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    LSINS/GPS與自動(dòng)駕駛儀的動(dòng)態(tài)仿真實(shí)驗(yàn)構(gòu)建

    2014-02-09 07:46:20江秀紅段富海曲萍萍
    關(guān)鍵詞:駕駛儀航段慣導(dǎo)

    江秀紅,段富海,金 霞,曲萍萍

    (1.大連理工大學(xué)傳感測(cè)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(hào)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(dòng)駕駛儀交聯(lián)接口的正確性以及故障處理能力,檢測(cè)系統(tǒng)自動(dòng)導(dǎo)航控制飛機(jī)的動(dòng)態(tài)品質(zhì)和航跡保持精度,檢測(cè)側(cè)風(fēng)等干擾對(duì)系統(tǒng)航跡保持的影響,驗(yàn)證激光慣導(dǎo)提供給自動(dòng)駕駛儀的姿態(tài)信號(hào)、導(dǎo)航操縱信號(hào)的品質(zhì)及其與平臺(tái)慣導(dǎo)的一致性[7,8],在裝備前必須對(duì)LSINS/GPS與自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)進(jìn)行交聯(lián)測(cè)試。

    鑒于飛行實(shí)驗(yàn)費(fèi)用過大,最初的測(cè)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(cè)試[9,10]。而仿真平臺(tái)的合理搭建對(duì)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(dòng)態(tài)仿真平臺(tái)框架

    LSINS/GPS與自動(dòng)駕駛儀的動(dòng)態(tài)仿真平臺(tái)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(dòng)駕駛儀發(fā)出導(dǎo)航指令。自動(dòng)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(dòng)操縱舵機(jī)和三軸速率陀螺組等,它除執(zhí)行對(duì)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(dòng)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(tái)。用于裝載飛機(jī)運(yùn)動(dòng)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(dòng)參數(shù)設(shè)定的不同飛行狀態(tài)、擾動(dòng)信號(hào)、導(dǎo)航指令,實(shí)時(shí)解算駕駛儀輸出的舵面控制信號(hào)和飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù),通過數(shù)字輸出端口來控制三軸電動(dòng)飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)的運(yùn)動(dòng)。D/A輸出端口為自動(dòng)駕駛儀提供側(cè)滑角信號(hào),A/D輸入端口接收LSINS輸出的導(dǎo)航操縱信號(hào)。用ARINC429數(shù)據(jù)總線為L(zhǎng)SINS/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(hào),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(hào)。飛機(jī)運(yùn)動(dòng)模型采用小擾動(dòng)線性化運(yùn)動(dòng)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(dòng)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(dòng)方程組。

    1.2 三軸電動(dòng)飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)

    用于模擬飛機(jī)在空中的角運(yùn)動(dòng),轉(zhuǎn)臺(tái)上安裝了三軸速率陀螺組、激光慣性導(dǎo)航部件等,轉(zhuǎn)臺(tái)的角運(yùn)動(dòng)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(dòng)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(cè)各舵機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)位置的電位計(jì),將舵機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)位置信號(hào)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(dòng)方程,以形成飛機(jī)——自動(dòng)導(dǎo)航大系統(tǒng)的閉環(huán)控制。

    1.4 動(dòng)靜壓模擬器

    用于提供氣源和飛機(jī)動(dòng)靜壓信號(hào)。由數(shù)字仿真機(jī)計(jì)算并送給動(dòng)靜壓模擬器動(dòng)靜壓電壓信號(hào),動(dòng)靜壓模擬器將電壓信號(hào)轉(zhuǎn)換為動(dòng)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(hào)的大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)。用于自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)各部件的交聯(lián)和測(cè)試,并提供電源的自動(dòng)駕駛儀全套試驗(yàn)器,以及激光慣性導(dǎo)航部件測(cè)試設(shè)備。限于篇幅,圖1中,自動(dòng)駕駛儀全套實(shí)驗(yàn)器、大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)測(cè)試設(shè)備和激光慣性導(dǎo)航部件測(cè)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(cè)自動(dòng)駕駛儀按激光慣導(dǎo)給定的“操縱信號(hào)”操縱和穩(wěn)定飛機(jī)的性能:飛行過程中,在自動(dòng)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(hào),然后將自動(dòng)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(dòng)駕駛儀控制飛機(jī)按慣導(dǎo)操縱信號(hào)平飛和轉(zhuǎn)彎的能力。

    (2)檢測(cè)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(dòng)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(zhǎng)航線飛行,來檢測(cè)自動(dòng)駕駛儀執(zhí)行遠(yuǎn)距自動(dòng)領(lǐng)航任務(wù)的能力:由慣導(dǎo)設(shè)置多航路點(diǎn)長(zhǎng)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(dòng)駕駛儀按“慣導(dǎo)導(dǎo)航”飛行計(jì)劃自動(dòng)控制飛機(jī)飛行時(shí),在各航路點(diǎn)上自動(dòng)轉(zhuǎn)彎切入應(yīng)飛航跡的動(dòng)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(dòng)模型,以小擾動(dòng)線性化運(yùn)動(dòng)方程為主,全量運(yùn)動(dòng)方程為補(bǔ)充的方式,即在采用小擾動(dòng)線性化運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行導(dǎo)航系統(tǒng)動(dòng)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(dòng)態(tài)仿真驗(yàn)證,以彌補(bǔ)小擾動(dòng)方程動(dòng)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(dòng)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(duì)基本導(dǎo)航、改航、工作模式切換、長(zhǎng)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(cè)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(cè)慣導(dǎo)導(dǎo)航的動(dòng)特性。

    通過對(duì)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(dòng)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(dòng)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(dòng)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(cè)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(cè):

    (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(dòng)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(dòng)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(cè)試飛行計(jì)劃和仿真航跡

    3.3 自動(dòng)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(cè)試:

    (1)實(shí)驗(yàn)開始時(shí)為自動(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)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(dòng)導(dǎo)航應(yīng)返回航線。

    由圖3可見自動(dòng)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(dòng)導(dǎo)航與駕駛儀操縱工作模式切換試驗(yàn)航跡

    3.4 長(zhǎng)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(zhǎng)時(shí)間的慣導(dǎo)自動(dòng)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(dòng)進(jìn)行實(shí)驗(yàn),以檢測(cè)自動(dòng)駕駛儀按慣導(dǎo)導(dǎo)航飛行計(jì)劃自動(dòng)控制飛機(jī)飛行時(shí),在各航路點(diǎn)上自動(dòng)轉(zhuǎn)彎切入應(yīng)飛航跡的動(dòng)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(dòng)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(dòng)駕駛儀的動(dòng)態(tài)仿真實(shí)驗(yàn)平臺(tái),對(duì)平臺(tái)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(dòng)飛行模擬轉(zhuǎn)臺(tái)、負(fù)載模擬器、動(dòng)靜壓模擬器等。以此平臺(tái)為基礎(chǔ),詳細(xì)給出了基本導(dǎo)航、改航、自動(dòng)導(dǎo)航與駕駛儀操縱模式切換、長(zhǎng)航線飛行等項(xiàng)目的測(cè)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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