专利名称：基于飞行仿真的通用惯导测试方法
技术领域：
本发明涉及一种在连续、动态模拟空中实际飞行下的惯导系统测试方法，是一项面向工程应用的通用惯导系统的性能检测方法。
背景技术：
对于惯导系统性能的测试，一般需要在多轴转台或测试设备上进行各项指标的测试，如刘育浩等(中国惯性技术学报，2008)针对传统惯导测试的人为误差，提出了一种基于转台的自动测试与标定系统。陈才等(系统工程与电子技术，2010)根据转台误差提出了基于离心机测试的惯导平台误差系数辨识方法等。传统惯导测试只能进行离散状态条件下的测试，不能对真实空中各种因素条件下飞机连续飞行状态时惯导性能进行测试。而在实际试飞中进行惯导性能测试，虽然能够进行空中各种复杂条件的连续飞行测试，但存在成本高、测试周期长、灵活性差等诸多问题。因此，研究一种仿真实际飞机飞行，可连续、动态的对惯导性能进行测试的方法与系统具有重要的理论意义和工程应用价值。

发明内容
为了克服现有技术的不足，本发明提出了一种基于控制率设计的飞行仿真激励下的的惯导性能测试方法，不仅增强了动态连续的惯导性能测试，而且符合空中复杂性工作环境对惯导系统测试的要求，对于惯导系统性能测试的工程实际应用具有非常重要的意义。本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤第一步，建立基于控制率设计的飞行控制仿真模块，为惯导系统性能测试提供数据激励源。利用基于飞机控制律的设计，通过已知的飞机模型参数进行非线性方程推导与计算，并进行飞机纵向和侧向控制律设计，实现飞机典型模态下的运动。第二步，进行航迹设定、惯导初始条件对准，实施飞行仿真过程，并输出飞机飞行状态数据，具体包括以下步骤1、进行航迹设定，航迹包括飞机初始状态信息(位置、姿态、速度)以及其它航迹点位置信息，航迹设定涵盖空中爬升、下滑、盘旋、转弯以及综合连续飞行模态。 飞行模态特征在于两航迹点之间是否有相应位置差。如爬升飞行模态的判断依据为两航迹点是否有高度差，其它亦分别为两航迹点是否有经度、纬度差别。如果两航迹点有相应的航迹坐标差别，则即表示相应的飞行模态。2、惯导初始对准，即把惯导初始条件下的飞行状态数据与航迹设定时初始条件数
据保持一致；3、实时解算并输出由飞行控制仿真模块输出的飞机的飞行状态数据，包括速度 (m/s)、迎角(rad)、侧滑角(rad)、俯仰角速度(rad/s)、横滚角速度(rad/s)、偏航角速度 (rad/s)、俯仰角(rad)、滚转角(rad)、偏航角(rad)、飞机位置(经度、纬度、高度)等飞机状态信息。第三步，由飞行状态数据反解算出比力和角速率数据。通过飞行仿真模块提供的经度、纬度和高度(L、λ、Η)，及地理坐标系下飞机东向、北向和天向速度(VE、VN、Vv)计算出惯性坐标系相对于地球坐标系在导航坐标系角速率投影辟〗、地球坐标系相对于导航坐标系在导航坐标系下角速率投影fiC、惯性坐标系相对于导航坐标在导航坐标系下角速率投影 < ;通过飞行仿真模块提供的飞机俯仰、横滚以及航向角(θ、γ、ψ)根据欧拉角微分方程计算出机体坐标系下角速度《 fcA、姿态矩阵^;利用^4、約" 、计算出陀螺角速率输出机体坐标系下角速率.利用比力方程计算出加速度及输出机体坐标下的比力fb。
9第四步，惯导系统根据比力和角速率实时解算出飞机飞行状态数据。把比力和角速率数据通过通信线路传输给所要测试的惯导系统，惯导系统进行相应的数据解算，通过通信线路把飞行状态数据进行输出。第五步，按照时拍一致对比飞行控制仿真模块输出的飞行状态数据与惯导系统输出的飞行状态数据，比较二者之间数据差别信息，从而对惯导性能进行检测。本发明中基于飞行仿真的惯导测试系统硬件由仿真激励计算机、监控计算机、通信板卡、计算机之间通信线路、计算机与惯导系统通信线路组成，通信板卡分别在仿真激励计算机、监控计算机上安置。在仿真激励计算机上完成飞行控制仿真、反解算、数据的发送等功能，在监控计算机上完成数据的接收、显示、记录、分析等功能。通信线路与通信板卡分别与计算机和惯导系统进行通信，实现计算机之间、计算机与惯导系统之间数据的传输功能。仿真激励计算机产生的飞行状态数据直接通过通信板卡及通信线路传输给监控计算机；仿真激励计算机产生的比力、角速率数据通过通信板卡及通信线路传输给惯导系统； 惯导系统解算出的飞行状态数据通过通信线路及在监控计算机上的板卡来接收数据。本发明的有益效果是传统地面转台测试不能模拟空中复杂连续飞行状态以及飞行状态的切换。本方案基于控制率设计的飞行仿真能够模拟空中真实飞行控制并产生动态连续的轨迹，能够实现对惯导系统在多飞行模态、连续动态飞行下的性能测试。本方案所提供的测试方法，可以为真实空中试飞提供地面数据的前期验证以及前期数据优化与性能改进工作。本方案的实施，解决了直接试飞成本高、测试周期长、灵活性差等诸多问题。本方案实施方便、灵活，具有发展前景以及工程应用价值。


图1为系统总体硬件组成。图2为系统软件模块组成。图3为飞行控制仿真模块组成结构。图4为方法总体计算流程5为航线与其投影示意图。图6为航迹起始点与目标点高度相对关系。图7为飞行时飞机与航线关系。
具体实施例方式下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。如图1为系统总体硬件设计，硬件由仿真激励计算机、监控计算机、通信板卡、计算机之间通信线路、计算机与惯导系统通信线路组成，通信板卡分别在仿真激励计算机、监控计算机上安置。系统总体软件模块如图2所示。软件模块组成包括了仿真激励子系统、仿真监控子系统。在激励子系统中由飞行控制仿真模块，反解算模块、数据发送、通信模块等组成；监控子系统由通信模块、数据接收模块、数据显示、数据记录、计算与分析等模块组成。图4为方法在实施时具体计算流程图。在实施本发明方案时，可首先建立飞行控制模块、制导模块等相关功能模块。然后按照图4流程来进行惯导性能测试。在具体测试时，首先进行航迹设置，利用建立好的飞行控制仿真系统进行飞行制导，产生高度、偏航角控制，分别进行纵向、横侧向控制律设计，控制升降舵、方向舵、副翼模型进行动作，加上大气模型计算、推力计算出的推力驱动飞机模型，从而产生飞行状态数据。飞行状态数据与制导模块中实时航线应到位置计算相比较，不断产生制导信息。同时，飞行状态数据要通过惯导反解算模块产生比力、角速率数据提供给惯导系统。第三，飞行状态数据也直接传输给监控计算机，惯导系统根据比力、角速率数据产生另外一组飞行状态数据，把二者进行比较， 从而能够对惯导性能进行检测。各部分具体实施步骤细节如下1、建立飞行控制仿真系统基于飞机控制律设计来进行实现飞行控制仿真系统的建立，其结构模块与交换关系如图3所示。在该结构中主要由以下几部分组成1. 1飞行制导根据航迹数据信息和当前飞机的位置信息，判断飞机是否处在所在航线上，进行高度、偏航角计算，从而分别产生纵向与横侧向控制，给飞控模块提供各类模态控制信息， 使飞机能够按照预定的航线飞行。1. 1. 1高度控制在航迹控制中，高度是变化的，根据预定航线和飞机的当前平面投影位置，实时计算出飞机在当前位置应该达到的高度，通过飞控模块对此进行实时跟踪。假定A-B为按照1. 1所述设定的航线，C(Xc,0, Zc),D(Xd,0, Zd)分别是A(Xa，Ya, Za)、B (XB, YB, Zb)在水平面 XOZ 上的投影，有:XA = Xc, Za = Zc, Xb = XD, Zb = Zd在高度控制方面，可以借助投影来计算航线的给定高度。如图4所示，假设飞机当前点为E点，那么由非平飞航程推算推得飞机在平面上的投影应为F点。为了得到飞机应达到的高度，先将F点投影到航线C-D上，为G点。求出G点坐标后就能找到航线A-B上在 XOZ平面内的投影为G点的坐标H点，则可求出飞机应达到的高度。图5中，C、D和F坐标已知，计算出G点坐标，其中(Xd-Xc)与(Zd-Zc)不可能同时为零，因为规划的航线不可能与地平面垂直。计算出XpZetj
权利要求
1. 一种基于飞行仿真的通用惯导测试方法，其特征在于包括以下步骤第一步，建立基于控制率设计的飞行控制仿真模块，为惯导系统性能测试提供数据激励源，利用基于飞机控制律的设计，通过已知的飞机模型参数进行非线性方程推导与计算， 并进行飞机纵向和侧向控制律设计，实现飞机典型模态下的运动；第二步，进行航迹设定、惯导初始条件对准，实施飞行仿真过程，并输出飞机飞行状态数据，具体包括以下步骤1、进行航迹设定，航迹包括飞机初始状态信息以及其它航迹点位置信息，航迹设定涵盖空中爬升、下滑、盘旋、转弯以及综合连续飞行模态；
2、惯导初始对准，把惯导初始条件下的飞行状态数据与航迹设定时初始条件数据保持一致；
3、实时解算并输出由飞行控制仿真模块输出的飞机的飞行状态数据；第三步，由飞行状态数据反解算出比力和角速率数据，通过飞行仿真模块提供的经度、 纬度和高度，及地理坐标系下飞机东向、北向和天向速度计算出惯性坐标系相对于地球坐标系在导航坐标系角速率投影、地球坐标系相对于导航坐标系在导航坐标系下角速率投影、惯性坐标系相对于导航坐标在导航坐标系下角速率投影通过飞行仿真模块提供的飞机俯仰、横滚以及航向角，根据欧拉角微分方程计算出机体坐标系下角速度 t、姿态矩阵利用fi^ft、( 计算出陀螺角速率输出机体坐标系下角速率；利用比力方程计算出加速度及输出机体坐标下的比力；第四步，惯导系统根据比力和角速率实时解算出飞机飞行状态数据，把比力和角速率数据通过通信线路传输给所要测试的惯导系统，惯导系统进行解算后通过通信线路把飞行状态数据进行输出；第五步，按照时拍一致对比飞行控制仿真模块输出的飞行状态数据与惯导系统输出的飞行状态数据，比较二者之间数据差别信息，从而对惯导性能进行检测。
全文摘要
本发明公开了一种基于飞行仿真的通用惯导测试方法，建立基于控制率设计的飞行控制仿真模块，进行航迹设定、惯导初始条件对准，实施飞行仿真过程，并输出飞机飞行状态数据，由飞行状态数据反解算出比力和角速率数据，根据比力和角速率实时解算出飞机飞行状态数据，按照时拍一致对比飞行控制仿真模块输出的飞行状态数据与惯导系统输出的飞行状态数据，比较二者之间数据差别信息，从而对惯导性能进行检测。本发明不仅增强了动态连续的惯导性能测试，而且符合空中复杂性工作环境对惯导系统测试的要求，对于惯导系统性能测试的工程实际应用具有非常重要的意义。
文档编号G01C21/18GK102393200SQ20111033286
公开日2012年3月28日 申请日期2011年10月27日 优先权日2011年10月27日
发明者孔若男, 李军伟, 杜立一, 睢志佳, 禹亮, 程咏梅, 程承, 郝帅, 阮晓明, 陈克喆, 陈思静 申请人:西北工业大学