[發(fā)明專利]一種運(yùn)載火箭姿態(tài)角速率信號的測量系統(tǒng)及方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201410186877.4
• 申請日: 2014-05-05
• 公開（公告）號: CN103925917B
• 公開（公告）日: 2016-10-26
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 周靜;周如好;王建清;羅潔;賀從園;余薛浩;王鵬;胡存明
• 申請（專利權(quán)）人: 上海新躍儀表廠
• 主分類號: G01C19/00
• 分類號: G01C19/00
• 代理公司: 上海信好專利代理事務(wù)所(普通合伙) 31249
• 代理人: 張靜潔;包姝晴

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及運(yùn)載火箭冗余控制系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種運(yùn)載火箭姿態(tài)角速率信號的測量系統(tǒng)及方法。

背景技術(shù)

圖1是現(xiàn)有運(yùn)載火箭俯仰通道姿態(tài)控制系統(tǒng)框圖。如圖1所示的現(xiàn)有姿態(tài)控制系統(tǒng)中，包含設(shè)有2套捷聯(lián)慣組和速率陀螺儀的慣性測量系統(tǒng)，箭機(jī)，伺服機(jī)構(gòu)。在火箭的飛行過程中，由慣性測量系統(tǒng)實(shí)時(shí)測量火箭的姿態(tài)角和姿態(tài)角速度信號，其中姿態(tài)角信號由捷聯(lián)慣組測得，姿態(tài)角速度信號由速率陀螺測得。箭機(jī)采樣測量信息，經(jīng)校正網(wǎng)絡(luò)差分方程綜合運(yùn)算得到相應(yīng)的控制指令，控制伺服機(jī)構(gòu)作相應(yīng)的運(yùn)動，帶動發(fā)動機(jī)擺動一定的角度，從而產(chǎn)生相應(yīng)的控制力矩，達(dá)到姿態(tài)控制的目的。

在現(xiàn)有的姿態(tài)控制系統(tǒng)中利用速率陀螺作為姿態(tài)角速度的測量元件比用校正網(wǎng)絡(luò)提供相位超前作用要靈活得多，它不僅通過改變速率陀螺的安裝位置解決彈性振動穩(wěn)定問題，還可以提高姿態(tài)控制系統(tǒng)抗交變干擾的能力，減輕了校正網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)上的困難。

然而，隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展和國家建設(shè)的需要，“小而簡單”運(yùn)載火箭向著“大而復(fù)雜”的方向發(fā)展，對運(yùn)載火箭的可靠性要求越來越高。為滿足適應(yīng)惡劣的工作環(huán)境和高可靠性要求，宜采用必要的冗余技術(shù)。由于姿態(tài)角速率測量的準(zhǔn)確與否直接關(guān)系到運(yùn)載火箭姿態(tài)控制的成敗，進(jìn)而影響到運(yùn)載火箭飛行成敗，而速率陀螺冗余會受到安裝位置、運(yùn)載能力等的限制。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是在現(xiàn)有運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)配置的前提下的速率信號測量冗余設(shè)計(jì)問題。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提出一種運(yùn)載火箭姿態(tài)角速率信號的測量系統(tǒng)及方法，在姿態(tài)控制系統(tǒng)的現(xiàn)有技術(shù)中取消速率陀螺儀，采用兩套捷聯(lián)慣組經(jīng)診斷輸出的角速率信息，經(jīng)高頻濾波后，作為運(yùn)載火箭姿態(tài)角速率通道的測量值，實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭飛行過程中控制系統(tǒng)速率陀螺冗余，提高系統(tǒng)可靠性。

為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明的一個(gè)技術(shù)方案是提供一種運(yùn)載火箭姿態(tài)角速率的測量系統(tǒng)，其中對于運(yùn)載火箭的俯仰通道、偏航通道和滾動通道中的每個(gè)通道，設(shè)置有伺服機(jī)構(gòu)、箭機(jī)及兩套捷聯(lián)慣組；

每套所述捷聯(lián)慣組從運(yùn)載火箭的箭體處，獲取姿態(tài)角信號并取代速率陀螺儀來獲取角速率信號；

所述箭機(jī)中，通過冗余判別模塊對兩套所述捷聯(lián)慣組獲取的數(shù)據(jù)進(jìn)行故障診斷，并將其中被診斷為正確的一套捷聯(lián)慣組獲取的數(shù)據(jù)作為所選捷聯(lián)數(shù)據(jù)輸出；通過捷聯(lián)數(shù)據(jù)處理模塊，將所選捷聯(lián)數(shù)據(jù)中的姿態(tài)角信號和角速率信號分開形成兩路信號，將其中的姿態(tài)角信號送至四元數(shù)解算模塊進(jìn)行運(yùn)算，將其中的角速率信號送至濾波網(wǎng)絡(luò)模塊進(jìn)行運(yùn)算；通過設(shè)置校正網(wǎng)絡(luò)模塊對四元數(shù)解算模塊及濾波網(wǎng)絡(luò)模塊的運(yùn)算結(jié)果進(jìn)行綜合計(jì)算得到相應(yīng)的控制指令，并輸出該控制指令至伺服機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)姿態(tài)控制。

本發(fā)明的另一個(gè)技術(shù)方案是提供一種運(yùn)載火箭姿態(tài)角速率的測量方法，其中對于運(yùn)載火箭的俯仰通道、偏航通道和滾動通道中的每個(gè)通道，包含：

A、通過捷聯(lián)慣組獲取一路姿態(tài)角信號和一路角速率信號；

B、對姿態(tài)角信號進(jìn)行四元數(shù)解算；對角速率信號進(jìn)行濾波；

C、對四元數(shù)解算結(jié)果和角速率信號濾波結(jié)果，進(jìn)行校正網(wǎng)絡(luò)差分方程計(jì)算得到擺角控制指令，并輸出至伺服機(jī)構(gòu)進(jìn)行姿態(tài)控制。

優(yōu)選地，配置有兩套捷聯(lián)慣組，各自能夠獲取一路姿態(tài)角信號和一路角速率信號；

對兩套所述捷聯(lián)慣組獲取的數(shù)據(jù)進(jìn)行故障診斷，并將其中被診斷為正確的一套捷聯(lián)慣組獲取的數(shù)據(jù)作為所選捷聯(lián)數(shù)據(jù)輸出；

則步驟B中，是對從所選捷聯(lián)數(shù)據(jù)中分出的姿態(tài)角信號和角速率信號分別進(jìn)行運(yùn)算。

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的運(yùn)載火箭姿態(tài)角速率信號直接采用捷聯(lián)慣組冗余后的角速率信號，其優(yōu)點(diǎn)和有益效果是：

1)直接采用捷聯(lián)慣組冗余后的角速率信號，充分利用了捷聯(lián)慣組的角速率信息，在提高運(yùn)載火箭可靠性的同時(shí)并沒有增加硬件成本以及軟件算法的復(fù)雜度。

2)針對捷聯(lián)慣組冗余后的角速率信號，采用了高階的數(shù)字濾波器進(jìn)行高頻濾波，該濾波器的特點(diǎn)是高頻衰減效果好,有效的濾除了箭體設(shè)計(jì)時(shí)不需要關(guān)心的頻率，避免了因捷聯(lián)慣組和箭體的隨機(jī)振動所引入的高頻干擾信號。

3)捷聯(lián)慣組與速率陀螺儀安裝位置比較接近時(shí)，慣組陀螺起到了與速率陀螺儀相同的作用，控制效果良好。

附圖說明

圖1是現(xiàn)有運(yùn)載火箭俯仰通道姿態(tài)控制系統(tǒng)框圖；

圖2是本發(fā)明俯仰通道姿態(tài)控制系統(tǒng)框圖。

具體實(shí)施方式