載人運(yùn)載火箭慣性器件冗余管理中的精度控制技術(shù)

周 濤，施國(guó)興，胡海峰,2，寧 堯

（1. 北京航天自動(dòng)控制研究所，北京，100854；2. 宇航智能控制技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100854）

0 引 言

慣性器件數(shù)據(jù)作為運(yùn)載火箭飛行控制系統(tǒng)導(dǎo)航計(jì)算的直接輸入數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)準(zhǔn)確性直接影響火箭的入軌精度。由于慣性器件屬高精密儀表器件，一直以來受設(shè)計(jì)和制造工藝復(fù)雜的影響，其長(zhǎng)期穩(wěn)定性和可靠性偏低。因此，運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)一般均對(duì)慣性器件進(jìn)行冗余設(shè)計(jì)，采用慣性器件冗余信息管理可以利用冗余信息進(jìn)行故障檢測(cè)提高可靠性，還可有效剔除故障信息以確保數(shù)據(jù)準(zhǔn)確性利用冗余信息融合降低制導(dǎo)工具誤差，提高火箭入軌精度。

本文以中國(guó)現(xiàn)役載人運(yùn)載火箭采用的兩套七表配置的撓性捷聯(lián)慣性測(cè)量組合（以下簡(jiǎn)稱“雙七表捷聯(lián)慣組”）冗余設(shè)計(jì)為例，對(duì)故障信息診斷和信息融合的精度控制技術(shù)進(jìn)行研究，并針對(duì)具體實(shí)際飛行案例進(jìn)行仿真分析。

1 慣性器件冗余技術(shù)發(fā)展

為確保慣性器件數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)一直以來基于故障診斷和重構(gòu)技術(shù)對(duì)慣性器件冗余管理。目前，美國(guó)Atlas V火箭采用冗余的慣性測(cè)量系統(tǒng)（IMS）和雙通路飛行控制系統(tǒng)（FCS），其中慣性測(cè)量系統(tǒng)由5個(gè)激光陀螺、5個(gè)加速度計(jì)組成，可以提供冗余的慣性測(cè)量信息；Delta IV火箭內(nèi)裝 1套冗余慣性飛行控制組件，采用6個(gè)激光陀螺和6個(gè)加速度計(jì)，組成了2套獨(dú)立的正交測(cè)量系，2套測(cè)量系之間斜置安裝，可獲得冗余的慣性測(cè)量信息；新一代SLS火箭繼承了Ares火箭的部分研究成果，采用三冗余飛控計(jì)算機(jī)和三冗余慣組。歐空局的兩型火箭則采用不同的電氣系統(tǒng)，Ariane 5火箭采用主從冗余的2套激光慣組，由3個(gè)環(huán)形激光陀螺和4個(gè)加速度計(jì)組成；Ariane 6與Ariane 5類似采用雙冗余架構(gòu)，但基于綜合電子設(shè)計(jì)思路，將慣性測(cè)量功能作為部件與其他功能塊集成，即在飛行控制單元中將慣性導(dǎo)航模塊與控制計(jì)算機(jī)及其他模塊如GNSS 模塊等集成在一起。日本的H-2A火箭采用激光速率陀螺慣組，由4個(gè)激光陀螺和4個(gè)加速度計(jì)構(gòu)成，3個(gè)儀表正交安裝，另一個(gè)斜置安裝。作為國(guó)外民營(yíng)航天的突出代表，SpaceX公司的Falcon火箭更注重成本，但同樣采用三冗余“飛控計(jì)算機(jī)+雙冗余慣組”。

中國(guó)長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭慣性器件冗余設(shè)計(jì)起步較晚，但發(fā)展較快。最初，長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)采用慣性平臺(tái)的方式，但出現(xiàn)平臺(tái)倒臺(tái)故障導(dǎo)致任務(wù)失敗后，則開始著手研究慣性器件冗余設(shè)計(jì)，形成以平臺(tái)為主，慣組為備份的“平臺(tái)+慣組”的冗余設(shè)計(jì)技術(shù)。之后，隨著捷聯(lián)慣性測(cè)量技術(shù)的發(fā)展，長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)從早期的簡(jiǎn)易計(jì)算裝置實(shí)現(xiàn)控制逐步更新?lián)Q代到了“慣性測(cè)量設(shè)備-計(jì)算機(jī)”的方案，同時(shí)實(shí)現(xiàn)提高可靠性為目標(biāo)的冗余容錯(cuò)控制技術(shù)的應(yīng)用，并演化成多種冗余控制體系，如“雙七表慣組+三冗余箭載計(jì)算機(jī)”、“三六表慣組+三冗余箭載計(jì)算機(jī)”、“單十表慣組+三冗余箭載計(jì)算機(jī)”。近幾年，隨著集成化設(shè)計(jì)的發(fā)展及降低成本的研制思路，采用“單套十表捷聯(lián)慣組”的冗余設(shè)計(jì)將成為今后的發(fā)展趨勢(shì)。當(dāng)然，除十表捷聯(lián)慣組冗余設(shè)計(jì)外，還有用十二表的冗余配置，由6個(gè)加速度表和6個(gè)單軸陀螺組成，其敏感軸沿正十二面體6個(gè)平面的法向定位。同時(shí)，中國(guó)新一代中型運(yùn)載火箭長(zhǎng)征八號(hào)電氣系統(tǒng)開展集成設(shè)計(jì)，將慣性測(cè)量功能模塊化并與飛行控制功能集成形成一體化的GNC控制組合，慣性測(cè)量功能模塊采用十表光纖慣組，由5個(gè)光纖陀螺儀和5個(gè)石英加速度計(jì)組成，各自采用3正交和2斜置的方式，同時(shí)慣組?？梢姡瑧T性器件冗余設(shè)計(jì)已成為國(guó)內(nèi)外運(yùn)載火箭飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的主流方式，而慣性器件冗余信息管理應(yīng)用也是各型運(yùn)載火箭飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)關(guān)鍵所在。

2 慣組冗余管理中的精度控制技術(shù)

運(yùn)載火箭精度控制技術(shù)主要從控制影響入軌精度的制導(dǎo)誤差入手，即對(duì)方法誤差和工具誤差的控制，前者主要是制導(dǎo)算法產(chǎn)生的誤差；后者主要是導(dǎo)航功能誤差，其中純慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的慣性器件精度是其主要組成部分。進(jìn)一步而言，對(duì)于慣性器件冗余管理中的精度控制技術(shù)主要從慣性器件故障信息診斷和信息融合的角度入手。故障信息診斷即利用冗余信息完成故障定位和隔離，剔除故障信息實(shí)現(xiàn)信息重構(gòu)，確保慣性器件數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，提高入軌精度；信息融合即利用簡(jiǎn)單有效的融合方法如取均值，綜合利用冗余信息，降低慣性器件隨機(jī)誤差或未能剔除的故障數(shù)據(jù)的影響，一定程度提高入軌精度。

不同慣性器件冗余設(shè)計(jì)的精度控制技術(shù)在故障信息診斷方面類似，均是通過對(duì)加速度計(jì)和陀螺儀信息進(jìn)行一致性判別來剔除故障信息，而不同的慣性器件冗余設(shè)計(jì)在多信息融合方面則略有不同。本文以雙七表捷聯(lián)慣組為例，對(duì)冗余管理中的故障信息診斷和多信息融合等精度控制技術(shù)進(jìn)行研究及分析。

2.1 雙七表捷聯(lián)慣組的冗余技術(shù)

2.1.1 雙七表捷聯(lián)慣組的架構(gòu)

七表捷聯(lián)慣組選擇3個(gè)正交安裝的雙自由度陀螺儀和3個(gè)正交加速度計(jì)、1個(gè)斜置加速度計(jì)，斜置加速度計(jì)與各軸成等角度安裝，因此內(nèi)部形成單表冗余，具有一定的自身故障判別能力。

對(duì)于雙七表捷聯(lián)慣組系統(tǒng)，在箭體坐標(biāo)系OXYZ下，A、A、A為3個(gè)正交安裝的加速度計(jì)，A為斜置安裝的加速度計(jì)，X陀螺2個(gè)敏感測(cè)量軸為ω、ω，Y陀螺2個(gè)敏感測(cè)量軸為ω、ω，Z陀螺兩個(gè)敏感測(cè)量軸為ω、ω。不考慮雙七表捷聯(lián)慣組之間的安裝誤差，2套慣組同軸加速度計(jì)的測(cè)量信息是相同的，且每套慣組斜置加速度計(jì)與3個(gè)正交加速度計(jì)之間還由相互投影構(gòu)成關(guān)聯(lián)數(shù)據(jù)，具體如下：

式中k，k，k分別為3個(gè)正交加速度計(jì)對(duì)斜置軸的投影系數(shù)；wδ，wδ、wδ，wδ分別為4個(gè)加速度計(jì)的測(cè)量值。對(duì)角速度測(cè)量信號(hào)而言，雙七表捷聯(lián)慣組系統(tǒng)每個(gè)敏感軸有四余度的測(cè)量信息，即2套慣組Y陀螺的ω、Z陀螺的ω共同組成x方向4組測(cè)量數(shù)據(jù)。

雙七表捷聯(lián)慣組系統(tǒng)采用共基座安裝方式，將2套慣性測(cè)量組合本體安裝在同一支架、支座組件上，定向方向一致。為保證雙七表捷聯(lián)慣組系統(tǒng)在火箭飛行過程中受振動(dòng)環(huán)境影響能夠保持一致性較好的高精度正常工作，慣組支架及支座組件剛性較好且采用減震支架合理設(shè)計(jì)提高固有頻率和降低線角耦合。

2.1.2 雙七表捷聯(lián)慣組的冗余管理

對(duì)于慣性器件的故障診斷主要從儀表的輸出特性來判別，不易涉及具體的失效機(jī)理，因此對(duì)雙七表捷聯(lián)慣組的冗余管理應(yīng)采用簡(jiǎn)單有效的故障診斷和信息管理策略，確保識(shí)別一度故障的同時(shí)盡量覆蓋單表的兩度故障。

a）視加速度信息每個(gè)正交軸只有兩路測(cè)量信息，連同斜置方向共有8路，不足以做到每個(gè)軸允許兩度故障，因此將所有視加速度測(cè)量通道作為一個(gè)冗余結(jié)構(gòu)，即8個(gè)加速度計(jì)中允許任意2個(gè)發(fā)生故障。

b）角速度信息在3個(gè)正交軸均有同等的4路測(cè)量信息，采用少數(shù)服從多數(shù)的原則，通過四取三或三取二確定發(fā)生故障的敏感軸，可以定位至兩度故障，因此將同軸的測(cè)量通道作為一個(gè)獨(dú)立的冗余結(jié)構(gòu)，即每個(gè)軸向允許兩度故障，不同軸的處理算法完全相同，以簡(jiǎn)化方案。

2.2 基于故障信息診斷的精度控制技術(shù)

慣性器件信息診斷一般需考慮剔除明顯的錯(cuò)誤信息，如加速度計(jì)脈沖零值和極大值故障信息、陀螺儀的極大值故障信息，通過設(shè)置門限值即可實(shí)現(xiàn)錯(cuò)誤信息的剔除。一般慣性器件故障數(shù)據(jù)分為突發(fā)性和慢漂性兩類，對(duì)兩類故障信息診斷采用短周期和長(zhǎng)周期一致性的判別方法。

2.2.1 短周期一致性判別的精度控制技術(shù)

短周期一致性判別針對(duì)的是慣性器件的突發(fā)性的快速發(fā)散故障，如飛行過程中慣性器件某只儀表短時(shí)間出現(xiàn)大數(shù)據(jù)超差，為防止故障數(shù)據(jù)持續(xù)進(jìn)入導(dǎo)航計(jì)算造成入軌精度超差，要求能快速識(shí)別并有效隔離故障信息。

對(duì)加速度計(jì)而言，短周期一致性判別即視加速度一致性判別，利用雙七表捷聯(lián)慣組同方向兩加速度計(jì)信息進(jìn)行一致性比對(duì)，輔助以用斜置加速度計(jì)與3個(gè)正交加速度計(jì)投影對(duì)應(yīng)關(guān)系是否成立進(jìn)行判別，具體公式為

式中k，k、k為s1加速度表在正交軸的投影系數(shù)；k，k，k為s2加速度表在正交軸的投影系數(shù)；ε，ε，ε，ε為故障門限值。

通過式（2）～（6）的不同組合可以判別雙七表捷聯(lián)慣組各加加速度計(jì)信息是否有效，甚至可以實(shí)現(xiàn)兩表故障信息的判別，如式（2）～（5）同時(shí)不成立說明慣組1的Ax1加速度計(jì)故障。視加速度一致性的判別周期一般為0.1 s（5個(gè)飛行控制周期），門限值設(shè)置不宜過大，目的是短周期內(nèi)實(shí)現(xiàn)故障信息的剔除。

對(duì)陀螺儀而言，短周期一致性判別即角速度一致性判別，其通過判斷相同敏感方向的2個(gè)陀螺儀輸出角度短時(shí)間累積量的偏差是否超過了預(yù)計(jì)的偏差門限。通過對(duì)雙七表捷聯(lián)慣組每個(gè)軸向的4個(gè)角速度測(cè)量信息進(jìn)行兩兩對(duì)比，判別周期一般為0.5 s（25個(gè)飛行控制周期），若某一軸向的4路信息中已有2路或2路以上被切除，則取消該軸向角速度一致性判別。各方向判別方法相同，以x方向?yàn)槔唧w的判別公式如式（7）～（12）：

2.2.2 長(zhǎng)周期一致性判別的精度控制技術(shù)

早期的慣性器件冗余管理中并未考慮長(zhǎng)周期一致性判別方法，認(rèn)為飛行過程中慣性器件故障一般為快速發(fā)散性故障。但某型號(hào)控制系統(tǒng)在飛行中先后出現(xiàn)了2次采用短周期一致性未有效判別加速度計(jì)故障的情況，一次由于增壓系統(tǒng)共振造成x方向加速度值波動(dòng)，一次由于基準(zhǔn)晶振輸出偏差引起加速度計(jì)一次項(xiàng)精度超指標(biāo)，2次均造成制導(dǎo)系統(tǒng)提前關(guān)機(jī)，入軌精度出現(xiàn)不同程度超差。可見，對(duì)慣性器件采用長(zhǎng)周期一致性判別方法剔除小數(shù)據(jù)慢漂故障對(duì)提高入軌精度非常重要。當(dāng)然，長(zhǎng)周期一致性判別不能短時(shí)間內(nèi)剔除故障數(shù)據(jù)，但最終可以降低小數(shù)據(jù)故障的影響，提高入軌精度。由此，對(duì)加速度計(jì)和陀螺儀進(jìn)行長(zhǎng)周期一致性判別也是入軌精度控制的有效方法之一。

對(duì)加速度計(jì)的長(zhǎng)周期一致性判別即視速度一致性判別，需重點(diǎn)考慮判別周期和門限合理設(shè)置。判別周期較短則同短周期一致性一樣而出現(xiàn)漏判；判別周期過長(zhǎng)則由于火箭軸向過載較大，較大過載導(dǎo)致基座形變或安裝誤差等情況造成軸向過載投影影響橫法向加速度計(jì)，造成對(duì)橫法向視速度一致性超門限誤判，同時(shí)判別周期過長(zhǎng)必然門限較大而造成故障慢判。當(dāng)然，合理的判別周期和門限設(shè)置是相關(guān)的。視速度一致性判別公式和故障定位方法同視加速度一致性判別。

對(duì)陀螺儀的長(zhǎng)周期一致性判別即角度一致性判別，其通過對(duì)同敏感方向的陀螺輸出角度從起飛到當(dāng)前時(shí)刻累積量的偏差是否超過了預(yù)計(jì)的偏差門限，用于診斷陀螺儀慢漂的故障。角度一致性判別因陀螺儀受飛行過載影響較小，其判別周期可考慮飛行全程，具體判別公式和判別算法同角速度一致性判別。

2.3 基于多信息融合的精度控制技術(shù)

雙七表捷聯(lián)慣組冗余管理針對(duì)單表，因此充分利用所有可用冗余信息，采用多信息融合方式來減小慣性器件的工具誤差，同樣是提高入軌精度的方法之一。

慣組冗余管理中一般僅以某套慣組數(shù)據(jù)信息為主，其他冗余信息僅做判別或備份信息使用，主要認(rèn)為同慣組內(nèi)的數(shù)據(jù)信息更匹配。但基于多信息融合的精度控制技術(shù)應(yīng)不去區(qū)分信息來源哪個(gè)慣組，對(duì)同軸敏感的故障信息剔除后進(jìn)行融合，主要由于雙慣組安裝在同一基座且采用整體減振方案，在過載下基座結(jié)構(gòu)的變形微乎其微，同時(shí)由于加工及測(cè)量精度的提高使2套慣組之間的安裝誤差能夠精確測(cè)量并得以補(bǔ)償，因此可以充分利用所有可用信息。不同的慣組冗余設(shè)計(jì)而融合算法略有不同，對(duì)雙七表捷聯(lián)慣組的冗余設(shè)計(jì)在工程實(shí)現(xiàn)上盡量采用簡(jiǎn)單的方案，一般采用同軸冗余信息取平均的方式，主要優(yōu)點(diǎn)在于算法簡(jiǎn)單，一定程度能夠彌補(bǔ)無法剔除的故障信息帶來的制導(dǎo)工具誤差，提高入軌精度。

以向箭體視速度增量計(jì)算為例，完成視加速度和視速度一致性判別后，對(duì)各軸冗余信息采用表1策略進(jìn)行有效控制信息的計(jì)算。

表1 箭體視速度增量計(jì)算Tab.1 The Launch Vehicle’s Apparent Velocity Incremental Calculation

3 慣性器件冗余管理中的精度控制技術(shù)應(yīng)用

3.1 短周期一致性判別的精度控制技術(shù)應(yīng)用

某型號(hào)火箭控制系統(tǒng)采用“平臺(tái)+慣組”的冗余方案，飛行過程中主平臺(tái)慣性器件方向加速度計(jì)正向脈沖輸出突然變大，與備份慣組視速度相比出現(xiàn)最大約4%的視速度測(cè)量偏差。對(duì)其故障數(shù)據(jù)誤差按比例（根據(jù)過載大小近似認(rèn)為是加速度計(jì)比例系數(shù)的誤差）注入到采用雙七表捷聯(lián)慣組冗余系統(tǒng)的型號(hào)第1套慣組加速度計(jì)和加速度計(jì)，因故障數(shù)據(jù)和飛行過載相關(guān)，所以需對(duì)不同飛行時(shí)間段注入故障進(jìn)行仿真分析，判斷視加速度一致性判別是否能夠及時(shí)剔除數(shù)據(jù)并確保入軌精度。其中，一級(jí)飛行段誤差注入時(shí)間為60～157 s，二級(jí)主機(jī)段誤差注入時(shí)間為360～457 s，二級(jí)游機(jī)段誤差注入時(shí)間為470～567 s，不同飛行時(shí)間段注入故障數(shù)據(jù)后方向和方向視加速度一致性對(duì)比如圖1～ 3所示。

圖1 一級(jí)飛行段x方向和s方向視加速度一致性Fig.1 Consistency of Apparent Acceleration in the x Direction and s Direction in the First-level Flight Segment

圖2 二級(jí)主機(jī)段x方向和s方向視加速度一致性Fig.2 Consistency of Apparent Acceleration in the X Direction and s Direction in the Second-level Main Engine Flight Segment

圖3 二級(jí)游機(jī)段x方向和s方向視加速度一致性Fig.3 Consistency of Apparent Acceleration in the xDirection and s Direction in the Second-level Secondary Engine Flight Segment

仿真分析，考慮軸向視加速度一致性故障門限為0.02，因此一級(jí)飛行段和二級(jí)飛行段在故障出現(xiàn)后10 s內(nèi)即根據(jù)視加速度一致性判別的故障門限對(duì)A加速度計(jì)數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)故障剔除，而由于游機(jī)段飛行過載較小，按同比例加入故障后，產(chǎn)生的誤差不足于依據(jù)視加速度一致性故障門限判出，故無法剔除故障信息。對(duì)3種情況下的入軌偏差進(jìn)行統(tǒng)計(jì)如表2所示。

由表2分析可知，采用視加速度一致性判別的方法可有效識(shí)別故障數(shù)據(jù)，提高了入軌精度，而二級(jí)游機(jī)段因不能識(shí)別故障，入軌偏差較大，但故障注入時(shí)間離飛行結(jié)束較短，也滿足入軌精度要求。

表2 飛行段注入故障數(shù)據(jù)的入軌精度Tab.2 The Orbital Accuracy of Flight Segment Injected Fault Data

3.2 長(zhǎng)周期一致性判別的精度控制技術(shù)應(yīng)用

某型號(hào)火箭控制系統(tǒng)采用平臺(tái)+慣組冗余方案，加速度計(jì)采用I/F方式輸出，在某次飛行任務(wù)出現(xiàn)了由于1 MHz晶振發(fā)生3×10量級(jí)的變化，導(dǎo)致加速度計(jì)輸出的基準(zhǔn)頻標(biāo)相應(yīng)變化同樣量級(jí)，最終加速度計(jì)一次項(xiàng)精度同時(shí)變大為3×10，即在原指標(biāo)1×10（2.7）的要求下放大了30倍，此故障屬于由基準(zhǔn)頻率不準(zhǔn)引起慢漂的典型故障且起飛后就一直存在。將該故障數(shù)據(jù)注入采用雙七表捷聯(lián)慣組冗余系統(tǒng)的型號(hào)進(jìn)行仿真分析，考慮采用視加速度一致性判別和視速度一致性判別的2種情況。按飛行過載達(dá)到5時(shí)考慮，按視加速度判別周期0.1 s計(jì)算，產(chǎn)生誤差約為0.015 m/s，遠(yuǎn)小于視加速度一致性判別故障門限設(shè)計(jì)值，因此僅依靠視加速度一致性判別無法識(shí)別故障信息，通過仿真計(jì)算故障數(shù)據(jù)引起的入軌精度偏差情況如表3所示。

表3 飛行段注入故障數(shù)據(jù)的入軌精度Tab.3 The Orbital Accuracy of Flight Segment Injected Fault Date

采用視速度一致性對(duì)該故障進(jìn)行判別，由于其為從起飛時(shí)刻累積計(jì)算故障漂移量，根據(jù)故障數(shù)據(jù)注入大小不同當(dāng)飛行到一段時(shí)間后即可達(dá)到故障門限值。通過仿真計(jì)算，按視速度一致性判別門限5 m/s考慮，在平均過載2的情況下，故障最長(zhǎng)識(shí)別時(shí)間為放大10倍的情況約需250 s判出故障；最短識(shí)別時(shí)間為放大40倍的情況約需62.5 s判出故障。由此，統(tǒng)計(jì)采用視速度一致性判別故障數(shù)據(jù)后的入軌精度，具體如表4所示。由表3和表4的仿真結(jié)果可知，視速度一致性判別能有效剔除故障數(shù)據(jù)，大幅提高火箭的入軌精度。

表4 飛行段識(shí)別故障數(shù)據(jù)的入軌精度Tab.4 The Orbital Accuracy of Flight Segment Identified Fault Date

3.3 多信息融合的精度控制技術(shù)應(yīng)用

基于故障信息診斷的精度控制技術(shù)應(yīng)用有一定局限性，主要為避免誤判在一致性判別周期和門限設(shè)置相對(duì)正常情況均有較大余量，所以對(duì)一些超指標(biāo)的臨界數(shù)據(jù)因在故障門限內(nèi)而不能有效識(shí)別。針對(duì)這種情況，取均值的多信息融合技術(shù)將發(fā)揮一定作用，降低故障數(shù)據(jù)影響以提高入軌精度。如某型號(hào)飛行過程中出現(xiàn)某陀螺零漂指標(biāo)超差故障，陀螺零漂達(dá)到0.3（°）/h（2.7），、陀螺零漂達(dá)到0.4（°）/h（2.7），而技術(shù)指標(biāo)要求為陀螺、陀螺不大于0.5（°）/h（2.7），陀螺不大于0.3（°）/h（2.7），由于陀螺故障漂移量絕對(duì)值較小，通過角速度一致性和角度一致性均無法對(duì)該故障數(shù)據(jù)有效剔除，所以故障數(shù)據(jù)最終引入飛行過程中。但雙七表捷聯(lián)慣組采用的同軸冗余信息取均值的融合方式，每方向共4組測(cè)量信息取平均值，相當(dāng)于誤差量減小為1/4，對(duì)未采用信息融合和采用信息融合2種情況進(jìn)行仿真計(jì)算，統(tǒng)計(jì)比對(duì)2種情況入軌偏差如表5所示。由表5可知，雖然未能剔除故障信息，但取均值的多信息融合技術(shù)使入軌精度無論在半長(zhǎng)軸還是軌道傾角等指標(biāo)都有大幅提高。

表5 入軌精度比對(duì)表Tab.5 The Comparison Table of Orbital Accuracy

進(jìn)一步說明多信息融合的精度控制技術(shù)能夠有效提高飛行試驗(yàn)導(dǎo)航效果，可采用飛行遙測(cè)數(shù)據(jù)離線計(jì)算。通過仿真分析可知，采用單套慣組數(shù)據(jù)可能存在某個(gè)參數(shù)精度較高，但火箭入軌精度整體效果還是融合的精度更好，關(guān)鍵還在于陀螺標(biāo)定給出的是隨機(jī)誤差，在起飛前無法預(yù)估哪組數(shù)據(jù)更好，在這種情況下采用融合獲得較高精度的概率會(huì)更高。

4 結(jié) 論

通過慣性器件的冗余管理中的精度控制技術(shù)，一方面有效識(shí)別故障并剔除，確保慣性器件數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，保證了導(dǎo)航精度；另一方面充分利用所有冗余信息采用信息融合技術(shù)，減小制導(dǎo)工具誤差，提高入軌精度。本文提出的慣組冗余管理中的精度控制技術(shù)在運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)慣性器件冗余設(shè)計(jì)中具有一定的指導(dǎo)意義，工程應(yīng)用效果明顯。

對(duì)提高入軌精度進(jìn)一步思考，僅僅通過慣性器件冗余管理的方法提高入軌精度，還屬于純慣性制導(dǎo)的范疇，現(xiàn)役運(yùn)載火箭多采用復(fù)合制導(dǎo)模式，即采用GPS或北斗的衛(wèi)星組合導(dǎo)航方式，可以大幅降低制導(dǎo)工具誤差，提高火箭的入軌精度。