CN102385317A - 一种惯性导航系统的自动导航功能地面仿真试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明属于惯性导航技术领域，涉及一种惯性导航系统的自动导航功能地面仿真试验方法。本发明不需要飞控系统的参与，对转台的要求降低了，由双轴手动转台替代了三轴液压自动转台，而且减少了相互的交联，减少了角速率陀螺等设备；航线选择涵盖了所有可能的飞行状态；试验参与人员、设备较少，容易组织实施；试验周期短、经费少，方法简单实用。

Description

一种惯性导航系统的自动导航功能地面仿真试验方法
技术领域
本发明属于惯性导航技术领域，涉及一种惯性导航系统的自动导航功能地面仿真试验方法。
背景技术
目前，自动导航试验是由惯导系统、飞控系统、三轴液压模拟转台、HMJ-200模拟计算机和角速度陀螺等构成一个闭环反馈控制系统，如图6所示。
其中，HMJ-200模拟计算机模拟飞机的横侧运动，根据飞机运动方程计算出飞机的横滚、航向及其角速度，控制模拟转台的横滚、航向环，复现飞机的横向运动，同时通过加速度计向飞控系统送出侧向加速度信号。
惯导系统测量飞机(转台)的横滚、航向，角速度陀螺测量出飞机的横滚、航向角速度，送到驾驶仪的横滚、航向通道进行综合。惯导部件根据横偏距、偏航角及地速计算操纵信号送到飞控系统的侧向通道，操纵副翼舵机的运动，副翼与航向舵的运动角DA，DR送到HMJ-200模拟计算机，操纵数学模型飞机的横向运动，整个形成闭环负反馈控制系统。此种自动导航试验中参试的设备多，交联关系复杂，试验时间长，成本高，组织实施困难。
发明内容
本发明的目的是提出一种参试的设备少，交联关系简单，试验时间短，成本低的惯性导航系统的自动导航功能地面仿真试验方法。本发明的技术解决方案是，(一)将惯性导航部件固定在双轴手动转台上，控制显示器与惯性导航部件用信号电缆相连接，ARINC-429总线采集器及RS-232采集器采集并监视惯性导航系统输出的驾驶仪操纵信号及导航参数；(二)向惯性导航部件中植入自动导航仿真模块程序，模拟空中飞行状态；自动导航仿真模块程序的步骤是，
(1)建立预定航线；
(2)由地面静止状态进入空中动态仿真状态；
(3)接收惯性导航系统中的导航参数；
(4)仿真计算导航参数并输出；
(三)选择一条航线，包括左、右直角转弯；左、右钝角转弯；左、右锐角转弯和反向180度转弯的7种飞行转弯方式，通过控制显示器送入惯性导航部件中；(四)启动惯性导航系统，导航后，自动导航仿真模块自动运行，进入自动导航仿真状态；(五)通过控制显示器的“自动”、“远距”选项，确定所选航线的压点或切线转弯模式，通过RS-232总线选择不同速度沿所选航线飞行；(六)根据ARINC-429总线采集器的操纵信号的大小和极性调节双轴手动转台方位，直线飞行时，始终保持ARINC-429总线采集器操纵信号输出为零；转弯飞行时，根据控显上预告灯提示，转动转台方位，使ARINC-429总线采集器的操纵信号的绝对值由大变小，直到为零，在控制显示器上航线切换后完成转台航向的转动；(七)通过RS-232总线采集器记录全程的飞行轨迹，并与控制显示器中的预选航线进行对比，验证惯导系统对飞机控制的正确性和飞行品质。
本发明具有的优点和有益效果，
本发明方法简单实用，采用人工适当参与，替代了飞控系统、角速度陀螺、模拟计算机等设备，设备较少，容易组织实施，同时，对转台的要求降低了，由双轴手动转台替代了三轴液压自动转台，而且减少了相互的交联，使得所组成的仿真系统简单明了；预先设计的航线典型独特，航线选择涵盖了所有可能的飞行转弯；设计了几种不同速度仿真飞行，如巡航速度、超音速和亚音速等，考虑周全；试验参与单位少。现在的自动导航试验至少需要四、五个单位，一、二十个人员参与，组织实施较困难，而本专利只需一个单位即可完成，参试人员也只需几个；试验经费少，方法简单实用。本发明的成本主要是设计仿真软件，购买ARINC-429总线采集器和双轴手动转台(也可借用现有通用的设备)，而RS-232数据采集器随机附带；从试用效果来看，本发明可有效剔除自动导航软件的设计缺陷，其最大的优点是一种用以验证自动导航功能的简单实用的方法。
附图说明
图1是本发明自动导航仿真模块程序流程图；
图2是本发明自动导航仿真试验示意图；
图3是本发明典型飞行航线示意图；
图4是本发明切点转弯仿真曲线；
图5是本发明压点转弯仿真曲线；
图6是现有的自动导航系统动态模拟试验原理图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作详细说明。
(一)首先，将惯性导航部件固定在双轴手动转台上，按照图2将控制显示器、惯性导航部件、ARINC-429总线采集器及RS-232采集器采集连接好，ARINC-429总线采集器及RS-232采集器采集并监视惯性导航系统输出的驾驶仪操纵信号及导航参数；
(二)向惯性导航部件中植入自动导航仿真模块程序，模拟空中飞行状态；自动导航仿真模块程序的步骤是，
(1)建立预定航线；
(2)由地面静止状态进入空中动态仿真状态；
(3)接收惯性导航系统中的导航参数；
(4)仿真计算导航参数并输出；
(三)设计一条有代表意义且在实际飞行中可能遇到的典型航线，如图3所示，按照这条航线仿真飞行。该航线专为仿真设计，设计新颖、考虑全面，首次在自动导航试验中使用，该航线包含了左、右直角转弯；左、右钝角转弯；左、右锐角转弯和反向180度转弯等7种飞行中可能遇到的转弯方式，从起点到终点，全程飞行1000公里，历时1个多小时；
(四)启动惯性导航系统，在准备状态，通过控制显示器将设计的典型航线的航路点逐个送入惯性导航部件中，完成飞行任务加载；
(五)完成正常的对准导航程序，此过程大约8分钟左右。在对准过程中，通过控制显示器的菜单中“自动”、“远距”选项，确定所选航线的压点或切线转弯模式，待控制显示器的准航灯闪亮后，系统转入导航状态；
(六)系统转入导航后，事先植入的自动导航仿真模块自动运行，进入自动导航仿真状态；
(七)通过RS-232总线选择不同速度沿所选航线飞行；
(八)观察ARINC-429总线采集器惯导输出的操纵信号并根据其大小和正负极性调节双轴手动转台方位环的角速度及旋转方向。直线飞行时，始终保持ARINC-429总线采集器操纵信号输出为零；转弯飞行时，还要根据控制显示器上的预告灯提示，开始转动转台方位，使ARINC-429总线采集器的操纵信号的绝对值由大变小，直到为零，在控制显示器上航线切换后完成转台航向的转动；
(九)通过RS-232总线采集器记录惯导输出的经纬度，即可绘制出全程的仿真飞行轨迹；
(十)仿真飞行轨迹与控制显示器中的预选航线进行对比，验证惯导系统对飞机控制的正确性和飞行品质。
试验结果分析
图4及图5分别显示的是压点转弯和切线转弯预定航线与仿真航线对比曲线(横坐标是经度，纵坐标为纬度，单位：度)。其中，虚线是典型的预定航线，实线为记录的仿真飞行航线。从图4看出，压点转弯飞行方式飞过了每一个航路点，而且，根据转弯角度不同，超调量也相应不同，锐角超调量最大，与实际飞行情况吻合；图5的切线转弯飞行方式，根据转弯角度不同，转弯的提前量也不同，锐角的提前量最大，也与实际飞行情况吻合。两种方式的仿真飞行航线与预定航线吻合，符合空中切线转弯和压点转弯飞行包线特性，说明自动导航软件设计是正确的。

Claims (1)

1.一种惯性导航系统的自动导航功能地面仿真试验方法，其特征是，
(一)将惯性导航部件固定在双轴手动转台上，控制显示器与惯性导航部件用信号电缆相连接，ARINC-429总线采集器及RS-232采集器采集并监视惯性导航系统输出的驾驶仪操纵信号及导航参数；
(二)向惯性导航部件中植入自动导航仿真模块程序，模拟空中飞行状态；自动导航仿真模块程序的步骤是，
(1)建立预定航线；
(2)由地面静止状态进入空中动态仿真状态；
(3)接收惯性导航系统中的导航参数；
(4)仿真计算导航参数并输出；
(三)选择一条航线，包括左、右直角转弯；左、右钝角转弯；左、右锐角转弯和反向180度转弯的7种飞行转弯方式，通过控制显示器送入惯性导航部件中；
(四)启动惯性导航系统，导航后，自动导航仿真模块自动运行，进入自动导航仿真状态；
(五)通过控制显示器的“自动”、“远距”选项，确定所选航线的压点或切线转弯模式，通过RS-232总线选择不同速度沿所选航线飞行；
(六)根据ARINC-429总线采集器的操纵信号的大小和极性调节双轴手动转台方位，直线飞行时，始终保持ARINC-429总线采集器操纵信号输出为零；转弯飞行时，根据控显上预告灯提示，转动转台方位，使ARINC-429总线采集器的操纵信号的绝对值由大变小，直到为零，在控制显示器上航线切换后完成转台航向的转动；
(七)通过RS-232总线采集器记录全程的飞行轨迹，并与控制显示器中的预选航线进行对比，验证惯导系统对飞机控制的正确性和飞行品质。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103604445A (zh) * 2013-12-02 2014-02-26 天津光电通信技术有限公司 惯性导航技术仿真测试系统
CN104331593A (zh) * 2013-07-22 2015-02-04 空中客车运营简化股份公司 用于地面预测航空器沿路径的定位的特征的设备和方法
CN104699881A (zh) * 2013-12-10 2015-06-10 中国航空工业第六一八研究所 一种用于惯导系统的imu数字滤波设计方法
CN103235518B (zh) * 2013-04-19 2016-04-27 中国科学院光电技术研究所 一种对光电跟踪稳定系统的试验方法及平台
CN109254536A (zh) * 2017-07-13 2019-01-22 北京信息科技大学 一种高动态陀螺误差控制仿真装置
CN110109373A (zh) * 2019-04-01 2019-08-09 江南机电设计研究所 一种导弹制导控制系统半实物仿真平台自动化仿真方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050159857A1 (en) * 2004-01-15 2005-07-21 Flash Parlini System and method for determining aircraft tapeline altitude
US7487015B1 (en) * 2006-07-31 2009-02-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Emulator for an inertial navigation unit protocol converter
CN101435703A (zh) * 2008-12-24 2009-05-20 北京航空航天大学 无人共轴直升机自主导航系统半实物仿真技术装置
CN101794523A (zh) * 2009-12-15 2010-08-04 中国民航大学 一种飞机半实物仿真装置
CN101950157A (zh) * 2010-07-30 2011-01-19 北京航空航天大学 一种具有高实时性的飞行仿真系统

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050159857A1 (en) * 2004-01-15 2005-07-21 Flash Parlini System and method for determining aircraft tapeline altitude
US7487015B1 (en) * 2006-07-31 2009-02-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Emulator for an inertial navigation unit protocol converter
CN101435703A (zh) * 2008-12-24 2009-05-20 北京航空航天大学 无人共轴直升机自主导航系统半实物仿真技术装置
CN101794523A (zh) * 2009-12-15 2010-08-04 中国民航大学 一种飞机半实物仿真装置
CN101950157A (zh) * 2010-07-30 2011-01-19 北京航空航天大学 一种具有高实时性的飞行仿真系统

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
徐剑芸等: "《平台式主惯导半实物模拟系统的研制》", 《电光与控制》 *
魏丽娜: "《波音737自动捷联惯导系统建模与仿真》", 《飞机设计》 *

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103235518B (zh) * 2013-04-19 2016-04-27 中国科学院光电技术研究所 一种对光电跟踪稳定系统的试验方法及平台
CN104331593A (zh) * 2013-07-22 2015-02-04 空中客车运营简化股份公司 用于地面预测航空器沿路径的定位的特征的设备和方法
CN104331593B (zh) * 2013-07-22 2018-12-18 空中客车运营简化股份公司 用于地面预测航空器沿路径的定位的特征的设备和方法
CN103604445A (zh) * 2013-12-02 2014-02-26 天津光电通信技术有限公司 惯性导航技术仿真测试系统
CN103604445B (zh) * 2013-12-02 2015-12-02 天津光电通信技术有限公司 惯性导航技术仿真测试系统
CN104699881A (zh) * 2013-12-10 2015-06-10 中国航空工业第六一八研究所 一种用于惯导系统的imu数字滤波设计方法
CN109254536A (zh) * 2017-07-13 2019-01-22 北京信息科技大学 一种高动态陀螺误差控制仿真装置
CN110109373A (zh) * 2019-04-01 2019-08-09 江南机电设计研究所 一种导弹制导控制系统半实物仿真平台自动化仿真方法
CN110109373B (zh) * 2019-04-01 2022-04-19 江南机电设计研究所 一种导弹制导控制系统半实物仿真平台自动化仿真方法

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