黃新松，于曉輝，汪智超

(海軍裝備部駐南昌地區(qū)航空軍事代表室，江西 南昌 330000)

0 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)對(duì)海軍直升機(jī)導(dǎo)航精度要求越來越高，而提高導(dǎo)航系統(tǒng)精度的方法不外乎兩種：一是提高單一導(dǎo)航系統(tǒng)的精度；二是綜合多種導(dǎo)航系統(tǒng)形成組合導(dǎo)航系統(tǒng)。

組合導(dǎo)航系統(tǒng)可以克服單一導(dǎo)航系統(tǒng)的缺點(diǎn)，取長(zhǎng)補(bǔ)短，提高導(dǎo)航系統(tǒng)的精度和可靠性。海軍直升機(jī)常用的組合導(dǎo)航系統(tǒng)包括衛(wèi)星/慣性組合系統(tǒng)、多普勒/慣性組合系統(tǒng)、衛(wèi)星/多普勒/慣性組合系統(tǒng)等。這些組合導(dǎo)航系統(tǒng)基本上都是以慣性導(dǎo)航為基礎(chǔ)，利用慣性導(dǎo)航系統(tǒng)抗干擾能力強(qiáng)、短期精度高、穩(wěn)定性好的優(yōu)點(diǎn)，通過引進(jìn)外部信號(hào)源來抑制慣性導(dǎo)航系統(tǒng)隨時(shí)間增長(zhǎng)積累的誤差。特別是衛(wèi)星/慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)，充分利用了衛(wèi)星和慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)，能夠?qū)崟r(shí)地提供三維位置、速度信息和時(shí)間信息，取得了巨大的成功，目前已經(jīng)廣泛用于直升機(jī)領(lǐng)域。

雖然衛(wèi)星/慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)取得了巨大的成功，但是衛(wèi)星導(dǎo)航技術(shù)中GPS技術(shù)的控制權(quán)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(zhàn)時(shí)可以對(duì)GPS信號(hào)進(jìn)行加密或偽造。因此對(duì)非美國盟友國家來說，直升機(jī)依賴GPS進(jìn)行導(dǎo)航存在著巨大的風(fēng)險(xiǎn)，我國應(yīng)逐漸減少對(duì)GPS衛(wèi)星系統(tǒng)的依賴。我國北斗衛(wèi)星系統(tǒng)信號(hào)覆蓋區(qū)域有限，戰(zhàn)爭(zhēng)時(shí)可能受到外界干擾和欺騙，因此還需要進(jìn)一步完善。

慣性導(dǎo)航系統(tǒng)具有自主性，不受時(shí)間、地點(diǎn)、天氣等外界條件限制，為直升機(jī)隱蔽飛行創(chuàng)造了條件。但是慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的主要缺點(diǎn)是在無衛(wèi)星導(dǎo)航校正其精度的情況下，誤差隨時(shí)間積累。為解決該問題，本文利用TRIZ理論對(duì)其進(jìn)行分析論證，以求找到一種最佳的解決方案。

1 TRIZ理論簡(jiǎn)介

TRIZ是由前蘇聯(lián)發(fā)明家根里奇·阿奇舒勒在1946年發(fā)現(xiàn)并創(chuàng)立的。經(jīng)過多年對(duì)數(shù)以萬計(jì)的專利文獻(xiàn)加以搜集、研究、整理、歸納、提煉，建立起一整套體系化的、實(shí)用的解決發(fā)明問題的理論方法體系[1-3]，主要包含TRIZ技術(shù)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(gè)待解決的實(shí)際問題轉(zhuǎn)化為問題模型，然后針對(duì)不同的問題模型，應(yīng)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(yīng)用到具體的問題當(dāng)中。

2 慣性導(dǎo)航系統(tǒng)誤差模型

海軍直升機(jī)慣性導(dǎo)航是一種自主式的導(dǎo)航方法，系統(tǒng)主要由加速度計(jì)及陀螺部分、計(jì)算機(jī)解算部分和顯示器顯示部分組成[4]。簡(jiǎn)化的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的工作原理如圖1所示。

圖1 簡(jiǎn)化的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)工作原理圖

兩個(gè)加速度計(jì)分別用來測(cè)量北向加速度aN和東向加速度aE，經(jīng)計(jì)算機(jī)系統(tǒng)解算，即經(jīng)一次積分所得的值加上初始速度值得到海軍直升機(jī)的瞬時(shí)航行速度VN、VE，再經(jīng)過一次積分加上初始位置得到導(dǎo)航位置YN、YE。其公式分別如式(1)和式(2)所示。

(1)

(2)

慣性導(dǎo)航系統(tǒng)定位誤差隨時(shí)間積累是由陀螺漂移和加速度計(jì)零偏引起的，陀螺所測(cè)量的直升機(jī)角速率誤差會(huì)直接影響到慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的姿態(tài)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(gè)分量。εbi為隨機(jī)常值漂移，εri為相關(guān)漂移，εwi為不相關(guān)漂移。隨機(jī)常值漂移由啟動(dòng)時(shí)的電氣參數(shù)和環(huán)境條件決定，該種漂移可以用隨機(jī)常值表示。相關(guān)漂移是指陀螺周圍的環(huán)境和一些電器參數(shù)發(fā)生不確定性的變化，導(dǎo)致上一時(shí)刻和下一時(shí)刻的漂移值有某種依賴關(guān)系，這種依賴關(guān)系取決于二者時(shí)間點(diǎn)的接近程度，時(shí)間點(diǎn)越近，該依賴關(guān)系越密切。不相關(guān)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(jì)誤差與陀螺誤差相似，也可分為三種成分，但在實(shí)際應(yīng)用中只考慮偏置誤差。

陀螺和加速度計(jì)的隨機(jī)誤差是一個(gè)十分復(fù)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(dǎo)誤差積累問題

為了提高慣導(dǎo)系統(tǒng)的精度，使用技術(shù)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(jià)，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(chuàng)新思維方法對(duì)現(xiàn)有的陀螺誤差和加速度計(jì)誤差進(jìn)行補(bǔ)償并加以校正，其過程如下：

步驟1：現(xiàn)有的問題描述

要求慣導(dǎo)系統(tǒng)長(zhǎng)時(shí)間工作時(shí)，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：?jiǎn)栴}解決的IFR描述

IFR：慣導(dǎo)系統(tǒng)長(zhǎng)期工作，定位精度高。

步驟3：分析現(xiàn)有的所有可利用資源

子系統(tǒng)：綜顯系統(tǒng)、超短波電臺(tái)、短波電臺(tái)、應(yīng)答機(jī)、無線電高度表、氣壓高度表、數(shù)字地圖、飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)、機(jī)電系統(tǒng)等。

超系統(tǒng)：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(shù)方案

用地形高度和數(shù)字地圖，且通過Kalman濾波器對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)時(shí)的不間斷的修正，從而補(bǔ)償慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的積累誤差，可以滿足慣性導(dǎo)航系統(tǒng)需要長(zhǎng)期高精度的導(dǎo)航需求。主要資源由慣性導(dǎo)航系統(tǒng)、氣壓高度表、無線電高度表、數(shù)字地圖、導(dǎo)航算法組成(為說明方便，該資源構(gòu)成的系統(tǒng)稱為S系統(tǒng)[5,6])，其原理圖如圖2。

圖2 S系統(tǒng)原理圖

S系統(tǒng)具體步驟如下：

直升機(jī)在航行過程中，慣性導(dǎo)航系統(tǒng)會(huì)估算出相應(yīng)的位置，數(shù)字地圖利用該位置提取出相對(duì)地形高度；

此時(shí)氣壓高度表輸出直升機(jī)的氣壓高度值，然后與數(shù)字地圖提取的地形高度相減，得到直升機(jī)的預(yù)測(cè)離地高度值；

將該預(yù)測(cè)的離地高度值與無線電高度表實(shí)測(cè)的離地高度值作比較，其差值作為Kalman濾波器的量測(cè)方程，從而得到INS的誤差值；

再把該誤差值反饋給INS進(jìn)行誤差補(bǔ)償，這樣就能實(shí)現(xiàn)對(duì)INS的狀態(tài)(位置、姿態(tài)、速度等)進(jìn)行實(shí)時(shí)校正。

構(gòu)建S系統(tǒng)基本符合IFR創(chuàng)新方法思維，其優(yōu)點(diǎn)如下：

① 保持了原慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)；

② 消除了原慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的不足；

③ 沒有使慣性導(dǎo)航系統(tǒng)變得更復(fù)雜；

④ 沒有增加直升機(jī)任何體積和重量；

⑤ 利用現(xiàn)有的資源實(shí)現(xiàn)有用功能。

3.2 利用時(shí)間分離原理解決S系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性、高精度問題

S系統(tǒng)最為關(guān)鍵的技術(shù)是其導(dǎo)航算法技術(shù)。S系統(tǒng)中S算法在正常情況下定位精度很高，但在特殊環(huán)境下(探測(cè)盲區(qū))，S算法定位精度不理想，甚至發(fā)散(若存在探測(cè)盲區(qū)，則導(dǎo)致S系統(tǒng)初始匹配誤差大，S算法很可能發(fā)散)。為此，定義物理矛盾：無探測(cè)盲區(qū)，直升機(jī)低高度飛行，精度高；有探測(cè)盲區(qū)，直升機(jī)高高度飛行(1500m以上)。

步驟1：定義物理矛盾：

參數(shù)：探測(cè)盲區(qū)；

要求1：有探測(cè)盲區(qū)；

要求2：無探測(cè)盲區(qū)。

步驟2：如果想實(shí)現(xiàn)技術(shù)系統(tǒng)的理想狀態(tài)，這個(gè)參數(shù)的不同要求應(yīng)該在什么時(shí)間得以實(shí)現(xiàn)？

時(shí)間1：低高度飛行；

時(shí)間2：非低高度飛行。

步驟3：以上兩個(gè)時(shí)間段是否交叉？

否：應(yīng)用時(shí)間分離；

是：嘗試其它分離方法。

步驟4：查找TRIZ表確定發(fā)明原理：

查找TRIZ物理矛盾中時(shí)間分離原理與發(fā)明原理對(duì)照表，從表中查到時(shí)間分離共有13個(gè)發(fā)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(yù)先反作用原理，此原理不適用；

No.10預(yù)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(dòng)態(tài)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(dòng)原理，此原理不適用；

No.19周期性動(dòng)作原理，此原理不適用；

No.20有效持續(xù)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(fù)制原理，此原理不適用；

No.29氣壓或液壓結(jié)構(gòu)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(fā)明原理應(yīng)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(huán)境，使作用在任何階段，均能達(dá)到最佳性能。

具體實(shí)施方案：引入T算法(作為外部環(huán)境)[7-9]。T算法的特點(diǎn)是其定位精度不受探測(cè)盲區(qū)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(yù)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(shí)容易發(fā)散的問題。

根據(jù)時(shí)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(dāng)直升機(jī)開始進(jìn)行輔助導(dǎo)航時(shí)，若慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的初始匹配位置誤差δXINS>ΨXINS，則利用T方法進(jìn)行一次大范圍搜索，找到一條離真實(shí)航跡較為接近的航跡來降低慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的位置偏差；在此基礎(chǔ)上利用S算法進(jìn)行進(jìn)一步匹配，這樣可以得到最佳匹配位置；再將這兩個(gè)位置之差作為卡爾曼濾波器的觀測(cè)量，得到最優(yōu)估計(jì)，從而修正慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的導(dǎo)航誤差。其中ΨXINS為一預(yù)設(shè)門限，需根據(jù)實(shí)際航行的技術(shù)要求、數(shù)字地圖精度等綜合因素人為設(shè)定。

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

然后，根據(jù)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的指示位置、數(shù)字地圖、預(yù)先設(shè)定的路徑及測(cè)高傳感器的精度來判斷是否到達(dá)探測(cè)盲區(qū)。若未到達(dá)探測(cè)盲區(qū)則一直用S算法進(jìn)行輔助導(dǎo)航來不斷地校正慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的誤差；否則，直升機(jī)駛出探測(cè)盲區(qū)后，繼續(xù)用慣性導(dǎo)航系統(tǒng)最后指示的位置來判斷初始匹配位置誤差δXINS是否大于預(yù)設(shè)門限ΨXINS，然后重復(fù)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(yōu)勢(shì)，取長(zhǎng)補(bǔ)短，既利用了T系統(tǒng)在初始匹配誤差很大時(shí)仍能很好地工作的特點(diǎn)，增加了S算法的可靠性，放寬了S算法在初始誤差很大時(shí)將導(dǎo)致誤匹配的限制，又利用了S算法在初始誤差不大時(shí)精度很高的特點(diǎn)，得到最佳匹配位置，再經(jīng)過Kalman濾波器得到最優(yōu)的估計(jì)位置，輸出給慣性導(dǎo)航系統(tǒng)來補(bǔ)償其誤差的積累。

選取某一地區(qū)的地形數(shù)據(jù)作為仿真用的基準(zhǔn)數(shù)據(jù)，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(biāo)準(zhǔn)差為215.38m。

圖4 某視角下的地形基準(zhǔn)圖

從地形基準(zhǔn)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(zhǔn)圖網(wǎng)格大小為41×36，分辨率為30m×30m。其地形參數(shù)統(tǒng)計(jì)表如表1。

圖5 等值線圖

表1 地形基準(zhǔn)圖參數(shù)統(tǒng)計(jì)

為驗(yàn)證所提出的方案的可行性，在上述基準(zhǔn)圖上做仿真實(shí)驗(yàn)，初始匹配誤差取為6個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，共進(jìn)行了200次的仿真實(shí)驗(yàn)，結(jié)果如圖6所示。

圖6 匹配誤差

仿真結(jié)果為：經(jīng)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(gè)網(wǎng)格之內(nèi)。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(dá)到較高的定位精度。

4 結(jié)論

直升機(jī)慣性導(dǎo)航系統(tǒng)最大的弱點(diǎn)是其系統(tǒng)誤差隨時(shí)間積累，時(shí)間越長(zhǎng)，誤差越大。這種誤差主要是由它的核心測(cè)量部件—陀螺的固有漂移造成的。為此，利用IFR創(chuàng)新思維方法對(duì)現(xiàn)有的陀螺誤差和加速度計(jì)誤差進(jìn)行補(bǔ)償并加以校正，構(gòu)成S系統(tǒng)，通過Kalman濾波器對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)時(shí)地不間斷的修正；利用時(shí)間分離原理來解決S系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性、高精度問題。具體方案為：首先判斷慣性導(dǎo)航系統(tǒng)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(jìn)行匹配。仿真實(shí)驗(yàn)表明，提出的方案可以使定位精度保持在1個(gè)網(wǎng)格之內(nèi)。