專利名稱：一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的自動導(dǎo)航功能地面仿真試驗方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于慣性導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的自動導(dǎo)航功能地面仿真試驗方法。
背景技術(shù)：
目前，自動導(dǎo)航試驗是由慣導(dǎo)系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、三軸液壓模擬轉(zhuǎn)臺、HMJ-200模擬計算機(jī)和角速度陀螺等構(gòu)成一個閉環(huán)反饋控制系統(tǒng)，如圖6所示。其中，HMJ-200模擬計算機(jī)模擬飛機(jī)的橫側(cè)運動，根據(jù)飛機(jī)運動方程計算出飛機(jī)的橫滾、航向及其角速度，控制模擬轉(zhuǎn)臺的橫滾、航向環(huán)，復(fù)現(xiàn)飛機(jī)的橫向運動，同時通過加速度計向飛控系統(tǒng)送出側(cè)向加速度信號。慣導(dǎo)系統(tǒng)測量飛機(jī)(轉(zhuǎn)臺)的橫滾、航向，角速度陀螺測量出飛機(jī)的橫滾、航向角速度，送到駕駛儀的橫滾、航向通道進(jìn)行綜合。慣導(dǎo)部件根據(jù)橫偏距、偏航角及地速計算操縱信號送到飛控系統(tǒng)的側(cè)向通道，操縱副翼舵機(jī)的運動，副翼與航向舵的運動角Da，Dk送到 HMJ-200模擬計算機(jī)，操縱數(shù)學(xué)模型飛機(jī)的橫向運動，整個形成閉環(huán)負(fù)反饋控制系統(tǒng)。此種自動導(dǎo)航試驗中參試的設(shè)備多，交聯(lián)關(guān)系復(fù)雜，試驗時間長，成本高，組織實施困難。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是提出一種參試的設(shè)備少，交聯(lián)關(guān)系簡單，試驗時間短，成本低的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的自動導(dǎo)航功能地面仿真試驗方法。本發(fā)明的技術(shù)解決方案是，(一)將慣性導(dǎo)航部件固定在雙軸手動轉(zhuǎn)臺上，控制顯示器與慣性導(dǎo)航部件用信號電纜相連接，ARINC-429 總線采集器及RS-232采集器采集并監(jiān)視慣性導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的駕駛儀操縱信號及導(dǎo)航參數(shù)；(二)向慣性導(dǎo)航部件中植入自動導(dǎo)航仿真模塊程序，模擬空中飛行狀態(tài)；自動導(dǎo)航仿真模塊程序的步驟是，(1)建立預(yù)定航線；(2)由地面靜止?fàn)顟B(tài)進(jìn)入空中動態(tài)仿真狀態(tài)；(3)接收慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中的導(dǎo)航參數(shù)；(4)仿真計算導(dǎo)航參數(shù)并輸出；(三)選擇一條航線，包括左、右直角轉(zhuǎn)彎；左、右鈍角轉(zhuǎn)彎；左、右銳角轉(zhuǎn)彎和反向180度轉(zhuǎn)彎的7種飛行轉(zhuǎn)彎方式，通過控制顯示器送入慣性導(dǎo)航部件中；(四)啟動慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，導(dǎo)航后，自動導(dǎo)航仿真模塊自動運行，進(jìn)入自動導(dǎo)航仿真狀態(tài)；(五)通過控制顯示器的“自動”、“遠(yuǎn)距”選項，確定所選航線的壓點或切線轉(zhuǎn)彎模式，通過RS-232總線選擇不同速度沿所選航線飛行；(六)根據(jù)ARINC-4^總線采集器的操縱信號的大小和極性調(diào)節(jié)雙軸手動轉(zhuǎn)臺方位，直線飛行時，始終保持ARINC-4^總線采集器操縱信號輸出為零 ’轉(zhuǎn)彎飛行時，根據(jù)控顯上預(yù)告燈提示，轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺方位，使ARINC-^9總線采集器的操縱信號的絕對值由大變小，直到為零，在控制顯示器上航線切換后完成轉(zhuǎn)臺航向的轉(zhuǎn)動；(七)通過 RS-232總線采集器記錄全程的飛行軌跡，并與控制顯示器中的預(yù)選航線進(jìn)行對比，驗證慣導(dǎo)系統(tǒng)對飛機(jī)控制的正確性和飛行品質(zhì)。本發(fā)明具有的優(yōu)點和有益效果，本發(fā)明方法簡單實用，采用人工適當(dāng)參與，替代了飛控系統(tǒng)、角速度陀螺、模擬計算機(jī)等設(shè)備，設(shè)備較少，容易組織實施，同時，對轉(zhuǎn)臺的要求降低了，由雙軸手動轉(zhuǎn)臺替代了三軸液壓自動轉(zhuǎn)臺，而且減少了相互的交聯(lián)，使得所組成的仿真系統(tǒng)簡單明了 ；預(yù)先設(shè)計的航線典型獨特，航線選擇涵蓋了所有可能的飛行轉(zhuǎn)彎；設(shè)計了幾種不同速度仿真飛行，如巡航速度、超音速和亞音速等，考慮周全；試驗參與單位少?，F(xiàn)在的自動導(dǎo)航試驗至少需要四、五個單位，一、二十個人員參與，組織實施較困難，而本專利只需一個單位即可完成，參試人員也只需幾個；試驗經(jīng)費少，方法簡單實用。本發(fā)明的成本主要是設(shè)計仿真軟件，購買 ARINC-429總線采集器和雙軸手動轉(zhuǎn)臺(也可借用現(xiàn)有通用的設(shè)備)，而RS-232數(shù)據(jù)采集器隨機(jī)附帶；從試用效果來看，本發(fā)明可有效剔除自動導(dǎo)航軟件的設(shè)計缺陷，其最大的優(yōu)點是一種用以驗證自動導(dǎo)航功能的簡單實用的方法。


圖1是本發(fā)明自動導(dǎo)航仿真模塊程序流程圖；圖2是本發(fā)明自動導(dǎo)航仿真試驗示意圖；圖3是本發(fā)明典型飛行航線示意圖；圖4是本發(fā)明切點轉(zhuǎn)彎仿真曲線；圖5是本發(fā)明壓點轉(zhuǎn)彎仿真曲線；圖6是現(xiàn)有的自動導(dǎo)航系統(tǒng)動態(tài)模擬試驗原理圖。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作詳細(xì)說明。(一)首先，將慣性導(dǎo)航部件固定在雙軸手動轉(zhuǎn)臺上，按照圖2將控制顯示器、慣性導(dǎo)航部件、ARINC-429總線采集器及RS-232采集器采集連接好，ARINC-429總線采集器及 RS-232采集器采集并監(jiān)視慣性導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的駕駛儀操縱信號及導(dǎo)航參數(shù)；(二)向慣性導(dǎo)航部件中植入自動導(dǎo)航仿真模塊程序，模擬空中飛行狀態(tài)；自動導(dǎo)航仿真模塊程序的步驟是，(1)建立預(yù)定航線；(2)由地面靜止?fàn)顟B(tài)進(jìn)入空中動態(tài)仿真狀態(tài)；(3)接收慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中的導(dǎo)航參數(shù)；(4)仿真計算導(dǎo)航參數(shù)并輸出；(三)設(shè)計一條有代表意義且在實際飛行中可能遇到的典型航線，如圖3所示，按照這條航線仿真飛行。該航線專為仿真設(shè)計，設(shè)計新穎、考慮全面，首次在自動導(dǎo)航試驗中使用，該航線包含了左、右直角轉(zhuǎn)彎；左、右鈍角轉(zhuǎn)彎；左、右銳角轉(zhuǎn)彎和反向180度轉(zhuǎn)彎等7 種飛行中可能遇到的轉(zhuǎn)彎方式，從起點到終點，全程飛行1000公里，歷時1個多小時；(四)啟動慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，在準(zhǔn)備狀態(tài)，通過控制顯示器將設(shè)計的典型航線的航路點逐個送入慣性導(dǎo)航部件中，完成飛行任務(wù)加載；(五)完成正常的對準(zhǔn)導(dǎo)航程序，此過程大約8分鐘左右。在對準(zhǔn)過程中，通過控制顯示器的菜單中“自動”、“遠(yuǎn)距”選項，確定所選航線的壓點或切線轉(zhuǎn)彎模式，待控制顯示器的準(zhǔn)航燈閃亮后，系統(tǒng)轉(zhuǎn)入導(dǎo)航狀態(tài)；(六)系統(tǒng)轉(zhuǎn)入導(dǎo)航后，事先植入的自動導(dǎo)航仿真模塊自動運行，進(jìn)入自動導(dǎo)航仿真狀態(tài)；(七)通過RS-232總線選擇不同速度沿所選航線飛行；(八)觀察ARINC-4^總線采集器慣導(dǎo)輸出的操縱信號并根據(jù)其大小和正負(fù)極性調(diào)節(jié)雙軸手動轉(zhuǎn)臺方位環(huán)的角速度及旋轉(zhuǎn)方向。直線飛行時，始終保持ARINC-4^總線采集器操縱信號輸出為零；轉(zhuǎn)彎飛行時，還要根據(jù)控制顯示器上的預(yù)告燈提示，開始轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺方位，使ARINC-^9總線采集器的操縱信號的絕對值由大變小，直到為零，在控制顯示器上航線切換后完成轉(zhuǎn)臺航向的轉(zhuǎn)動；(九)通過RS-232總線采集器記錄慣導(dǎo)輸出的經(jīng)緯度，即可繪制出全程的仿真飛行軌跡；(十)仿真飛行軌跡與控制顯示器中的預(yù)選航線進(jìn)行對比，驗證慣導(dǎo)系統(tǒng)對飛機(jī)控制的正確性和飛行品質(zhì)。試驗結(jié)果分析圖4及圖5分別顯示的是壓點轉(zhuǎn)彎和切線轉(zhuǎn)彎預(yù)定航線與仿真航線對比曲線(橫坐標(biāo)是經(jīng)度，縱坐標(biāo)為緯度，單位度)。其中，虛線是典型的預(yù)定航線，實線為記錄的仿真飛行航線。從圖4看出，壓點轉(zhuǎn)彎飛行方式飛過了每一個航路點，而且，根據(jù)轉(zhuǎn)彎角度不同， 超調(diào)量也相應(yīng)不同，銳角超調(diào)量最大，與實際飛行情況吻合；圖5的切線轉(zhuǎn)彎飛行方式，根據(jù)轉(zhuǎn)彎角度不同，轉(zhuǎn)彎的提前量也不同，銳角的提前量最大，也與實際飛行情況吻合。兩種方式的仿真飛行航線與預(yù)定航線吻合，符合空中切線轉(zhuǎn)彎和壓點轉(zhuǎn)彎飛行包線特性，說明自動導(dǎo)航軟件設(shè)計是正確的。
權(quán)利要求
1. 一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的自動導(dǎo)航功能地面仿真試驗方法，其特征是，(一)將慣性導(dǎo)航部件固定在雙軸手動轉(zhuǎn)臺上，控制顯示器與慣性導(dǎo)航部件用信號電纜相連接，ARINC-4^總線采集器及RS-232采集器采集并監(jiān)視慣性導(dǎo)航系統(tǒng)輸出的駕駛儀操縱信號及導(dǎo)航參數(shù)；(二)向慣性導(dǎo)航部件中植入自動導(dǎo)航仿真模塊程序，模擬空中飛行狀態(tài)；自動導(dǎo)航仿真模塊程序的步驟是，(1)建立預(yù)定航線；(2)由地面靜止?fàn)顟B(tài)進(jìn)入空中動態(tài)仿真狀態(tài)；(3)接收慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中的導(dǎo)航參數(shù)；(4)仿真計算導(dǎo)航參數(shù)并輸出；(三)選擇一條航線，包括左、右直角轉(zhuǎn)彎；左、右鈍角轉(zhuǎn)彎；左、右銳角轉(zhuǎn)彎和反向180 度轉(zhuǎn)彎的7種飛行轉(zhuǎn)彎方式，通過控制顯示器送入慣性導(dǎo)航部件中；(四)啟動慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，導(dǎo)航后，自動導(dǎo)航仿真模塊自動運行，進(jìn)入自動導(dǎo)航仿真狀態(tài)；(五)通過控制顯示器的“自動”、“遠(yuǎn)距”選項，確定所選航線的壓點或切線轉(zhuǎn)彎模式， 通過RS-232總線選擇不同速度沿所選航線飛行；(六)根據(jù)ARINC-4^總線采集器的操縱信號的大小和極性調(diào)節(jié)雙軸手動轉(zhuǎn)臺方位，直線飛行時，始終保持ARINC-^9總線采集器操縱信號輸出為零；轉(zhuǎn)彎飛行時，根據(jù)控顯上預(yù)告燈提示，轉(zhuǎn)動轉(zhuǎn)臺方位，使ARINC-4^總線采集器的操縱信號的絕對值由大變小，直到為零，在控制顯示器上航線切換后完成轉(zhuǎn)臺航向的轉(zhuǎn)動；(七)通過RS-232總線采集器記錄全程的飛行軌跡，并與控制顯示器中的預(yù)選航線進(jìn)行對比，驗證慣導(dǎo)系統(tǒng)對飛機(jī)控制的正確性和飛行品質(zhì)。
全文摘要
本發(fā)明屬于慣性導(dǎo)航技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的自動導(dǎo)航功能地面仿真試驗方法。本發(fā)明不需要飛控系統(tǒng)的參與，對轉(zhuǎn)臺的要求降低了，由雙軸手動轉(zhuǎn)臺替代了三軸液壓自動轉(zhuǎn)臺，而且減少了相互的交聯(lián)，減少了角速率陀螺等設(shè)備；航線選擇涵蓋了所有可能的飛行狀態(tài)；試驗參與人員、設(shè)備較少，容易組織實施；試驗周期短、經(jīng)費少，方法簡單實用。
文檔編號G05B17/02GK102385317SQ20111026681
公開日2012年3月21日 申請日期2011年9月1日 優(yōu)先權(quán)日2011年9月1日
發(fā)明者楊黎, 熊長安, 肖鵬, 陳彥恒 申請人:中國航空工業(yè)第六一八研究所