飞行试验中对惯导系统真航向精度的一种评估方法

黄雪妮，刘俊妧，杨 武

（1．中国飞行试验研究院，西安710089；2．中航工业第一飞机设计研究院，西安710089）

飞行试验中对惯导系统真航向精度的一种评估方法

黄雪妮1，刘俊妧1，杨 武2

（1．中国飞行试验研究院，西安710089；2．中航工业第一飞机设计研究院，西安710089）

介绍了一种惯导系统真航向角精度的试飞评估方法。用GPS信息计算出飞行航迹作为参考基准，准确测出惯导系统输出的航迹角误差，以此间接评估惯导系统的真航向角精度。试飞结果表明，该方法科学可行。

惯导系统；飞行试验；航迹误差；真航向误差

Abstract：This paper presents amethod of flight test evaluation for true heading accuracy of inertial navigation sys⁃tem．The accuracy of the true heading angle of the inertial navigation system is evaluated indirectly by the flight track value which is calculated by the information of GPS．The flight test results show that themethod is feasible．

Key w ords：inertial navigation system（INS）;flight test;track error;heading error

0 引言

飞行试验中对惯性导航系统的试飞考核不仅包括位置和速度精度，同时也包括姿态和航向角精度。对于位置和速度精度通过加装GPS来考核，而对于姿态则是加装基准惯导系统（精度优于待考核惯导系统多倍），同步记录两部惯导系统输出的姿态和航向角数据，事后以基准惯导输出的数据为真值计算待考核惯导系统的姿态误差。随着我国惯性技术的不断发展，目前待考核惯导系统的精度已相当高，很难找到优于其精度多倍以上的基准惯导。因此，对于航向角精度的试飞测定成为业界的一项技术难题。文中从惯导理论知识分析入手，发现惯导系统输出的航迹角与真航向参量两者密切相关。而航迹角误差可以准确测量，因此根据航迹角与真航向间的相互关系可以进一步评估真航向精度［1⁃2］。

1 理论依据

式（1）表明，地理坐标系中的地速东向和北向矢量与平台方位误差角有直接关系。平台方位角误差与真航向误差完全等效，因此真航向误差会直接影响地速的东向和北向矢量，进而引起飞机飞行航迹误差。惯导系统中航迹测量与计算过程较为复杂，诸多因素对航迹测量带来误差，其中平台姿态阵中航向参量对航迹测量误差有直接影响关系。

2 试验验证

2.1 试验条件

飞行载体为某型号飞机。飞行高度范围为0km～13km；飞行速度（指示空速）范围为400km／h～1000km／h。测试基准设备采用机载事后差分型GPS，速度范围为 0m／s～500m／s，速度精度为0．02m／s，定位精度为3m～5m。

试验对象为2套独立的不同型号捷联惯导系统，性能指标相当。其位置精度（CEP）为0．8nmile／h；速度精度（RMS）为0．8m／s，姿态精度（σ）为0．05°，真航向精度（σ）为0．1°。2套惯导系统同装于一架飞机上，真航向输出互为参考基准。

2.2 试验方法

飞行航线选取东西航线、南北航线和任意航线不同航线，飞行状态主要以本试验机的巡航高度和巡航速度状态为主。飞行试验过程中同步采集记录测试系统的时标信息、GPS输出信息和2套惯导系统输出信息，测试参数如表1所示。

表1 测试参数表Table 1 Test param eters

2．2．1 参数的计算

1）分别用GPS和惯导系统输出的速度矢量计算GPS和2套惯导系统各自的航迹 GPS＿Trk、IN1＿Trk和IN2＿Trk，计算公式如下：

2）以GPS航迹为参考基准，分别计算惯导1航迹误差A和惯导2航迹误差B：

3）取两套惯导系统输出的真航向均值作为参考基准，分别计算惯导1和惯导2的真航向误差C和D：

4）分别计算惯导1和惯导2的航迹误差与真航向误差的相关差E和F：

2．2．2 试验数据统计分析

1）按照3σ判据，分架次对惯导1和惯导2的航迹误差、真航向误差数据进行奇异值剔除。

2）分架次、分航段分别统计惯导1和惯导2的航迹误差、真航向误差和相关差的平均值和均方差值。

2.3 试验结果

全航程试验结果曲线图例如图2和图3所示，典型航段试验结果曲线图例如图4和图5所示。

试验结果统计如表2所示。

表2 试验结果统计Table 2 Statistics of test resu lts

2.4 试验结论

通过对试验结果分析可以得出以下结论：

1）惯导系统的轴向安装偏差以常值形式反映在航迹误差中。这种现象隐含了真航向误差完全被包含在航迹角误差中这一事实，能够说明，如果用航迹角误差来评估真航向精度，此方法是保守的，具有百分之百的可信度。

2）从对惯导系统的航迹误差与真航向误差的相关误差的分析统计结果看出，惯导系统的航迹误差与真航向误差具有相关性，就目前国内航空惯导系统的技术水平而言，航迹误差与真航向误差的相关误差不大于0．05°。

3）就本次试验而言，用航迹误差来间接评估真航向精度，得出的结果是，惯导1和惯导2的真航向精度均优于0．05°，表明两套惯导系统的真航向精度均满足技术指标（0．1°）。此结果一方面是对被试惯导系统真航向精度的肯定，另一方面是对这种试验评估方法的检验，说明对惯导系统真航向精度的评估方法是可行和可信的。

3 结论

用GPS信息计算出飞行航迹作为参考基准，

准确测出惯导系统输出的航迹角的误差，以此间接评估惯导系统的真航向精度这种技术思路，是正确可行的，有效地破解了长期困扰相关工程技术人员的技术难题。这种技术方法，不仅适用于对惯导系统性能的试飞评定，也为完善惯导系统性能自监测和健康自监测设计提供借鉴。

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An Evaluation M ethod for the Head Accu racy of Inertial Navigation System in Fligh t Test

HUANG Xue⁃ni1，LIU Jun⁃yuan1，YANGWu2
（1．China Flight Test Establishment，Xi'an 710089; 2．AVIC The First Aircraft Institute，Xi'an 710089）

V249．32

A

1674⁃5558（2017）01⁃01333

10．3969／j．issn．1674⁃5558．2017．04．002

黄雪妮，女，硕士，工程师，研究方向为机载航电系统试飞。

2016⁃11⁃04