天文/惯性/卫星组合导航系统及其交联系统试验研究

中航西飞制造工程部 刘倩倩

随着科学技术的发展，导航渐渐发展成为一门专门研究导航原理方法和导航技术装置的学科。在舰船、飞机、导弹、宇航器等航行体上，导航系统是必不可少的重要设备。惯性/天文/卫星组合导航系统以惯性导航解算为核心，利用天文信息和卫星信息作为观测值，采用卡尔曼滤波技术对惯性的惯性器件误差以及位置、航向、姿态和速度误差进行估计并修正。实现惯性导航、天文导航和卫星导航的组合，兼备了三种导航系统的优点，克服了三者的缺点，是长航时、高精度、全自主导航系统，可以为用户提供高精度全自主的导航信息。

天文/惯性/卫星组合导航系统（以下简称导航系统）接收显控管理处理机、火控计算机、综合数据管理设备、大气数据计算机的GJB 289A-1997数据总线信息；接收大气数据计算机和飞控计算机的HB 6096-1986数据总线信息；向显控管理处理机、火控计算机、综合数据管理设备、火控雷达发送GJB 289A-1997数据总线信息；向显示处理机、飞行参数和音频采集器、机载卫星通信系统和数据链信息处理机发送HB 6096-1986数据总线信息；向火控雷达和无线电磁指示器发送ARINC407同步器信息，如图1所示。为确保导航系统交联关系与功能得到充分验证。制定了试验技术方案，并搭建试验平台环境，开展天文/惯性/卫星组合导航系统及其交联系统试验研究。

图1 导航系统对外信号交联图

1 各导航系统对比分析

惯导系统按其是否有平台而分为平台式惯导系统与捷联式惯导系统。

平台式惯性导航系统（简称平台式惯导），核心部分是有一个实际的陀螺稳定平台。平台上的三个实体轴，重现了所要求的东、北、天地理坐标系三个轴向，它为加速度计提供了精确的安装基准，保证三个加速度计测得的值正好是导航计算时所需的三个加速度分量。这个平台完全隔离了飞机机动运动，保证了加速度计的良好工作环境。平台上的陀螺仪作为平台轴相对基准面偏离的角度（角速度）信号传感器，将其检测信号送至伺服放大器，经电机带动平台轴重新返回基准。

捷联式惯性导航系统（简称捷联式惯导），与平台式惯导的主要区别就是不再有实体的陀螺稳定平台，加速度计和陀螺仪直接安装在载体上。“平台”这个概念和功能还是要有的，只是由导航计算机来实现。这时关键问题是要将陀螺仪测量的绕机体坐标系的三个角速度，通过计算机实时计算，形成由机体坐标系向类似实际平台的“平台”坐标系转换，即解出姿态矩阵表示式。以这个数学上的平台为基础，再将机体坐标系各轴上的加速度信号变换成沿“平台”坐标系备轴上的加速度信号，这样才能进行导航参数解算。同时，利用这个姿态矩阵，还可求得载体的姿态和航向信号，使实体平台功能无一缺少。

惯性/天文/卫星组合导航系统以惯性导航解算为核心，利用天文信息和卫星信息作为观测值，采用卡尔曼滤波技术对惯性的惯性器件误差以及位置、航向、姿态和速度误差进行估计并修正。

旋转调制惯性导航不依赖外界电台、基站、卫星，是自主导航系统；不易被无线电波干扰，在电子战环境下可信赖；工作时不对外发出电、光热幅射，隐蔽性好；导航信息丰富，分辨率高，连续性好，实时性强，可作为主导航设备；在不提高惯性器件精度的前期下，可显著提高系统长航时导航精度；导航误差随时间积累。

天文导航除了具备旋转调制惯性导航的自主导航、隐蔽性好、不受电磁干扰等特点外，可靠性高，定位、定向精度高，导航误差不积累，在大气层内容易受天气状况影响。

卫星导航是通过测量到若干个电台、基站、卫星的距离来定位的，动态特性差，易被无线电波干扰，在电子战环境下不可信；定位信息精度高、实时性强；导航误差不累积。

惯性/天文/卫星组合导航采用惯性导航为主，天文导航和卫星导航辅助导航和校正的方式，实现惯性导航、天文导航和卫星导航的组合，兼备了三种导航系统的优点，克服了三者的缺点，是长航时、高精度、全自主导航系统，可以为用户提供高精度全自主的导航信息。

2 试验技术方案制定

对该导航系统的试验验证应包括与交联设备的总线接口检查和离散量接口检查，新增该系统加电状态控制、系统自检测、数据加载与装订、计算和输出、边界值验证等功能验证，导弹发控流程检查。总体方案如下：

（1）通过总线分析仪监控发送、接收总线数据，检查该导航系统与显示控制分系统、火控计算机、大气数据计算机、飞行仪表、火控雷达之间交联接口的正确性。

（2）在多功能显示器上控制并观察显示画面的正确性，检查该导航系统显示控制功能的正确性；搭建联试试验平台，建立该导航系统试验环境，通过建立429板卡输入数据仿真进行边界值状态模拟，结合已有的429接口ICD和飞行员操作手册，通过示波器测试、指令和状态统计归纳和数据精度分析等手段，验证ICD逻辑正确性。

（3）使用任务计划地面设备进行回放，检查显示控制分系统接收、转发该导航系统故障信息至综合数据管理设备功能的正确性、故障信息记录功能的正确性。

（4）采用挂载导弹模拟器方式，检查该导航系统引导导弹攻击发控流程的正确性。

3 试验平台环境建设

导航系统与其他12套系统/设备交联，交联网络不仅要实现机载设备的交联，还需提供总线信号输入接口和数字、模拟信号输出监测接口。搭建交联关系网络满足试验条件，涉及线缆种类有HB6096总线、GJB289A总线、RS422总线等数字信号线，TTL电平、脉冲等模拟/离散信号线以及供电电源线等，经过对实用性、功能性等多方面的考虑，在已有试验平台上进行了需求及状态评估，评估显示现有平台状态稳定，此试验可复用资源达70%左右，可在原平台的基础上进行改造，既确保原试验不受影响，又能满足本次原理试验需求。

参照需求表对原试验平台进行比照梳理，其“显示控制分系统”、“火控计算机”等6套系统/设备的状态与试验要求状态一致。现有试验电缆满足试验需求，41套电缆可直接复用。新制电缆，进行新增系统的交联验证，结合已有的429接口ICD和飞行员操作手册，通过示波器测试、指令和状态统计归纳和数据精度分析等手段，完成导航系统主机和CDU的交互逻辑验证。通关建立仿真环境，建立429板卡前端数据仿真进行边界值状态模拟，验证系统边界值及ICD逻辑正确性。

4 系统试验验证

试验环境建成后，按照机载设备/系统原理馈电图对电缆进行导通测试，测试合格后开展试验，对以下项目进行系统试验并完成验证：

（1）验证机载天文/惯性/卫星组合导航系统与飞行仪表系统、大气数据系统、惯性/卫星组合导航系统、飞行参数和音频记录系统、显示控制分系统、外挂管理分系统、综合数据管理设备、火控计算机和无线电磁指示器之间交联接口的正确性。

（2）验证机载天文/惯性/卫星组合导航系统数据加载和装订、计算和输出、对准、导航、校正、记忆、自检测、非易失存储、安装误差补偿、标定等功能的正确性。

（3）验证机载天文/惯性/卫星组合导航系统和惯性/卫星组合导航系统控制显示器之间控制和显示功能的正确性。

（4）验证机载天文/惯性/卫星组合导航系统和显示控制分系统之间控制和显示功能的正确性。

（5）验证综合数据管理设备记录和解析机载天文/惯性/卫星组合导航系统数据的正确性。

（6）验证导弹发控流程的正确性。

结束语：通过示波器测试、指令和状态统计归纳和数据精度分析等手段，完成导航系统主机和CDU的交互逻辑验证。通关建立仿真环境，建立429板卡前端数据仿真进行边界值状态模拟，验证ICD逻辑正确性。共发现设计ICD错误7处。采用模拟机模拟信号仿真的方式代替真实设备参加试验；通过接线端子排的方式，为数据激励输入和数据监测提供接口通道，满足模拟信号仿真，并能实时监控、分析各类总线数据和模拟信号量。该类平台搭建措施和方法均可应用于其他机型试验。