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箭載冗余捷聯慣導系統 版權信息
- ISBN：9787030677471
- 條形碼：9787030677471 ; 978-7-03-067747-1
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
箭載冗余捷聯慣導系統 內容簡介
本書是作者在結合從事冗余捷聯慣導工作經驗的基礎上編寫而成的。全書共11章，包括導冗余捷聯慣導緒論、數學基礎介紹、冗余捷聯慣組配置方案、基于直接比較法的冗余捷聯慣組故障檢測、基于等價空間法的冗余捷聯慣組故障檢測、量化對故障檢測的影響及解決方法、冗余捷聯慣導系統重構設計、冗余捷聯慣組故障檢測試驗方法、捷聯慣導系統導航編排、冗余捷聯慣導故障發展趨勢等內容。
箭載冗余捷聯慣導系統 目錄
目錄
前言
第1章 緒論 1
1.1 箭載冗余捷聯慣導介紹 1
1.1.1 冗余捷聯慣導的重要性 1
1.1.2 國內外冗余捷聯慣組現狀 2
1.2 國內外運載火箭冗余方案 4
1.2.1 宇宙神5運載火箭冗余方案 4
1.2.2 德爾塔4運載火箭冗余方案 6
1.2.3 阿里安4運載火箭冗余方案 8
1.2.4 獵鷹9運載火箭冗余方案 9
1.2.5 長征系列運載火箭冗余方案 10
1.3 故障檢測方法簡介 11
1.3.1 基于信號處理的故障檢測方法 11
1.3.2 基于解析模型的故障檢測方法 13
1.3.3 基于知識的故障檢測方法 14
第2章 數學基礎介紹 17
2.1 向量 17
2.2 矩陣 18
2.3 概率論 21
2.4 四元數 23
第3章 冗余捷聯慣組配置方案 27
3.1 冗余捷聯慣組的基礎知識 27
3.1.1 陀螺儀 28
3.1.2 加速度計 29
3.2 冗余捷聯慣組配置方案的設計要求 29
3.3 冗余捷聯慣組*優配置 30
3.3.1 導航性能與冗余捷聯慣組配置的關系 30
3.3.2 故障檢測性能與冗余捷聯慣組配置的關系 32
3.3.3 冗余捷聯慣組*優配置的條件 33
3.4 典型的冗余捷聯慣組配置方案 34
3.4.1 四表配置方案 34
3.4.2 五表配置方案 36
3.4.3 六表配置方案 40
3.5 冗余捷聯慣組配置的可靠性 46
第4章 冗余捷聯慣組誤差及故障模型 48
4.1 冗余捷聯慣組誤差模型 48
4.2 故障建模 50
4.2.1 冗余捷聯慣組故障建模 50
4.2.2 故障輸出模式數學模型 52
第5章 基于一致性故障判別的冗余捷聯慣組故障檢測 55
5.1 雙套七表冗余捷聯慣組故障檢測 55
5.1.1 冗余配置方式 55
5.1.2 故障檢測與隔離策略 56
5.2 單套十表冗余捷聯慣組故障檢測 60
第6章 基于直接比較法的冗余捷聯慣組故障檢測 65
6.1 直接比較法中的奇偶方程 65
6.2 線性關系中系數k的確定 67
6.3 閾值Td的確定 68
6.4 直接比較法故障檢測與隔離策略 69
6.5 故障檢測性能指標 72
6.6 直接比較法故障檢測的仿真應用 72
6.6.1 常值漂移故障檢測仿真 73
6.6.2 線性漂移故障檢測仿真 78
第7章 基于等價空間法的冗余捷聯慣組故障檢測 81
7.1 等價空間原理 81
7.2 廣義似然比法 82
7.2.1 廣義似然比法故障檢測 82
7.2.2 廣義似然比法故障隔離 83
7.2.3 解耦矩陣的求解 84
7.2.4 廣義似然比法的改進 85
7.2.5 廣義似然比法故障檢測的仿真應用 85
7.3 *優奇偶向量法 90
7.3.1 *優奇偶向量法故障檢測與隔離策略 90
7.3.2 *優奇偶向量法故障檢測的仿真應用 91
7.4 奇異值分解法 93
7.4.1 奇異值分解法故障檢測與隔離策略 93
7.4.2 奇異值分解法的等價空間原理證明 95
7.4.3 奇異值分解法的改進 96
7.4.4 奇異值分解法故障檢測的仿真應用 98
7.5 奇偶向量的補償 101
第8章 量化對故障檢測的影響及解決方法 105
8.1 捷聯慣組的量化輸出 105
8.2 量化輸出的誤差分析 105
8.3 量化前后的故障檢測效果對比 106
8.3.1 量化前陀螺儀的故障檢測效果 106
8.3.2 量化前加速度計的故障檢測效果 108
8.3.3 閾值的求取 109
8.3.4 量化后的故障檢測效果 114
8.4 量化后冗余捷聯慣組故障檢測方法 115
8.4.1 三通道濾波檢測 116
8.4.2 三通道檢測閾值選取 117
8.5 三通道濾波法故障檢測的仿真應用 120
8.5.1 常值漂移故障檢測仿真 120
8.5.2 線性漂移故障檢測仿真 126
第9章 冗余捷聯慣導系統重構設計 129
9.1 故障后重構算法 129
9.1.1 *小二乘估計算法 129
9.1.2 加權*小二乘估計算法 130
9.2 各軸精度相同時對正交軸的信息重構 131
第10章 冗余捷聯慣組故障檢測試驗方法 135
10.1 正交試驗方法 135
10.2 正交試驗設計 138
10.3 正交試驗仿真測試 140
10.3.1 試驗實現流程 140
10.3.2 仿真及結果分析 141
第11章 捷聯慣導系統導航算法 145
11.1 坐標系和坐標系轉換 145
11.1.1 坐標系定義 145
11.1.2 坐標系轉換 145
11.2 發射慣性坐標系捷聯慣導機械編排 147
11.2.1 發射時刻初值 147
11.2.2 發射慣性坐標系下算法編排 147
11.3 發射慣性坐標系捷聯慣導數值更新算法 149
11.3.1 姿態更新算法 150
11.3.2 速度更新算法 153
11.3.3 位置更新算法 158
11.3.4 更新算法總結 161
11.4 發射慣性坐標系中的捷聯慣導誤差方程 162
11.5 發射慣性坐標系松耦合組合導航算法 165
11.5.1 SINS/GNSS松耦合組合導航算法 165
11.5.2 衛星的位置和速度轉換 166
11.5.3 仿真驗證 166
第12章 故障檢測發展趨勢 171
參考文獻 173
前言
第1章 緒論 1
1.1 箭載冗余捷聯慣導介紹 1
1.1.1 冗余捷聯慣導的重要性 1
1.1.2 國內外冗余捷聯慣組現狀 2
1.2 國內外運載火箭冗余方案 4
1.2.1 宇宙神5運載火箭冗余方案 4
1.2.2 德爾塔4運載火箭冗余方案 6
1.2.3 阿里安4運載火箭冗余方案 8
1.2.4 獵鷹9運載火箭冗余方案 9
1.2.5 長征系列運載火箭冗余方案 10
1.3 故障檢測方法簡介 11
1.3.1 基于信號處理的故障檢測方法 11
1.3.2 基于解析模型的故障檢測方法 13
1.3.3 基于知識的故障檢測方法 14
第2章 數學基礎介紹 17
2.1 向量 17
2.2 矩陣 18
2.3 概率論 21
2.4 四元數 23
第3章 冗余捷聯慣組配置方案 27
3.1 冗余捷聯慣組的基礎知識 27
3.1.1 陀螺儀 28
3.1.2 加速度計 29
3.2 冗余捷聯慣組配置方案的設計要求 29
3.3 冗余捷聯慣組*優配置 30
3.3.1 導航性能與冗余捷聯慣組配置的關系 30
3.3.2 故障檢測性能與冗余捷聯慣組配置的關系 32
3.3.3 冗余捷聯慣組*優配置的條件 33
3.4 典型的冗余捷聯慣組配置方案 34
3.4.1 四表配置方案 34
3.4.2 五表配置方案 36
3.4.3 六表配置方案 40
3.5 冗余捷聯慣組配置的可靠性 46
第4章 冗余捷聯慣組誤差及故障模型 48
4.1 冗余捷聯慣組誤差模型 48
4.2 故障建模 50
4.2.1 冗余捷聯慣組故障建模 50
4.2.2 故障輸出模式數學模型 52
第5章 基于一致性故障判別的冗余捷聯慣組故障檢測 55
5.1 雙套七表冗余捷聯慣組故障檢測 55
5.1.1 冗余配置方式 55
5.1.2 故障檢測與隔離策略 56
5.2 單套十表冗余捷聯慣組故障檢測 60
第6章 基于直接比較法的冗余捷聯慣組故障檢測 65
6.1 直接比較法中的奇偶方程 65
6.2 線性關系中系數k的確定 67
6.3 閾值Td的確定 68
6.4 直接比較法故障檢測與隔離策略 69
6.5 故障檢測性能指標 72
6.6 直接比較法故障檢測的仿真應用 72
6.6.1 常值漂移故障檢測仿真 73
6.6.2 線性漂移故障檢測仿真 78
第7章 基于等價空間法的冗余捷聯慣組故障檢測 81
7.1 等價空間原理 81
7.2 廣義似然比法 82
7.2.1 廣義似然比法故障檢測 82
7.2.2 廣義似然比法故障隔離 83
7.2.3 解耦矩陣的求解 84
7.2.4 廣義似然比法的改進 85
7.2.5 廣義似然比法故障檢測的仿真應用 85
7.3 *優奇偶向量法 90
7.3.1 *優奇偶向量法故障檢測與隔離策略 90
7.3.2 *優奇偶向量法故障檢測的仿真應用 91
7.4 奇異值分解法 93
7.4.1 奇異值分解法故障檢測與隔離策略 93
7.4.2 奇異值分解法的等價空間原理證明 95
7.4.3 奇異值分解法的改進 96
7.4.4 奇異值分解法故障檢測的仿真應用 98
7.5 奇偶向量的補償 101
第8章 量化對故障檢測的影響及解決方法 105
8.1 捷聯慣組的量化輸出 105
8.2 量化輸出的誤差分析 105
8.3 量化前后的故障檢測效果對比 106
8.3.1 量化前陀螺儀的故障檢測效果 106
8.3.2 量化前加速度計的故障檢測效果 108
8.3.3 閾值的求取 109
8.3.4 量化后的故障檢測效果 114
8.4 量化后冗余捷聯慣組故障檢測方法 115
8.4.1 三通道濾波檢測 116
8.4.2 三通道檢測閾值選取 117
8.5 三通道濾波法故障檢測的仿真應用 120
8.5.1 常值漂移故障檢測仿真 120
8.5.2 線性漂移故障檢測仿真 126
第9章 冗余捷聯慣導系統重構設計 129
9.1 故障后重構算法 129
9.1.1 *小二乘估計算法 129
9.1.2 加權*小二乘估計算法 130
9.2 各軸精度相同時對正交軸的信息重構 131
第10章 冗余捷聯慣組故障檢測試驗方法 135
10.1 正交試驗方法 135
10.2 正交試驗設計 138
10.3 正交試驗仿真測試 140
10.3.1 試驗實現流程 140
10.3.2 仿真及結果分析 141
第11章 捷聯慣導系統導航算法 145
11.1 坐標系和坐標系轉換 145
11.1.1 坐標系定義 145
11.1.2 坐標系轉換 145
11.2 發射慣性坐標系捷聯慣導機械編排 147
11.2.1 發射時刻初值 147
11.2.2 發射慣性坐標系下算法編排 147
11.3 發射慣性坐標系捷聯慣導數值更新算法 149
11.3.1 姿態更新算法 150
11.3.2 速度更新算法 153
11.3.3 位置更新算法 158
11.3.4 更新算法總結 161
11.4 發射慣性坐標系中的捷聯慣導誤差方程 162
11.5 發射慣性坐標系松耦合組合導航算法 165
11.5.1 SINS/GNSS松耦合組合導航算法 165
11.5.2 衛星的位置和速度轉換 166
11.5.3 仿真驗證 166
第12章 故障檢測發展趨勢 171
參考文獻 173
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箭載冗余捷聯慣導系統 節選
第1章 緒論 1.1 箭載冗余捷聯慣導介紹 隨著科學技術的發展，自動化水平日益提高。對于復雜的大系統，可靠性、可維修性和有效性顯得越來越重要。特別是航天等領域，由于其特定的工作環境，原則上只許成功，不許失敗，對系統的安全性、可靠性和有效性提出了極高的要求。例如，當運載火箭執行發射任務時，若導航系統出現故障，將會導致整個任務失敗。為了降低故障的發生概率，提高系統的可靠性，同時保證系統的精度，逐步發展了冗余技術。冗余是指在一個系統中增加額外設備或部件，當一個或多個關鍵設備或部件出現故障時，能自動監測與診斷故障，并采取切換或重構等相應措施維持系統的規定功能。航天領域存在多種冗余系統，本書主要介紹運載火箭冗余捷聯慣性導航系統。 1.1.1 冗余捷聯慣導的重要性 捷聯慣性導航系統是利用安裝在飛行器內部的慣性傳感器(陀螺儀和加速度計)測量載體相對慣性空間的角速度和加速度等慣性信息的自主導航系統。慣性導航系統不依賴任何外部信息、設施和基準，可以在任意條件的介質及環境中實現導航，且不向外部輻射能量，具有很強的抗干擾能力和良好的隱蔽性；可以提供完備、連續和高數據更新率的導航信息。慣性導航設備在航空、航天和航海領域扮演著不可替代的重要角色。慣性傳感器的可靠性決定慣性導航系統的可靠性。隨著捷聯慣組技術的發展，慣性傳感器的體積功耗降低、精度可靠性提升，航天任務越來越重視捷聯慣組的應用。 對于要求高可靠性的航天活動，若導航系統出現故障，則可能會導致整個任務失敗。部分導航系統故障導致發射失敗的事件如表1-1所示。因此，提高導航系統可靠性，是提高運載火箭可靠性的重要途徑。 表1-1 部分導航系統故障導致發射失敗的事件 提高捷聯慣導系統可靠性的方法有兩種：一種是避錯法；另一種是容錯法。避錯法也稱故障預防法，通過采用可靠的設計方法，簡化系統結構，選擇經過老化篩選的元器件與結構材料，進行大量的地面檢測與試驗，預防故障發生，從而提高可靠性。但是元器件質量、制造工藝和裝配工藝水平在一定時期內只能達到一定程度，超過這個水平會導致成本激增，甚至有時不能達到要求的水平。因此，避錯法不能完全消除故障因素。鑒于上述避錯法的缺陷，運載火箭在采用避錯法的同時，也采用容錯法來提高導航系統的可靠性。冗余設計是實現容錯目的的主要方法，通過采用冗余技術提高導航系統的可靠性。 1.1.2 國內外冗余捷聯慣組現狀 1. 國內冗余捷聯慣組現狀 二十世紀五六十年代以來，由我國自主研制的車輛、衛星、飛機、導彈、艦艇等所采用的慣性元器件已經投入使用并得到不斷推廣。從*早的機械式自由陀螺儀到閉環式的平臺系統、捷聯系統和慣性組合系統；從氣浮陀螺儀、液浮陀螺儀和靜壓液浮陀螺儀發展到激光陀螺儀、光纖陀螺儀和微機電陀螺儀等，體積越來越小，性能越來越好，應用范圍也越來越廣泛。我國已基本具備了研制生產低精度(1.0°/h以下)、中精度(0.1°/h左右)、高精度(0.001°/h左右)的慣性元件和系統的能力與條件，對海陸空天目標的精確打擊程度越來越高。值得一提的是，新型洲際導彈的成功發射，以及載人航天工程的圓滿成功，都標志著我國慣性導航技術已達到較高的水平。但由于慣性技術難度較大，研制周期較長，成本較高，其目前主要應用于我國海陸空天的各種武器系統和航天器上。 在冗余捷聯慣組的發展浪潮中，我國航天人在積極探索，并取得了可觀的成就，長征系列運載火箭是一個典型的代表。我國長征二號F運載火箭(CZ-2F)采用了典型的雙穩定回路冗余測試技術，大大提高了其火箭系統的容錯性，使得火箭控制系統的可靠性在原有長征二號捆綁運載火箭的基礎上提高了一個數量級，*終于1999年11月20日首飛成功。隨后為了克服慣性器件故障對控制系統的巨大影響，長征二號F運載火箭在兩次成功飛行之后，對慣性器件的冗余方案進行了改進，將原有的雙穩定回路三軸平臺改為“平臺+速率捷聯慣組”主從冗余設計，進一步提高了導航系統的可靠性，并完成了從神舟三號到神舟七號的發射。 目前，我國的長征二號、長征三號甲系列火箭，長征五/六/七系列運載火箭導航系統已經采用了多套六表慣組、雙七表慣組和雙八表慣組等多種形式的冗余設計。國內目前已經成功研制并應用了各種余度的冗余捷聯慣組系統。 2. 國外冗余捷聯慣組現狀 德國科學家在第二次世界大戰后期**次選用簡單的捷聯慣導系統作為近程彈道導彈V2火箭自主式制導系統。戰爭結束后，美國和蘇聯在冷戰時期迅速發展捷聯慣導系統在軍事武器上的應用。慣性技術在各種戰術導彈、航空、航天、航海等軍事領域不斷發展與完善，迎來了發展的高峰期。平臺式慣導系統是*早重點發展起來的一種慣導系統，隨之一起發展的慣性器件主要以氣浮、液浮和靜電懸浮支撐為基礎。同時，現代控制理論、計算機技術和電子技術的蓬勃發展都為捷聯慣導系統的迅速發展創造了良好的環境與條件。 雖然美國對光學敏感元件的研究已相對成熟，但是由于敏感元件本身可靠性較低(相對于慣導系統中的其他元部件)，無法滿足現代飛行器對導航控制系統越來越高的可靠性和精度的要求。因此，為了提高導航系統的可靠性，國外很多運載器的導航設備采用了冗余技術。例如，美國大力神二號運載火箭作為“雙子星座”載人飛船運載器時，在原慣性制導系統的基礎上增加了一套無線電制導系統；美國土星-Ⅴ運載火箭在作為“阿波羅”探月艙的運載器時，采用以慣性平臺為主系統，捷聯慣組為備份的主從系統；蘇聯東方號運載火箭、聯盟號飛船均采用兩套系統冗余，一套是平臺，另一套是簡易的捷聯系統；歐洲航天局阿里安5運載火箭采用了兩套激光陀螺捷聯慣組[6]；波音777飛機的容錯大氣數據參考系統采用了六個對稱斜置安裝的GG1320激光陀螺儀，使得系統的容錯能力相當于同時使用三套獨立系統的容錯能力，大大提高了系統的故障檢測、診斷、隔離和重構性能，使得導航系統具有容錯能力。 1.2 國內外運載火箭冗余方案 1.2.1 宇宙神5運載火箭冗余方案 宇宙神火箭和半人馬座上面級配合使用，飛行控制系統由通用芯級和上面級電氣系統組成，二者之間通過1553B總線傳送信息。該系統執行通用芯級和上面級兩個飛行段的全部姿態控制、制導和導航的計算。 通用芯級控制系統主要包括：助推級控制單元、火工品控制組合、自毀裝置、冗余速率陀螺、各種傳感器、數字量遙測組合和數據單元等。供電采用了雙冗余的設計，設備供電、火工品供電和安全自毀系統供電均配有獨立的電池。 上面級控制系統主要包括：容錯慣性導航裝置、雙通道控制單元、火工品控制組合、數據單元、TDRSS發射機、數字量遙測組合、電子控制單元、電池、推力矢量控制作動器和上面級1553B總線等。宇宙神5運載火箭電氣系統組成框圖如圖1-1所示[7]。 為了提高運載火箭的可靠性，控制系統采用了許多冗余容錯設計。其中，容錯慣性導航裝置由冗余的慣性測量系統(inertial measurement system，IMS)和雙通路飛行控制系統(flight control system，FCS)組成，可以提供冗余的慣性測量信息；雙冗余的FCS按主從熱備份的方式工作，主份FCS完成控制功能，備份FCS用于監測數據并在故障情況下進行切換[8]。霍尼韋爾的慣性測量功能由慣性導航單元和速率陀螺單元共同執行，并提供給計算機處理慣性測量裝置和飛行軟件系統的能力。為了發射載人飛船，宇宙神5運載火箭由集成的單容錯慣性導航控制組件(inertial navigation control assembly，INCA)和飛行控制組件提供主要制導與控制。此外，通用芯級和上面級均采用冗余電池方案，兩套火工品控制裝置和兩套專用火工品電池實現了冗余設計。 宇宙神5運載火箭采用的冗余慣組方案是容錯慣性導航單元(fault tolerant inertial navigation unit，FTINU)，FTINU傳感器模塊如圖1-2所示，它是一種具有代表性的冗余方案。FTINU于2001年開始工作，以容錯單元取代非冗余導航和計算設備，從而提高宇宙神運載火箭的任務可靠性。2006年首次試飛的美國宇航局的戰神I-X(Ares I-X)火箭也使用了FTINU冗余方案。FTINU由霍尼韋爾公司研制，包括五個測量角速度的環形激光陀螺和五個測量加速度的QA3000單軸加速度計，角速率信息由速率陀螺組件(rate gyro assembly，RGA)提供，RGA傳感器模塊如圖1-3所示。 圖1-1 宇宙神5運載火箭電氣系統組成框圖 圖1-2 FTINU傳感器模塊[9] 圖1-3 RGA傳感器模塊[9] 1.2.2 德爾塔4運載火箭冗余方案 德爾塔4(Delta Ⅳ)運載火箭采用一套冗余慣性飛行控制組件(redundant inertial flight control assembly， RIFCA)，RIFCA是一種典型的冗余方案，RIFCA系統和RIFCA傳感器模塊如圖1-4和圖1-5所示，RIFCA冗余結構圖如圖1-6所示，性能指標如表1-2所示。RIFCA是一種實用的、具有成本效益的、完全容錯的慣性系統。RIFCA測量航天器慣性角速率和線性加速度，并提供導航、飛行控制和任務序列數據的計算處理。RIFCA由慣性傳感器組件(inertial sensor assembly， ISA)和相應的慣性處理電路(inertial processing electronics， IPE)兩部分組成，其中慣性傳感器組件包含6個激光陀螺儀和6個加速度計，組成了兩套獨立的正交測量系，兩套測量系之間斜置安裝，可獲得冗余的慣性測量信息。IPE采用三冗余設計，形成三路控制通道，每路均含有計算機處理系統(采用1750A標準的處理器)，并各自采集兩個陀螺儀和兩個加速度計的信息，其中每個激光陀螺儀有一個獨立的高壓電源。三個通道之間通過雙口隨機存取存儲器(random access memory， RAM)交換測量信息并對輸出信號進行表決。通道1和通道2提供兩路1553B總線(每路均含有A通路、B通路)，用于與火箭和有效載荷的設備通信；通道3被稱為中心通道，采用RS422通信接口與地面通信，用于飛行軟件的裝訂以及通過雙口RAM向另兩個通道的計算機轉發信號。兩路28V的電源除分別為通道1和通道2供電外，也同時為通道3供電[9]。 圖1-4 RIFCA系統[10] 圖1-5 RIFCA傳感器模塊[10]
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