一種基于虛擬輸入的自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)極性測(cè)試方法研究

左艷輝 ，李永強(qiáng) ，朱倩倩 ，童 琴

（1.中國(guó)人民解放軍海軍裝備部駐武漢軍事代表局駐南昌地區(qū)航空軍事代表室，江西 南昌，330024；2.航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)極性測(cè)試是飛行器測(cè)試項(xiàng)目中的一個(gè)重要內(nèi)容，是每架飛行器裝配完成后必須驗(yàn)證的測(cè)試項(xiàng)目。自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)極性測(cè)試作為一種定性測(cè)試，被測(cè)對(duì)象為導(dǎo)航系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)的極性。導(dǎo)航系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)是自動(dòng)駕駛儀制導(dǎo)控制系統(tǒng)的關(guān)鍵部分，直接影響飛行器飛行的穩(wěn)定性和制導(dǎo)控制系統(tǒng)的制導(dǎo)精度。如果導(dǎo)航系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)中任一系統(tǒng)的極性發(fā)生錯(cuò)誤，將直接導(dǎo)致飛行器飛行失控。飛行器在空中飛行時(shí)，自動(dòng)駕駛儀根據(jù)慣導(dǎo)系統(tǒng)獲取的姿態(tài)變化，通過控制系統(tǒng)中的制導(dǎo)律解算出相應(yīng)的控制命令并發(fā)送伺服系統(tǒng)，控制舵面產(chǎn)生相應(yīng)的偏轉(zhuǎn)，以保證飛行器的平穩(wěn)飛行。自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)極性測(cè)試就是模擬該過程，將飛行器固定于三軸轉(zhuǎn)臺(tái)上，通過控制旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)臺(tái)的三個(gè)維度，即產(chǎn)生飛行器姿態(tài)的變化，根據(jù)慣導(dǎo)系統(tǒng)測(cè)得的姿態(tài)變化，制導(dǎo)律解算出相應(yīng)的控制命令并發(fā)送伺服系統(tǒng)，最終控制舵面的偏轉(zhuǎn)。根據(jù)慣導(dǎo)系統(tǒng)、制導(dǎo)律、伺服系統(tǒng)的輸入輸出，測(cè)試設(shè)備判定自動(dòng)駕駛儀的系統(tǒng)極性是否正確。測(cè)試時(shí)，為提供飛行器的姿態(tài)變化，需配備三軸轉(zhuǎn)臺(tái)，而三軸轉(zhuǎn)臺(tái)的價(jià)格昂貴，且體積大質(zhì)量重，并不適合在外場(chǎng)和部隊(duì)陣地等機(jī)動(dòng)場(chǎng)合下使用。

1 系統(tǒng)極性測(cè)試現(xiàn)狀

目前，因轉(zhuǎn)臺(tái)的缺陷，在外場(chǎng)和部隊(duì)陣地，幾乎所有飛行器均不具備測(cè)試自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)極性的條件。除非在測(cè)試時(shí)使用固定比例系數(shù)或另一算法替代真實(shí)制導(dǎo)律的解算，以實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)極性測(cè)試。盡管真實(shí)制導(dǎo)律在設(shè)計(jì)時(shí)已做過實(shí)物或半實(shí)物仿真試驗(yàn)，其合理性已得到充分論證，但是從測(cè)試性的角度來說，這種為測(cè)試而增加模擬被測(cè)對(duì)象以替代真實(shí)被測(cè)對(duì)象的做法顯然是不符合測(cè)試原則的。

2 自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)極性測(cè)試機(jī)理分析

制導(dǎo)控制系統(tǒng)主要由導(dǎo)航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)組成，在不考慮干擾時(shí)，其系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 制導(dǎo)控制系統(tǒng)組成框圖

系統(tǒng)極性測(cè)試的被測(cè)對(duì)象實(shí)際就是飛行器制導(dǎo)控制系統(tǒng)中的導(dǎo)航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)的極性，具體包括慣導(dǎo)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、伺服系統(tǒng)本身的極性以及硬件裝配的正確性。

2.1 慣導(dǎo)系統(tǒng)極性測(cè)試

慣性導(dǎo)航系統(tǒng)是一種不依賴于任何外部信息、也不向外部輻射能量的自主式導(dǎo)航系統(tǒng)。通常由慣性測(cè)量組合和導(dǎo)航計(jì)算機(jī)兩大部件組成，其中慣性測(cè)量組合包括陀螺儀和加速度計(jì)。陀螺儀是角運(yùn)動(dòng)的測(cè)量裝置，三個(gè)陀螺儀用來測(cè)量載體的三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)通道的運(yùn)動(dòng)角速率，通過積分三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)通道的運(yùn)動(dòng)角速率，可獲取運(yùn)載體的姿態(tài)角信息；加速度計(jì)是位置的測(cè)量裝置，三個(gè)加速度計(jì)用來測(cè)量載體的三個(gè)平移運(yùn)動(dòng)方向的加速度，通過積分該三個(gè)平移運(yùn)動(dòng)方向的加速度可獲取三個(gè)平移運(yùn)動(dòng)方向的速度和位置信息。

在裝前單元測(cè)試和系統(tǒng)極性測(cè)試中，將慣導(dǎo)的陀螺儀或飛行器固定于三軸轉(zhuǎn)臺(tái)上，通過控制旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)臺(tái)的三個(gè)維度，即產(chǎn)生飛行器姿態(tài)的變化。慣導(dǎo)系統(tǒng)根據(jù)三個(gè)陀螺儀獲取的三個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)通道的角速率，通過積分，可獲取飛行器的姿態(tài)角信息。

2.2 控制系統(tǒng)極性測(cè)試

飛行器控制系統(tǒng)最基本的功能是保證飛行器在每一飛行段穩(wěn)定地飛行，所以也常稱為“穩(wěn)定回路”。穩(wěn)定回路作為制導(dǎo)控制系統(tǒng)大回路的一個(gè)環(huán)節(jié)，本身也是閉環(huán)回路，而且可能是多回路，而穩(wěn)定回路中的執(zhí)行機(jī)構(gòu)通常也采用位置或速度反饋形成閉環(huán)回路。

控制系統(tǒng)回路是由自動(dòng)駕駛儀與飛行器機(jī)體構(gòu)成的閉合回路。其主要作用是穩(wěn)定飛行器繞質(zhì)心的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)，并根據(jù)控制指令操縱飛行器飛行。一般控制回路可解耦成滾轉(zhuǎn)控制回路和縱側(cè)向控制回路。其中滾轉(zhuǎn)控制回路的基本任務(wù)是消除干擾作用引起的滾轉(zhuǎn)角誤差，為了穩(wěn)定飛行器的滾轉(zhuǎn)角位置，要求滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定回路不但是穩(wěn)定的，穩(wěn)定準(zhǔn)確度要滿足設(shè)計(jì)要求，且其過渡過程應(yīng)具有良好的品質(zhì)。典型的滾轉(zhuǎn)通道穩(wěn)定回路如圖2所示。

圖2 具有角位置反饋的滾轉(zhuǎn)角穩(wěn)定回路

圖中：δγ為舵偏角；γ為滾轉(zhuǎn)角。

從圖2可以看出，由舵系統(tǒng)輸出的δ′γ以負(fù)反饋的方式參與至穩(wěn)定回路中，以控制彈體的姿態(tài)穩(wěn)定。在控制回路中，如果舵系統(tǒng)輸出的δ′γ以正反饋的方式參與，將導(dǎo)致穩(wěn)定回路的發(fā)散。而對(duì)控制系統(tǒng)的極性測(cè)試，就是對(duì)制導(dǎo)律解算出的舵系統(tǒng)控制指令的極性進(jìn)行測(cè)試。

2.3 伺服系統(tǒng)極性測(cè)試

伺服系統(tǒng)功用是根據(jù)輸入信號(hào)的極性和大小，按比例地操縱飛行器的擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)、舵面、可動(dòng)噴管或擾流片的偏轉(zhuǎn)角度，從而產(chǎn)生一定的控制力或力矩，控制飛行器的運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)。操縱舵面的舵系統(tǒng)，當(dāng)舵面發(fā)生偏轉(zhuǎn)時(shí)，流過舵面的氣流將產(chǎn)生相應(yīng)的空氣動(dòng)力，并對(duì)舵軸形成氣動(dòng)力矩，通常稱為鉸鏈力矩。鉸鏈力矩是舵機(jī)的負(fù)載力矩，與舵偏角的大小、舵面的形狀及飛行的狀態(tài)有關(guān)。為使舵面偏轉(zhuǎn)到所需的位置，舵機(jī)產(chǎn)生的主動(dòng)力矩必須克服作用在舵軸上的鉸鏈力矩及舵面轉(zhuǎn)動(dòng)所引起的慣性力矩和摩擦力矩。

對(duì)伺服系統(tǒng)的極性測(cè)試，就是向伺服系統(tǒng)的舵機(jī)發(fā)出正向及負(fù)向測(cè)試信號(hào)，舵機(jī)根據(jù)該信號(hào)輸出一個(gè)帶極性的控制信息，控制舵面偏轉(zhuǎn)，舵面的偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)方向及其反饋信號(hào)的極性應(yīng)符合飛行器控制系統(tǒng)的既定要求。

在伺服系統(tǒng)裝前單元測(cè)試中，就已對(duì)舵機(jī)極性進(jìn)行過驗(yàn)證，在裝后系統(tǒng)測(cè)試中，測(cè)試的主要目的是檢查伺服系統(tǒng)的裝配正確性。同時(shí)根據(jù)舵機(jī)輸入輸出信息，也可以判定舵機(jī)的極性是否符合要求。

飛行狀態(tài)下的飛行器在伺服系統(tǒng)動(dòng)作了之后，機(jī)體應(yīng)該具有相應(yīng)的姿態(tài)調(diào)整。而實(shí)際上，進(jìn)行系統(tǒng)極性測(cè)試時(shí)，飛行器姿態(tài)并不受伺服系統(tǒng)的控制，即圖2中的δγ和δ′γ并未引入至回路中，所以在做該項(xiàng)測(cè)試時(shí)，飛行器在舵機(jī)和舵面發(fā)生變化而姿態(tài)未發(fā)生變化時(shí)不應(yīng)上報(bào)故障。

3 基于虛擬輸入的系統(tǒng)極性測(cè)試方法

3.1 測(cè)試方法的設(shè)計(jì)

鑒于轉(zhuǎn)臺(tái)的種種缺陷，本文設(shè)計(jì)了一種基于虛擬輸入的自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)極性測(cè)試方法。

根據(jù)上一章節(jié)的分析，除制導(dǎo)律以外，其它系統(tǒng)均已在飛行器總裝前做了相應(yīng)測(cè)試，而制導(dǎo)律也在裝前做過相應(yīng)的仿真試驗(yàn)。通過裝前測(cè)試和仿真試驗(yàn)，能確保各系統(tǒng)軟硬件在裝前符合各項(xiàng)技術(shù)指標(biāo)。因此，總裝后的系統(tǒng)極性測(cè)試主要目的之一就是驗(yàn)證慣導(dǎo)系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)的裝配的極性正確性。

進(jìn)行慣導(dǎo)系統(tǒng)極性測(cè)試時(shí)，需轉(zhuǎn)臺(tái)為其提供原始輸入，控制導(dǎo)彈在三維空間內(nèi)旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生姿態(tài)的變化，再由慣導(dǎo)系統(tǒng)的陀螺儀測(cè)量飛行器姿態(tài)的變化，以作為控制系統(tǒng)的輸入。如果在此過程中，通過測(cè)試設(shè)備向飛行器輸入一個(gè)虛擬的固定姿態(tài)角或姿態(tài)角速度，參與至控制系統(tǒng)的制導(dǎo)律解算，再由真實(shí)的制導(dǎo)律解算出相應(yīng)的伺服系統(tǒng)控制指令，伺服系統(tǒng)收到控制指令后，舵機(jī)進(jìn)行相應(yīng)的響應(yīng)，控制舵面發(fā)生相應(yīng)的偏轉(zhuǎn)。此過程中，慣導(dǎo)系統(tǒng)并未參與至系統(tǒng)極性測(cè)試中，所以不能判斷慣導(dǎo)系統(tǒng)的極性是否正確；而根據(jù)舵機(jī)和舵面的輸出與預(yù)先設(shè)定的技術(shù)要求進(jìn)行對(duì)比，判斷出控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)的極性是否正確。

3.2 可行性論證

3.2.1 可操作性分析

在實(shí)際操作過程中，可以在測(cè)試通訊協(xié)議中設(shè)計(jì)一自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)極性測(cè)試指令。當(dāng)飛行器收到該指令時(shí)，控制系統(tǒng)通過硬件或軟件的方式切斷與慣導(dǎo)系統(tǒng)的通訊，而將該通訊端由測(cè)試設(shè)備來替代，接收并認(rèn)可來自測(cè)試設(shè)備的飛行器姿態(tài)角或姿態(tài)角速度，自動(dòng)駕駛儀以此作為飛行器的姿態(tài)信息參與制導(dǎo)律解算。

在設(shè)計(jì)飛行器控制系統(tǒng)軟件時(shí)，對(duì)來自測(cè)試設(shè)備的飛行器姿態(tài)信息優(yōu)先級(jí)高于來自慣導(dǎo)系統(tǒng)的姿態(tài)信息，如此，則不管飛行器處于在測(cè)試狀態(tài)還是飛行狀態(tài)，飛行器如果只接收到來自慣導(dǎo)的飛行器姿態(tài)信息，則只使用該信息參與制導(dǎo)律解算；如果同時(shí)收到來自測(cè)試設(shè)備的姿態(tài)信息和來自慣導(dǎo)的姿態(tài)信息，則優(yōu)先使用來自測(cè)試設(shè)備的姿態(tài)信息，也就意味著測(cè)試時(shí)不需要對(duì)硬件進(jìn)行任何的切換。

3.2.2 影響分析

此方法的缺點(diǎn)是未對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)的裝后極性進(jìn)行測(cè)試。實(shí)際上，飛行器總裝前，慣導(dǎo)系統(tǒng)的任何單一維度極性就已做測(cè)試并獲得確認(rèn)。對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行的裝后極性測(cè)試，主要目的是確保慣導(dǎo)系統(tǒng)三自由度裝配的正確性。針對(duì)該問題，可采用定位裝置、防差錯(cuò)設(shè)計(jì)等結(jié)構(gòu)方法，確保慣導(dǎo)三維度不出現(xiàn)安裝錯(cuò)誤的情況，以此保證慣導(dǎo)系統(tǒng)裝后極性的正確性。

對(duì)控制系統(tǒng)來說，只要將控制系統(tǒng)的軟硬件按上一章節(jié)的操作方法進(jìn)行更改，制導(dǎo)律就可以將虛擬的姿態(tài)信息參與至解算中，不會(huì)影響制導(dǎo)律的解算過程，也就確保了制導(dǎo)律的解算過程完全還原。

因?yàn)閺闹茖?dǎo)律開始，就保證了過程的還原，所以在伺服系統(tǒng)的舵機(jī)和舵面也同樣地還原了相應(yīng)的響應(yīng)過程。

此方法注入的虛擬姿態(tài)角或姿態(tài)角速度是一個(gè)定值，而真實(shí)情況下飛行器姿態(tài)角和姿態(tài)角速度的變化不可能是階躍變化。測(cè)試時(shí)，模擬輸出的姿態(tài)信息是階躍變化的定值，因?yàn)橹茖?dǎo)律是虛擬的固定比例系數(shù)或某一替代算法，有可能導(dǎo)致舵面的偏轉(zhuǎn)角度過大，超出舵偏角最大量程。因此測(cè)試設(shè)備注入的虛擬姿態(tài)角或角速度與初始值之差不宜過大。事實(shí)上，一般制導(dǎo)律都會(huì)對(duì)舵機(jī)的動(dòng)作進(jìn)行限幅，所以，如果使用真實(shí)制導(dǎo)律參與系統(tǒng)極性測(cè)試，可避免該問題的出現(xiàn)。而使用真實(shí)制導(dǎo)律參與自動(dòng)駕駛儀的系統(tǒng)極性測(cè)試也不存在任何技術(shù)問題，只需模擬各種的制導(dǎo)律輸入?yún)?shù)即可。

4 結(jié)語

本文根據(jù)系統(tǒng)極性測(cè)試現(xiàn)狀和系統(tǒng)極性測(cè)試機(jī)理，針對(duì)飛行器自動(dòng)駕駛儀的系統(tǒng)極性測(cè)試需配備轉(zhuǎn)臺(tái)價(jià)格昂貴、不便轉(zhuǎn)移等問題，提出了一種基于虛擬輸入的飛行器自動(dòng)駕駛儀系統(tǒng)極性測(cè)試方法。該方法通過測(cè)試設(shè)備向飛行器輸入一個(gè)虛擬的固定姿態(tài)角或姿態(tài)角速度，參與至控制系統(tǒng)的制導(dǎo)律解算，再由真實(shí)的制導(dǎo)律解算出相應(yīng)的伺服系統(tǒng)控制指令，伺服系統(tǒng)收到控制指令后，舵機(jī)進(jìn)行相應(yīng)的響應(yīng)，控制舵面發(fā)生相應(yīng)的偏轉(zhuǎn)，根據(jù)航機(jī)和舵面的輸出與預(yù)先設(shè)定的技術(shù)要求進(jìn)行對(duì)比，判斷出控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)的極性是否正確。通過從可操作性和影響分析兩方面進(jìn)行論證，證明該測(cè)試方法具有可行性。