左艷輝 ，李永強 ，朱倩倩 ，童 琴

（1.中國人民解放軍海軍裝備部駐武漢軍事代表局駐南昌地區(qū)航空軍事代表室，江西 南昌，330024；2.航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024）

0 引言

自動駕駛儀系統(tǒng)極性測試是飛行器測試項目中的一個重要內容，是每架飛行器裝配完成后必須驗證的測試項目。自動駕駛儀系統(tǒng)極性測試作為一種定性測試，被測對象為導航系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)的極性。導航系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)是自動駕駛儀制導控制系統(tǒng)的關鍵部分，直接影響飛行器飛行的穩(wěn)定性和制導控制系統(tǒng)的制導精度。如果導航系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)中任一系統(tǒng)的極性發(fā)生錯誤，將直接導致飛行器飛行失控。飛行器在空中飛行時，自動駕駛儀根據慣導系統(tǒng)獲取的姿態(tài)變化，通過控制系統(tǒng)中的制導律解算出相應的控制命令并發(fā)送伺服系統(tǒng)，控制舵面產生相應的偏轉，以保證飛行器的平穩(wěn)飛行。自動駕駛儀系統(tǒng)極性測試就是模擬該過程，將飛行器固定于三軸轉臺上，通過控制旋轉轉臺的三個維度，即產生飛行器姿態(tài)的變化，根據慣導系統(tǒng)測得的姿態(tài)變化，制導律解算出相應的控制命令并發(fā)送伺服系統(tǒng)，最終控制舵面的偏轉。根據慣導系統(tǒng)、制導律、伺服系統(tǒng)的輸入輸出，測試設備判定自動駕駛儀的系統(tǒng)極性是否正確。測試時，為提供飛行器的姿態(tài)變化，需配備三軸轉臺，而三軸轉臺的價格昂貴，且體積大質量重，并不適合在外場和部隊陣地等機動場合下使用。

1 系統(tǒng)極性測試現(xiàn)狀

目前，因轉臺的缺陷，在外場和部隊陣地，幾乎所有飛行器均不具備測試自動駕駛儀系統(tǒng)極性的條件。除非在測試時使用固定比例系數(shù)或另一算法替代真實制導律的解算，以實現(xiàn)系統(tǒng)極性測試。盡管真實制導律在設計時已做過實物或半實物仿真試驗，其合理性已得到充分論證，但是從測試性的角度來說，這種為測試而增加模擬被測對象以替代真實被測對象的做法顯然是不符合測試原則的。

2 自動駕駛儀系統(tǒng)極性測試機理分析

制導控制系統(tǒng)主要由導航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)組成，在不考慮干擾時，其系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 制導控制系統(tǒng)組成框圖

系統(tǒng)極性測試的被測對象實際就是飛行器制導控制系統(tǒng)中的導航系統(tǒng)和控制系統(tǒng)的極性，具體包括慣導系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、伺服系統(tǒng)本身的極性以及硬件裝配的正確性。

2.1 慣導系統(tǒng)極性測試

慣性導航系統(tǒng)是一種不依賴于任何外部信息、也不向外部輻射能量的自主式導航系統(tǒng)。通常由慣性測量組合和導航計算機兩大部件組成，其中慣性測量組合包括陀螺儀和加速度計。陀螺儀是角運動的測量裝置，三個陀螺儀用來測量載體的三個轉動通道的運動角速率，通過積分三個轉動通道的運動角速率，可獲取運載體的姿態(tài)角信息；加速度計是位置的測量裝置，三個加速度計用來測量載體的三個平移運動方向的加速度，通過積分該三個平移運動方向的加速度可獲取三個平移運動方向的速度和位置信息。

在裝前單元測試和系統(tǒng)極性測試中，將慣導的陀螺儀或飛行器固定于三軸轉臺上，通過控制旋轉轉臺的三個維度，即產生飛行器姿態(tài)的變化。慣導系統(tǒng)根據三個陀螺儀獲取的三個轉動通道的角速率，通過積分，可獲取飛行器的姿態(tài)角信息。

2.2 控制系統(tǒng)極性測試

飛行器控制系統(tǒng)最基本的功能是保證飛行器在每一飛行段穩(wěn)定地飛行，所以也常稱為“穩(wěn)定回路”。穩(wěn)定回路作為制導控制系統(tǒng)大回路的一個環(huán)節(jié)，本身也是閉環(huán)回路，而且可能是多回路，而穩(wěn)定回路中的執(zhí)行機構通常也采用位置或速度反饋形成閉環(huán)回路。

控制系統(tǒng)回路是由自動駕駛儀與飛行器機體構成的閉合回路。其主要作用是穩(wěn)定飛行器繞質心的姿態(tài)運動，并根據控制指令操縱飛行器飛行。一般控制回路可解耦成滾轉控制回路和縱側向控制回路。其中滾轉控制回路的基本任務是消除干擾作用引起的滾轉角誤差，為了穩(wěn)定飛行器的滾轉角位置，要求滾轉穩(wěn)定回路不但是穩(wěn)定的，穩(wěn)定準確度要滿足設計要求，且其過渡過程應具有良好的品質。典型的滾轉通道穩(wěn)定回路如圖2所示。

圖2 具有角位置反饋的滾轉角穩(wěn)定回路

圖中：δγ為舵偏角；γ為滾轉角。

從圖2可以看出，由舵系統(tǒng)輸出的δ′γ以負反饋的方式參與至穩(wěn)定回路中，以控制彈體的姿態(tài)穩(wěn)定。在控制回路中，如果舵系統(tǒng)輸出的δ′γ以正反饋的方式參與，將導致穩(wěn)定回路的發(fā)散。而對控制系統(tǒng)的極性測試，就是對制導律解算出的舵系統(tǒng)控制指令的極性進行測試。

2.3 伺服系統(tǒng)極性測試

伺服系統(tǒng)功用是根據輸入信號的極性和大小，按比例地操縱飛行器的擺動發(fā)動機、舵面、可動噴管或擾流片的偏轉角度，從而產生一定的控制力或力矩，控制飛行器的運動和姿態(tài)。操縱舵面的舵系統(tǒng)，當舵面發(fā)生偏轉時，流過舵面的氣流將產生相應的空氣動力，并對舵軸形成氣動力矩，通常稱為鉸鏈力矩。鉸鏈力矩是舵機的負載力矩，與舵偏角的大小、舵面的形狀及飛行的狀態(tài)有關。為使舵面偏轉到所需的位置，舵機產生的主動力矩必須克服作用在舵軸上的鉸鏈力矩及舵面轉動所引起的慣性力矩和摩擦力矩。

對伺服系統(tǒng)的極性測試，就是向伺服系統(tǒng)的舵機發(fā)出正向及負向測試信號，舵機根據該信號輸出一個帶極性的控制信息，控制舵面偏轉，舵面的偏轉運動方向及其反饋信號的極性應符合飛行器控制系統(tǒng)的既定要求。

在伺服系統(tǒng)裝前單元測試中，就已對舵機極性進行過驗證，在裝后系統(tǒng)測試中，測試的主要目的是檢查伺服系統(tǒng)的裝配正確性。同時根據舵機輸入輸出信息，也可以判定舵機的極性是否符合要求。

飛行狀態(tài)下的飛行器在伺服系統(tǒng)動作了之后，機體應該具有相應的姿態(tài)調整。而實際上，進行系統(tǒng)極性測試時，飛行器姿態(tài)并不受伺服系統(tǒng)的控制，即圖2中的δγ和δ′γ并未引入至回路中，所以在做該項測試時，飛行器在舵機和舵面發(fā)生變化而姿態(tài)未發(fā)生變化時不應上報故障。

3 基于虛擬輸入的系統(tǒng)極性測試方法

3.1 測試方法的設計

鑒于轉臺的種種缺陷，本文設計了一種基于虛擬輸入的自動駕駛儀系統(tǒng)極性測試方法。

根據上一章節(jié)的分析，除制導律以外，其它系統(tǒng)均已在飛行器總裝前做了相應測試，而制導律也在裝前做過相應的仿真試驗。通過裝前測試和仿真試驗，能確保各系統(tǒng)軟硬件在裝前符合各項技術指標。因此，總裝后的系統(tǒng)極性測試主要目的之一就是驗證慣導系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)的裝配的極性正確性。

進行慣導系統(tǒng)極性測試時，需轉臺為其提供原始輸入，控制導彈在三維空間內旋轉，產生姿態(tài)的變化，再由慣導系統(tǒng)的陀螺儀測量飛行器姿態(tài)的變化，以作為控制系統(tǒng)的輸入。如果在此過程中，通過測試設備向飛行器輸入一個虛擬的固定姿態(tài)角或姿態(tài)角速度，參與至控制系統(tǒng)的制導律解算，再由真實的制導律解算出相應的伺服系統(tǒng)控制指令，伺服系統(tǒng)收到控制指令后，舵機進行相應的響應，控制舵面發(fā)生相應的偏轉。此過程中，慣導系統(tǒng)并未參與至系統(tǒng)極性測試中，所以不能判斷慣導系統(tǒng)的極性是否正確；而根據舵機和舵面的輸出與預先設定的技術要求進行對比，判斷出控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)的極性是否正確。

3.2 可行性論證

3.2.1 可操作性分析

在實際操作過程中，可以在測試通訊協(xié)議中設計一自動駕駛儀系統(tǒng)極性測試指令。當飛行器收到該指令時，控制系統(tǒng)通過硬件或軟件的方式切斷與慣導系統(tǒng)的通訊，而將該通訊端由測試設備來替代，接收并認可來自測試設備的飛行器姿態(tài)角或姿態(tài)角速度，自動駕駛儀以此作為飛行器的姿態(tài)信息參與制導律解算。

在設計飛行器控制系統(tǒng)軟件時，對來自測試設備的飛行器姿態(tài)信息優(yōu)先級高于來自慣導系統(tǒng)的姿態(tài)信息，如此，則不管飛行器處于在測試狀態(tài)還是飛行狀態(tài)，飛行器如果只接收到來自慣導的飛行器姿態(tài)信息，則只使用該信息參與制導律解算；如果同時收到來自測試設備的姿態(tài)信息和來自慣導的姿態(tài)信息，則優(yōu)先使用來自測試設備的姿態(tài)信息，也就意味著測試時不需要對硬件進行任何的切換。

3.2.2 影響分析

此方法的缺點是未對慣導系統(tǒng)的裝后極性進行測試。實際上，飛行器總裝前，慣導系統(tǒng)的任何單一維度極性就已做測試并獲得確認。對慣導系統(tǒng)進行的裝后極性測試，主要目的是確保慣導系統(tǒng)三自由度裝配的正確性。針對該問題，可采用定位裝置、防差錯設計等結構方法，確保慣導三維度不出現(xiàn)安裝錯誤的情況，以此保證慣導系統(tǒng)裝后極性的正確性。

對控制系統(tǒng)來說，只要將控制系統(tǒng)的軟硬件按上一章節(jié)的操作方法進行更改，制導律就可以將虛擬的姿態(tài)信息參與至解算中，不會影響制導律的解算過程，也就確保了制導律的解算過程完全還原。

因為從制導律開始，就保證了過程的還原，所以在伺服系統(tǒng)的舵機和舵面也同樣地還原了相應的響應過程。

此方法注入的虛擬姿態(tài)角或姿態(tài)角速度是一個定值，而真實情況下飛行器姿態(tài)角和姿態(tài)角速度的變化不可能是階躍變化。測試時，模擬輸出的姿態(tài)信息是階躍變化的定值，因為制導律是虛擬的固定比例系數(shù)或某一替代算法，有可能導致舵面的偏轉角度過大，超出舵偏角最大量程。因此測試設備注入的虛擬姿態(tài)角或角速度與初始值之差不宜過大。事實上，一般制導律都會對舵機的動作進行限幅，所以，如果使用真實制導律參與系統(tǒng)極性測試，可避免該問題的出現(xiàn)。而使用真實制導律參與自動駕駛儀的系統(tǒng)極性測試也不存在任何技術問題，只需模擬各種的制導律輸入參數(shù)即可。

4 結語

本文根據系統(tǒng)極性測試現(xiàn)狀和系統(tǒng)極性測試機理，針對飛行器自動駕駛儀的系統(tǒng)極性測試需配備轉臺價格昂貴、不便轉移等問題，提出了一種基于虛擬輸入的飛行器自動駕駛儀系統(tǒng)極性測試方法。該方法通過測試設備向飛行器輸入一個虛擬的固定姿態(tài)角或姿態(tài)角速度，參與至控制系統(tǒng)的制導律解算，再由真實的制導律解算出相應的伺服系統(tǒng)控制指令，伺服系統(tǒng)收到控制指令后，舵機進行相應的響應，控制舵面發(fā)生相應的偏轉，根據航機和舵面的輸出與預先設定的技術要求進行對比，判斷出控制系統(tǒng)和伺服系統(tǒng)的極性是否正確。通過從可操作性和影響分析兩方面進行論證，證明該測試方法具有可行性。