【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及到惯导设备测试，具体涉及到一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统及方法。
技术介绍
1、随着近年来无人装备的蓬勃发展，作为现代化无人机导航系统的核心设备，惯性导航设备的精度与性能检测需求日益高涨。目前，验证无人机惯性导航设备导航性能的方式主要包含两类：一是使用试验车进行地面跑车试验验证，二是使用无人机挂载进行飞行验证。现有试验方法存在缺陷在于：地面跑车验证无法对真实机载环境进行模拟；机载试验成本过高。可见目前缺乏一种可以模拟机载环境的低成本试验方法。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是针对现有技术存在的问题，提供一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统及方法，模拟机载环境，检验惯性导航设备在机载环境下的工作性能，降低机载惯性导航设备试验测试成本。
2、为实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是：
3、一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统，包括试验车，所述试验车连接有伺服转台，所述伺服转台连接有惯导设备；
4、卫星导航模块，用于提供所述试验车的卫导定位信息和卫导速度信息；
5、数据记录模块，用于记录所述惯导设备的导航信息数据、伺服测角数据和卫星信息数据；
6、姿态控制模块，用于根据计算的俯仰角和横滚角，输出控制所述伺服转台的横滚角度指令和俯仰角度指令；
7、性能分析模块，用于对比试验车的卫导定位信息和惯导定位信息，对比卫导速度信息和惯导速度信息。
8、所述伺服转台包括箱体、俯仰角
9、所述箱体连接有俯仰伺服电机，所述俯仰伺服电机的转子连接所述俯仰角控制框架，所述俯仰角控制框架连接有横滚伺服电机，所述横滚伺服电机的转子连接所述横滚角控制框架。
10、所述俯仰角控制框架和所述横滚角控制框架均为矩形框体结构，所述横滚角控制框架的底部内壁设有安装滑轨，所述横滚角控制框架的侧壁设有电气接口。
11、一种惯导精度测试系统的测试方法，包括以下步骤：
12、s1、试验车根据预定的路径行驶，卫星导航模块检测试验车的卫导定位信息和卫导速度信息，计算试验车的卫导高度变化率和卫导航向变化率；
13、s2、根据所述高度变化率和所述航向变化率，计算出天向速度和水平速度，根据天向速度和水平速度，计算俯仰角；
14、s3、通过惯导设备测得惯导航向变化率，结合飞行试验数据，计算横滚角；
15、s4、姿态控制模块根据计算的俯仰角和横滚角，向伺服转台发出控制指令，使伺服转台将惯导设备调整至对应的姿态。
16、所述俯仰角的具体计算过程为：
17、
18、其中，vu为卫星导航模块输出的天向速度，ve为卫星导航模块输出的东向速度，vn为卫星导航模块输出的北向速度。
19、航向变化率计算方法如下：
20、试验车相对于地理系的转动向量为
21、
22、其中，为惯导设备坐标系到试验车坐标系的转换矩阵，可由姿态控制模块的内外框测角求得；[gx gy gz]为惯导设备中三轴陀螺的角速度；
23、通过测量的[gx gy gz]，求得其中g1是俯仰角速度，g2是横滚角速度，g3为航向变化率。
24、横滚角计算方法如下：
25、根据飞行试验的数据，航向变化率与横滚倾斜成正比，则横滚角可表示为：
26、
27、其中k为比例系数；上式中g3单位为°/s，单位为°，k单位为s，k取值大小根据惯导适用的飞机大小不同存在差异，对小型无人机k为1～2.5，对大型飞机k为0.1～0.5。
28、s5、记录惯导设备采集的定位信息和速度信息，对比卫导定位信息与惯导定位信息，对比卫导速度信息与惯导速度信息，若定位误差最大值小于阈值一，且速度误差最大值小于阈值二，则精度满足要求。
29、与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：
30、姿态控制模块通过卫星导航模块提供的速度与位置信息，进行飞机空中姿态的模拟，将控制信号传输给姿态控制模块后，姿态控制模块带动待测惯导设备转动，完成惯导在飞行中的姿态的模拟，降低了机载惯性导航设备试验的成本；
31、通过惯导设备测得试验车的航向变化率，使惯导设备坐标系与试验车坐标系进行转换，再根据飞行试验的数据，航向变化率与横滚倾斜成正比，求得横滚角输入姿态控制模块，通过将试验车的航向变化率与横滚角指令联动，实现对飞行姿态横滚角的模拟控制。
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1.一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统，其特征在于，包括
2.根据权利要求1所述的一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统，其特征在于，所述伺服转台包括箱体、俯仰角控制框架(1)和横滚角控制框架(2)，所述俯仰角控制框架(1)设于所述箱体的内部，所述俯仰角控制框架(1)的左右两侧分别与所述箱体左右侧壁转动连接；所述横滚角控制框架(2)设于所述俯仰角控制框架(1)的内部，所述横滚角控制框架(2)的上下两侧分别与所述俯仰角控制框架(1)的上下侧壁转动连接；所述惯导设备与所述横滚角控制框架(2)固定；
3.根据权利要求1所述的一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统，其特征在于，所述俯仰角控制框架(1)和所述横滚角控制框架(2)均为矩形框体结构，所述横滚角控制框架(2)的底部内壁设有安装滑轨(5)，所述横滚角控制框架(2)的侧壁设有电气接口(6)。
4.根据权利要求1至3任意一项所述的惯导精度测试系统的测试方法，其特征在于，包括以下步骤：
5.根据权利要求4所述的惯导精度测试系统的测试方法，其特征在于，所述俯仰角的具体计算过程为：<...
【技术特征摘要】
1.一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统，其特征在于，包括
2.根据权利要求1所述的一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统，其特征在于，所述伺服转台包括箱体、俯仰角控制框架(1)和横滚角控制框架(2)，所述俯仰角控制框架(1)设于所述箱体的内部，所述俯仰角控制框架(1)的左右两侧分别与所述箱体左右侧壁转动连接；所述横滚角控制框架(2)设于所述俯仰角控制框架(1)的内部，所述横滚角控制框架(2)的上下两侧分别与所述俯仰角控制框架(1)的上下侧壁转动连接；所述惯导设备与所述横滚角控制框架(2)固定；
3.根据权利要求1所述的一种模拟飞行器动态条件的惯导精度测试系统，其特征在于，所述俯仰角控制框架(1)和所...
【专利技术属性】
技术研发人员：廖世康，冯双记，张彭，凌卫伟，熊海宏，
申请(专利权)人：中船星惯科技武汉有限公司，
类型：发明
国别省市：
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