一种运载火箭姿态角速率信号的测量系统及方法

摘要

本发明公开了一种运载火箭姿态角速率信号的测量系统及方法，对于运载火箭的俯仰通道、偏航通道和滚动通道中的每个通道，通过捷联惯组姿态角信号并替代速率陀螺仪来获取角速率信号；对姿态角信号进行四元数解算；对角速率信号进行滤波；对四元数解算结果和角速率信号滤波结果，进行校正网络差分方程计算得到摆角控制指令。本发明在不增加运载火箭速率陀螺仪硬件配置和增加软件算法复杂度的情况下，充分利用捷联惯组中的陀螺信号，参与姿态角速率通道的控制，解决了运载火箭姿态角速率信号测量的冗余设计问题，达到了提高运载火箭飞行可靠性的有益效果。

说明书

技术领域

本发明涉及运载火箭冗余控制系统技术领域，特别涉及一种运载火箭姿态角速率 信号的测量系统及方法。

背景技术

图1是现有运载火箭俯仰通道姿态控制系统框图。如图1所示的现有姿态控制系统 中，包含设有2套捷联惯组和速率陀螺仪的惯性测量系统，箭机，伺服机构。在火箭的 飞行过程中，由惯性测量系统实时测量火箭的姿态角和姿态角速度信号，其中姿态角信 号由捷联惯组测得，姿态角速度信号由速率陀螺测得。箭机采样测量信息，经校正网络 差分方程综合运算得到相应的控制指令，控制伺服机构作相应的运动，带动发动机摆动 一定的角度，从而产生相应的控制力矩，达到姿态控制的目的。

在现有的姿态控制系统中利用速率陀螺作为姿态角速度的测量元件比用校正网络 提供相位超前作用要灵活得多，它不仅通过改变速率陀螺的安装位置解决弹性振动稳定 问题，还可以提高姿态控制系统抗交变干扰的能力，减轻了校正网络设计上的困难。

然而，随着科学技术的发展和国家建设的需要，“小而简单”运载火箭向着“大而 复杂”的方向发展，对运载火箭的可靠性要求越来越高。为满足适应恶劣的工作环境和 高可靠性要求，宜采用必要的冗余技术。由于姿态角速率测量的准确与否直接关系到运 载火箭姿态控制的成败，进而影响到运载火箭飞行成败，而速率陀螺冗余会受到安装位 置、运载能力等的限制。

发明内容

本发明要解决的技术问题是在现有运载火箭控制系统配置的前提下的速率信号 测量冗余设计问题。

为解决上述技术问题，本发明提出一种运载火箭姿态角速率信号的测量系统及方 法，在姿态控制系统的现有技术中取消速率陀螺仪，采用两套捷联惯组经诊断输出的 角速率信息，经高频滤波后，作为运载火箭姿态角速率通道的测量值，实现运载火箭 飞行过程中控制系统速率陀螺冗余，提高系统可靠性。

为了达到上述目的，本发明的一个技术方案是提供一种运载火箭姿态角速率的测 量系统，其中对于运载火箭的俯仰通道、偏航通道和滚动通道中的每个通道，设置有 伺服机构、箭机及两套捷联惯组；

每套所述捷联惯组从运载火箭的箭体处，获取姿态角信号并取代速率陀螺仪来获 取角速率信号；

所述箭机中，通过冗余判别模块对两套所述捷联惯组获取的数据进行故障诊断， 并将其中被诊断为正确的一套捷联惯组获取的数据作为所选捷联数据输出；通过捷联 数据处理模块，将所选捷联数据中的姿态角信号和角速率信号分开形成两路信号，将 其中的姿态角信号送至四元数解算模块进行运算，将其中的角速率信号送至滤波网络 模块进行运算；通过设置校正网络模块对四元数解算模块及滤波网络模块的运算结果 进行综合计算得到相应的控制指令，并输出该控制指令至伺服机构来实现姿态控制。

本发明的另一个技术方案是提供一种运载火箭姿态角速率的测量方法，其中对于 运载火箭的俯仰通道、偏航通道和滚动通道中的每个通道，包含：

A、通过捷联惯组获取一路姿态角信号和一路角速率信号；

B、对姿态角信号进行四元数解算；对角速率信号进行滤波；

C、对四元数解算结果和角速率信号滤波结果，进行校正网络差分方程计算得到 摆角控制指令，并输出至伺服机构进行姿态控制。

优选地，配置有两套捷联惯组，各自能够获取一路姿态角信号和一路角速率信号；

对两套所述捷联惯组获取的数据进行故障诊断，并将其中被诊断为正确的一套捷 联惯组获取的数据作为所选捷联数据输出；

则步骤B中，是对从所选捷联数据中分出的姿态角信号和角速率信号分别进行运 算。

与现有技术相比，本发明的运载火箭姿态角速率信号直接采用捷联惯组冗余后的 角速率信号，其优点和有益效果是：

1)直接采用捷联惯组冗余后的角速率信号，充分利用了捷联惯组的角速率信息， 在提高运载火箭可靠性的同时并没有增加硬件成本以及软件算法的复杂度。

2)针对捷联惯组冗余后的角速率信号，采用了高阶的数字滤波器进行高频滤波， 该滤波器的特点是高频衰减效果好,有效的滤除了箭体设计时不需要关心的频率，避 免了因捷联惯组和箭体的随机振动所引入的高频干扰信号。

3)捷联惯组与速率陀螺仪安装位置比较接近时，惯组陀螺起到了与速率陀螺仪 相同的作用，控制效果良好。

附图说明

图1是现有运载火箭俯仰通道姿态控制系统框图；

图2是本发明俯仰通道姿态控制系统框图。

具体实施方式

运载火箭通常分为俯仰、偏航和滚动三个通道进行设计，本发明以俯仰通道为例进 行说明，偏航通道和滚动通道设计方法与之相同。以下将结合附图对本发明作进一步详 细的说明。

图2是本发明俯仰通道姿态控制系统框图。如图2所示在姿态控制系统中包含设有2 套捷联惯组(A、B)的惯性测量系统，箭机，和伺服机构。当速率陀螺的安装位置与 捷联惯组的安装位置相近，且箭体对弹性信号敏感较弱时，角速率信号可以直接采用经 捷联惯组冗余判别之后的滤波角速率信号。因此，本发明的方案中不安装速率陀螺仪， 而是采用惯组陀螺信息取代原有的速率陀螺仪来测得角速率信息。

在双捷联切换前，使用默认的捷联数据(例如默认为捷联惯组A的数据)；在双捷 联切换后，则使用所选的一组捷联数据。即，对于两套捷联惯组输出的陀螺信号，经冗 余判别后输出其中一组角速率信息，并采用了数字滤波处理，滤波后的角速率信号作为 敏感运载火箭姿态角速率通道的测量信号，参与系统的姿态控制。本发明中采用高阶的 数字滤波器进行高频滤波，可以有效滤除箭体设计时不需要关心的频率，避免了因捷联 惯组和箭体随机振动所引入的高频干扰信号。

本发明提供的一种运载火箭姿态角速率信号的测量方法，包含以下步骤：

步骤一、双捷联故障诊断：

箭机接收到惯组的测量信息后，通过冗余判别模块进行双捷联故障诊断，经故障诊 断，输出诊断后正确的姿态角速率。

步骤二、捷联数据处理：

对所选的捷联数据分为两路运算，一路为姿态角运算，经四元数解算，得到姿态角 偏差信号，如下：

另一路为角速率信号，如下：

其中:

ψ_JL,γ_JL：当前拍无故障捷联测量姿态角；

ψ_CX,γ_CX：当前拍程序角；

ΔT_SAM：惯组采样周期，常值；

Δθ_bx,Δθ_by,Δθ_bz：当前拍无故障捷联静态误差补偿后角增量；

当前拍无故障捷联测量角速率。

步骤三、惯组测量角速率滤波：

${{\mathrm{STF}}_1}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)={\stackrel{·}{\alpha }}_{\mathrm{JL}}$

${{\mathrm{STF}}_2}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)={\mathrm{sta}}_0^{\alpha }{{\mathrm{STF}}_1}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)+\underset{i=1}{\overset{4}{\Sigma }}[{\mathrm{sta}}_i^{\alpha }{{\mathrm{STF}}_1}^{\alpha }\left(\overline{n-i}{T}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)-{\mathrm{stb}}_i^{\alpha }{{\mathrm{STF}}_2}^{\alpha }\left(\overline{n-i}{T}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)]$

${{\mathrm{STF}}_3}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)={\mathrm{stc}}_0^{\alpha }{{\mathrm{STF}}_2}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)+\underset{i=1}{\overset{4}{\Sigma }}[{\mathrm{stc}}_i^{\alpha }{{\mathrm{STF}}_2}^{\alpha }\left(\overline{n-i}{T}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)-{\mathrm{std}}_i^{\alpha }{{\mathrm{STF}}_3}^{\alpha }\left(\overline{n-i}{T}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)]$

其中：

为α通道捷联数据滤波方程 系数，常值装订；

表示俯仰、偏航、滚动通道；

T_{st_filter}捷联测量角速率滤波周期，常值；

STF₁^α(nT_{st_filter})，STF₂^α(nT_{st_filter})，STF₃^α(nT_{st_filter})为当前拍α 通道捷联测量角速率滤波输出值；

分别为 STF₁^α(nT_{st_filter})，STF₂^α(nT_{st_filter})，STF₃^α(nT_{st_filter})的前i拍计算值。

步骤四：校正网络差分方程计算：

X^α＝Δα，即$X^{\stackrel{·}{\alpha }}={{\mathrm{STF}}_3}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{st}\_\mathrm{filter}}\right)$

${Y_1}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)=K^{\alpha }·X^{\alpha }+K^{\stackrel{·}{\alpha }}·X^{\stackrel{·}{\alpha }}$

${Y_2}^{\alpha }=\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)=A_0^{\alpha }{Y_1}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)+\underset{i=1}{\overset{4}{\Sigma }}[A_i^{\alpha }{Y_1}^{\alpha }\left(\overline{n-i}{T}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)-B_i^{\alpha }{Y_2}^{\alpha }\left(\overline{n-i}{T}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)]$

${Y_3}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)=C_0^{\alpha }{Y_2}^{\alpha }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)+\underset{i=1}{\overset{4}{\Sigma }}[C_i^{\alpha }{Y_2}^{\alpha }\left(\overline{n-i}{T}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)-D_i^{\alpha }{Y_3}^{\alpha }\left(\overline{n-i}{T}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)]$

其中：

为α通道差分方程系数， 常值装订；

分别为Y₁^α(nT)、Y₂^α(nT)、Y₃^α(nT)的 前i拍计算值；

T_{cntl_j}为当前阶段姿控计算周期，常值；

K^α，分别为姿态角、姿态角速率的通道转换系数，常值装订；

X^α，分别为α通道姿态角、姿态角速率的偏差信号输入量。

步骤五：摆角控制指令综合输出：

${\delta }_{\mathrm{C\psi }}=-Y_3^{\psi }\left({\mathrm{nT}}_{\mathrm{cntl}\_j}\right)$

其中：

为俯仰、偏航通道差分方程解；

δ_Cψ为伺服机构作动器I、II的摆角信号综合输出。

以上方法经过频率域分析与仿真试验的验证，采用惯组陀螺测量的姿态角速率信息 参与系统控制，仍然可以确保系统的稳定，在不增加系统的硬件配置及软件复杂度的前 提下，两套惯组经故障诊断输出正确的角速率信号，提高了系统的可靠性。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描 述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的 多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限 定。