的側(cè)風(fēng)干擾，驗(yàn)證自動駕駛儀按“慣導(dǎo)導(dǎo)航”飛行計(jì)劃自動控制飛機(jī)飛行時(shí)，在各航路點(diǎn)上自動轉(zhuǎn)彎切入應(yīng)飛航跡的動態(tài)品質(zhì)，到達(dá)新的應(yīng)飛航跡后的航跡保持能力，以及應(yīng)飛航跡上受側(cè)風(fēng)干擾后恢復(fù)航跡的能力。

2.2 實(shí)驗(yàn)環(huán)境設(shè)定

仿真中使用的飛機(jī)運(yùn)動模型，以小擾動線性化運(yùn)動方程為主，全量運(yùn)動方程為補(bǔ)充的方式，即在采用小擾動線性化運(yùn)動方程進(jìn)行導(dǎo)航系統(tǒng)動態(tài)仿真調(diào)試，在確定好參數(shù)后，保持導(dǎo)航參數(shù)不變，采用飛機(jī)全量方程進(jìn)行導(dǎo)航系統(tǒng)動態(tài)仿真驗(yàn)證，以彌補(bǔ)小擾動方程動態(tài)仿真實(shí)驗(yàn)的不足，考核飛機(jī)縱、側(cè)向的交聯(lián)影響。

圖1 導(dǎo)航系統(tǒng)動態(tài)仿真原理框架

不同飛行狀態(tài)下進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，在駕駛儀限定的工作剖面內(nèi)，合理選擇導(dǎo)航試驗(yàn)用飛行狀態(tài)，包括設(shè)計(jì)狀態(tài)和驗(yàn)證狀態(tài)。設(shè)計(jì)狀態(tài)選取多組，以典型的巡航高度、巡航速度狀態(tài)為主。驗(yàn)證狀態(tài)的包括不同速度、不同高度各種組合，并進(jìn)行極限使用或邊界條件下的仿真驗(yàn)證。

3 實(shí)驗(yàn)方法和結(jié)果

下面對基本導(dǎo)航、改航、工作模式切換、長航線飛行等項(xiàng)目的試驗(yàn)方法和試驗(yàn)結(jié)果作一介紹。

3.1 基本導(dǎo)航測試實(shí)驗(yàn)

選擇具有典型控制作用的6個(gè)航路點(diǎn)00→（58.43km）→01→（102.26km）→02→（116.87km）→03→（131.67km）→04→（89.07km）→0，其中00（E:103.84200，N:36.04990）、01（E:103.84200，N:36.57480）、02（E:103.07940，N:36.57480）、03（E:101.95100，N:36.04990）、04（E:103.07940，N:36.68650）、05（E:103.07940，N:37.08020）。按給定的實(shí)驗(yàn)用飛行狀態(tài)，進(jìn)行不同飛行狀態(tài)下的慣導(dǎo)導(dǎo)航飛行實(shí)驗(yàn)。

飛行中每個(gè)飛行狀態(tài)采用壓點(diǎn)轉(zhuǎn)彎和切線轉(zhuǎn)彎各飛一次。飛行時(shí)在航線上共加兩次干擾（平直飛行段加起始滾轉(zhuǎn)角γ0＝＋3°×20s或－3°×20s干擾、側(cè)風(fēng)β0＝＋3°×2s或－3°×2s干擾）進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，以全面檢測慣導(dǎo)導(dǎo)航的動特性。

通過對航跡圖的統(tǒng)計(jì)和分析，不論是壓點(diǎn)轉(zhuǎn)彎過程，還是切線轉(zhuǎn)彎過程，飛機(jī)都能平滑地進(jìn)入和退出轉(zhuǎn)彎，并切入航線，滿足動態(tài)仿真實(shí)驗(yàn)的要求。

（1）在飛行狀態(tài)（H＝6000m，V＝860km/h）下，在90°采用壓點(diǎn)轉(zhuǎn)彎過程中，側(cè)滑角最大值βmax＝0.8°，滾轉(zhuǎn)角最大值γmax＝21°，滾轉(zhuǎn)角速度最大值ωxmax＝4°/s，航向角最大值ψmax＝110°，建立航向角最大值的時(shí)間Tmax＝115s，γ角建立時(shí)間按±10統(tǒng)計(jì)為11s。

（2）飛行狀態(tài)（H＝3000m，V＝775km/h）下，在175°采用切線轉(zhuǎn)彎過程中，側(cè)滑角最大值βmax＝2.5°，滾轉(zhuǎn)角最大值γmax＝24°，滾轉(zhuǎn)角速度最大值ωxmax＝3°/s，航向角最大值ψmax＝120°，建立航向角最大值的時(shí)間Tmax＝220s，γ角建立時(shí)間按±10統(tǒng)計(jì)為11.5s。

飛機(jī)按預(yù)定航線飛行時(shí)，受到滾轉(zhuǎn)角干擾和側(cè)風(fēng)干擾后，慣導(dǎo)自動導(dǎo)航系統(tǒng)能夠控制飛機(jī)返回到預(yù)定的航線上，滿足動態(tài)仿真實(shí)驗(yàn)要求。

（1）在飛行狀態(tài)（H＝6000m，V＝860km/h）下，在00～01平直飛行段加γ0＝3°×20s的干擾時(shí)，側(cè)滑角最大值βmax＝0.07°、滾轉(zhuǎn)角最大值γmax＝3.7°、滾轉(zhuǎn)角速度最大值ωxmax＝1.5°/s。

（2）在飛行狀態(tài)（H＝9000m，V＝712km/h）下，在01～02平直飛行段加側(cè)風(fēng)β0＝3°×2s的干擾時(shí)，側(cè)滑角最大值βmax＝3deg、滾轉(zhuǎn)角最大值γmax＝3°、滾轉(zhuǎn)角速度最大值ωxmax＝3.3°/s。

3.2 慣導(dǎo)改航功能測試實(shí)驗(yàn)

選擇具有典型控制作用的8個(gè)航路點(diǎn)00～07，如圖2所示。采用飛行計(jì)劃00→01→02→03→04→05，06→07，按飛行狀態(tài)（H＝6000m，V＝690km/h）進(jìn)行慣導(dǎo)改航飛行，飛行中相繼進(jìn)行如下功能檢測:

（1）即時(shí)位置改航:按圖2所示飛行計(jì)劃開始飛行實(shí)驗(yàn)后，在00→01航段飛行中，進(jìn)行即時(shí)位置改航，跳過01點(diǎn)，飛至02點(diǎn)。

（2）選擇航路點(diǎn)改航:在01→02航段飛行中，進(jìn)行航路點(diǎn)改航，跳過03點(diǎn)，飛向04點(diǎn)。

（3）航段改航:在04→05航段飛行中，進(jìn)行航段改航，自動切入06→07航段。

（4）選擇航線改航:按圖2所示飛行計(jì)劃開始飛行實(shí)驗(yàn)后，在01→02航段飛行中，進(jìn)行選擇航線改航，自動切入00→08→06→07航線飛行。

（5）實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎方式切換功能，06點(diǎn)由壓點(diǎn)轉(zhuǎn)彎方式改用切線轉(zhuǎn)彎方式，07點(diǎn)由切線方式轉(zhuǎn)彎改用壓點(diǎn)轉(zhuǎn)彎方式。

（6）由圖2可見，不論采用壓點(diǎn)轉(zhuǎn)彎方式，還是切線轉(zhuǎn)彎方式，慣導(dǎo)導(dǎo)航改航功能均正確。

圖2 改航功能測試飛行計(jì)劃和仿真航跡

3.3 自動導(dǎo)航與駕駛儀操縱模式切換實(shí)驗(yàn)

慣導(dǎo)執(zhí)行如圖3所示的直線飛行計(jì)劃00→01→02。其中航路點(diǎn)00（E:103.842 0°，N:36.049 9°）、01（E:103.842 0°，N:36.574 8°）、02（E:103.079 4°，N:36.574 8°），飛機(jī)選用飛行狀態(tài)（H＝6000m，V＝690km/h），進(jìn)行慣導(dǎo)導(dǎo)航飛行，飛行中按如下兩種情況進(jìn)行工作模式切換測試:

（1）實(shí)驗(yàn)開始時(shí)為自動導(dǎo)航，在00→01航段轉(zhuǎn)入駕駛儀人工轉(zhuǎn)彎操縱，飛機(jī)在右偏航120°的方向飛行，當(dāng)右偏離航線10km左右，接通自動導(dǎo)航返回航線；再轉(zhuǎn)入駕駛儀人工操縱，飛機(jī)在左偏航120°的方向飛行，當(dāng)左偏離航線10km左右，接通自動導(dǎo)航返回航線。

（2）實(shí)驗(yàn)開始時(shí)為駕駛儀人工操縱右轉(zhuǎn)彎偏離航線10km，接通自動導(dǎo)航應(yīng)返回航線；再轉(zhuǎn)入駕駛儀人工操縱左轉(zhuǎn)彎偏離航線10km，最后接通自動導(dǎo)航應(yīng)返回航線。

由圖3可見自動導(dǎo)航與駕駛儀操縱兩種工作模式切換功能正確。

圖3 自動導(dǎo)航與駕駛儀操縱工作模式切換試驗(yàn)航跡

3.4 長航線飛行實(shí)驗(yàn)

按圖4執(zhí)行飛行計(jì)劃，選用飛行狀態(tài)（H＝6000m，V＝690km/h），進(jìn)行長時(shí)間的慣導(dǎo)自動導(dǎo)航飛行。駕駛儀分別在航路點(diǎn)01、02、03、04、05、06以壓點(diǎn)轉(zhuǎn)彎方式，航路點(diǎn)07、08、09以切線轉(zhuǎn)彎方式飛行。中途于任選平直飛行航段分別加入β0＝±3°×1s和γ0＝±3°×1s的側(cè)風(fēng)和起始姿態(tài)擾動進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，以檢測自動駕駛儀按慣導(dǎo)導(dǎo)航飛行計(jì)劃自動控制飛機(jī)飛行時(shí)，在各航路點(diǎn)上自動轉(zhuǎn)彎切入應(yīng)飛航跡的動態(tài)品質(zhì)，到達(dá)新的應(yīng)飛航跡后的航跡保持能力以及應(yīng)飛航跡上受擾后恢復(fù)航跡的能力。飛機(jī)飛回00后，2分鐘后停飛，看過了00后，飛機(jī)是否沿09→00方向航向保持飛行。

由圖4可見，慣導(dǎo)完成了規(guī)定的飛行計(jì)劃，實(shí)驗(yàn)結(jié)果滿足動態(tài)仿真試驗(yàn)的要求。

4 結(jié)束語

本文首先構(gòu)建了LSINS/GPS與自動駕駛儀的動態(tài)仿真實(shí)驗(yàn)平臺，對平臺的主要組成設(shè)備進(jìn)行了介紹，包括飛機(jī)數(shù)字仿真機(jī)、三軸電動飛行模擬轉(zhuǎn)臺、負(fù)載模擬器、動靜壓模擬器等。以此平臺為基礎(chǔ)，詳細(xì)給出了基本導(dǎo)航、改航、自動導(dǎo)航與駕駛儀操縱模式切換、長航線飛行等項(xiàng)目的測試內(nèi)容、方法、步驟以及結(jié)果。

經(jīng)仿真后的LSINS/GPS組合導(dǎo)航系統(tǒng)按一些仿真航線進(jìn)行了飛行實(shí)驗(yàn)，其結(jié)果與仿真結(jié)果基本相同，表明導(dǎo)航系統(tǒng)仿真中所采用的建模方法和各種導(dǎo)航設(shè)備的仿真方法基本是正確的，仿真結(jié)果可信。

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