基于TRIZ分析的海军直升机导航方法研究

黄新松，于晓辉，汪智超

(海军装备部驻南昌地区航空军事代表室，江西 南昌 330000)

0 引言

现代战争对海军直升机导航精度要求越来越高，而提高导航系统精度的方法不外乎两种：一是提高单一导航系统的精度；二是综合多种导航系统形成组合导航系统。

组合导航系统可以克服单一导航系统的缺点，取长补短，提高导航系统的精度和可靠性。海军直升机常用的组合导航系统包括卫星/惯性组合系统、多普勒/惯性组合系统、卫星/多普勒/惯性组合系统等。这些组合导航系统基本上都是以惯性导航为基础，利用惯性导航系统抗干扰能力强、短期精度高、稳定性好的优点，通过引进外部信号源来抑制惯性导航系统随时间增长积累的误差。特别是卫星/惯性组合导航系统，充分利用了卫星和惯性导航系统的优点，能够实时地提供三维位置、速度信息和时间信息，取得了巨大的成功，目前已经广泛用于直升机领域。

虽然卫星/惯性组合导航系统取得了巨大的成功，但是卫星导航技术中GPS技术的控制权掌握在美国手中，并且美国限制别国将GPS用于军事目的，在战时可以对GPS信号进行加密或伪造。因此对非美国盟友国家来说，直升机依赖GPS进行导航存在着巨大的风险，我国应逐渐减少对GPS卫星系统的依赖。我国北斗卫星系统信号覆盖区域有限，战争时可能受到外界干扰和欺骗，因此还需要进一步完善。

惯性导航系统具有自主性，不受时间、地点、天气等外界条件限制，为直升机隐蔽飞行创造了条件。但是惯性导航系统的主要缺点是在无卫星导航校正其精度的情况下，误差随时间积累。为解决该问题，本文利用TRIZ理论对其进行分析论证，以求找到一种最佳的解决方案。

1 TRIZ理论简介

TRIZ是由前苏联发明家根里奇·阿奇舒勒在1946年发现并创立的。经过多年对数以万计的专利文献加以搜集、研究、整理、归纳、提炼，建立起一整套体系化的、实用的解决发明问题的理论方法体系[1-3]，主要包含TRIZ技术矛盾的解决原理、TRIZ物理矛盾的解决原理和基于IFR的解决原理。

TRIZ解决流程：首先将一个待解决的实际问题转化为问题模型，然后针对不同的问题模型，应用不同的TRIZ解决工具，得到解决方案模型，最终将解决问题的方案模型应用到具体的问题当中。

2 惯性导航系统误差模型

海军直升机惯性导航是一种自主式的导航方法，系统主要由加速度计及陀螺部分、计算机解算部分和显示器显示部分组成[4]。简化的惯性导航系统的工作原理如图1所示。

图1 简化的惯性导航系统工作原理图

两个加速度计分别用来测量北向加速度aN和东向加速度aE，经计算机系统解算，即经一次积分所得的值加上初始速度值得到海军直升机的瞬时航行速度VN、VE，再经过一次积分加上初始位置得到导航位置YN、YE。其公式分别如式(1)和式(2)所示。

(1)

(2)

惯性导航系统定位误差随时间积累是由陀螺漂移和加速度计零偏引起的，陀螺所测量的直升机角速率误差会直接影响到惯性导航系统的姿态误差。陀螺漂移可以表示为：

εi=εbi+εri+εwii=x,y,z

(3)

式中，i=x,y,z表示沿陀螺输出轴上的三个分量。εbi为随机常值漂移，εri为相关漂移，εwi为不相关漂移。随机常值漂移由启动时的电气参数和环境条件决定，该种漂移可以用随机常值表示。相关漂移是指陀螺周围的环境和一些电器参数发生不确定性的变化，导致上一时刻和下一时刻的漂移值有某种依赖关系，这种依赖关系取决于二者时间点的接近程度，时间点越近，该依赖关系越密切。不相关漂移是指除了上述两种漂移之外的杂乱无章的漂移。加速度计误差与陀螺误差相似，也可分为三种成分，但在实际应用中只考虑偏置误差。

陀螺和加速度计的随机误差是一个十分复杂的过程，无法通过校正来确定，为此本文引入TRIZ理论，以求解决上述问题。

3 矛盾解决方法

3.1 利用TRIZ理论解决惯导误差积累问题

为了提高惯导系统的精度，使用技术矛盾分析方法(干扰力矩小，精度高)，得到需要提高的惯性元件精度。但是提高惯性元件的精度却又需要付出极为昂贵的代价，不利于更彻底地解决矛盾，得到最理想的解决方案。

为此，考虑利用IFR创新思维方法对现有的陀螺误差和加速度计误差进行补偿并加以校正，其过程如下：

步骤1：现有的问题描述

要求惯导系统长时间工作时，定位误差不累积，且不能采用提高惯性元件的精度的方法。

步骤2：问题解决的IFR描述

IFR：惯导系统长期工作，定位精度高。

步骤3：分析现有的所有可利用资源

子系统：综显系统、超短波电台、短波电台、应答机、无线电高度表、气压高度表、数字地图、飞行参数记录系统、机电系统等。

超系统：大气温度、地形起伏、地形高度、大气压力、大气温度。

步骤4：得到接近IFR的技术方案

用地形高度和数字地图，且通过Kalman滤波器对惯导系统进行实时的不间断的修正，从而补偿惯性导航系统的积累误差，可以满足惯性导航系统需要长期高精度的导航需求。主要资源由惯性导航系统、气压高度表、无线电高度表、数字地图、导航算法组成(为说明方便，该资源构成的系统称为S系统[5,6])，其原理图如图2。

图2 S系统原理图

S系统具体步骤如下：

直升机在航行过程中，惯性导航系统会估算出相应的位置，数字地图利用该位置提取出相对地形高度；

此时气压高度表输出直升机的气压高度值，然后与数字地图提取的地形高度相减，得到直升机的预测离地高度值；

将该预测的离地高度值与无线电高度表实测的离地高度值作比较，其差值作为Kalman滤波器的量测方程，从而得到INS的误差值；

再把该误差值反馈给INS进行误差补偿，这样就能实现对INS的状态(位置、姿态、速度等)进行实时校正。

构建S系统基本符合IFR创新方法思维，其优点如下：

① 保持了原惯性导航系统的优点；

② 消除了原惯性导航系统的不足；

③ 没有使惯性导航系统变得更复杂；

④ 没有增加直升机任何体积和重量；

⑤ 利用现有的资源实现有用功能。

3.2 利用时间分离原理解决S系统的实时性、高精度问题

S系统最为关键的技术是其导航算法技术。S系统中S算法在正常情况下定位精度很高，但在特殊环境下(探测盲区)，S算法定位精度不理想，甚至发散(若存在探测盲区，则导致S系统初始匹配误差大，S算法很可能发散)。为此，定义物理矛盾：无探测盲区，直升机低高度飞行，精度高；有探测盲区，直升机高高度飞行(1500m以上)。

步骤1：定义物理矛盾：

参数：探测盲区；

要求1：有探测盲区；

要求2：无探测盲区。

步骤2：如果想实现技术系统的理想状态，这个参数的不同要求应该在什么时间得以实现？

时间1：低高度飞行；

时间2：非低高度飞行。

步骤3：以上两个时间段是否交叉？

否：应用时间分离；

是：尝试其它分离方法。

步骤4：查找TRIZ表确定发明原理：

查找TRIZ物理矛盾中时间分离原理与发明原理对照表，从表中查到时间分离共有13个发明原理：No.9、No.10、No.11、No.15、No.16、No.18、No.19、No.20、No.21、No.26、No.29、No.34、No.37。

No.9预先反作用原理，此原理不适用；

No.10预先作用原理，此原理不适用；

No.11事先防范原理，此原理不适用；

No.15动态性原理，此原理采纳；

No.16不足或过度作用原理，此原理不适用；

No.18振动原理，此原理不适用；

No.19周期性动作原理，此原理不适用；

No.20有效持续作用原理，此原理不适用；

No.21急速作用原理，此原理不适用；

No.26复制原理，此原理不适用；

No.29气压或液压结构原理，此原理不适用；

No.34抛弃与再生原理，此原理不适用；

No.37热膨胀原理，此原理不适用。

步骤5：发明原理应用：

从上面的分析可以看出No.15最为有效，No.15改变物体或外部环境，使作用在任何阶段，均能达到最佳性能。

具体实施方案：引入T算法(作为外部环境)[7-9]。T算法的特点是其定位精度不受探测盲区影响，但理想情况下，定位精度没有S算法定位精度高。为此，用T算法做预匹配，降低初始匹配误差，以解决S算法在初始匹配误差大时容易发散的问题。

根据时间分离原理，制定解决方案原理图如图3。

图3 解决方案原理图

具体地说，当直升机开始进行辅助导航时，若惯性导航系统的初始匹配位置误差δXINS>ΨXINS，则利用T方法进行一次大范围搜索，找到一条离真实航迹较为接近的航迹来降低惯性导航系统的位置偏差；在此基础上利用S算法进行进一步匹配，这样可以得到最佳匹配位置；再将这两个位置之差作为卡尔曼滤波器的观测量，得到最优估计，从而修正惯性导航系统的导航误差。其中ΨXINS为一预设门限，需根据实际航行的技术要求、数字地图精度等综合因素人为设定。

若初始匹配误差不大(S算法精度容许范围内)，则省略T方法的大范围搜索，而直接用S算法进行匹配，然后经过卡尔曼滤波器进行最优估计。

然后，根据惯性导航系统的指示位置、数字地图、预先设定的路径及测高传感器的精度来判断是否到达探测盲区。若未到达探测盲区则一直用S算法进行辅助导航来不断地校正惯性导航系统的误差；否则，直升机驶出探测盲区后，继续用惯性导航系统最后指示的位置来判断初始匹配位置误差δXINS是否大于预设门限ΨXINS，然后重复上述步骤。

T+S+Kalman的组合方式，充分利用了T算法和S算法各自的优势，取长补短，既利用了T系统在初始匹配误差很大时仍能很好地工作的特点，增加了S算法的可靠性，放宽了S算法在初始误差很大时将导致误匹配的限制，又利用了S算法在初始误差不大时精度很高的特点，得到最佳匹配位置，再经过Kalman滤波器得到最优的估计位置，输出给惯性导航系统来补偿其误差的积累。

选取某一地区的地形数据作为仿真用的基准数据，如图4所示。地形高度最大值1249.46m，最小值1.24m，平均值718.55m，高程熵值1.00，高程差异熵值0.99，高程标准差为215.38m。

图4 某视角下的地形基准图

从地形基准图中，选取1组具有代表性的地形作为仿真用的地形图，其等值线图如图5所示。地形基准图网格大小为41×36，分辨率为30m×30m。其地形参数统计表如表1。

图5 等值线图

表1 地形基准图参数统计

为验证所提出的方案的可行性，在上述基准图上做仿真实验，初始匹配误差取为6个网格点，共进行了200次的仿真实验，结果如图6所示。

图6 匹配误差

仿真结果为：经度误差最大值为23.5m，纬度误差最大值为11.6m，定位最大误差值为26.2m，其定位精度可以保持在1个网格之内。从而证明了提出的方案的有效性，即使在大的初始误差下，仍然能够达到较高的定位精度。

4 结论

直升机惯性导航系统最大的弱点是其系统误差随时间积累，时间越长，误差越大。这种误差主要是由它的核心测量部件—陀螺的固有漂移造成的。为此，利用IFR创新思维方法对现有的陀螺误差和加速度计误差进行补偿并加以校正，构成S系统，通过Kalman滤波器对惯导系统进行实时地不间断的修正；利用时间分离原理来解决S系统的实时性、高精度问题。具体方案为：首先判断惯性导航系统是否具有大的初始位置误差，若误差很大，则利用T算法、S算法和卡尔曼滤波三种算法组合的方法；若初始匹配误差不大，则直接用S算法进行匹配。仿真实验表明，提出的方案可以使定位精度保持在1个网格之内。