CN106444832B - 一种用于反潜型飞机低空巡航状态的导航方法 - Google Patents

一种用于反潜型飞机低空巡航状态的导航方法 Download PDF

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Abstract

一种用于反潜型飞机低空巡航状态的导航方法，包括如下步骤：(1)测量飞机的加速度和角速度，计算飞机的位置、速度和姿态；(2)飞机进入低空巡航状态后，根据获取的飞行航线实时计算飞机的偏航距；(3)根据步骤(1)计算获得的飞机的地速，地速为机体相对于地球的速度在地面的投影，分解得到地速的东向速度及北向速度，计算航迹角误差；(4)利用偏航距、航迹角误差、飞机的地速计算获得操纵信号；(5)将操纵信号发送给自动驾驶仪系统，自动驾驶仪根据操纵信号来控制飞机的横滚角，使飞机转弯。本发明在保证反潜飞机较好飞行品质的前提下，提高飞机的浮标投放精度，大大增加投放的成功率。

Description

一种用于反潜型飞机低空巡航状态的导航方法
技术领域
本发明涉及一种飞机低空巡航状态的导航方法。
背景技术
固定翼反潜飞机为了提高对潜艇搜寻的准确度和拦截率，通常会在离海面较近的高度投放声纳浮标，在此过程中，飞机的EFIS系统将航线信息装订入惯导系统，惯导系统根据其计算的飞机位置和各种飞行参数实时地计算出飞机的横向操纵信号，并发给自动驾驶系统，自动驾驶系统再根据该信号控制飞机的飞行姿态保证飞机能在航线上飞行。
在投放浮标时，反潜飞机切换为低空巡航状态，浮标投放航线与普通高空飞行航线相比，有航段距离短，转弯曲率大等特点，而火控系统又对投放浮标时飞机的航迹角、偏航角和偏航距等有着严格的限制。
在航段切换时，如果飞行速度过大，或航段夹角过小，在航段切换完成后，飞机的飞行轨迹将出现超调现象，如果超调量过大，甚至可能出现二次超调。某型号反潜飞机火控系统要求飞机在浮标投放点的进入距离为5km，进入角为5°，如果直接将高空的导航算法直接应用于低空巡航，就会出现飞机在转弯后超调量过大，在进入浮标投放圈后，不满足航迹角要求进而导致浮标投放精度降低甚至投放失败的情况。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种用于反潜飞机低空巡航状态的导航方法，通过对现有操纵信号计算方法的改进，利用反馈机制，能够在保证反潜飞机较好飞行品质的前提下，提高飞机的浮标投放精度，大大增加投放的成功率。
本发明所采用的技术方案是：一种用于反潜型飞机低空巡航状态的导航方法，包括如下步骤：
(1)通过加速度计测得机体坐标系下飞机绝对线加速度矢量fb，通过陀螺仪测得的机体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度矢量根据如下公式计算在导航坐标系下的飞机位置矢量rn，在导航坐标系下飞机的地速矢量vn，机体坐标系变换到导航坐标系的方向余弦矩阵
其中，为导航坐标系相对于地球坐标系的旋转角速度矢量；为地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度矢量；为导航坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度矢量；gn为导航坐标系下当地重力加速度矢量；
其中，惯性坐标系OiXiYiZi的原点Oi位于地心，XiYi平面位于赤道平面，Zi沿着地球自转轴指向正北，不随地球自转而转动；
地球坐标系OeXeYeZe的原点Oe位于地心，XeYe平面位于赤道平面，Ze沿着地球自转轴指向正北，随地球自转而转动；
导航坐标系OnXnYnZn为东北天系，原点On位于惯性导航装置原点在大地水准面上的投影，Xn轴沿水平东西向，向东为正，Yn轴沿水平南北向，向北为正，Zn垂直参考椭球面，向上为正；
机体坐标系ObXbYbZb的原点Ob位于机体质心，Xb轴沿机体横轴，向右为正，Yb轴沿机体纵轴，向前为正，Zb垂直XbYb平面，向上为正；
(2)飞机进入低空巡航状态后，根据飞行航线实时计算飞机的偏航距E：
其中，R为地球半径，h为飞机飞行高度；
ue＝[cos(L)cos(λ) cos(L)sin(λ) sin(L)]T为地球坐标系下飞机的即时位置点P(L,λ)处的地垂线方向的单位向量，L为点P(L,λ)的纬度，λ分别为点P(L,λ)的经度；飞机的即时位置点P(L,λ)位于起始航路点Pk-1(Lk-1,λk-1)和终止航路点Pk(Lk,λk)之间，其中，k为正整数；Lk-1为点P(Lk-1,λk-1)的纬度，λk-1分别为点P(Lk-1,λk-1)的经度；Lk为点P(Lk,λk)的纬度，λk分别为点P(Lk,λk)的经度；
为地球坐标系下垂直于和所确定平面的单位向量；为地球坐标系下飞机在点Pk-1(Lk-1,λk-1)处的地垂线方向的单位向量，为地球坐标系下飞机在点Pk(Lk,λk)处的地垂线方向的单位向量；
(3)根据步骤(1)计算获得导航坐标系下飞机的地速矢量vn，计算得航迹角误差ΔΨe：
其中，Ψe为预定航迹角；飞机的地速V为vn在地面的投影，东向速度VE为地速V在地面沿东向分解得到，北向速度VN为地速V在地面沿北向分解得到；
(4)在j时刻，根据步骤(1)至步骤(3)中获得的偏航距Ej、航迹角误差ΔΨe(j)、当前地速V和飞机实际横滚角γ(Sj)计算出该时刻的操纵信号Sj，Sj＝K1Ej+K2ΔΨe(j)V+K3(γ(Sj-1)-γ0)，j为正整数；下角标j-1表示当前时刻，下角标j表示下一时刻；γ(Sj)＝k4Sj，k4的范围为0～10；γ0为飞机转弯时的预定横滚角；系数K1、K2、K3为控制参数，系数K1、K2、K3的范围均为0～10；
(5)将操纵信号Sj发送给自动驾驶仪系统，自动驾驶仪根据操纵信号Sj来控制飞机的横滚角，使飞机转弯。
所述预定航迹角
其中，
为地球坐标系下过点P(L,λ)的子午面的法向单位向量，为地球坐标系下过点P(L,λ)和点Pk(Lk,λk)的大圆的法向单位向量，为地球坐标系下点P(L,λ)处地垂线方向的单位向量，为地球坐标系下地轴的法向向量，指向地球北极。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明的导航方法通过改进操纵信号的计算公式，引入飞机的横滚角信号并利用反馈机制来增加控制的精度与响应速度，减小了切线转弯后的超调量，甚至完全避免超调，适用于反潜型飞机的低空巡航状态；
(2)本发明的导航方法在浮标投放时，由于超调量的减小，进入投放区域的切入角度的精度变高，提高了飞机位置和投放角的引导精度，有利于精确导航。
附图说明
图1为飞机在低空巡航时导航系统的整体结构。
图2为本发明的导航方法的流程图。
具体实施方式
本发明流程图如图1、图2所示。传统的操纵信号S公式为：
S＝K1E+K2ΔΨeV
S＝0.00361E+0.148ΔΨeV (1)
式中，E为偏航距，V为地速，ΔΨe为航迹角误差，K1,K2为控制参数。从式中可以看出，操纵信号S是航迹角误差、偏航距和地速的函数，它们对操纵信号的影响主要取决于其系数即K1,K2的大小，其中航迹角误差对操纵信号的影响最大。
在高空导航过程中，受操纵信号控制的自动驾驶系统为开环控制系统，飞机横滚角作为被控信号并没有被引入到操纵信号的计算中，这会导致整个控制循环响应较慢，且精度较低，在应对转弯曲率较大的低空航线时灵活性很小。本发明通过改进操纵信号的计算公式，引入飞机的横滚角信号来增加控制的精度与响应速度，在计算操纵信号时增加了反馈环节，改进后的计算公式为：
S＝K1E+K2ΔΨeV+K3(γ(S)-γ0) (2)
式中，γ(s)为飞机实际横滚角，它是操作信号S的函数，其形式由飞机自动驾驶系统确定，γ0为飞机转弯时的预定横滚角，V为惯导系统计算出的飞机地速，K3为控制参数。
一种用于反潜型飞机低空巡航状态的导航方法，包括如下步骤：
(1)利用惯性导航系统的惯性测量单元(IMU)测量飞机的加速度fb和角速度根据式(3)解算出导航参数：飞机的位置、速度和姿态，
其中，rn为导航坐标系(n系)里的飞机位置矢量；vn为飞机相对于地球坐标系(e系)的速度矢量即地速矢量；为导航坐标系(n系)相对于e系的旋转角速度矢量，即飞机的位移角速度矢量；为e系相对于惯性坐标系(i系)的旋转角速度矢量，即地球的自转角速度矢量；为n系相对于i 系的旋转角速度矢量；为机体坐标系(b系)相对于i系的旋转角速度矢量，即飞机的绝对角速度矢量，由陀螺仪测定；为b系变换到n系的方向余弦矩阵；fb为飞机绝对线加速度矢量，由加速度计测定；gn为当地重力加速度矢量，gn＝Gn-an，Gn为地球引力加速度矢量，an为飞机跟随地球旋转而产生的向心加速度矢量；
上式中，各坐标系定义如下：
惯性坐标系——i系(OiXiYiZi)：原点Oi位于地心，XiYi平面位于赤道平面，Zi沿着地球自转轴指向正北，不随地球自转而转动。
地球坐标系——e系(OeXeYeZe)：原点Oe位于地心，XeYe平面位于赤道平面，Ze沿着地球自转轴指向正北，随地球自转而转动。
导航坐标系——n系(OnXnYnZn)：东北天系，原点On位于惯性导航装置原点在大地水准面上的投影，Xn轴沿水平东西向，向东为正，Yn轴沿水平南北向，向北为正，Zn轴垂直参考椭球面，向上为正。
机体坐标系——b系(ObXbYbZb)：原点Ob位于机体质心，Xb轴沿机体横轴，向右为正，Yb轴沿机体纵轴，向前为正，Zb轴垂直XbYb平面，向上为正。
飞机的位置由第一式解算，速度由第二式解算，姿态由第三式解算；
(2)飞机进入低空巡航状态后，根据获取的飞行航线，采用自动导航模式进行导航，利用以下方法实时计算飞机的偏航距：
设当前航段的从点为Pk-1(Lk-1,λk-1)、到点为Pk(Lk,λk)(即飞机自航路点Pk-1飞向航路点Pk)，飞机的即时位置为P(L,λ)，L,λ分别为相应点的纬度和经度，则飞机的偏航距为：
其中，R为地球半径，h为飞机飞行高度，ue＝[cos(L)cos(λ) cos(L)sin(λ) sin(L)]T为点P处地垂线方向的单位向量，为垂直于和所确定平面的单位向量，其表达式为：
其中，
各参数字母的上角标b表示在机体坐标系下，上角标n表示在导航坐标系下，上角标e表示在地球坐标系下。
(3)计算航迹角误差，航迹角误差为航段的预定航迹角与飞机航迹角的差值。设P(L,λ)点为飞机的即时位置点，Pk(Lk,λk)为航段的到点，预定航迹角由式(5)计算，
其中，为地球坐标系下过点P(L,λ)的子午面的法向单位向量，为地球坐标系下过点P(L,λ)和点Pk(Lk,λk)的大圆的法向单位向量，为地球坐标系下点P(L,λ)处地垂线方向的单位向量，为地球坐标系下地轴的法向向量，指向地球北极。
根据第一步解算所得的结果，可得飞机的地速V为vn在地面的投影，则航迹角误差为：
其中，东向速度VE为地速V在地面沿东向分解得到，北向速度VN为地速V在地面沿北向分解得到；
(4)在j时刻，根据步骤(1)至步骤(3)中获得的偏航距Ej、航迹角误差ΔΨe(j)、当前地速V和飞机实际横滚角γ(Sj)计算出该时刻的操纵信号Sj，Sj＝K1Ej+K2ΔΨe(j)V+K3(γ(Sj-1)-γ0)，j为正整数；下角标j-1表示当前时刻，下角标j表示下一时刻；γ(Sj)＝k4Sj，k4的范围为0～10，由自动驾驶系统确定；γ0为飞机转弯时的预定横滚角；系数K1、K2、K3为控制参数，系数K1、K2、K3的范围均为0～10；系数K3为控制反馈系数，可经过半物理仿真仿真确定。
(5)将操纵信号Sj发送给自动驾驶仪系统，自动驾驶仪根据操纵信号Sj来控制飞机的横滚角，使飞机转弯。
实时横滚角与预定横滚角的差值越大则操纵信号越大，飞机的横滚角速率越大；当飞机实时横滚角达到预定横滚角时，上式中的第三项可视为零，这样飞机实时横滚角将作为一个反馈信号影响操纵信号量的大小。
在仿真过程中，每次飞行完成一条航线，需观察飞行轨迹在每个航路点以及浮标投放点的情况，观察航迹角和偏航距修正的情况，适当调整参数K1和K2，使飞机实际横滚角γ(S)趋近于飞机转弯时的预定横滚角γ0，从而使飞机的转弯速率和转弯超调量达到最佳，系数K3需要根据自动驾驶系统的控制特性确定。
计算出操纵信号S后，由惯性导航系统发送给自动驾驶仪系统，自动驾驶仪根据操纵信号来控制飞机的横滚角，使飞机转弯，同时惯导系统测量得到飞机实时的横滚角数据，并用其计算下一时刻的操纵信号，这样一个回路的形成能有地控制飞机转弯时的横滚角及转弯速率，提高引导精度。
本发明未详细说明的部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (2)

1.一种用于反潜型飞机低空巡航状态的导航方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)通过加速度计测得机体坐标系下飞机绝对线加速度矢量fb，通过陀螺仪测得的机体坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度矢量根据如下公式计算在导航坐标系下的飞机位置矢量rn，在导航坐标系下飞机的地速矢量vn，机体坐标系变换到导航坐标系的方向余弦矩阵
其中，为导航坐标系相对于地球坐标系的旋转角速度矢量；为地球坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度矢量；为导航坐标系相对于惯性坐标系的旋转角速度矢量；gn为导航坐标系下当地重力加速度矢量；
其中，惯性坐标系OiXiYiZi的原点Oi位于地心，XiYi平面位于赤道平面，Zi沿着地球自转轴指向正北，不随地球自转而转动；
地球坐标系OeXeYeZe的原点Oe位于地心，XeYe平面位于赤道平面，Ze沿着地球自转轴指向正北，随地球自转而转动；
导航坐标系OnXnYnZn为东北天系，原点On位于惯性导航装置原点在大地水准面上的投影，Xn轴沿水平东西向，向东为正，Yn轴沿水平南北向，向北为正，Zn垂直参考椭球面，向上为正；
机体坐标系ObXbYbZb的原点Ob位于机体质心，Xb轴沿机体横轴，向右为正，Yb轴沿机体纵轴，向前为正，Zb垂直XbYb平面，向上为正；
(2)飞机进入低空巡航状态后，根据飞行航线实时计算飞机的偏航距E：
其中，R为地球半径，h为飞机飞行高度；
ue＝[cos(L)cos(λ)cos(L)sin(λ)sin(L)]T为地球坐标系下飞机的即时位置点P(L,λ)处的地垂线方向的单位向量，L为点P(L,λ)的纬度，λ分别为点P(L,λ)的经度；飞机的即时位置点P(L,λ)位于起始航路点Pk-1(Lk-1,λk-1)和终止航路点Pk(Lk,λk)之间，其中，k为正整数；Lk-1为点Pk-1(Lk-1,λk-1)的纬度，λk-1分别为点Pk-1(Lk-1,λk-1)的经度；Lk为点Pk(Lk,λk)的纬度，λk分别为点Pk(Lk,λk)的经度；
为地球坐标系下垂直于和所确定平面的单位向量；为地球坐标系下飞机在点Pk-1(Lk-1,λk-1)处的地垂线方向的单位向量，为地球坐标系下飞机在点Pk(Lk,λk)处的地垂线方向的单位向量；
(3)根据步骤(1)计算获得导航坐标系下飞机的地速矢量vn，计算得航迹角误差ΔΨe：
其中，Ψe为预定航迹角；飞机的地速V为vn在地面的投影，东向速度VE为地速V在地面沿东向分解得到，北向速度VN为地速V在地面沿北向分解得到；
(4)在j时刻，根据步骤(1)至步骤(3)中获得的偏航距Ej、航迹角误差ΔΨe(j)、当前地速V和飞机实际横滚角γ(Sj)计算出该时刻的操纵信号Sj，Sj＝K1Ej+K2ΔΨe(j)V+K3(γ(Sj-1)-γ0)，j为正整数；下角标j-1表示当前时刻，下角标j表示下一时刻；γ(Sj)＝k4Sj，k4的范围为0～10；γ0为飞机转弯时的预定横滚角；系数K1、K2、K3为控制参数，系数K1、K2、K3的范围均为0～10；
(5)将操纵信号Sj发送给自动驾驶仪系统，自动驾驶仪根据操纵信号Sj来控制飞机的横滚角，使飞机转弯。
2.根据权利要求1所述的一种用于反潜型飞机低空巡航状态的导航方法，其特征在于：所述预定航迹角
其中，
为地球坐标系下过点P(L,λ)的子午面的法向单位向量，为地球坐标系下过点P(L,λ)和点Pk(Lk,λk)的大圆的法向单位向量，为地球坐标系下点P(L,λ)处地垂线方向的单位向量，为地球坐标系下地轴的法向向量，指向地球北极。
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