一种基于双主惯导的直升机载导弹传递对准精度评估方法

赵伟高,朱启举,白 亮

(西安现代控制技术研究所,西安 710065)

0 引言

直升机载导弹在发射前需要进行初始对准，以便确定其弹载惯导的初始导航信息。而传递对准则是机载导弹空中发射前获取惯导初始姿态的对准方法，其目的是利用机载主惯导通过对准模型确定出弹载子惯导相对于机载主惯导的安装误差，并通过误差补偿模型对弹载子惯导进行补偿修正，确保导弹发射时刻子惯导能够获取准确的初始姿态角[1]。其对准精度决定着子惯导的初始姿态误差大小，也直接影响着直升机载导弹的中制导精度以及中靶精度。因此，需对传递对准解算的安装误差准确性进行评估，即通过比较机载主、子惯导的真实安装误差与传递对准估计的安装误差的差值大小，以确定其对准精度是否满足机载导弹系统设计指标的要求。

目前，可利用载机校轴标定设备对机载主、子惯导之间的初始安装误差进行直接标定[2]，并通过比较对准结果来评估其精度。但是该方法操作复杂，具有单一性，针对导弹发射架以及导弹的多次机械拆装，其初始安装误差并不是固定值，需要进行多次重复试验，效率低下。此外，也可利用子惯导在导弹发射后的导航误差，通过引入外部参考导航系统如差分GPS、机载惯导系统等结合最优平滑估计方法[3-4]，将子惯导在导航启动时刻的初始姿态误差估计出来，并通过初始姿态误差的大小间接评估传递对准精度。该方法具有一定的工程应用性，但是并不能定量给出传递对准估计精度，不能够直接用于机载导弹系统的指标考核。基于此，文中提出一种基于双主惯导的传递对准精度评估方法，并结合相关的传递对准方案进行了实际的飞行试验验证。

1 传递对准精度评估方案设计

传递对准精度评估方案设计如图1所示。其原理为通过不同方式分别获取机载主惯导、参考主惯导以及子惯导之间的安装误差，并利用三者之间的安装误差评估模型实现子惯导传递对准精度的评估。其中，利用机载主惯导、参考主惯导导航输出的姿态信息建立姿态矩阵，利用该姿态矩阵可直接测量二者之间相对精确的安装误差，并将该值作为参考基准。利用机载主惯导与子惯导建立传递对准模型，通过载机的机动飞行可在线获取机载主惯导、子惯导的对准安装误差。通过存储记录的参考主惯导在飞行过程中的导航信息，利用参考主惯导、子惯导建立传递对准模型，离线解算获取参考主惯导、弹载惯导的估计安装误差。由此，通过比较3个安装误差的相对大小，即可完成对准精度的定量评估。

图1 传递对准精度评估原理图

2 传递对准精度评估算法设计

2.1 坐标系选取

2.2 安装误差矩阵建立

(1)

(2)

(3)

(4)

2.3 参考基准计算

(5)

2.4 误差评估模型建立

(6)

建立参考主惯导与机载主惯导的的姿态矩阵关系，即

(7)

根据式(1)～式(4)可得：

(8)

根据式(6)和式(7)可得：

(9)

展开后可得：

(10)

因为安装误差为小角，忽略掉二阶小量可得:

(11)

通过比较式(8)和式(11)可得:

(12)

(13)

式(13)即为误差评估模型，通过统计分析可实现对准精度的评估。

3 传递对准精度评估试验验证

3.1 试验方案

基于此精度评估方法，进行了实际的载机飞行试验，具体的试验安装示意图如图2所示。

图2 传递对准精度评估试验安装示意图

在以高精度机载主惯导作为子惯导传递对准参考系统的基础上，额外增加一套与机载主惯导同等精度的参考主惯导作为子惯导传递对准参考系统。该参考主惯导与弹载子惯导通过固定工装安装在发射模拟平台上并悬挂于载机发射装置下方。由此，机载主惯导、参考主惯导与弹载子惯导之间的安装误差存在一定的几何关系。在整个试验过程中，主、子惯导在不拆卸的情况下连续进行3次传递对准，具体试验流程如图3所示：1)飞行试验前，机载主惯导以及参考主惯导上电静止5 min，完成初始对准。2)打开记录装置，实时记录机载主惯导、参考主惯导导航信息。3)主惯导对准结束后启动子惯导进行飞行试验，记录装置实时记录子惯导数据。4)载机发送传递对准指令给子惯导并进行机动，子惯导利用飞控系统转发的机载主惯导信息进行传递对准，实时估计误差角。5)传递对准结束后，载机平飞一段时间进行下一次传递对准。

图3 传递对准飞行试验流程图

图3中T0为试验起始时刻;T5为试验结束时刻。

3.2 评估方法

基于飞行试验数据，利用误差评估模型式(11)，通过式(12)对δφ进行试验数据统计计算，获取该误差值的标准偏差σφ(1σ)，基于机载导弹武器系统实际工程应用提出的传递对准误差σφ≤0.15°的指标要求，通过考核σφ与指标要求的大小关系，实现对传递对准精度的定量评估。

(14)

3.3 试验结果

飞行试验共进行3次传递对准，以第一次传递对准为例，飞机起飞后平稳飞行480 s，在第485～515 s飞机发送传递对准指令给子惯导并进行俯仰机动，机动结束后再采集数据到580 s后结束第一次传递对准。本组传递对准过程中载机的飞行状态如图4所示。子/机载主在线对准安装误差估计、子/参考主离线安装误差估计以及参考主/机载主的离线安装误差计算结果分别如图5～图7所示。

图4 传递对准试验载机飞行状态

图5 子/机载在线姿态误差估计曲线图

图6 子/参考离线姿态误差估计曲线图

图7 参考/机载实时姿态误差曲线图

通过传递对准数据处理方法分别对3次传递对准数据进行处理，试验结果如表1、表2所示。

表1 子/机载主3组传递对准结果

表2 子/参考主3组传递对准结果

根据表1、表2可获取对准误差结果，如表3、表4所示。

表3 子/机载主、子/参考主安装误差角差值

表4 参考/机载主3组安装误差值

将表3、表4的数据代入式(11)，可以计算出对准误差δφ，可完成基于双主惯导的传递对准精度评估，结果如表5所示。

表5 传递对准精度评估结果

由表5可知，以双主惯导的安装误差为参考基准，估计出来的对准误差δφ最大误差值为0.082°，标准偏差σφ<0.1°，定量给出传递对准估计误差精度，能够满足机载导弹武器系统工程应用技术指标要求，验证了该传递对准方法的有效性。同时也表明该传递对准精度评估方案的工程应用性，能够实现对机载惯导传递对准精度的评估。

4 结束语

提出了基于双主惯导的传递对准精度评估方法，并通过实际的飞行试验进行了评估验证。试验结果表明：该传递对准精度评估方法能够直观、有效衡量传递对准精度，具备实际的工程应用价值。