飛行試驗(yàn)中對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)真航向精度的一種評(píng)估方法

黃雪妮，劉俊妧，楊 武

（1．中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安710089；2．中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安710089）

飛行試驗(yàn)中對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)真航向精度的一種評(píng)估方法

黃雪妮1，劉俊妧1，楊 武2

（1．中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，西安710089；2．中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安710089）

介紹了一種慣導(dǎo)系統(tǒng)真航向角精度的試飛評(píng)估方法。用GPS信息計(jì)算出飛行航跡作為參考基準(zhǔn)，準(zhǔn)確測(cè)出慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的航跡角誤差，以此間接評(píng)估慣導(dǎo)系統(tǒng)的真航向角精度。試飛結(jié)果表明，該方法科學(xué)可行。

慣導(dǎo)系統(tǒng)；飛行試驗(yàn)；航跡誤差；真航向誤差

Abstract：This paper presents amethod of flight test evaluation for true heading accuracy of inertial navigation sys?tem．The accuracy of the true heading angle of the inertial navigation system is evaluated indirectly by the flight track value which is calculated by the information of GPS．The flight test results show that themethod is feasible．

Key w ords：inertial navigation system（INS）;flight test;track error;heading error

0 引言

飛行試驗(yàn)中對(duì)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的試飛考核不僅包括位置和速度精度，同時(shí)也包括姿態(tài)和航向角精度。對(duì)于位置和速度精度通過(guò)加裝GPS來(lái)考核，而對(duì)于姿態(tài)則是加裝基準(zhǔn)慣導(dǎo)系統(tǒng)（精度優(yōu)于待考核慣導(dǎo)系統(tǒng)多倍），同步記錄兩部慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的姿態(tài)和航向角數(shù)據(jù)，事后以基準(zhǔn)慣導(dǎo)輸出的數(shù)據(jù)為真值計(jì)算待考核慣導(dǎo)系統(tǒng)的姿態(tài)誤差。隨著我國(guó)慣性技術(shù)的不斷發(fā)展，目前待考核慣導(dǎo)系統(tǒng)的精度已相當(dāng)高，很難找到優(yōu)于其精度多倍以上的基準(zhǔn)慣導(dǎo)。因此，對(duì)于航向角精度的試飛測(cè)定成為業(yè)界的一項(xiàng)技術(shù)難題。文中從慣導(dǎo)理論知識(shí)分析入手，發(fā)現(xiàn)慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的航跡角與真航向參量?jī)烧呙芮邢嚓P(guān)。而航跡角誤差可以準(zhǔn)確測(cè)量，因此根據(jù)航跡角與真航向間的相互關(guān)系可以進(jìn)一步評(píng)估真航向精度［1?2］。

1 理論依據(jù)

式（1）表明，地理坐標(biāo)系中的地速東向和北向矢量與平臺(tái)方位誤差角有直接關(guān)系。平臺(tái)方位角誤差與真航向誤差完全等效，因此真航向誤差會(huì)直接影響地速的東向和北向矢量，進(jìn)而引起飛機(jī)飛行航跡誤差。慣導(dǎo)系統(tǒng)中航跡測(cè)量與計(jì)算過(guò)程較為復(fù)雜，諸多因素對(duì)航跡測(cè)量帶來(lái)誤差，其中平臺(tái)姿態(tài)陣中航向參量對(duì)航跡測(cè)量誤差有直接影響關(guān)系。

2 試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 試驗(yàn)條件

飛行載體為某型號(hào)飛機(jī)。飛行高度范圍為0km～13km；飛行速度（指示空速）范圍為400km／h～1000km／h。測(cè)試基準(zhǔn)設(shè)備采用機(jī)載事后差分型GPS，速度范圍為 0m／s～500m／s，速度精度為0．02m／s，定位精度為3m～5m。

試驗(yàn)對(duì)象為2套獨(dú)立的不同型號(hào)捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)，性能指標(biāo)相當(dāng)。其位置精度（CEP）為0．8nmile／h；速度精度（RMS）為0．8m／s，姿態(tài)精度（σ）為0．05°，真航向精度（σ）為0．1°。2套慣導(dǎo)系統(tǒng)同裝于一架飛機(jī)上，真航向輸出互為參考基準(zhǔn)。

2.2 試驗(yàn)方法

飛行航線選取東西航線、南北航線和任意航線不同航線，飛行狀態(tài)主要以本試驗(yàn)機(jī)的巡航高度和巡航速度狀態(tài)為主。飛行試驗(yàn)過(guò)程中同步采集記錄測(cè)試系統(tǒng)的時(shí)標(biāo)信息、GPS輸出信息和2套慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出信息，測(cè)試參數(shù)如表1所示。

表1 測(cè)試參數(shù)表Table 1 Test param eters

2．2．1 參數(shù)的計(jì)算

1）分別用GPS和慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的速度矢量計(jì)算GPS和2套慣導(dǎo)系統(tǒng)各自的航跡 GPS＿Trk、IN1＿Trk和IN2＿Trk，計(jì)算公式如下：

2）以GPS航跡為參考基準(zhǔn)，分別計(jì)算慣導(dǎo)1航跡誤差A(yù)和慣導(dǎo)2航跡誤差B：

3）取兩套慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的真航向均值作為參考基準(zhǔn)，分別計(jì)算慣導(dǎo)1和慣導(dǎo)2的真航向誤差C和D：

4）分別計(jì)算慣導(dǎo)1和慣導(dǎo)2的航跡誤差與真航向誤差的相關(guān)差E和F：

2．2．2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)分析

1）按照3σ判據(jù)，分架次對(duì)慣導(dǎo)1和慣導(dǎo)2的航跡誤差、真航向誤差數(shù)據(jù)進(jìn)行奇異值剔除。

2）分架次、分航段分別統(tǒng)計(jì)慣導(dǎo)1和慣導(dǎo)2的航跡誤差、真航向誤差和相關(guān)差的平均值和均方差值。

2.3 試驗(yàn)結(jié)果

全航程試驗(yàn)結(jié)果曲線圖例如圖2和圖3所示，典型航段試驗(yàn)結(jié)果曲線圖例如圖4和圖5所示。

試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)如表2所示。

表2 試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)Table 2 Statistics of test resu lts

2.4 試驗(yàn)結(jié)論

通過(guò)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果分析可以得出以下結(jié)論：

1）慣導(dǎo)系統(tǒng)的軸向安裝偏差以常值形式反映在航跡誤差中。這種現(xiàn)象隱含了真航向誤差完全被包含在航跡角誤差中這一事實(shí)，能夠說(shuō)明，如果用航跡角誤差來(lái)評(píng)估真航向精度，此方法是保守的，具有百分之百的可信度。

2）從對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的航跡誤差與真航向誤差的相關(guān)誤差的分析統(tǒng)計(jì)結(jié)果看出，慣導(dǎo)系統(tǒng)的航跡誤差與真航向誤差具有相關(guān)性，就目前國(guó)內(nèi)航空慣導(dǎo)系統(tǒng)的技術(shù)水平而言，航跡誤差與真航向誤差的相關(guān)誤差不大于0．05°。

3）就本次試驗(yàn)而言，用航跡誤差來(lái)間接評(píng)估真航向精度，得出的結(jié)果是，慣導(dǎo)1和慣導(dǎo)2的真航向精度均優(yōu)于0．05°，表明兩套慣導(dǎo)系統(tǒng)的真航向精度均滿足技術(shù)指標(biāo)（0．1°）。此結(jié)果一方面是對(duì)被試慣導(dǎo)系統(tǒng)真航向精度的肯定，另一方面是對(duì)這種試驗(yàn)評(píng)估方法的檢驗(yàn)，說(shuō)明對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)真航向精度的評(píng)估方法是可行和可信的。

3 結(jié)論

用GPS信息計(jì)算出飛行航跡作為參考基準(zhǔn)，

準(zhǔn)確測(cè)出慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的航跡角的誤差，以此間接評(píng)估慣導(dǎo)系統(tǒng)的真航向精度這種技術(shù)思路，是正確可行的，有效地破解了長(zhǎng)期困擾相關(guān)工程技術(shù)人員的技術(shù)難題。這種技術(shù)方法，不僅適用于對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)性能的試飛評(píng)定，也為完善慣導(dǎo)系統(tǒng)性能自監(jiān)測(cè)和健康自監(jiān)測(cè)設(shè)計(jì)提供借鑒。

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An Evaluation M ethod for the Head Accu racy of Inertial Navigation System in Fligh t Test

HUANG Xue?ni1，LIU Jun?yuan1，YANGWu2
（1．China Flight Test Establishment，Xi'an 710089; 2．AVIC The First Aircraft Institute，Xi'an 710089）

V249．32

A

1674?5558（2017）01?01333

10．3969／j．issn．1674?5558．2017．04．002

黃雪妮，女，碩士，工程師，研究方向?yàn)闄C(jī)載航電系統(tǒng)試飛。

2016?11?04