一种用于弹载试验的惯导性能验证系统技术方案

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。本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】
一种用于弹载试验的惯导性能验证系统


[0001]本专利技术涉及一种用于弹载试验的惯导性能验证系统，属于惯导


技术介绍

[0002]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。
[0003]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。
[0004]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。

技术实现思路

[0005]本专利技术的技术解决问题是：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。
[0006]本专利技术的技术方案是：
[0007]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；
[0008]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；
[0009]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；
[0010]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；
[0011]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。
[0012]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；
[0013]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；
[0014]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。
[0015]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；
[0016]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；
[0017]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。
[0018]本专利技术与现有技术相比的有益效果是：
[0019](1)本专利技术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。
[0020](2)本专利技术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。
[0021](3)本专利技术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
[0022]图1为本专利技术地面测试状态示意图；
[0023]图2为本专利技术实际飞行状态示意图。
具体实施方式
[0024]下面结合附图和具体实施方式对本专利技术做进一步详细的描述。本专利技术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；
[0025]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。
[0026]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。
[0027]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。
[0028]所述惯导系统地检设备验证惯导系统的导航性能，具体为：
[0029]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；
[0030]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；
[0031]其中，φ
IMU_N_end<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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
|&gt;φ
index
或||R
IMU
‑
R
GPS
||&gt;R
index
或||V
IMU
‑
V
GPS
||&gt;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...

【专利技术属性】
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，
申请(专利权)人：北京控制工程研究所，
类型：发明
国别省市：