導(dǎo)航系統(tǒng)高動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)火箭橇試驗(yàn)平臺(tái)研制

胡 兵，黨 峰，王寶林

（中國(guó)兵器工業(yè)試驗(yàn)測(cè)試研究院，華陰714200）

0 引言

導(dǎo)航系統(tǒng)是現(xiàn)代武器實(shí)現(xiàn)精確制導(dǎo)、精確打擊的核心裝置,對(duì)導(dǎo)航系統(tǒng)動(dòng)態(tài)定位精度的校準(zhǔn)需求貫穿于武器系統(tǒng)設(shè)計(jì)、研發(fā)、部署、運(yùn)行的全生命周期?；鸺猎囼?yàn)是實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航系統(tǒng)高動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)的最佳方法之一,能夠考核其在高速度、高加速度、大過(guò)載環(huán)境下的動(dòng)態(tài)性能指標(biāo)。相比于其它地面試驗(yàn)方法,火箭橇試驗(yàn)更切近實(shí)際載體的飛行狀態(tài)［1-2］。隨著我國(guó)先進(jìn)慣導(dǎo)技術(shù)的快速發(fā)展,以及北斗衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)性能的不斷提升,其高動(dòng)態(tài)條件下的定位精度校準(zhǔn)都需要通過(guò)火箭橇試驗(yàn)來(lái)實(shí)現(xiàn)。

基于火箭橇的導(dǎo)航系統(tǒng)動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)技術(shù)在國(guó)外已發(fā)展多年［3-7］。美國(guó)組建了中央慣性制導(dǎo)實(shí)驗(yàn)室,利用火箭橇進(jìn)行慣導(dǎo)系統(tǒng)的專業(yè)測(cè)試,其早期洲際導(dǎo)彈和戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的慣導(dǎo)系統(tǒng)都進(jìn)行過(guò)全面的火箭橇試驗(yàn)校準(zhǔn)?！昂推奖Ｐl(wèi)者”洲際導(dǎo)彈的GPS導(dǎo)航也進(jìn)行過(guò)火箭橇試驗(yàn),以測(cè)試GPS導(dǎo)航能夠達(dá)到的精度水平,并進(jìn)行誤差項(xiàng)分離。我國(guó)的導(dǎo)航系統(tǒng)動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)火箭橇試驗(yàn)尚處在起步階段,目前已在兵器靶場(chǎng)開(kāi)展了零星的驗(yàn)證試驗(yàn)［2］,尚無(wú)通用化的試驗(yàn)設(shè)施,相關(guān)的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)和體系也未建立。

導(dǎo)航系統(tǒng)高動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)火箭橇試驗(yàn)平臺(tái)（以下簡(jiǎn)稱校準(zhǔn)平臺(tái)）的構(gòu)建是試驗(yàn)體系建設(shè)的基礎(chǔ),統(tǒng)一、標(biāo)準(zhǔn)化的試驗(yàn)設(shè)施是保證校準(zhǔn)數(shù)據(jù)有效性和一致性的前提。校準(zhǔn)平臺(tái)經(jīng)多次試驗(yàn)驗(yàn)證,可有效保證試驗(yàn)過(guò)程的安全性、彈道設(shè)計(jì)的準(zhǔn)確性,并降低試驗(yàn)成本。本文介紹了最高速度2Ma、最大航向過(guò)載30g的校準(zhǔn)平臺(tái)研制過(guò)程,下一步將在此平臺(tái)上開(kāi)展更高速度的多套、多類型導(dǎo)航系統(tǒng)校準(zhǔn)火箭橇試驗(yàn)研究。

1 平臺(tái)關(guān)鍵技術(shù)

基于火箭橇的導(dǎo)航系統(tǒng)校準(zhǔn)原理如圖1所示［8-9］。在火箭橇軌道一側(cè)建立位置標(biāo)系統(tǒng),其間隔距離S1、S2、S3、…、Sn經(jīng)精確大地測(cè)量。利用火箭橇作為載體,將被校導(dǎo)航系統(tǒng)安裝在橇車上,橇車一側(cè)安裝光電探測(cè)組件,由一對(duì)發(fā)射—接收激光管組成。當(dāng)光電探測(cè)組件隨高速運(yùn)行的火箭橇與位置標(biāo)系統(tǒng)交匯時(shí),位置標(biāo)遮擋其光電感應(yīng)通道,探測(cè)組件產(chǎn)生脈沖信號(hào),同時(shí)高精度測(cè)時(shí)單元記錄各位置標(biāo)的信號(hào)間隔時(shí)間T1、T2、T3、…、Tn, 則火箭橇系統(tǒng)速度的瞬時(shí)值為

對(duì)應(yīng)時(shí)間為

以處理后的位置、速度與時(shí)間的高精度動(dòng)態(tài)關(guān)系數(shù)據(jù)為基準(zhǔn)真值,與被校導(dǎo)航系統(tǒng)同步測(cè)量的動(dòng)態(tài)運(yùn)行數(shù)據(jù)對(duì)比,即可實(shí)現(xiàn)對(duì)其動(dòng)態(tài)定位性能的高精度校準(zhǔn)。

圖1 導(dǎo)航系統(tǒng)校準(zhǔn)火箭橇試驗(yàn)原理Fig.1 Principle diagram of rocket sled test of navigation system calibration

校準(zhǔn)平臺(tái)是被校導(dǎo)航系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)載體,既要安全可靠的沿火箭橇試驗(yàn)軌道高速運(yùn)動(dòng)、模擬真實(shí)載體的實(shí)際飛行環(huán)境,又要滿足不同類型導(dǎo)航系統(tǒng)多樣化的參數(shù)指標(biāo)和試驗(yàn)環(huán)境要求。校準(zhǔn)平臺(tái)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)及指標(biāo)主要有以下幾點(diǎn)：

1）通用校準(zhǔn)平臺(tái),可實(shí)現(xiàn)多套、多類型導(dǎo)航系統(tǒng)及天線、其他儀器設(shè)備的安裝。

2）結(jié)合不同的推力模塊,校準(zhǔn)平臺(tái)可有效模擬多種真實(shí)載體空中運(yùn)動(dòng)的速度、加速度等彈道環(huán)境,最大速度2Ma,最大航向過(guò)載30g,具備重復(fù)試驗(yàn)?zāi)芰?能夠可靠回收。

3）綜合慣導(dǎo)、衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)設(shè)備的振動(dòng)環(huán)境要求,校準(zhǔn)平臺(tái)振動(dòng)環(huán)境均方根過(guò)載值小于12g。

4）導(dǎo)航系統(tǒng)及其接收天線的安裝誤差、光電探測(cè)組件的安裝誤差、火箭橇運(yùn)動(dòng)過(guò)程中變形和振動(dòng)等結(jié)構(gòu)參數(shù)會(huì)影響校準(zhǔn)平臺(tái)精度。其中,安裝誤差可在試驗(yàn)前和試驗(yàn)后精確測(cè)量,變形和振動(dòng)誤差需在設(shè)計(jì)中控制,其誤差變化范圍應(yīng)小于10mm。

2 平臺(tái)設(shè)計(jì)

校準(zhǔn)平臺(tái)采用翼型火箭橇構(gòu)型,以滿足設(shè)備安裝空間需求,平臺(tái)俯視圖如圖1所示。與雙軌火箭橇相比,翼型火箭橇可有效減少氣動(dòng)阻力。校準(zhǔn)平臺(tái)采用模塊化設(shè)計(jì)思路,整體由底盤、儀器艙、整流艙和推力接口組成,如圖2所示。

底盤安裝在主軌滑靴上,光電探測(cè)組件安裝在副軌滑靴上,兩者通過(guò)側(cè)翼連接,側(cè)翼減少校準(zhǔn)平臺(tái)側(cè)擺,改善振動(dòng)環(huán)境。底盤設(shè)計(jì)有水平動(dòng)量置換式水戽斗,火箭橇運(yùn)行過(guò)程中,布設(shè)在軌道上的水袋與水戽斗交匯,戽斗通道中涌入水流,與校準(zhǔn)平臺(tái)發(fā)生動(dòng)量互換,形成剎車力。底盤后方設(shè)計(jì)有火箭橇通用推力接口,通過(guò)安裝不同的推力模塊和發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)量,可靈活滿足不同校準(zhǔn)產(chǎn)品彈道的速度、加速度需求。

圖2 校準(zhǔn)平臺(tái)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure diagram of calibration platform

儀器艙和整流艙安裝在通用底盤上,可拆卸。整流艙采用長(zhǎng)頭錐結(jié)構(gòu),以降低氣動(dòng)阻力,提供氣動(dòng)壓力,減小運(yùn)行過(guò)程中的振動(dòng)。儀器艙內(nèi)部安裝時(shí)空位置記錄裝置、被校導(dǎo)航系統(tǒng)、力學(xué)環(huán)境參數(shù)測(cè)試裝置、電源等相關(guān)設(shè)備,儀器艙采用框架蒙皮結(jié)構(gòu),分上下兩層共四個(gè)艙室,并預(yù)留兩個(gè)可擴(kuò)展艙室,各艙室安裝面板可根據(jù)需要方便拆卸,最大安裝零件尺寸為400mm×400mm×800mm,可滿足現(xiàn)有多數(shù)導(dǎo)航系統(tǒng)的整機(jī)安裝。儀器艙上封板根據(jù)天線尺寸和接口個(gè)性化設(shè)計(jì),最大可安裝直徑400mm的天線。

3 仿真分析

在ANSYS中對(duì)不同工況下校準(zhǔn)平臺(tái)靜強(qiáng)度進(jìn)行仿真分析,實(shí)體模型采用SOLID185單元類型,對(duì)滑靴內(nèi)表面施加位移約束。獲得了最大速度時(shí)刻（680m/s）的平臺(tái)應(yīng)力如圖3所示,最大應(yīng)力約250MPa,集中在滑靴連接處,未超過(guò)使用材料的屈服強(qiáng)度,校準(zhǔn)平臺(tái)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度能夠滿足火箭橇試驗(yàn)需求。

光電探測(cè)組件安裝在副軌滑靴上,天線安裝在主軌儀器艙上,被校導(dǎo)航系統(tǒng)安裝在儀器艙內(nèi)部。如圖4所示,分析了不同仿真工況下校準(zhǔn)平臺(tái)變形引起的光電組件與天線、儀器艙安裝板的相對(duì)變形,其最大變形位移約5mm,滿足校準(zhǔn)精度的誤差控制范圍要求。

在ANSYS CFX軟件中進(jìn)行不同推力模塊下校準(zhǔn)平臺(tái)的氣動(dòng)參數(shù)仿真分析,如圖5所示。對(duì)局部結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化［10］,通過(guò)關(guān)鍵速度點(diǎn)數(shù)值模擬得到了空氣阻力、升力的仿真值,為精確彈道控制提供氣動(dòng)參數(shù)。

圖3 校準(zhǔn)平臺(tái)應(yīng)力云圖Fig.3 Stress nephogram of calibration platform

圖4 校準(zhǔn)平臺(tái)應(yīng)變?cè)茍DFig.4 Strain nephogram of calibration platform

圖5 校準(zhǔn)平臺(tái)流場(chǎng)壓力云圖Fig.5 Pressure nephogram of calibration platform

通過(guò)仿真分析,驗(yàn)證了校準(zhǔn)平臺(tái)在2Ma速度下的運(yùn)行和回收安全性,平臺(tái)變形控制滿足設(shè)計(jì)要求,同時(shí)獲得的氣動(dòng)參數(shù)值是校準(zhǔn)試驗(yàn)精確彈道設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

基于所研制的校準(zhǔn)平臺(tái)開(kāi)展火箭橇驗(yàn)證試驗(yàn),試驗(yàn)中推力模塊采用兩級(jí)串聯(lián)接力。校準(zhǔn)平臺(tái)安裝了電源、遙測(cè)設(shè)備、時(shí)間統(tǒng)一系統(tǒng)、光電探測(cè)記錄儀等多套設(shè)備,試驗(yàn)搭載一套GPS動(dòng)態(tài)差分定位裝置作為被校系統(tǒng)。平臺(tái)儀器艙內(nèi)部及光電探測(cè)組件位置安裝振動(dòng)與過(guò)載傳感器,監(jiān)測(cè)校準(zhǔn)平臺(tái)運(yùn)行過(guò)程中的振動(dòng)與過(guò)載環(huán)境,振動(dòng)傳感器測(cè)試量程選擇為±100g,響應(yīng)頻率為0kHz～3kHz；過(guò)載傳感器量程選擇為±25g,響應(yīng)頻率為0Hz～10Hz。

試驗(yàn)過(guò)程如圖6所示,校準(zhǔn)平臺(tái)運(yùn)行正常并安全回收。光電探測(cè)和計(jì)時(shí)系統(tǒng)獲取了火箭橇通過(guò)位置標(biāo)的精確時(shí)間間隔,與大地測(cè)量獲取的位置標(biāo)精確空間位置相結(jié)合,解算出全程精確時(shí)空位置的時(shí)間-位移曲線,如圖7所示。校準(zhǔn)平臺(tái)運(yùn)行的最大航向過(guò)載為11g,最大剎車過(guò)載為-10g,最大速度為306m/s,運(yùn)行全程約為4.5km。

以獲取的時(shí)空位置數(shù)據(jù)為基準(zhǔn)真值,對(duì)比GPS裝置位移測(cè)量數(shù)據(jù),結(jié)果如表1所示。在校準(zhǔn)平臺(tái)運(yùn)行的前8s,該GPS裝置衛(wèi)星信號(hào)接收失常,分析原因是加速度較大,造成信號(hào)不穩(wěn)；9s之后,加速度較小時(shí),信號(hào)穩(wěn)定,動(dòng)態(tài)定位測(cè)試誤差最大為 7.7mm［11］。

圖6 驗(yàn)證試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)圖Fig.6 Site drawing of validation test

圖7 驗(yàn)證試驗(yàn)時(shí)空位置曲線Fig.7 Space-time curves of validation test

表1 某GPS產(chǎn)品試驗(yàn)校準(zhǔn)結(jié)果Table 1 Calibration test results of a GPS product

儀器艙及光電探測(cè)組件位置的振動(dòng)時(shí)域數(shù)據(jù)如圖8所示。光電探測(cè)組件振動(dòng)時(shí)域最大值約為25g,RMS值約為5g,其安裝位置由于受到滑靴與軌道運(yùn)動(dòng)的約束,振動(dòng)曲線上下不對(duì)稱。儀器艙振動(dòng)時(shí)域最大值約為10g,儀器艙振動(dòng)RMS值約為2.5g,遠(yuǎn)小于設(shè)計(jì)指標(biāo),儀器艙內(nèi)部增加減振裝置后,可進(jìn)一步改善振動(dòng)環(huán)境。

圖8 驗(yàn)證試驗(yàn)振動(dòng)環(huán)境Fig.8 Vibration environment of validation test

驗(yàn)證試驗(yàn)全面檢驗(yàn)了校準(zhǔn)平臺(tái)中橇體結(jié)構(gòu)、動(dòng)力系統(tǒng)、回收系統(tǒng)、測(cè)試系統(tǒng)、校準(zhǔn)系統(tǒng)的性能,基本滿足設(shè)計(jì)指標(biāo)要求,試驗(yàn)獲取的彈道數(shù)據(jù)、時(shí)空位置數(shù)據(jù)、振動(dòng)數(shù)據(jù)為平臺(tái)和校準(zhǔn)系統(tǒng)的進(jìn)一步優(yōu)化提供了數(shù)據(jù)支撐。

5 結(jié)論

針對(duì)國(guó)內(nèi)基于火箭橇的導(dǎo)航系統(tǒng)高動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)試驗(yàn)缺乏通用試驗(yàn)設(shè)施的現(xiàn)狀,本文提出并研制了火箭橇校準(zhǔn)平臺(tái),并開(kāi)展了驗(yàn)證試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明,所研制的校準(zhǔn)平臺(tái)基本能夠滿足導(dǎo)航系統(tǒng)高動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)要求。后續(xù)通過(guò)結(jié)合不同的推力模塊和減振裝置,改變校準(zhǔn)平臺(tái)的彈道參數(shù)和振動(dòng)環(huán)境,可有效模擬更多類型導(dǎo)航系統(tǒng)飛行中的高動(dòng)態(tài)環(huán)境。下一步,作為通用平臺(tái)和標(biāo)準(zhǔn)化的試驗(yàn)設(shè)施,本文所研制的校準(zhǔn)平臺(tái)有望推廣應(yīng)用于北斗、GPS、慣導(dǎo)等各類導(dǎo)航系統(tǒng)的高動(dòng)態(tài)校準(zhǔn)、標(biāo)定火箭橇試驗(yàn)中,促進(jìn)導(dǎo)航系統(tǒng)校準(zhǔn)火箭橇試驗(yàn)技術(shù)和體系的快速完善。