一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统及方法

技术领域

本发明涉及到惯导设备测试技术领域，具体涉及到一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统及方法。

背景技术

随着近年来无人装备的蓬勃发展，作为现代化无人机导航系统的核心设备，惯性导航设备的精度与性能检测需求日益高涨。目前，验证无人机惯性导航设备导航性能的方式主要包含两类：一是使用试验车进行地面跑车试验验证，二是使用无人机挂载进行飞行验证。现有试验方法存在缺陷在于：地面跑车验证无法对真实机载环境进行模拟；机载试验成本过高。可见目前缺乏一种可以模拟机载环境的低成本试验方法。

发明内容

本发明的目的是针对现有技术存在的问题，提供一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统及方法，模拟机载环境，检验惯性导航设备在机载环境下的工作性能，降低机载惯性导航设备试验测试成本。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：

一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统，包括试验车，所述试验车连接有伺服转台，所述伺服转台连接有惯导设备；

卫星导航模块，用于提供所述试验车的卫导定位信息和卫导速度信息；

数据记录模块，用于记录所述惯导设备的导航信息数据、伺服测角数据和卫星信息数据；

姿态控制模块，用于根据计算的俯仰角和横滚角，输出控制所述伺服转台的横滚角度指令和俯仰角度指令；

性能分析模块，用于对比试验车的卫导定位信息和惯导定位信息，对比卫导速度信息和惯导速度信息。

所述伺服转台包括箱体、俯仰角控制框架和横滚角控制框架，所述俯仰角控制框架设于所述箱体的内部，所述俯仰角控制框架的左右两侧分别与所述箱体左右侧壁转动连接；所述横滚角控制框架设于所述俯仰角控制框架的内部，所述横滚角控制框架的上下两侧分别与所述俯仰角控制框架的上下侧壁转动连接；所述惯导设备与所述横滚角控制框架固定；

所述箱体连接有俯仰伺服电机，所述俯仰伺服电机的转子连接所述俯仰角控制框架，所述俯仰角控制框架连接有横滚伺服电机，所述横滚伺服电机的转子连接所述横滚角控制框架。

所述俯仰角控制框架和所述横滚角控制框架均为矩形框体结构，所述横滚角控制框架的底部内壁设有安装滑轨，所述横滚角控制框架的侧壁设有电气接口。

一种惯导精度测试系统的测试方法，包括以下步骤：

S1、试验车根据预定的路径行驶，卫星导航模块检测试验车的卫导定位信息和卫导速度信息，计算试验车的卫导高度变化率和卫导航向变化率；

S2、根据所述高度变化率和所述航向变化率，计算出天向速度和水平速度，根据天向速度和水平速度，计算俯仰角；

S3、通过惯导设备测得惯导航向变化率，结合飞行试验数据，计算横滚角；

S4、姿态控制模块根据计算的俯仰角和横滚角，向伺服转台发出控制指令，使伺服转台将惯导设备调整至对应的姿态。

所述俯仰角的具体计算过程为：

其中，v

航向变化率计算方法如下：

试验车相对于地理系的转动向量为

其中，

通过测量的[G

横滚角计算方法如下：

根据飞行试验的数据，航向变化率与横滚倾斜成正比，则横滚角可表示为：

其中k为比例系数；上式中G

S5、记录惯导设备采集的定位信息和速度信息，对比卫导定位信息与惯导定位信息，对比卫导速度信息与惯导速度信息，若定位误差最大值小于阈值一，且速度误差最大值小于阈值二，则精度满足要求。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

姿态控制模块通过卫星导航模块提供的速度与位置信息，进行飞机空中姿态的模拟，将控制信号传输给姿态控制模块后，姿态控制模块带动待测惯导设备转动，完成惯导在飞行中的姿态的模拟，降低了机载惯性导航设备试验的成本；

通过惯导设备测得试验车的航向变化率，使惯导设备坐标系与试验车坐标系进行转换，再根据飞行试验的数据，航向变化率与横滚倾斜成正比，求得横滚角输入姿态控制模块，通过将试验车的航向变化率与横滚角指令联动，实现对飞行姿态横滚角的模拟控制。

附图说明

图1为本发明姿态控制模块的结构图；

图2为本发明测试系统的原理图；

图中：1、俯仰角控制框架；2、横滚角控制框架；3、俯仰伺服电机；4、横滚伺服电机；5、安装滑轨；6、电气接口。

具体实施方式

下面将结合本发明中的附图，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动条件下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1和图2所示，一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统，包括试验车，所述试验车连接有伺服转台，所述伺服转台连接有惯导设备，所述惯导设备用于提供所述试验车的惯导定位信息和惯导速度信息；

卫星导航模块，用于提供所述试验车的卫导定位信息和卫导速度信息；

数据记录模块，用于记录所述惯导设备的导航信息数据、伺服测角数据和卫星信息数据；

姿态控制模块，用于根据计算的俯仰角和横滚角，输出控制所述伺服转台的横滚角度指令和俯仰角度指令；

性能分析模块，用于对比试验车的卫导定位信息和惯导定位信息，对比卫导速度信息和惯导速度信息。

优选的，试验车选用一辆改装的依维柯作为基础，对车辆后箱进行改造，增加电池供电设备、车电电路、数据记录设备桌、试验人员座椅设施。

优选的，伺服转台安装在试验车辆上，伺服转台包含俯仰、横滚两个自由度旋转轴；在伺服电机的控制下，伺服转台可以在俯仰与横滚两个方向上360°回转。伺服转台中心为惯导设备安装面，可供待测惯导设备进行安装。

优选的，对试验车进行改造，增加数据传输与供电电路，用于传输伺服转台上待测惯导设备的输出数据与对设备进行供电。

在一个实施例中，所述伺服转台包括箱体、俯仰角控制框架和横滚角控制框架，所述俯仰角控制框架设于所述箱体的内部，所述俯仰角控制框架的左右两侧分别与所述箱体左右侧壁转动连接；所述横滚角控制框架设于所述俯仰角控制框架的内部，所述横滚角控制框架的上下两侧分别与所述俯仰角控制框架的上下侧壁转动连接；所述惯导设备与所述横滚角控制框架固定；所述箱体连接有俯仰伺服电机，所述俯仰伺服电机的转子连接所述俯仰角控制框架，所述俯仰角控制框架连接有横滚伺服电机，所述横滚伺服电机的转子连接所述横滚角控制框架。

通过设置俯仰角控制框架相对于箱体转动，模拟飞机飞行时的上升和下降姿态，通过设置横滚角控制框架相对于俯仰角控制框架转动，模拟飞机飞行转弯时机身的横滚姿态；通过控制俯仰角控制框架和横滚角控制框架的转动角度，配合试验车的地面行驶方向，实现模拟飞行姿态。

在一个实施例中，如图1所示，所述俯仰角控制框架和所述横滚角控制框架均为矩形框体结构，所述横滚角控制框架的底部内壁设有安装滑轨，所述横滚角控制框架的侧壁设有电气接口。通过将俯仰角控制框架和所述横滚角控制框架设置矩形框体结构，从而便于惯导设备的放入和拿取，安装滑轨用于惯导设备的快速安装，通过在横滚角控制框架的侧壁设置电气接口，便于信号线的插拔。

一种惯导精度测试系统的测试方法，包括以下步骤：

S1、试验车根据预定的路径行驶，卫星导航模块检测试验车的卫导定位信息和卫导速度信息，计算试验车的卫导高度变化率和卫导航向变化率。

S2、根据所述卫导高度变化率和所述卫导航向变化率，计算出天向速度和水平速度，根据天向速度和水平速度，计算俯仰角。

所述俯仰角的具体计算过程为：

其中，v

S3、通过惯导设备测得试验车的惯导定位信息和惯导速度信息，计算惯导航向变化率，再结合飞行试验数据，计算横滚角。

航向变化率计算方法如下：

试验车相对于地理系的转动向量为

其中，

通过测量的[G

横滚角计算方法如下：

根据飞行试验的数据，航向变化率与横滚倾斜成正比，则横滚角可表示为：

其中k为比例系数；上式中G

S4、姿态控制模块根据计算的俯仰角和横滚角，向伺服转台发出控制指令，使伺服转台将惯导设备调整至对应的姿态。

S5、记录惯导设备采集的惯导定位信息和惯导速度信息，对比卫导定位信息与惯导定位信息，对比卫导速度信息与惯导速度信息，若定位误差最大值小于阈值一，且速度误差最大值小于阈值二，则精度满足要求。

具体的，例如使用卫星导航模块输出的位置减去惯导设备输出的位置可以求得惯导设备的定位误差；使用卫导速度信息减去惯导设备速度可以求得惯导设备的速度误差。针对不同精度的惯导设备可以对设备性能进行初步评估：以1nmile/h的导航级惯导为例，假设设备导航时间为1小时，定位误差最大值小于1nmile，速度误差最大值小于0.6m/s则基本满足精度性能要求。

综上，姿态控制模块通过卫星导航模块提供的速度与位置信息，进行飞机空中姿态的模拟，将控制信号传输给姿态控制模块后，姿态控制模块带动待测惯导设备转动，完成惯导在飞行中的姿态的模拟，降低了机载惯性导航设备试验的成本。性能分析模块对惯导设备的性能检测，对比卫导定位信息、速度与惯导输出的位置、速度信息，对惯导设备性能进行评估，检验惯导设备在机载环境下的工作性能。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。