基于TRIZ分析的海軍直升機導航方法研究

黃新松，于曉輝，汪智超

(海軍裝備部駐南昌地區航空軍事代表室，江西 南昌 330000)

0 引言

現代戰爭對海軍直升機導航精度要求越來越高，而提高導航系統精度的方法不外乎兩種：一是提高單一導航系統的精度；二是綜合多種導航系統形成組合導航系統。

組合導航系統可以克服單一導航系統的缺點，取長補短，提高導航系統的精度和可靠性。海軍直升機常用的組合導航系統包括衛星/慣性組合系統、多普勒/慣性組合系統、衛星/多普勒/慣性組合系統等。這些組合導航系統基本上都是以慣性導航為基礎，利用慣性導航系統抗干擾能力強、短期精度高、穩定性好的優點，通過引進外部信號源來抑制慣性導航系統隨時間增長積累的誤差。特別是衛星/慣性組合導航系統，充分利用了衛星和慣性導航系統的優點，能夠實時地提供三維位置、速度信息和時間信息，取得了巨大的成功，目前已經廣泛用于直升機領域。

雖然衛星/慣性組合導航系統取得了巨大的成功，但是衛星導航技術中GPS技術的控制權掌握在美國手中，并且美國限制別國將GPS用于軍事目的，在戰時可以對GPS信號進行加密或偽造。因此對非美國盟友國家來說，直升機依賴GPS進行導航存在著巨大的風險，我國應逐漸減少對GPS衛星系統的依賴。我國北斗衛星系統信號覆蓋區域有限，戰爭時可能受到外界干擾和欺騙，因此還需要進一步完善。

慣性導航系統具有自主性，不受時間、地點、天氣等外界條件限制，為直升機隱蔽飛行創造了條件。但是慣性導航系統的主要缺點是在無衛星導航校正其精度的情況下，誤差隨時間積累。為解決該問題，本文利用TRIZ理論對其進行分析論證，以求找到一種最佳的解決方案。

1 TRIZ理論簡介

TRIZ是由前蘇聯發明家根里奇·阿奇舒勒在1946年發現并創立的。經過多年對數以萬計的專利文獻加以搜集、研究、整理、歸納、提煉，建立起一整套體系化的、實用的解決發明問題的理論方法體系[1-3]，主要包含TRIZ技術矛盾的解決原理、TRIZ物理矛盾的解決原理和基于IFR的解決原理。

TRIZ解決流程：首先將一個待解決的實際問題轉化為問題模型，然后針對不同的問題模型，應用不同的TRIZ解決工具，得到解決方案模型，最終將解決問題的方案模型應用到具體的問題當中。

2 慣性導航系統誤差模型

海軍直升機慣性導航是一種自主式的導航方法，系統主要由加速度計及陀螺部分、計算機解算部分和顯示器顯示部分組成[4]。簡化的慣性導航系統的工作原理如圖1所示。

圖1 簡化的慣性導航系統工作原理圖

兩個加速度計分別用來測量北向加速度aN和東向加速度aE，經計算機系統解算，即經一次積分所得的值加上初始速度值得到海軍直升機的瞬時航行速度VN、VE，再經過一次積分加上初始位置得到導航位置YN、YE。其公式分別如式(1)和式(2)所示。

(1)

(2)

慣性導航系統定位誤差隨時間積累是由陀螺漂移和加速度計零偏引起的，陀螺所測量的直升機角速率誤差會直接影響到慣性導航系統的姿態誤差。陀螺漂移可以表示為：

εi=εbi+εri+εwii=x,y,z

(3)

式中，i=x,y,z表示沿陀螺輸出軸上的三個分量。εbi為隨機常值漂移，εri為相關漂移，εwi為不相關漂移。隨機常值漂移由啟動時的電氣參數和環境條件決定，該種漂移可以用隨機常值表示。相關漂移是指陀螺周圍的環境和一些電器參數發生不確定性的變化，導致上一時刻和下一時刻的漂移值有某種依賴關系，這種依賴關系取決于二者時間點的接近程度，時間點越近，該依賴關系越密切。不相關漂移是指除了上述兩種漂移之外的雜亂無章的漂移。加速度計誤差與陀螺誤差相似，也可分為三種成分，但在實際應用中只考慮偏置誤差。

陀螺和加速度計的隨機誤差是一個十分復雜的過程，無法通過校正來確定，為此本文引入TRIZ理論，以求解決上述問題。

3 矛盾解決方法

3.1 利用TRIZ理論解決慣導誤差積累問題

為了提高慣導系統的精度，使用技術矛盾分析方法(干擾力矩小，精度高)，得到需要提高的慣性元件精度。但是提高慣性元件的精度卻又需要付出極為昂貴的代價，不利于更徹底地解決矛盾，得到最理想的解決方案。

為此，考慮利用IFR創新思維方法對現有的陀螺誤差和加速度計誤差進行補償并加以校正，其過程如下：

步驟1：現有的問題描述

要求慣導系統長時間工作時，定位誤差不累積，且不能采用提高慣性元件的精度的方法。

步驟2：問題解決的IFR描述

IFR：慣導系統長期工作，定位精度高。

步驟3：分析現有的所有可利用資源

子系統：綜顯系統、超短波電臺、短波電臺、應答機、無線電高度表、氣壓高度表、數字地圖、飛行參數記錄系統、機電系統等。

超系統：大氣溫度、地形起伏、地形高度、大氣壓力、大氣溫度。

步驟4：得到接近IFR的技術方案

用地形高度和數字地圖，且通過Kalman濾波器對慣導系統進行實時的不間斷的修正，從而補償慣性導航系統的積累誤差，可以滿足慣性導航系統需要長期高精度的導航需求。主要資源由慣性導航系統、氣壓高度表、無線電高度表、數字地圖、導航算法組成(為說明方便，該資源構成的系統稱為S系統[5,6])，其原理圖如圖2。

圖2 S系統原理圖

S系統具體步驟如下：

直升機在航行過程中，慣性導航系統會估算出相應的位置，數字地圖利用該位置提取出相對地形高度；

此時氣壓高度表輸出直升機的氣壓高度值，然后與數字地圖提取的地形高度相減，得到直升機的預測離地高度值；

將該預測的離地高度值與無線電高度表實測的離地高度值作比較，其差值作為Kalman濾波器的量測方程，從而得到INS的誤差值；

再把該誤差值反饋給INS進行誤差補償，這樣就能實現對INS的狀態(位置、姿態、速度等)進行實時校正。

構建S系統基本符合IFR創新方法思維，其優點如下：

① 保持了原慣性導航系統的優點；

② 消除了原慣性導航系統的不足；

③ 沒有使慣性導航系統變得更復雜；

④ 沒有增加直升機任何體積和重量；

⑤ 利用現有的資源實現有用功能。

3.2 利用時間分離原理解決S系統的實時性、高精度問題

S系統最為關鍵的技術是其導航算法技術。S系統中S算法在正常情況下定位精度很高，但在特殊環境下(探測盲區)，S算法定位精度不理想，甚至發散(若存在探測盲區，則導致S系統初始匹配誤差大，S算法很可能發散)。為此，定義物理矛盾：無探測盲區，直升機低高度飛行，精度高；有探測盲區，直升機高高度飛行(1500m以上)。

步驟1：定義物理矛盾：

參數：探測盲區；

要求1：有探測盲區；

要求2：無探測盲區。

步驟2：如果想實現技術系統的理想狀態，這個參數的不同要求應該在什么時間得以實現？

時間1：低高度飛行；

時間2：非低高度飛行。

步驟3：以上兩個時間段是否交叉？

否：應用時間分離；

是：嘗試其它分離方法。

步驟4：查找TRIZ表確定發明原理：

查找TRIZ物理矛盾中時間分離原理與發明原理對照表，從表中查到時間分離共有13個發明原理：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預先反作用原理，此原理不適用；

No.10預先作用原理，此原理不適用；

No.11事先防范原理，此原理不適用；

No.15動態性原理，此原理采納；

No.16不足或過度作用原理，此原理不適用；

No.18振動原理，此原理不適用；

No.19周期性動作原理，此原理不適用；

No.20有效持續作用原理，此原理不適用；

No.21急速作用原理，此原理不適用；

No.26復制原理，此原理不適用；

No.29氣壓或液壓結構原理，此原理不適用；

No.34拋棄與再生原理，此原理不適用；

No.37熱膨脹原理，此原理不適用。

步驟5：發明原理應用：

從上面的分析可以看出No.15最為有效，No.15改變物體或外部環境，使作用在任何階段，均能達到最佳性能。

具體實施方案：引入T算法(作為外部環境)[7-9]。T算法的特點是其定位精度不受探測盲區影響，但理想情況下，定位精度沒有S算法定位精度高。為此，用T算法做預匹配，降低初始匹配誤差，以解決S算法在初始匹配誤差大時容易發散的問題。

根據時間分離原理，制定解決方案原理圖如圖3。

圖3 解決方案原理圖

具體地說，當直升機開始進行輔助導航時，若慣性導航系統的初始匹配位置誤差δXINS>ΨXINS，則利用T方法進行一次大范圍搜索，找到一條離真實航跡較為接近的航跡來降低慣性導航系統的位置偏差；在此基礎上利用S算法進行進一步匹配，這樣可以得到最佳匹配位置；再將這兩個位置之差作為卡爾曼濾波器的觀測量，得到最優估計，從而修正慣性導航系統的導航誤差。其中ΨXINS為一預設門限，需根據實際航行的技術要求、數字地圖精度等綜合因素人為設定。

若初始匹配誤差不大(S算法精度容許范圍內)，則省略T方法的大范圍搜索，而直接用S算法進行匹配，然后經過卡爾曼濾波器進行最優估計。

然后，根據慣性導航系統的指示位置、數字地圖、預先設定的路徑及測高傳感器的精度來判斷是否到達探測盲區。若未到達探測盲區則一直用S算法進行輔助導航來不斷地校正慣性導航系統的誤差；否則，直升機駛出探測盲區后，繼續用慣性導航系統最后指示的位置來判斷初始匹配位置誤差δXINS是否大于預設門限ΨXINS，然后重復上述步驟。

T+S+Kalman的組合方式，充分利用了T算法和S算法各自的優勢，取長補短，既利用了T系統在初始匹配誤差很大時仍能很好地工作的特點，增加了S算法的可靠性，放寬了S算法在初始誤差很大時將導致誤匹配的限制，又利用了S算法在初始誤差不大時精度很高的特點，得到最佳匹配位置，再經過Kalman濾波器得到最優的估計位置，輸出給慣性導航系統來補償其誤差的積累。

選取某一地區的地形數據作為仿真用的基準數據，如圖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，高程差異熵值0.99，高程標準差為215.38m。

圖4 某視角下的地形基準圖

從地形基準圖中，選取1組具有代表性的地形作為仿真用的地形圖，其等值線圖如圖5所示。地形基準圖網格大小為41×36，分辨率為30m×30m。其地形參數統計表如表1。

圖5 等值線圖

表1 地形基準圖參數統計

為驗證所提出的方案的可行性，在上述基準圖上做仿真實驗，初始匹配誤差取為6個網格點，共進行了200次的仿真實驗，結果如圖6所示。

圖6 匹配誤差

仿真結果為：經度誤差最大值為23.5m，緯度誤差最大值為11.6m，定位最大誤差值為26.2m，其定位精度可以保持在1個網格之內。從而證明了提出的方案的有效性，即使在大的初始誤差下，仍然能夠達到較高的定位精度。

4 結論

直升機慣性導航系統最大的弱點是其系統誤差隨時間積累，時間越長，誤差越大。這種誤差主要是由它的核心測量部件—陀螺的固有漂移造成的。為此，利用IFR創新思維方法對現有的陀螺誤差和加速度計誤差進行補償并加以校正，構成S系統，通過Kalman濾波器對慣導系統進行實時地不間斷的修正；利用時間分離原理來解決S系統的實時性、高精度問題。具體方案為：首先判斷慣性導航系統是否具有大的初始位置誤差，若誤差很大，則利用T算法、S算法和卡爾曼濾波三種算法組合的方法；若初始匹配誤差不大，則直接用S算法進行匹配。仿真實驗表明，提出的方案可以使定位精度保持在1個網格之內。