航向姿態(tài)參考系統(tǒng)磁航向誤差偏大故障分析

2021-12-23 11:31:52薛永生宋立廷

航空工程進(jìn)展 2021年6期

薛永生，宋立廷

（1.中國(guó)人民解放軍海軍裝備部重大專項(xiàng)裝備項(xiàng)目管理中心，北京100071）

（2.海軍航空大學(xué)青島校區(qū)控制科學(xué)與工程系，青島266041）

0 引言

飛機(jī)姿態(tài)和航向是導(dǎo)航中的重要信息參數(shù)。航向姿態(tài)參考系統(tǒng)（Attitude and Heading Reference System，簡(jiǎn)稱AHRS）是一種可以實(shí)時(shí)測(cè)量載體三軸姿態(tài)角信息、地磁場(chǎng)強(qiáng)度等參數(shù)的高精度測(cè)量?jī)x器，為載體姿態(tài)控制提供反饋信息量，屬于飛行器捷聯(lián)慣導(dǎo)中的重要儀器。航向姿態(tài)參考系統(tǒng)主要由微機(jī)電傳感器、通信天線以及結(jié)算單元組成。

航向姿態(tài)參考系統(tǒng)指示的磁航向?qū)τ陲w機(jī)導(dǎo)航和姿態(tài)反饋具有重要作用，該參數(shù)出現(xiàn)誤差偏大的現(xiàn)象將會(huì)影響飛機(jī)的飛行安全和執(zhí)行任務(wù)能力，因此對(duì)航向姿態(tài)參考系統(tǒng)進(jìn)行誤差修正和故障排除在實(shí)際工程測(cè)試與使用中具有十分重要的意義。

自20 世紀(jì)70 年代以來(lái)，我國(guó)各種飛機(jī)和飛行器大都采用了國(guó)內(nèi)自主研發(fā)的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)。近年來(lái)，慣性導(dǎo)航技術(shù)發(fā)展迅速，導(dǎo)航精度不斷提升，哈爾濱工業(yè)大學(xué)、清華大學(xué)等均設(shè)計(jì)研制了基于微型MEMS 慣性器件的組合導(dǎo)航系統(tǒng)，提出了組合導(dǎo)航算法，提高了系統(tǒng)的導(dǎo)航精度。路小燕針對(duì)無(wú)人機(jī)易受到粗略誤差和異常值干擾的特點(diǎn)，采用擴(kuò)展卡爾曼濾波以及魯棒Sage-Husa 自適應(yīng)擴(kuò)展卡爾曼濾波等方法來(lái)提高系統(tǒng)性能；楊雁宇基于低成本MEMS 傳感器，分析其誤差特性并建立了誤差輸出模型，提出互補(bǔ)濾波和卡爾曼濾波融合的姿態(tài)測(cè)量算法；徐鵬針對(duì)某型無(wú)人機(jī)用航向姿態(tài)參考系統(tǒng)設(shè)計(jì)誤差修正算法，采用卡爾曼濾波器，對(duì)其進(jìn)行了硬件設(shè)計(jì)與驗(yàn)證。

本文的研究對(duì)象與上述幾種結(jié)構(gòu)類似，因此在分析、實(shí)踐過(guò)程中參考了關(guān)于AHRS 設(shè)計(jì)的相關(guān)理論。但上述研究更側(cè)重于理論算法的創(chuàng)新或是從系統(tǒng)設(shè)計(jì)的角度出發(fā)，而對(duì)于AHRS 在實(shí)際工程中的應(yīng)用研究不夠深入，未考慮其在工程中的實(shí)用性和可靠性問(wèn)題。當(dāng)航向姿態(tài)參考系統(tǒng)在工程應(yīng)用中遇到故障問(wèn)題時(shí)，目前在具體排故時(shí)還沒(méi)有相對(duì)體系化的操作規(guī)程。姚金彪等對(duì)某捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)航向時(shí)出現(xiàn)的故障，建立了誤差模型，分析了誤差的來(lái)源，提出了一些應(yīng)對(duì)措施，雖提出了預(yù)防手段，但未結(jié)合實(shí)踐檢驗(yàn)其有效性。

本文圍繞裝備使用過(guò)程中出現(xiàn)的AHRS 磁航向誤差偏大問(wèn)題進(jìn)行基本理論分析，采用典型的枚舉故障樹(shù)方法來(lái)指導(dǎo)故障定位與排查，對(duì)底事件依序進(jìn)行實(shí)驗(yàn)檢查，查找故障原因并排除故障。

1 航向姿態(tài)參考系統(tǒng)

1.1 系統(tǒng)組成

航向姿態(tài)參考系統(tǒng)由航向姿態(tài)計(jì)算機(jī)、磁傳感器和GPS 天線構(gòu)成，具有指示磁航向和姿態(tài)解算的功能。可接收大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)和慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的信號(hào)，同時(shí)向機(jī)上其他設(shè)備提供磁航向、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角信息。

系統(tǒng)交聯(lián)框圖如圖1 所示。

圖1 航向姿態(tài)參考系統(tǒng)交聯(lián)關(guān)系［10］Fig.1 Cross-linking relationship of AHRS［10］

1.2 磁航向計(jì)算基本原理

航向姿態(tài)參考系統(tǒng)中磁航向計(jì)算的基本原理如下：

（1）系統(tǒng)初始對(duì)準(zhǔn)期間，采用磁傳感器輸出的磁航向作為系統(tǒng)的磁航向。

（2）初始對(duì)準(zhǔn)完成后，利用陀螺儀的角速度數(shù)據(jù)，通過(guò)求解航姿微分方程得到捷聯(lián)磁航向。為了消除陀螺的累積誤差，需要采用其他輔助磁航向信息對(duì)捷聯(lián)磁航向進(jìn)行誤差修正，最終得到系統(tǒng)的磁航向。

修正原則如下：

（1）若GPS 信號(hào)有效，采用GPS 輸出的磁信息對(duì)捷聯(lián)磁航向進(jìn)行修正；

（2）若GPS 信號(hào)無(wú)效，采用磁傳感器輸出的磁航向?qū)萋?lián)磁航向進(jìn)行修正。

2 具體故障案例分析

2.1 故障現(xiàn)象

在測(cè)試過(guò)程中，飛行員發(fā)現(xiàn)機(jī)上航向姿態(tài)參考系統(tǒng)輸出的磁航向與慣導(dǎo)系統(tǒng)輸出的磁航向相比偏差較大，無(wú)法滿足系統(tǒng)精度要求，且該故障現(xiàn)象并非個(gè)例。

2.2 故障樹(shù)的建立

根據(jù)系統(tǒng)組成和磁航向解算原理，建立磁航向誤差偏大問(wèn)題的故障樹(shù)，如圖2 所示。

圖2 磁航向誤差偏大問(wèn)題故障樹(shù)Fig.2 Fault tree for large magnetic heading error

2.3 底事件排查和故障定位

依據(jù)列舉的航姿參考系統(tǒng)磁航向誤差偏大問(wèn)題的故障樹(shù)（圖2），逐一對(duì)底事件進(jìn)行排查。

（1）磁傳感器性能下降底事件排查

通過(guò)對(duì)磁傳感器進(jìn)行測(cè)試，驗(yàn)證其產(chǎn)品性能。測(cè)試記錄如表1 所示。

表1 磁傳感器測(cè)試記錄Table 1 Magnetic sensor test record

從表1 可以看出：在不同姿態(tài)角下磁航向角的誤差精度均滿足相應(yīng)國(guó)軍標(biāo)的技術(shù)指標(biāo)要求，產(chǎn)品硬件性能良好，故排除磁傳感器性能下降的可能。

（2）磁傳感器參數(shù)寫(xiě)入功能故障底事件排查

對(duì)磁傳感器參數(shù)寫(xiě)入功能進(jìn)行測(cè)試，從產(chǎn)品的EEPROM 中讀取已寫(xiě)入的磁傳感器參數(shù)，與羅盤(pán)校正軟件所記錄的該磁傳感器參數(shù)進(jìn)行逐一對(duì)比，并利用原始的羅盤(pán)校正數(shù)據(jù)復(fù)算磁傳感器參數(shù)。經(jīng)過(guò)對(duì)比和復(fù)算，寫(xiě)入的參數(shù)和參數(shù)計(jì)算均無(wú)誤，故可以排除磁傳感器參數(shù)寫(xiě)入功能故障。

（3）GPS 與產(chǎn)品通信故障底事件排查

對(duì)GPS 和產(chǎn)品間的接口通信進(jìn)行檢查，記錄某段時(shí)間內(nèi)GPS 輸出的原始數(shù)據(jù)以及產(chǎn)品收到的原始數(shù)據(jù)，經(jīng)對(duì)比兩者完全一致，故排除GPS 與產(chǎn)品通信故障的可能。

（4）磁航向解算錯(cuò)誤底事件排查

產(chǎn)品磁航向解算的原理框圖如圖3 所示，在初始對(duì)準(zhǔn)時(shí)，使用磁傳感器的磁航向

作為初值，進(jìn)入導(dǎo)航階段后利用內(nèi)部陀螺儀輸出的角速率

、

進(jìn)行積分得到磁航向

″。為消除陀螺累積誤差，在GPS 信號(hào)有效時(shí)使用GPS 磁航跡角信息

′進(jìn)行修正，最終將修正后的磁航向

輸出。

圖3 磁航向解算的原理框圖Fig.3 Principle block diagram of magnetic heading calculation

飛機(jī)各航向的定義如圖4 所示。圖中：①磁航向角（

）：飛機(jī)縱軸在水平面內(nèi)的投影與地磁北的夾角；②真航向角（

）：飛機(jī)縱軸在水平面內(nèi)的投影與真北的夾角，真航向角=磁航向角-磁差；③航跡角（

）：飛機(jī)移動(dòng)的方向與真北的夾角；④磁航跡角（

）：飛機(jī)移動(dòng)的方向與磁北的夾角；⑤偏流角（

）：偏流角=航跡角-真航向角=磁航跡角-磁航向角。

圖4 各航向的定義Fig.4 Definition of each heading

根據(jù)上述定義，磁航跡角與磁航向角定義不同，兩者差值為偏流角。產(chǎn)品把GPS 磁航跡角作為磁航向角基準(zhǔn)，對(duì)捷聯(lián)解算的磁航向角進(jìn)行修正，導(dǎo)致在飛行過(guò)程中偏流角較大時(shí)，系統(tǒng)磁航向偏差較大。

通過(guò)對(duì)飛行數(shù)據(jù)的分析，航向姿態(tài)參考系統(tǒng)磁航向與慣導(dǎo)磁航向的偏差，與由慣導(dǎo)測(cè)得飛機(jī)偏流角大小基本一致。

因此，磁航向誤差偏大問(wèn)題定位為磁航向解算錯(cuò)誤，是由于磁航向修正算法原理缺陷導(dǎo)致的。

2.4 糾正措施

由于硬件設(shè)備條件的約束，低成本航向姿態(tài)參考系統(tǒng)通常采用陀螺儀、GPS 模塊和磁力計(jì)的組合，利用卡爾曼濾波器融合傳感器獲取的信息，以獲得相對(duì)較好的航姿測(cè)量結(jié)果。針對(duì)此故障原理對(duì)磁航向解算的算法進(jìn)行更新，不再采用GPS磁航跡角作為磁航向修正信息，而采用基于卡爾曼濾波的航姿解算方法對(duì)磁航向進(jìn)行計(jì)算。

首先選取姿態(tài)失準(zhǔn)角、速度誤差、位置誤差、陀螺漂移和加速度計(jì)零偏作為狀態(tài)量，建立系統(tǒng)狀態(tài)方程；然后選取GPS 的速度和位置信息、大氣的真空速以及磁傳感器的磁航向作為觀測(cè)量，利用上述信息與慣性解算對(duì)應(yīng)數(shù)據(jù)的差值建立量測(cè)方程；最后按照卡爾曼濾波的基本過(guò)程進(jìn)行時(shí)間更新和量測(cè)更新，以完成航姿誤差和慣性傳感器誤差的最優(yōu)估計(jì)和補(bǔ)償。不同數(shù)據(jù)源下的組合模式轉(zhuǎn)換原則如下：

（1）GPS 有效時(shí)，通過(guò)與GPS 組合保證姿態(tài)角和航向角的精度，在地面長(zhǎng)時(shí)間靜止需要磁傳感器輔助修正航向；

（2）GPS 無(wú)效但大氣數(shù)據(jù)有效時(shí)，通過(guò)與大氣數(shù)據(jù)組合保證姿態(tài)角精度，并通過(guò)與磁傳感器組合保證磁航向角精度；

（3）GPS 和大氣數(shù)據(jù)無(wú)效時(shí)，利用載機(jī)相對(duì)穩(wěn)定飛行狀態(tài)下的加速度計(jì)輸出修正姿態(tài)角，與磁傳感器組合保證磁航向精度。

2.5 測(cè)試驗(yàn)證

航向姿態(tài)參考系統(tǒng)基于上述措施完成磁航向解算算法的更新后，進(jìn)行多次測(cè)試驗(yàn)證。按照GJB729—1989《慣性導(dǎo)航系統(tǒng)精度評(píng)價(jià)方法》進(jìn)行精度評(píng)定，姿態(tài)誤差不大于0.2°（1σ），磁航向誤差不大于0.5°（1σ），功能和性能均達(dá)到了技術(shù)協(xié)議的要求，磁航向誤差偏大的故障得以排除。