雙捷聯(lián)冗余技術(shù)在長征二號丁運載火箭上的研發(fā)與實踐

談學(xué)軍,洪 剛,李建強(qiáng),姚瑞芳

(1.上海航天技術(shù)研究院,上海 201109; 2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

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雙捷聯(lián)冗余技術(shù)在長征二號丁運載火箭上的研發(fā)與實踐

談學(xué)軍1,洪 剛2,李建強(qiáng)2,姚瑞芳2

(1.上海航天技術(shù)研究院,上海 201109; 2.上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

介紹了雙捷聯(lián)冗余技術(shù)在長征二號丁(CZ-2D)運載火箭上的研發(fā)與實踐。闡述了采用雙八表慣組和光纖慣組的必要性，以及激光/光纖雙捷聯(lián)慣組的優(yōu)勢。給出了基于采用主從冗余設(shè)計的激光/光纖雙捷聯(lián)控制系統(tǒng)的組成，以及突破的故障診斷與決策、全方位發(fā)射、組合導(dǎo)航、方位瞄準(zhǔn)及參數(shù)測量、三CPU冗余計算機(jī)等關(guān)鍵技術(shù)。飛行試驗驗證了雙捷聯(lián)冗余技術(shù)總體設(shè)計的正確性。展望了運載火箭慣導(dǎo)技術(shù)中二度故障重構(gòu)率提高、組合導(dǎo)航改進(jìn)、雙捷聯(lián)主備份互換、大角度空中滾轉(zhuǎn)定向、十表慣組應(yīng)用等的后續(xù)發(fā)展。雙捷聯(lián)冗余控制系統(tǒng)的應(yīng)用，提高了全箭飛行可靠性和任務(wù)適應(yīng)性，以及入軌精度，減輕了火箭末子級的質(zhì)量，增大了運載火箭的運載能力，為光纖慣組在運載火箭中的應(yīng)用積累了成功子樣。

運載火箭； 激光陀螺； 光纖陀螺； 冗余； 雙八表； 故障診斷與決策； 組合導(dǎo)航； 全方位發(fā)射； 方位瞄準(zhǔn)

0 引言

框架式平臺采用傳統(tǒng)的機(jī)械式陀螺儀，結(jié)構(gòu)復(fù)雜、工藝實施要求高，產(chǎn)品整體可靠性較低。隨著慣性器件技術(shù)的發(fā)展和計算機(jī)技術(shù)的日益成熟，從運載火箭的飛行可靠性、全箭研制成本等角度出發(fā)，慣性測量系統(tǒng)由框架式平臺向捷聯(lián)式慣組過渡是必然的趨勢。在宇航領(lǐng)域，目前捷聯(lián)式慣組應(yīng)用較多的是基于激光陀螺儀和光纖陀螺儀的兩種產(chǎn)品，激光陀螺開發(fā)較早且滿足使用要求，因此在國外航天領(lǐng)域中已廣泛應(yīng)用，如阿里安Ⅳ運載火箭采用了法國塞克斯公司的Quasar環(huán)形激光陀螺捷聯(lián)慣性系統(tǒng)；日本H-Ⅱ運載火箭采用激光陀螺捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)；俄羅斯禮炮7號宇宙飛船姿控系統(tǒng)采用了六軸激光陀螺裝置；國內(nèi)現(xiàn)役CZ-3A系列、CZ-2C運載火箭也已采用雙七表激光陀螺慣組。

2010年，采用平臺/激光捷聯(lián)主從冗余技術(shù)的CZ-2D Y14運載火箭完成飛行試驗并取得圓滿成功。至此，CZ-2D型號在系統(tǒng)故障診斷及決策、速率陀螺冗余、捷聯(lián)的工程應(yīng)用及冗余箭機(jī)等方面，已積累了經(jīng)驗并為雙捷聯(lián)系統(tǒng)的研制打下了良好的基礎(chǔ)。為提高飛行可靠性和衛(wèi)星入軌精度，同時規(guī)避同類型慣組作熱備份時的共模故障，對CZ-2D運載火箭控制系統(tǒng)采用激光/光纖雙捷聯(lián)慣組冗余方案的必要性進(jìn)行了論證，引入GNSS接收機(jī)的測量信息進(jìn)行卡爾曼濾波組合導(dǎo)航，并開展研制。本文主要闡述CZ-2D運載火箭采用激光/光纖雙八表慣組的必要性、雙捷聯(lián)控制系統(tǒng)的組成、故障診斷與決策、全量動力學(xué)模型和穩(wěn)定解耦控制、組合導(dǎo)航及三CPU冗余計算機(jī)，并給出了飛行試驗的驗證結(jié)果。

1 采用激光/光纖雙八表慣組的必要性

1.1 采用雙八表的必要性

目前國內(nèi)現(xiàn)役運載火箭中，CZ-2D、CZ-4B/C運載火箭的平臺+捷聯(lián)狀態(tài)采用了六表激光慣組，CZ-3A系列、CZ-2C運載火箭采用雙七表激光慣組冗余控制系統(tǒng)；新一代運載火箭中，CZ-5運載火箭采用了雙套六表激光慣組和1套六表光纖慣組的方案。由于雙六表或雙七表缺乏更多的故障判別子樣，陀螺的故障診斷常需引入速率陀螺信息，而速率陀螺安裝位置及對箭體動態(tài)特性響應(yīng)的差異，導(dǎo)致姿態(tài)故障判別門限的設(shè)計相對偏大；雙六表的加速度信息診斷，由于只有2個子樣，只能采取極值和常零判別模式，門限設(shè)計偏差大，若出現(xiàn)門限臨界的情況，則會導(dǎo)致入軌精度超差。

雙八表慣組陀螺和加表均采用“三正一斜”方案，通過增加表頭冗余改進(jìn)故障診斷模式，即利用斜裝的陀螺、加表信息實現(xiàn)對正裝表的自檢，無需再引入外部信息，簡化了控制系統(tǒng)的設(shè)計。

1.2 引入光纖慣組的必要性

光纖陀螺是基于Sagnac效應(yīng)的光學(xué)陀螺。Sagnac效應(yīng)的機(jī)理是：在一個任意幾何形狀的閉合光學(xué)環(huán)路中，從任一點出發(fā)，沿相反方向傳播的兩束光波繞行一周返回到該點時，如閉合回路相對慣性空間沿某方向轉(zhuǎn)動，則兩束光波的相位將發(fā)生變化[1]。Sagnac相移與閉合光路面積或光纖線圈長度直徑乘積成正比，與閉合光路形狀、旋轉(zhuǎn)軸位置無關(guān)。

光纖陀螺具無運動部件、工藝簡單、動態(tài)范圍大、抗沖擊、耐過載等特點，且有高穩(wěn)定性和抗干擾性[2-4]。與同樣基于Sagnac效應(yīng)的激光陀螺相比，無需數(shù)千伏的點火電壓，無克服自鎖作用的機(jī)械抖動裝置，功耗低、成本低、可靠性高，理論檢測精度高于激光陀螺儀。國外已在多個宇航型號上應(yīng)用，如美國的克萊門汀月球探測器、機(jī)遇號和勇氣號火星探測器等，日本在TR-IA運載火箭的姿態(tài)控制系統(tǒng)及M-V運載火箭的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)中都將光纖慣組作為慣性測量裝置。目前，國內(nèi)光纖慣組的研制處于工程應(yīng)用階段，因?qū)棇T組的指標(biāo)要求相對較低而得以普遍成熟應(yīng)用，但在宇航領(lǐng)域光纖慣組的應(yīng)用尚處于推廣階段。光纖與激光慣組的性能見表1。由表1可知：國內(nèi)光纖慣組的精度與激光慣組基本相當(dāng)，其零位偏置穩(wěn)定性稍具優(yōu)勢。

表1 光纖與激光慣組性能指標(biāo)

1.3 采用雙捷聯(lián)的優(yōu)勢

不同控制系統(tǒng)特點見表2。表中：N，I，M，M0為單平臺控制系統(tǒng)為基準(zhǔn)值。由表2可知：與單平臺、平臺/捷聯(lián)冗余狀態(tài)相比，雙捷聯(lián)冗余控制系統(tǒng)的可靠性，Ⅰ、Ⅱ類單點數(shù)量及成本的優(yōu)勢相對明顯，功耗、對運載能力貢獻(xiàn)與單平臺狀態(tài)相當(dāng)。

表2 不同控制系統(tǒng)特點

綜上所述，從可靠性、經(jīng)濟(jì)成本、運載能力等角度綜合考慮，運載火箭采用雙八表激光/光纖慣組冗余方案可減輕火箭末子級的質(zhì)量，提高運載火箭的運載能力，是相對合理的選擇。

2 關(guān)鍵技術(shù)研究

2.1 雙捷聯(lián)控制系統(tǒng)組成

控制系統(tǒng)由制導(dǎo)、姿態(tài)控制、時序配電三個子系統(tǒng)構(gòu)成，原理如圖1所示。

圖1 雙捷聯(lián)控制系統(tǒng)原理Fig.1 Principle of dual-strapdown inertial control system

制導(dǎo)子系統(tǒng)采用基于卡爾曼濾波技術(shù)的組合導(dǎo)航方案。其本質(zhì)是將捷聯(lián)慣組的速度位置導(dǎo)航值與GNSS的測量值經(jīng)卡爾曼濾波得到修正量，對捷聯(lián)導(dǎo)航進(jìn)行修正，以實現(xiàn)捷聯(lián)導(dǎo)航誤差消減。它融合了捷聯(lián)和GNSS兩者的優(yōu)點，取長補短，可獲得更高的導(dǎo)航精度。

姿態(tài)控制子系統(tǒng)，一級飛行段采用雙捷聯(lián)慣組、一二級速率陀螺故障吸收、校正網(wǎng)絡(luò)和搖擺發(fā)動機(jī)的數(shù)字控制方案；二級飛行段俯仰偏航通道采用雙捷聯(lián)慣組、速率陀螺、校正網(wǎng)絡(luò)和搖擺發(fā)動機(jī)/姿控噴管的數(shù)字控制方案，滾動通道采用雙捷聯(lián)慣組、校正網(wǎng)絡(luò)和搖擺發(fā)動機(jī)/姿控噴管的數(shù)字控制方案。

時序配電子系統(tǒng)采用箭機(jī)+電子程配方案，主要包括箭上電池、二次電源、配電器、箭載計算機(jī)、電子程配、電阻盒和電纜網(wǎng)。運載火箭飛行中，由箭機(jī)按飛行程序發(fā)出電子程配地址碼，電子程配發(fā)出相應(yīng)的時序指令完成點火、關(guān)機(jī)、分離等動作。

2.2 雙捷聯(lián)系統(tǒng)故障診斷與決策

2.2.1 工作模式選擇

雙捷聯(lián)由捷聯(lián)A(激光)和捷聯(lián)B(光纖)組成，捷聯(lián)內(nèi)部陀螺和加表均采用三正一斜方案，即3個正裝表的敏感軸與箭體坐標(biāo)系相互對應(yīng)平行，2套捷聯(lián)的斜表安裝角度不一致，陀螺為單自由度陀螺，當(dāng)兩個慣組均正常或均故障時，采用激光慣組進(jìn)行控制。雙捷聯(lián)組成如圖2所示。

圖2 雙捷聯(lián)八表方案系統(tǒng)組成Fig.2 Composition of dual strapdown inertial system with two 8 meters

兩套捷聯(lián)慣組的數(shù)據(jù)解算在箭機(jī)中進(jìn)行，采用兩套導(dǎo)航方程分別解算。雙捷聯(lián)故障診斷只從起飛開始運行，直至飛行結(jié)束。在射前通過捷聯(lián)地測微機(jī)接收的數(shù)據(jù)判斷兩套慣組工作是否正常。

雙捷聯(lián)系統(tǒng)故障判別時視捷聯(lián)A為主、捷聯(lián)B為從方式，雙捷聯(lián)系統(tǒng)完好或無法重構(gòu)時選擇捷聯(lián)A參與控制；捷聯(lián)A、B為主從工作模式。因捷聯(lián)A為激光慣組，技術(shù)較捷聯(lián)B光纖慣組成熟，故以捷聯(lián)A為主，正常情況下默認(rèn)捷聯(lián)A參與導(dǎo)航；捷聯(lián)解算采用兩套導(dǎo)航方程，雙捷聯(lián)故障切換采用故障總數(shù)累加的方式；因斜表只用于故障診斷，不參與導(dǎo)航，且在捷聯(lián)A正裝表正常、斜表故障時還能用捷聯(lián)A的正裝表導(dǎo)航，因此僅當(dāng)正裝表故障時計該慣組故障，而斜表故障不計入；不能判別是正裝表故障還是斜表故障時，計該慣組故障。

雙捷聯(lián)八表慣組系統(tǒng)的特點有：實現(xiàn)陀螺、加表的自檢功能；實現(xiàn)陀螺、加表的交叉互檢功能；主備份慣組整體切換實現(xiàn)方便；故障診斷信息源多，主備份慣組信息重構(gòu)實現(xiàn)復(fù)雜。

2.2.2 系統(tǒng)故障診斷及決策流程

雙捷聯(lián)采用剔除野值+常零故障判別+正斜一致性判別+交叉判別的方法進(jìn)行故障診斷和決策，故障診斷的周期為25 ms，故障診斷在箭機(jī)接收到慣組的測量信息后，在導(dǎo)航、制導(dǎo)和姿控等運算前進(jìn)行。故障診斷及決策相關(guān)流程如圖3所示。

圖3 雙捷聯(lián)故障診斷及決策流程Fig.3 Flowchart of fault diagnosis and decision of dual strapdown inertial system

2.3 基于三自由度全量模型的解耦控制

目前CZ-2D運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計采用基于標(biāo)準(zhǔn)彈道的小偏量攝動姿態(tài)動力學(xué)模型，由經(jīng)典控制理論，在頻域內(nèi)進(jìn)行參數(shù)(校正網(wǎng)絡(luò)、靜態(tài)放大系數(shù))調(diào)試、設(shè)計，給出系統(tǒng)穩(wěn)定結(jié)論及穩(wěn)定性指標(biāo)，并通過時域仿真進(jìn)行控制指標(biāo)驗證。

為提高CZ-2D運載火箭任務(wù)適應(yīng)性，雙捷聯(lián)控制系統(tǒng)采用全方位發(fā)射技術(shù)，即地面固定瞄準(zhǔn)，起飛后根據(jù)不同彈道要求實施空中滾轉(zhuǎn)定向，使火箭由發(fā)射射面轉(zhuǎn)到飛行射面。在實現(xiàn)空中定向前(起飛0 s～程序轉(zhuǎn)彎17 s)，發(fā)射慣性系與箭體系間存在較大滾動角。操縱機(jī)構(gòu)在進(jìn)行橫向姿態(tài)控制時，將同時形成發(fā)射慣性系與箭體系間兩個歐拉角的角速度及角度(俯仰及偏航)，進(jìn)而形成橫向姿態(tài)運動控制耦合。一級姿態(tài)控制系統(tǒng)為多變量控制系統(tǒng)，輸入輸出間彼此響應(yīng)產(chǎn)生交連，因此通過解耦控制方法將多變量系統(tǒng)解耦為單變量系統(tǒng)再分別進(jìn)行控制，這樣能繼承型號常規(guī)單通道頻域設(shè)計方法。在空中定向完成后，三通道耦合影響在頻域設(shè)計時可忽略，分別單獨設(shè)計。

因此，將現(xiàn)役運載火箭三自由度小偏量攝動姿態(tài)動力學(xué)模型改為三自由度全量模型，并采用解耦控制方式，可實現(xiàn)全方位發(fā)射等一系列新技術(shù)在工程實施要求下的應(yīng)用。解耦控制可采用在工程中應(yīng)用較廣的對角優(yōu)勢化法，在被控對象前面加入預(yù)補償器Kp(s)，使Q(s)=G(s)Kp(s)成為對角陣或?qū)莾?yōu)勢陣，以消除或減弱各回路間的相互關(guān)聯(lián)。

2.3.1 三自由度全量動力學(xué)模型

先建立箭體質(zhì)點系中任意一點矢徑混合坐標(biāo)的通用表達(dá)形式，按質(zhì)點系模型、剛體模型、質(zhì)量-彈簧-阻尼器模型，采用基于混合坐標(biāo)的牛頓-歐拉法，統(tǒng)一建立火箭質(zhì)心運動方程、火箭繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動運動方程和推進(jìn)劑晃動方程；采用集中質(zhì)量分支梁模型描述火箭相對等效剛體的復(fù)雜彈性振動，用有限元法和振型疊加法導(dǎo)出火箭彈性振動方程。

2.3.2 姿控系統(tǒng)解耦控制

在全方位發(fā)射狀態(tài)下，采用逆奈奎斯特陣列法對系統(tǒng)進(jìn)行分析和設(shè)計。逆奈奎斯特陣列法的基本設(shè)計思想是：先在被控對象前或后(或同時在其前和后)加入一個預(yù)補償器(通?？捎?個常數(shù)矩陣描述)，以減弱而非完全消除各回路間的相互關(guān)聯(lián)，使系統(tǒng)的開環(huán)傳遞函數(shù)或前向傳遞函數(shù)矩陣成為對角優(yōu)勢陣。這樣，系統(tǒng)的設(shè)計就可簡化為一組單變量系統(tǒng)的補償設(shè)計[5]。該法的關(guān)鍵是對被控對象進(jìn)行預(yù)補償，使其傳遞函數(shù)矩陣具對角優(yōu)勢的性質(zhì)。

在多變量系統(tǒng)(如圖4所示)中，G(s)為被控對象，即箭體模型；K(s)為預(yù)補償器，一般用于削弱控制對象各回路間的交連，使系統(tǒng)的傳遞函數(shù)矩陣變?yōu)閷蔷仃嚮驅(qū)莾?yōu)勢矩陣；F為傳感器的反饋增益矩陣，通常為常數(shù)對角矩陣；C(s)為分別對各回路進(jìn)行動態(tài)優(yōu)勢校正的補償器(即校正網(wǎng)絡(luò))，它亦為對角矩陣。實際物理系統(tǒng)中，靜態(tài)比例系數(shù)在F，C(s)間統(tǒng)籌分配，以保證總增益達(dá)到要求。

圖4 多變量系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of multi variable system

由逆奈奎斯特陣列法的基本思想可知：采取該方法設(shè)計多變量系統(tǒng)的主要任務(wù)是設(shè)計預(yù)補償器K(s)，使G(s)K(s)為對角優(yōu)勢陣；依照確定反饋增益陣F；對各補償后的G(s)K(s)各對角元分別單獨設(shè)計動態(tài)補償器C(s)，以滿足系統(tǒng)的動態(tài)性能要求。以偏量模型為控制對象，用逆奈奎斯特陣列法對偏量模型進(jìn)行解耦后，就可用現(xiàn)型號成熟的單通道設(shè)計方法，得到所需的校正網(wǎng)絡(luò)。

對采用解耦控制方法后的系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計，將數(shù)字仿真后結(jié)果與已參加飛行的原模型設(shè)計結(jié)果比對，兩者一致性較好。在空中滾轉(zhuǎn)定向完成前，系統(tǒng)頻域設(shè)計基于三通道耦合模型。在給定滾轉(zhuǎn)角速度下，經(jīng)解耦后的各通道箭體頻率特性與對應(yīng)的雙捷聯(lián)初樣狀態(tài)單通道箭體頻率特性接近；完成空中滾轉(zhuǎn)定向后，系統(tǒng)設(shè)計基于雙捷聯(lián)狀態(tài)下的單通道模型。根據(jù)任務(wù)要求數(shù)據(jù)算出的箭體各通道頻率特性，與原模型對應(yīng)通道的頻率特性接近；在主動段額定、上限、下限狀態(tài)，系統(tǒng)穩(wěn)定裕度指標(biāo)與成功型號相當(dāng)，能滿足穩(wěn)定飛行與控制要求。

2.4 卡爾曼濾波組合導(dǎo)航

卡爾曼濾波器是基于最優(yōu)控制理論推導(dǎo)、具最優(yōu)估計結(jié)果的濾波器，其理論成熟，工程中應(yīng)用廣泛，尤其是用于初始對準(zhǔn)、組合導(dǎo)航的隨機(jī)誤差特性信號處理，國外如美國的安塔瑞斯運載火箭就應(yīng)用了組合導(dǎo)航技術(shù)[6-8]。

卡爾曼濾波器濾波效果取決于兩方面：一是組合導(dǎo)航系統(tǒng)建立的動力學(xué)模型復(fù)雜性及可信性決定了濾波器的品質(zhì)，另一是卡爾曼濾波器采用的觀測量數(shù)量也決定了系統(tǒng)狀態(tài)的可觀性，同時觀測量的精度也會嚴(yán)重影響系統(tǒng)狀態(tài)的濾波結(jié)果[9-10]。目前慣導(dǎo)系統(tǒng)誤差模型及衛(wèi)星導(dǎo)航誤差規(guī)律經(jīng)多年的工程實踐，已能推導(dǎo)出較精細(xì)、工程實用的組合導(dǎo)航動力學(xué)模型，同時GNSS設(shè)備作為現(xiàn)役運載火箭外測設(shè)備，能可靠精確地提供外彈道測量數(shù)據(jù)，作為組合導(dǎo)航速度、位置觀測信息源，具較高的觀測精度。在不增加其他導(dǎo)航設(shè)備的基礎(chǔ)上，僅依靠箭上慣導(dǎo)系統(tǒng)、GNSS，充分利用卡爾曼算法的優(yōu)勢實現(xiàn)了對導(dǎo)航參數(shù)的精確估計。

目前，運載火箭上較成熟的組合導(dǎo)航方案主要有兩種：一種是基于卡爾曼濾波算法的組合導(dǎo)航方案，另一種是簡單重調(diào)方案。兩種方案的導(dǎo)航模型有較大差異，但對數(shù)據(jù)同步性、信息容錯性等要求基本一致。兩種組合導(dǎo)航方式的優(yōu)缺點如下：

a)簡單重調(diào)式組合導(dǎo)航的優(yōu)點是工程實現(xiàn)較簡單，直接利用GNSS的信息修正慣導(dǎo)系統(tǒng)的測量信息，缺點是組合后的精度只能接近組合中精度較高的導(dǎo)航系統(tǒng)精度；

b)卡爾曼濾波技術(shù)算法相對較復(fù)雜，需對各誤差源進(jìn)行準(zhǔn)確建模，對箭機(jī)的運算能力要求較高，但組合后的精度高于組合前任一導(dǎo)航系統(tǒng)單獨使用的精度；

c)理論上卡爾曼濾波技術(shù)組合后的精度高于簡單重調(diào)式。

兼顧組合導(dǎo)航的實用性和先進(jìn)性，雙捷聯(lián)控制系統(tǒng)采用基于卡爾曼濾波技術(shù)的組合導(dǎo)航方案。其原理是將捷聯(lián)慣組的速度位置導(dǎo)航值與GNSS的測量值經(jīng)卡爾曼濾波計算得到修正量，對捷聯(lián)導(dǎo)航進(jìn)行修正，以實現(xiàn)消減捷聯(lián)導(dǎo)航誤差。它融合了捷聯(lián)和GNSS兩者的優(yōu)點，取長補短，從而獲得更高的導(dǎo)航精度。

2.4.1 組合導(dǎo)航狀態(tài)模型設(shè)計

采用狀態(tài)變量分別為位置誤差、速度誤差、姿態(tài)角誤差、加表的一階馬爾科夫過程，以及陀螺的一階馬爾科夫過程的15維狀態(tài)模型。因采用姿態(tài)角誤差的15維狀態(tài)模型中含有大量的三角函數(shù)運算，故對狀態(tài)模型進(jìn)行了優(yōu)化，將姿態(tài)角誤差狀態(tài)變量改為捷聯(lián)數(shù)學(xué)平臺失準(zhǔn)角。經(jīng)靜態(tài)試驗離線仿真驗證，導(dǎo)航精度與姿態(tài)角誤差作為狀態(tài)變量的狀態(tài)模型精度相當(dāng)。

15維狀態(tài)模型完成一次遞推計算需要乘法計算約20 601次(含少量除法運算)和加法運算約18 471次。組合導(dǎo)航算法已在地面靜態(tài)驗證試驗中得到了驗證，一次所需的計算時間約250 ms，其中在運行過程中的時間開銷還包括雙口RAM通信時間。采用此模型靜態(tài)條件下2 000 s的組合導(dǎo)航精度為速度偏差約0.5 m/s，位置偏差50 m。

2.4.2 組合導(dǎo)航設(shè)計

組合導(dǎo)航系統(tǒng)由激光慣組、光纖慣組、三CPU冗余箭載計算機(jī)、GNSS接收機(jī)、飛行控制軟件等組成，如圖5所示。

圖5 組合導(dǎo)航系統(tǒng)組成Fig.5 Composition of integrated navigation system

依據(jù)影響捷聯(lián)系統(tǒng)誤差的關(guān)鍵因素，確定了3個位置誤差、3個速度誤差、3個失準(zhǔn)角誤差、3個加表的一階馬爾科夫過程，以及3個陀螺的一階馬爾科夫過程作為系統(tǒng)的狀態(tài)變量，組成了一個15維的系統(tǒng)狀態(tài)方程作為濾波模型；觀測方程中，取慣導(dǎo)與GNSS的位置、速度偏差為觀測量；系統(tǒng)方程、觀測方程中相關(guān)誤差特性均為均值為零的白噪聲；反饋方式采用開環(huán)反饋，加表、陀螺相關(guān)濾波結(jié)果不作為誤差修正參數(shù)反饋回慣導(dǎo)系統(tǒng)，僅利用速度位置的濾波結(jié)果重調(diào)慣導(dǎo)相關(guān)導(dǎo)航結(jié)果。

用蒙特卡羅打靶法進(jìn)行仿真，對每條打靶子樣每秒點精度進(jìn)行統(tǒng)計，得到各子樣每秒點的速度位置偏差統(tǒng)計特性，并對各秒點的統(tǒng)計特性進(jìn)行平均，綜合飛行中各秒點的統(tǒng)計特性以考核濾波算法的精度。用此方法統(tǒng)計，打靶1 000次得到的濾波結(jié)果，考核對火箭入軌精度的影響，仿真結(jié)果見表3。由表3可知：入軌精度較非組合導(dǎo)航狀態(tài)得到提高。

表3 火箭入軌精度

2.5 雙捷聯(lián)方位瞄準(zhǔn)

運載火箭的初始對準(zhǔn)分為水平對準(zhǔn)和方位對準(zhǔn)兩部分，一般要求水平對準(zhǔn)誤差小于30″，方位對準(zhǔn)誤差要求小于1.5′。對箭上慣性制導(dǎo)系統(tǒng)，利用其加速度計測量即可滿足水平對準(zhǔn)精度要求，但陀螺精度很難滿足方位對準(zhǔn)的要求。因此，當(dāng)運載火箭采用雙捷聯(lián)慣組控制系統(tǒng)方案時，應(yīng)盡量借鑒現(xiàn)有平臺瞄準(zhǔn)模式，利用自準(zhǔn)直光路原理，使用經(jīng)緯儀瞄準(zhǔn)捷聯(lián)慣組上裝載的棱鏡，以在大距離范圍內(nèi)實現(xiàn)角分級或角秒級的角度測量精度。

雙捷聯(lián)狀態(tài)棱鏡通過捷聯(lián)慣組與箭體固聯(lián)，棱鏡姿態(tài)隨箭體姿態(tài)易受風(fēng)力或振動等外界因素影響，使光電自準(zhǔn)直測量含誤差[11]。此外，由于棱鏡棱脊不平產(chǎn)生像旋會造成準(zhǔn)直測量誤差，為確保方位對準(zhǔn)最終精度，必須對此誤差項進(jìn)行修正。

圖6 光學(xué)方位瞄準(zhǔn)原理Fig.6 Principle of optical azimuth aiming

根據(jù)直角棱鏡棱脊傾斜對方位瞄準(zhǔn)的影響研究，直角棱鏡棱脊不平引起準(zhǔn)直測量偏差可表示為

).

(1)

當(dāng)λ取值遠(yuǎn)大于Δα1時，式(1)可化簡為

Δα=tan(λ)·(Δβ+Δβ1).

(2)

需說明的是：從嚴(yán)格意義上說，Δα1，Δβ，Δβ1是直角棱鏡相對水平面的姿態(tài)變化表示，Δα1是棱鏡在主截面內(nèi)相對初始狀態(tài)的變化，Δβ，Δβ1是棱脊相對初始狀態(tài)的變化量。如采用斜瞄方案，因λ取值遠(yuǎn)大于Δα1，可用式(2)計算誤差和補償值。

當(dāng)運載火箭發(fā)射前燃料加注完畢，在發(fā)射點坐標(biāo)系中箭體結(jié)構(gòu)將出現(xiàn)微小變化，安裝捷聯(lián)慣組的箭上平臺水平面傾斜角產(chǎn)生變化，箭體滾轉(zhuǎn)方向(方位角)也會發(fā)生變化。記錄并轉(zhuǎn)動經(jīng)緯儀方位角進(jìn)行激光準(zhǔn)直，記錄實際偏離射向角度和經(jīng)緯儀俯仰角，提供給控制系統(tǒng)進(jìn)行運載火箭起飛前慣性坐標(biāo)方位補償計算。光纖慣組的方位角偏差通過一體化安裝支架保證，用事先測量的激光慣組與光纖慣組的安裝偏差進(jìn)行補償。

重新定向需重新對準(zhǔn)瞄準(zhǔn)點和相應(yīng)的基準(zhǔn)點，包括經(jīng)緯儀和標(biāo)桿儀的調(diào)平對心，對大地測量提出新的要求：大地測量標(biāo)定出標(biāo)準(zhǔn)射向后，還需以發(fā)射點F為中心，在瞄準(zhǔn)點和基準(zhǔn)點左右側(cè)各標(biāo)定出±μ位置，如圖7所示[12]。

圖7 標(biāo)定點位置Fig.7 Position of calibrated point

2.6 三CPU冗余計算機(jī)

CZ-2D火箭采用的三CPU冗余計算機(jī)，整機(jī)共有3個CPU，如圖8所示。飛行控制軟件在每個CPU上獨立運行，CPU間通過雙口RAM實現(xiàn)同步和數(shù)據(jù)共享，輸出采取三取二方式。具體工作原理為：每塊CPU板接收激光、光纖慣組發(fā)送的陀螺脈沖、加表脈沖信號，接收GNSS接收機(jī)發(fā)送的導(dǎo)航信息，讀取AD板采樣速率陀螺的信號，三取二后進(jìn)行差分方程運算、綜合量方程運算、導(dǎo)航方程運算、組合導(dǎo)航計算、關(guān)機(jī)方程運算等，計算出4路綜合量、關(guān)機(jī)信號、電子程配地址碼、程序角信號、6路姿控等數(shù)據(jù)信息，經(jīng)雙口RAM進(jìn)行數(shù)據(jù)交換后，由CPU三取二表決(軟件表決)后輸出表決后的CPU板信息給表決器，表決器(硬件表決)最終決定輸出哪塊CPU板的運算結(jié)果，同時CPU板輸出遙測量數(shù)據(jù)。

按功能的重要性，從系統(tǒng)上對箭機(jī)采取冗余的方式，主要對CPU模塊、A/D、D/A進(jìn)行了三冗余設(shè)計；對捷聯(lián)失穩(wěn)信號輸出、關(guān)機(jī)信號輸出進(jìn)行了串并聯(lián)冗余設(shè)計；對姿控輸出采用了雙冗余設(shè)計。

飛行控制軟件為嵌入式控制軟件。飛行控制軟件充分繼承了已經(jīng)成功飛行考核的相同產(chǎn)品或類似產(chǎn)品的軟件設(shè)計，軟件在模塊級進(jìn)行了分析和重用。飛行控制軟件有模塊239個，其中繼承模塊138個，繼承率57.7%；新研模塊101個中45個為控制類模塊，其他56個模塊為初始化、箭地通信、遙測和捷聯(lián)地測模塊。飛行控制軟件除通過單元測試、組裝測試、配置項測試、第三方測評、系統(tǒng)綜合試驗和集成綜合試驗進(jìn)行確認(rèn)驗證外，還在研制單位搭建飛行控制軟件驗證和測試平臺，采用多輪次軟件驗收和小系統(tǒng)老練試驗加強(qiáng)軟件的試驗驗證和考核強(qiáng)度，采取增加測試用例和長時間反復(fù)測試驗證的方式，以保證更改措施驗證的充分性。

圖8 三CPU冗余計算機(jī)原理Fig.8 Princilple of 3 redundant CPUs

3 飛行試驗驗證

2015年12月17日，采用激光/光纖雙捷聯(lián)冗余控制系統(tǒng)的CZ-2D運載火箭成功發(fā)射悟空暗物質(zhì)粒子探測衛(wèi)星，實現(xiàn)了雙捷聯(lián)冗余技術(shù)在該型運載火箭中的成功應(yīng)用，進(jìn)一步驗證了雙捷聯(lián)冗余技術(shù)總體設(shè)計方案的正確性。經(jīng)對遙測數(shù)據(jù)分析，運載火箭飛行過程中雙捷聯(lián)箭機(jī)秒節(jié)點故障計數(shù)均為0，全程無故障。通過對慣組25 ms脈沖數(shù)據(jù)和箭機(jī)秒節(jié)點遙測量分析可知：雙捷聯(lián)故障診斷門限設(shè)置合理，慣組工作正常，全程未出現(xiàn)故障。

3.1 制導(dǎo)系統(tǒng)

運載火箭在激光慣組主控狀態(tài)下精確入軌，精度滿足衛(wèi)星要求，相對衛(wèi)星指標(biāo)要求具有較高的入軌精度。本發(fā)運載火箭入軌精度，相對傳統(tǒng)狀態(tài)半長軸、傾角偏差提高了1個量級，具較高的精度；外測GNSS計算軌道根數(shù)與精軌值基本相當(dāng)，相互驗證了數(shù)據(jù)的可信性。3個通道程序角遙測值與預(yù)設(shè)程序角相同，程序角插值功能正常。組合導(dǎo)航抑制慣導(dǎo)漂移的影響明顯；偏差數(shù)值與成功運載火箭內(nèi)外彈道差基本相當(dāng)。相對非組合導(dǎo)航狀態(tài)，在組合導(dǎo)航系統(tǒng)作用下外、內(nèi)彈道導(dǎo)航偏差得到了有效控制，組合導(dǎo)航效果明顯。

利用實際飛行遙測數(shù)據(jù)在開環(huán)狀態(tài)下對組合導(dǎo)航前的激光、光纖慣組入軌精度進(jìn)行了仿真，結(jié)果均在指標(biāo)要求范圍內(nèi)，激光、光纖慣組表現(xiàn)正常，滿足任務(wù)要求。

3.2 穩(wěn)定系統(tǒng)

飛行時段中姿態(tài)控制系統(tǒng)工作正常，最大姿態(tài)角和發(fā)動機(jī)擺角均在設(shè)計指標(biāo)范圍內(nèi)，確保了火箭在飛行過程中的穩(wěn)定性，使火箭準(zhǔn)確地沿預(yù)定軌道飛行。系統(tǒng)輸入、輸出量平穩(wěn)，變化規(guī)律正常，說明姿態(tài)控制系統(tǒng)工作正常，設(shè)計合理，并有足夠的穩(wěn)定裕量。星箭分離姿態(tài)角和姿態(tài)角速率較小，滿足任務(wù)書要求。起飛后17 s程序轉(zhuǎn)彎時滾動角變化正常，空中滾轉(zhuǎn)定向功能正常。

3.3 時序配電系統(tǒng)

在整個飛行試驗過程中，時序指令系統(tǒng)準(zhǔn)確完成了一、二級發(fā)動機(jī)點火和關(guān)機(jī)、級間分離、衛(wèi)星整流罩分離、星箭分離等多項時序控制任務(wù)，系統(tǒng)均工作正常。點火時序最大偏差、飛行時序最大偏差均滿足相對偏差≤±100 ms的指標(biāo)要求。

4 后續(xù)研究思考

4.1 二度故障重構(gòu)率提高

目前，雙八表慣組對故障診斷方案的重構(gòu)采用簡單模式，即慣組A、B的整體切換，一度故障模式下可100%重構(gòu)；二度故障模式下，只有當(dāng)故障出現(xiàn)在同一套捷聯(lián)中或兩慣組的斜表均故障時才能重構(gòu)，重構(gòu)率約60%。雖然系統(tǒng)實現(xiàn)簡單，但應(yīng)對故障模式的重構(gòu)率不高。后續(xù)可考慮采用復(fù)雜模式即采用慣組A、B的陀螺或加表可相互組合模式，提高二度故障時的重構(gòu)率。

4.2 組合導(dǎo)航改進(jìn)

目前卡爾曼濾波狀態(tài)僅對速度、位置進(jìn)行修正，后續(xù)可考慮對姿態(tài)角偏差的觀測數(shù)據(jù)進(jìn)行反饋控制，以實現(xiàn)對火箭飛行姿態(tài)的修正，降低對初始對準(zhǔn)的精度要求。另外，可引入北斗導(dǎo)航信息，實現(xiàn)產(chǎn)品的三模工作模式，進(jìn)一步提高產(chǎn)品的可靠性，同時開展產(chǎn)品冗余設(shè)計改進(jìn)，減少Ⅰ、Ⅱ類單點數(shù)量。

4.3 雙捷聯(lián)主備份互換

目前，激光慣組與光纖慣組與控制計算機(jī)的數(shù)據(jù)發(fā)送接口、5 ms同步接口完全相同，飛行軟件對兩組數(shù)據(jù)同時開展導(dǎo)航運算。后續(xù)可考慮實現(xiàn)主備份互換。

4.4 大角度空中滾轉(zhuǎn)定向

目前已經(jīng)飛行的雙捷聯(lián)冗余狀態(tài)任務(wù)，空中滾轉(zhuǎn)角度最大約0.36°，初步驗證了三通道的解耦控制技術(shù)，但滾轉(zhuǎn)角度相對偏小。后續(xù)可考慮實施大角度滾轉(zhuǎn)。

4.5 十表慣組應(yīng)用

八表慣組只能定位到慣組工作是否正常，當(dāng)8個表中任何一個發(fā)生故障時，無法通過系統(tǒng)重構(gòu)完成飛行任務(wù)，必須利用另一套慣組進(jìn)行輔助判別。兩套慣組方案異構(gòu)可靠性高，但存在成本較高，需對兩個慣組的方位一致性進(jìn)行測試等缺點。

十表慣組是在八表慣組的基礎(chǔ)上增加了1個陀螺和1個加表兩個斜置的表頭，在任何一個儀表發(fā)生故障時，系統(tǒng)通過重構(gòu)仍能滿足任務(wù)需求。目前十表激光慣組已在國內(nèi)上面級上獲得了成功應(yīng)用，已有的十表光纖慣組的陀螺零偏月穩(wěn)定性由0.05 (°)/h提高至0.01 (°)/h，其他技術(shù)指標(biāo)與激光慣組一致。十表光纖慣組具有成本低、故障診斷簡單、安裝測試方便等優(yōu)點，兼顧了可靠性、經(jīng)濟(jì)性和簡易性的要求，后續(xù)可考慮在型號中推廣應(yīng)用。

5 結(jié)束語

CZ-2D運載火箭雙捷聯(lián)冗余技術(shù)經(jīng)過方案論證、初樣及試樣階段研制工作，已成功在CZ-2D運載火箭上進(jìn)行了飛行實踐應(yīng)用，實現(xiàn)了早期的研發(fā)目標(biāo)。這表明：雙捷聯(lián)冗余方案的關(guān)鍵技術(shù)已獲得突破，驗證了方案的正確性和合理性；雙捷聯(lián)冗余技術(shù)在可靠性、單點故障、經(jīng)濟(jì)成本及對運載能力貢獻(xiàn)等方面的優(yōu)勢明顯；目前飛行子樣相對較少，在故障診斷與重構(gòu)、門限設(shè)計等方面尚待深入研究；光纖慣組的相對成本低、結(jié)構(gòu)簡單，具高穩(wěn)定性和抗干擾性，在工程實現(xiàn)中有較大優(yōu)勢，經(jīng)過飛行試驗驗證，積累了成功的子樣，光纖慣組的應(yīng)用將是發(fā)展趨勢；目前十表光纖慣組的精度已達(dá)到激光慣組的水平，從成本控制、系統(tǒng)實現(xiàn)及高可靠等角度考慮，十表光纖慣組在后續(xù)宇航領(lǐng)域中的廣泛應(yīng)用是一個必然趨勢。

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Development and Implementation of Dual-Strapdown Inertial Redundant Technology in CZ-2D Launch Vehicle

TAN Xue-jun1, HONG Gang2, LI Jian-qiang2, YAO Rui-fang2

(1. Shanghai Academy of Spaceflight Technology, Shanghai 201109, China; 2. Aerospace System Engineering Shanghai, Shanghai 201109, China)

The development and implementation of dual-strapdowm inertial redudant technology in CZ-2D launch vehicle was introduced in this paper. The application necessity of two 8 gyros/accelerometers and fiber gyro and the advantage of laser/fiber inertial unit were presented. The control system of dual laser/fiber inertial unit using master and slave redundant design was given out. The breakthrough key technologies of fault diagnosis and decision making, omni-directional launch, integrated navigation, azimuth aiming and its parameter measurement, and 3 redundant CPUs were presented. The overall design of the dual strapdown intertial redundant in CZ-2D launch vehicle had been proved by the flight. The rising of two degree fault reconstruction rate, improving of integrated navigation, switching between main and secondary unit, rolling orientation with large angle and 10 gyros/accelerometers application for follow-on development were proposed. The application of dual strapdown inertial redundant technology has improved the flight reliability and mission adaptability as well as injection accuracy, and it has also reduced the mass of final stage and enhanced the launching ability of the vehicle. It accumulated the success samples of fiber gyro application in launch vehicle.

Launch vehicle; Laser gyro; Fiber gyro; Redundancy; Two 8 meters; Fault diagnosis and decisionmaking; Integrated navigation; Omni-directional launch; Azimuth aiming

1006-1630(2016)04-0001-09

2016-06-15；

2016-07-14

“十二五”民用航天產(chǎn)品高可靠長壽命項目資助

談學(xué)軍(1964—)，男，研究員，長征二號丁運載火箭、遠(yuǎn)征三號上面級總指揮，享受國務(wù)院政府特殊津貼，主要研究方向為運載火箭控制、可靠性等。

V448.1

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2016.04.001