一种用于弹载试验的惯导性能验证系统的制作方法

1.本发明涉及一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，属于惯导技术领域。


背景技术：

2.在我国首次火星探测任务中，对火星环境的认识非常有限，为了尽可能地保证任务成功，需在地面通过各种试验去验证系统的设计和产品的性能。惯导系统的核心是惯性测量单元，惯性测量单元的性能直接决定了着陆任务的成败，其中2016年欧洲航天局(esa)火星探测器着陆失败的原因就与惯导系统有很大的关系。
3.在火星着陆过程中，火星稀薄大气环境下超音速开伞会对着陆器产生巨大的晃动，为验证在该大动态工况下的惯导系统性能，采用一种火箭弹高空开伞试验，模拟火星环境下的开伞工况。为此，需设计一种适用于弹载试验的惯导性能验证系统。
4.关于惯导系统的性能验证方面，专利文献cn201310232351.0公开了一种激光捷联惯性导航系统，该系统由人机交互界面模块、动态轨迹生成、传感器模块、软件误差模型、传感器仿真激励硬件模块和激光惯导计算机电子部件组成。专利文献cn201410220588.1公开了一种捷联惯性组合导航系统的测试方法，系统组成包括加速度传感器模块、陀螺仪传感器模块、地磁传感器模块、卫星导航系统模块等，测试方法包括模块测试、集成测试、系统测试、验证测试、确认测试步骤。此类惯导系统设计的功能很多，但是系统复杂，很难满足在火箭弹试验这种高强度的试验条件下的可靠性。


技术实现要素：

5.本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，解决了在火箭弹等高强度试验条件下的惯导性能验证的问题，该系统为惯导性能验证的最小系统，与外系统无电气接口，设计简单，可靠性高，且在地面测试状态下具备多种组合测试和验证的功能。
6.本发明的技术方案是：
7.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，包括：惯性测量单元，数据处理单元，电池供电单元和惯导系统地检设备；
8.电池供电单元：在弹载飞行状态下，用于向惯性测量单元和数据处理单元提供电能；
9.惯性测量单元：在弹载飞行状态下，采集火箭弹的角速度和加速度并传输给数据处理单元；
10.数据处理单元：在弹载飞行状态下，接收惯性测量单元传输的火箭弹的角速度和加速度；弹载飞行任务结束后，将火箭弹的角速度和加速度传输给惯导系统地检设备；
11.惯导系统地检设备：接收数据处理单元传输的火箭弹的角速度和加速度，根据火箭弹的角速度和加速度，获得火箭弹飞行过程中的导航姿态、位置和速度作为惯导数据，利用火箭弹gps获取的测量数据，根据惯导数据和测量数据，验证惯导系统的导航性能。
12.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，包括：数据处理单元和惯导系统地检设备；
13.惯导系统地检设备：模拟惯性测量单元输出火箭弹的理想角速度和理想加速度作为模拟数据，将模拟数据传输给数据处理单元；接收数据处理单元发送的模拟数据，根据数据处理单元发送的模拟数据验证数据处理单元是否运行正常，同时，根据理想角速度和理想加速度验证自身导航性能验证方法是否有效；
14.数据处理单元：接收惯导系统地检设备传输的模拟数据，并发送至惯导系统地检设备。
15.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，包括：惯性测量单元和惯导系统地检设备；
16.惯性测量单元：地面静态环境测试状态下，采集火箭弹上惯性测量单元陀螺仪输出的角速度和加速度计输出的加速度，并传输给惯导系统地检设备；
17.惯导系统地检设备：接收惯性测量单元传输的角速度和加速度，根据角速度和加速度，验证惯性测量单元的导航精度。
18.本发明与现有技术相比的有益效果是：
19.(1)本发明提出的惯导性能验证系统为一种完全自闭环的系统，与外系统无任何电气接口，不占用试验中其他有限的系统资源。
20.(2)本发明提出的惯导性能验证系统通过接口转换，可在地面测试状态和实际飞行状态之间进行切换，操作简单，通过地面对各组成部件的全方位测试，确保实际飞行过程中的可靠性。
21.(3)本发明提出的惯导性能验证系统为最小系统，设计简单且可靠，能承受火箭弹这类高强度的试验工况。
附图说明
22.图1为本发明地面测试状态示意图；
23.图2为本发明实际飞行状态示意图。
具体实施方式
24.下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细的描述。本发明一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，包括：惯性测量单元，数据处理单元，电池供电单元和惯导系统地检设备；
25.电池供电单元：在弹载飞行状态下，用于向惯性测量单元和数据处理单元提供电能；满足电压、功率、放电电流、供电时长等要求，并具备电池检测、电池加温、充放电等功能，与外部连接有接口x05。
26.惯性测量单元：在弹载飞行状态下，从起飞至着陆过程中利用陀螺仪和加速度计采集火箭弹的角速度和加速度并传输给数据处理单元；与外部接口有通信接口x01和供电接口x02。
27.数据处理单元：在弹载飞行状态下，接收惯性测量单元传输的火箭弹的角速度和加速度；弹载飞行任务结束后，将火箭弹的角速度和加速度传输给惯导系统地检设备。数据
处理单元有2个对外接口，x03接口包含数据处理单元与惯性测量单元的通信信号和同步信号，以及接受电池供电单元提供的电能，x04接口用于数据的快速导出。惯导系统地检设备：接收数据处理单元传输的火箭弹的角速度和加速度，根据火箭弹的角速度和加速度，获得火箭弹飞行过程中的导航姿态、位置和速度作为惯导数据，利用火箭弹gps获取的测量数据，根据惯导数据和测量数据，验证惯导系统的导航性能。
28.所述惯导系统地检设备验证惯导系统的导航性能，具体为：
29.当|φ
imu_n_end-φ
imu_z_end
|≤φ
index
，且||r
imu-r
gps
||≤r
index
，且||v
imu-v
gps
||≤v
index
时，则判定惯导系统导航性能满足使用要求；
30.当|φ
imu_n_end-φ
imu_z_end
|》φ
index
或||r
imu-r
gps
||》r
index
或||v
imu-v
gps
||》v
index
时，则判定惯导系统导航性能不满足使用要求；
31.其中，φ
imu_n_end
和φ
imu_z_end
分别为惯导系统计算的飞行结束后的导航姿态和惯导系统在飞行结束后的自对准姿态，r
imu
和r
gps
分别为惯导系统计算的位置和gps测量的位置，v
imu
和v
gps
分别为惯导系统计算的速度和gps测量的速度，φ
index
为导航姿态误差指标，r
index
为导航位置误差指标，v
index
为导航速度误差指标。
32.惯导系统地检设备有4个对外接口，xd01为惯性测量单元和数据处理单元的供电接口，xd02为地检设备与惯性测量单元或数据处理单元的通信接口，xd03为电池供电单元的检测与充放电接口，xd04为数据处理单元的数据读出接口。
33.可选的，还包括：选通开关，考虑可靠性设计，采用2只具有锁定功能的开关并联，实现电池供电单元对惯性测量单元和数据处理单元供电的通断。
34.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，包括：数据处理单元和惯导系统地检设备；
35.惯导系统地检设备：模拟惯性测量单元输出火箭弹的理想角速度和理想加速度作为模拟数据，将模拟数据传输给数据处理单元；接收数据处理单元发送的模拟数据，根据数据处理单元发送的模拟数据验证数据处理单元是否运行正常，同时，根据理想角速度和理想加速度验证自身导航性能验证方法是否有效；用于模拟真实惯性测量单元的数据接口，接收数据处理单元发出的同步信号，按照真实产品的通信时序，将模拟的惯性测量单元测量数据发送至数据处理单元，一般在不使用惯性测量单元真实产品的情况下使用。通过x04接口将数据发送至惯导系统地检设备，再进行数据处理和导航评价。
36.数据处理单元：接收惯导系统地检设备传输的模拟数据，并发送至惯导系统地检设备。
37.惯导系统地检设备包括：惯性测量单元模拟器和惯导性能综合评价系统；
38.惯性测量单元模拟器：模拟惯性测量单元输出火箭弹飞行过程中的理想角速度和理想加速度作为模拟数据，将模拟数据传输给数据处理单元；
39.惯导性能综合评价系统：接收数据处理单元发送的模拟数据，根据数据处理单元发送的模拟数据验证数据处理单元是否运行正常，同时，根据理想角速度和理想加速度验证自身导航性能验证方法是否有效。
40.惯导性能综合评价系统根据理想角速度和理想加速度验证自身导航性能验证方法是否有效，具体为：
41.当|φ
imu-φd|≤φ
index
，且||r
imu-rd||≤r
index
，且||v
imu-vd||≤v
index
时，则判定惯
导系统导航性能满足使用要求；
42.当|φ
imu-φd|》φ
index
或||r
imu-rd||》r
index
或||v
imu-vd||》v
index
时，则判定惯导系统导航性能不满足使用要求；
43.其中，φ
imu
和φd分别为惯导系统计算的姿态和设计的理想姿态，r
imu
和rd分别为惯导系统计算的位置和设计的理想位置，v
imu
和vd分别为惯导系统计算的速度和设计的理想速度，φ
index
为导航姿态误差指标，r
index
为导航位置误差指标，v
index
为导航速度误差指标。
44.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，包括：惯性测量单元和惯导系统地检设备。
45.惯性测量单元：地面静态环境测试状态下，采集火箭弹上惯性测量单元陀螺仪输出的角速度和加速度计输出的加速度，并传输给惯导系统地检设备；
46.惯导系统地检设备：接收惯性测量单元传输的角速度和加速度，根据角速度和加速度，验证惯性测量单元的导航精度。
47.惯导系统地检设备根据角速度和加速度，验证惯性测量单元的导航精度，具体为：
48.当|φ
imu-φ0|≤φ
index
，且||r
imu
||≤r
index
，且||v
imu
||≤v
index
时，则判定惯导系统导航性能满足使用要求；
49.当|φ
imu-φ0|》φ
index
或||r
imu
||》r
index
或||v
imu
||》v
index
时，则判定惯导系统导航性能不满足使用要求；
50.其中，φ0为惯性测量单元的初始姿态，可通过外测数据得到或通过惯性测量单元测量数据并采用自对准方法计算得到。
51.惯导系统地检设备包括：数据处理单元模拟器和惯导性能综合评价系统；
52.数据处理单元模拟器：接收惯性测量单元传输的角速度和加速度并传输给惯导性能综合评价系统；用于模拟真实数据处理单元的数据接口，可向惯性测量单元发送同步信号，接收惯性测量单元的测量数据，一般在不使用数据处理单元真实产品的情况下使用。惯导性能综合评价系统：根据角速度和加速度，验证惯性测量单元的导航精度。
53.实施例1
54.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，如图1所示，系统组成包括如下：
55.1)惯性测量单元，为惯导系统敏感器，由陀螺仪和加速度计组成，产品配有数据处理线路，与外部接口有通信接口x01和供电接口x02。
56.2)数据处理单元，用于产生惯性测量单元数据驱动所需的同步信号，并和惯性测量单元进行通信，对数据进行采集、处理和记录，并具备数据快速导出功能。数据处理单元有2个对外接口，x03接口包含数据处理单元与惯性测量单元的通信信号和同步信号，以及接受电池供电单元提供的电能，x04接口用于数据的快速导出。
57.3)电池供电单元，为惯性测量单元和数据处理单元的供电设备，满足电压、功率、放电电流、供电时长等要求，并具备电池检测、电池加温、充放电等功能，与外部连接有接口x05。
58.4)选通开关，考虑可靠性设计，采用2只具有锁定功能的开关并联，实现电池供电单元对惯性测量单元和数据处理单元的供电。
59.5)惯导系统地检设备，可对惯性测量单元、数据处理单元和电池供电单元进行独立或联合测试。地检设备包括惯性测量单元模拟器、数据处理单元模拟器、地面供配电系
统、电池检测与充放电系统、数据读取系统、惯导性能综合评价系统。惯导系统地检设备有4个对外接口，xd01为惯性测量单元和数据处理单元的供电接口，xd02为地检设备与惯性测量单元或数据处理单元的通信接口，xd03为电池供电单元的检测与充放电接口，xd04为数据处理单元的数据读出接口。
60.惯性测量单元模拟器用于模拟真实惯性测量单元的数据接口，接收数据处理单元发出的同步信号，将模拟的惯性测量单元测量数据发送至数据处理单元，一般在不使用惯性测量单元真实产品的情况下使用。
61.数据处理单元模拟器用于模拟真实数据处理单元的数据接口，可向惯性测量单元发送同步信号，接收惯性测量单元的测量数据，一般在不使用数据处理单元真实产品的情况下使用。
62.地面供配电系统用于向惯性测量单元和数据处理单元提供稳定的一次电源。
63.电池检测与充放电系统用于在地面测试过程中对电池供电单元的状态进行实时检测，并具备对电池供电单元的充电和放电功能。
64.数据读取系统用于读取数据处理单元的数据。
65.惯导性能综合评价系统根据获取的惯性测量单元数据，结合导航算法，对惯导系统的实际导航性能进行评价。
66.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统使用方法，包括：地面测试状态和弹载飞行状态。
67.地面测试状态使用方法，如图1所示，包括如下：
68.1)在惯性测量单元开环测试状态下，断开选通开关，连接火箭弹载荷舱与地检设备之间的电缆，j6连接j12，j7连接j13，j8连接j14，j9连接j15，j10连接j16，j11连接j17。由地面供配电系统对惯性测量单元供电，数据处理单元模拟器与惯性测量单元进行通信，由惯导性能综合评价系统对惯性测量单元的产品状态进行评价。
69.2)在数据处理单元开环测试状态下，断开选通开关，连接火箭弹载荷舱与地检设备之间的电缆，j6连接j12，j7连接j13，j8连接j14，j9连接j15，j10连接j16，j11连接j17。由地面供配电系统对数据处理单元进行供电，惯性测量单元模拟器接受数据处理单元发出的同步信号，发送模拟的惯性测量单元测量数据，数据处理单元记录数据并下传至数据读取系统，由惯导性能综合评价系统对数据处理单元的产品状态进行评价。
70.3)在电池供电单元开环测试状态下，断开选通开关，连接火箭弹载荷舱与地检设备之间的电缆，j6连接j12，j7连接j13，j8连接j14，j9连接j15，j10连接j16，j11连接j17。可对电池供电单元进行充电和放电，并对其状态进行检测。
71.4)在惯性测量单元、数据处理单元和电池供电单元闭环测试状态下，闭合选通开关，连接火箭弹载荷舱与地检设备之间的电缆，j6连接j12，j7连接j13，j8连接j14，j9连接j15，j10连接j16，j11连接j17。禁止使用惯性测量单元模拟器、数据处理单元模拟器、地面供配电系统，电池检测与充放电系统仅使用检测功能。数据处理单元记录数据并下传至数据读取系统，由惯导性能综合评价系统对闭环系统的状态进行评价。
72.弹载飞行状态使用方法，如图2所示，包括步骤如下：
73.1)飞行任务发射前，断开火箭弹载荷舱与地检设备之间的互联电缆，即j6和j12、j7和j13、j8和j14、j9和j15、j10和j16、j11和j17，连接惯性测量单元、数据处理单元和电池
供电单元之间的互联电缆，即j7连接j8，j6连接j9，闭合选通开关，形成最终飞行状态。
74.2)飞行任务结束后，回收火箭弹载荷舱，将惯导性能验证系统连接地检设备，j11连接j17，利用地检设备中的数据读取系统导出数据处理单元中记录的数据，由惯导性能综合评价系统对惯导性能进行评价。
75.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
76.本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，其特征在于，包括：惯性测量单元，数据处理单元，电池供电单元和惯导系统地检设备；电池供电单元：在弹载飞行状态下，用于向惯性测量单元和数据处理单元提供电能；惯性测量单元：在弹载飞行状态下，采集火箭弹的角速度和加速度并传输给数据处理单元；数据处理单元：在弹载飞行状态下，接收惯性测量单元传输的火箭弹的角速度和加速度；弹载飞行任务结束后，将火箭弹的角速度和加速度传输给惯导系统地检设备；惯导系统地检设备：接收数据处理单元传输的火箭弹的角速度和加速度，根据火箭弹的角速度和加速度，获得火箭弹飞行过程中的导航姿态、位置和速度作为惯导数据，利用火箭弹gps获取的测量数据，根据惯导数据和测量数据，验证惯导系统的导航性能。2.根据权利要求1所述的一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，其特征在于，所述惯导系统地检设备验证惯导系统的导航性能，具体为：当|φ
imu_n_end-φ
imu_z_end
|≤φ
index
，且||r
imu-r
gps
||≤r
index
，且||v
imu-v
gps
||≤v
index
时，则判定惯导系统导航性能满足使用要求；当|φ
imu_n_end-φ
imu_z_end
|>φ
index
或||r
imu-r
gps
||>r
index
或||v
imu-v
gps
||>v
index
时，则判定惯导系统导航性能不满足使用要求；其中，φ
imu_n_end
和φ
imu_z_end
分别为惯导系统计算的飞行结束后的导航姿态和惯导系统在飞行结束后的自对准姿态，r
imu
和r
gps
分别为惯导系统计算的位置和gps测量的位置，v
imu
和v
gps
分别为惯导系统计算的速度和gps测量的速度，φ
index
为导航姿态误差指标，r
index
为导航位置误差指标，v
index
为导航速度误差指标。3.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，其特征在于，包括：数据处理单元和惯导系统地检设备；惯导系统地检设备：模拟惯性测量单元输出火箭弹的理想角速度和理想加速度作为模拟数据，将模拟数据传输给数据处理单元；接收数据处理单元发送的模拟数据，根据数据处理单元发送的模拟数据验证数据处理单元是否运行正常，同时，根据理想角速度和理想加速度验证自身导航性能验证方法是否有效；数据处理单元：接收惯导系统地检设备传输的模拟数据，并发送至惯导系统地检设备。4.根据权利要3所述的一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，其特征在于，惯导系统地检设备包括：惯性测量单元模拟器和惯导性能综合评价系统；惯性测量单元模拟器：模拟惯性测量单元输出火箭弹飞行过程中的理想角速度和理想加速度作为模拟数据，将模拟数据传输给数据处理单元；惯导性能综合评价系统：接收数据处理单元发送的模拟数据，根据数据处理单元发送的模拟数据验证数据处理单元是否运行正常，同时，根据理想角速度和理想加速度验证自身导航性能验证方法是否有效。5.根据权利要求4所述的一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，其特征在于，惯导性能综合评价系统根据理想角速度和理想加速度验证自身导航性能验证方法是否有效，具体为：当|φ
imu-φ
d
|≤φ
index
，且||r
imu-r
d
||≤r
index
，且||v
imu-v
d
||≤v
index
时，则判定惯导系统导航性能满足使用要求；
当|φ
imu-φ
d
|>φ
index
或||r
imu-r
d
||>r
index
或||v
imu-v
d
||>v
index
时，则判定惯导系统导航性能不满足使用要求；其中，φ
imu
和φ
d
分别为惯导系统计算的姿态和设计的理想姿态，r
imu
和r
d
分别为惯导系统计算的位置和设计的理想位置，v
imu
和v
d
分别为惯导系统计算的速度和设计的理想速度，φ
index
为导航姿态误差指标，r
index
为导航位置误差指标，v
index
为导航速度误差指标。6.一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，其特征在于，包括：惯性测量单元和惯导系统地检设备；惯性测量单元：地面静态环境测试状态下，采集火箭弹上惯性测量单元陀螺仪输出的角速度和加速度计输出的加速度，并传输给惯导系统地检设备；惯导系统地检设备：接收惯性测量单元传输的角速度和加速度，根据角速度和加速度，验证惯性测量单元的导航精度。7.根据权利要求6所述的一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，其特征在于，惯导系统地检设备根据角速度和加速度，验证惯性测量单元的导航精度，具体为：当|φ
imu-φ0|≤φ
index
，且||r
imu
||≤r
index
，且||v
imu
||≤v
index
时，则判定惯导系统导航性能满足使用要求；当|φ
imu-φ0|>φ
index
或||r
imu
||>r
index
或||v
imu
||>v
index
时，则判定惯导系统导航性能不满足使用要求；其中，φ0为惯性测量单元的初始姿态，可通过外测数据得到或通过惯性测量单元测量数据并采用自对准方法计算得到。8.根据权利要求7所述的一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，其特征在于，惯导系统地检设备包括：数据处理单元模拟器和惯导性能综合评价系统；数据处理单元模拟器：接收惯性测量单元传输的角速度和加速度并传输给惯导性能综合评价系统；惯导性能综合评价系统：根据角速度和加速度，验证惯性测量单元的导航精度。

技术总结
一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，电池供电单元：在弹载飞行状态下，用于向惯性测量单元和数据处理单元提供电能；惯性测量单元：在弹载飞行状态下，采集火箭弹的角速度和加速度并传输给数据处理单元；数据处理单元：在弹载飞行状态下，接收惯性测量单元传输的火箭弹的角速度和加速度；将火箭弹的角速度和加速度传输给惯导系统地检设备；惯导系统地检设备：根据火箭弹的角速度和加速度，获得火箭弹飞行过程中的导航姿态、位置和速度作为惯导数据，利用火箭弹GPS获取的测量数据，根据惯导数据和测量数据，验证惯导系统的导航性能。本发明为惯导性能验证的最小系统，可用于在弹载试验中对惯导系统的性能进行验证。验中对惯导系统的性能进行验证。验中对惯导系统的性能进行验证。


技术研发人员：徐李佳 赵宇 王晓磊 刘旺旺 王云鹏 郝策 冯士伟 林松 张晓文 张琳 李茂登 余志鸿
受保护的技术使用者：北京控制工程研究所
技术研发日：2021.09.27
技术公布日：2022/3/8