談學軍,洪 剛,李建強,姚瑞芳

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

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雙捷聯冗余技術在長征二號丁運載火箭上的研發(fā)與實踐

談學軍1,洪 剛2,李建強2,姚瑞芳2

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

介紹了雙捷聯冗余技術在長征二號丁(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/光纖雙捷聯慣組的優(yōu)勢。給出了基于采用主從冗余設計的激光/光纖雙捷聯控制系統(tǒng)的組成，以及突破的故障診斷與決策、全方位發(fā)射、組合導航、方位瞄準及參數測量、三CPU冗余計算機等關鍵技術。飛行試驗驗證了雙捷聯冗余技術總體設計的正確性。展望了運載火箭慣導技術中二度故障重構率提高、組合導航改進、雙捷聯主備份互換、大角度空中滾轉定向、十表慣組應用等的后續(xù)發(fā)展。雙捷聯冗余控制系統(tǒng)的應用，提高了全箭飛行可靠性和任務適應性，以及入軌精度，減輕了火箭末子級的質量，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； 組合導航； 全方位發(fā)射； 方位瞄準

0 引言

框架式平臺采用傳統(tǒng)的機械式陀螺儀，結構復雜、工藝實施要求高，產品整體可靠性較低。隨著慣性器件技術的發(fā)展和計算機技術的日益成熟，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式慣組過渡是必然的趨勢。在宇航領域，目前捷聯式慣組應用較多的是基于激光陀螺儀和光纖陀螺儀的兩種產品，激光陀螺開發(fā)較早且滿足使用要求，因此在國外航天領域中已廣泛應用，如阿里安Ⅳ運載火箭采用了法國塞克斯公司的Quasar環(huán)形激光陀螺捷聯慣性系統(tǒng)；日本H-Ⅱ運載火箭采用激光陀螺捷聯慣性測量系統(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；國內現役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/激光捷聯主從冗余技術的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、捷聯的工程應用及冗余箭機等方面，已積累了經驗并為雙捷聯系統(tǒng)的研制打下了良好的基礎。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/光纖雙捷聯慣組冗余方案的必要性進行了論證，引入GNSS接收機的測量信息進行卡爾曼濾波組合導航，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、雙捷聯控制系統(tǒng)的組成、故障診斷與決策、全量動力學模型和穩(wěn)定解耦控制、組合導航及三CPU冗余計算機，并給出了飛行試驗的驗證結果。

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

目前國內現役運載火箭中，CZ-2D、CZ-4B/C運載火箭的平臺+捷聯狀態(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)特性響應的差異，導致姿態(tài)故障判別門限的設計相對偏大；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，門限設計偏差大，若出現門限臨界的情況，則會導致入軌精度超差。

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故障診斷模式，即利用斜裝的陀螺、加表信息實現對正裝表的自檢，無需再引入外部信息，簡化了控制系統(tǒng)的設計。

1.2 引入光纖慣組的必要性

光纖陀螺是基于Sagnac效應的光學陀螺。Sagnac效應的機理是：在一個任意幾何形狀的閉合光學環(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、旋轉軸位置無關。

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效應的激光陀螺相比，無需數千伏的點火電壓，無克服自鎖作用的機械抖動裝置，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用，如美國的克萊門汀月球探測器、機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運載火箭的慣性導航系統(tǒng)中都將光纖慣組作為慣性測量裝置。目前，國內光纖慣組的研制處于工程應用階段，因導彈對慣組的指標要求相對較低而得以普遍成熟應用，但在宇航領域光纖慣組的應用尚處于推廣階段。光纖與激光慣組的性能見表1。由表1可知：國內光纖慣組的精度與激光慣組基本相當，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

1.3 采用雙捷聯的優(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)為基準值。由表2可知：與單平臺、平臺/捷聯冗余狀態(tài)相比，雙捷聯冗余控制系統(tǒng)的可靠性，Ⅰ、Ⅱ類單點數量及成本的優(yōu)勢相對明顯，功耗、對運載能力貢獻與單平臺狀態(tài)相當。

表2 不同控制系統(tǒng)特點

綜上所述，從可靠性、經濟成本、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量，提高運載火箭的運載能力，是相對合理的選擇。

2 關鍵技術研究

2.1 雙捷聯控制系統(tǒng)組成

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

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

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

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

時序配電子系統(tǒng)采用箭機+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、電子程配、電阻盒和電纜網。運載火箭飛行中，由箭機按飛行程序發(fā)出電子程配地址碼，電子程配發(fā)出相應的時序指令完成點火、關機、分離等動作。

2.2 雙捷聯系統(tǒng)故障診斷與決策

2.2.1 工作模式選擇

雙捷聯由捷聯A(激光)和捷聯B(光纖)組成，捷聯內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系相互對應平行，2套捷聯的斜表安裝角度不一致，陀螺為單自由度陀螺，當兩個慣組均正?；蚓收蠒r，采用激光慣組進行控制。雙捷聯組成如圖2所示。

圖2 雙捷聯八表方案系統(tǒng)組成Fig.2 Composition of dual strapdown inertial system with two 8 meters

兩套捷聯慣組的數據解算在箭機中進行，采用兩套導航方程分別解算。雙捷聯故障診斷只從起飛開始運行，直至飛行結束。在射前通過捷聯地測微機接收的數據判斷兩套慣組工作是否正常。

雙捷聯系統(tǒng)故障判別時視捷聯A為主、捷聯B為從方式，雙捷聯系統(tǒng)完好或無法重構時選擇捷聯A參與控制；捷聯A、B為主從工作模式。因捷聯A為激光慣組，技術較捷聯B光纖慣組成熟，故以捷聯A為主，正常情況下默認捷聯A參與導航；捷聯解算采用兩套導航方程，雙捷聯故障切換采用故障總數累加的方式；因斜表只用于故障診斷，不參與導航，且在捷聯A正裝表正常、斜表故障時還能用捷聯A的正裝表導航，因此僅當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。

雙捷聯八表慣組系統(tǒng)的特點有：實現陀螺、加表的自檢功能；實現陀螺、加表的交叉互檢功能；主備份慣組整體切換實現方便；故障診斷信息源多，主備份慣組信息重構實現復雜。

2.2.2 系統(tǒng)故障診斷及決策流程

雙捷聯采用剔除野值+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，故障診斷在箭機接收到慣組的測量信息后，在導航、制導和姿控等運算前進行。故障診斷及決策相關流程如圖3所示。

圖3 雙捷聯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)設計采用基于標準彈道的小偏量攝動姿態(tài)動力學模型，由經典控制理論，在頻域內進行參數(校正網絡、靜態(tài)放大系數)調試、設計，給出系統(tǒng)穩(wěn)定結論及穩(wěn)定性指標，并通過時域仿真進行控制指標驗證。

為提高CZ-2D運載火箭任務適應性，雙捷聯控制系統(tǒng)采用全方位發(fā)射技術，即地面固定瞄準，起飛后根據不同彈道要求實施空中滾轉定向，使火箭由發(fā)射射面轉到飛行射面。在實現空中定向前(起飛0 s～程序轉彎17 s)，發(fā)射慣性系與箭體系間存在較大滾動角。操縱機構在進行橫向姿態(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產生交連，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)再分別進行控制，這樣能繼承型號常規(guī)單通道頻域設計方法。在空中定向完成后，三通道耦合影響在頻域設計時可忽略，分別單獨設計。

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

2.3.1 三自由度全量動力學模型

先建立箭體質點系中任意一點矢徑混合坐標的通用表達形式，按質點系模型、剛體模型、質量-彈簧-阻尼器模型，采用基于混合坐標的牛頓-歐拉法，統(tǒng)一建立火箭質心運動方程、火箭繞質心轉動運動方程和推進劑晃動方程；采用集中質量分支梁模型描述火箭相對等效剛體的復雜彈性振動，用有限元法和振型疊加法導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)進行分析和設計。逆奈奎斯特陣列法的基本設計思想是：先在被控對象前或后(或同時在其前和后)加入一個預補償器(通?？捎?個常數矩陣描述)，以減弱而非完全消除各回路間的相互關聯，使系統(tǒng)的開環(huán)傳遞函數或前向傳遞函數矩陣成為對角優(yōu)勢陣。這樣，系統(tǒng)的設計就可簡化為一組單變量系統(tǒng)的補償設計[5]。該法的關鍵是對被控對象進行預補償，使其傳遞函數矩陣具對角優(yōu)勢的性質。

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)的傳遞函數矩陣變?yōu)閷蔷仃嚮驅莾?yōu)勢矩陣；F為傳感器的反饋增益矩陣，通常為常數對角矩陣；C(s)為分別對各回路進行動態(tài)優(yōu)勢校正的補償器(即校正網絡)，它亦為對角矩陣。實際物理系統(tǒng)中，靜態(tài)比例系數在F，C(s)間統(tǒng)籌分配，以保證總增益達到要求。

圖4 多變量系統(tǒng)結構Fig.4 Structure of multi variable system

由逆奈奎斯特陣列法的基本思想可知：采取該方法設計多變量系統(tǒng)的主要任務是設計預補償器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行解耦后，就可用現型號成熟的單通道設計方法，得到所需的校正網絡。

對采用解耦控制方法后的系統(tǒng)進行設計，將數字仿真后結果與已參加飛行的原模型設計結果比對，兩者一致性較好。在空中滾轉定向完成前，系統(tǒng)頻域設計基于三通道耦合模型。在給定滾轉角速度下，經解耦后的各通道箭體頻率特性與對應的雙捷聯初樣狀態(tài)單通道箭體頻率特性接近；完成空中滾轉定向后，系統(tǒng)設計基于雙捷聯狀態(tài)下的單通道模型。根據任務要求數據算出的箭體各通道頻率特性，與原模型對應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)定裕度指標與成功型號相當，能滿足穩(wěn)定飛行與控制要求。

2.4 卡爾曼濾波組合導航

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

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

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

a)簡單重調式組合導航的優(yōu)點是工程實現較簡單，直接利用GNSS的信息修正慣導系統(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航系統(tǒng)精度；

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

c)理論上卡爾曼濾波技術組合后的精度高于簡單重調式。

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

2.4.1 組合導航狀態(tài)模型設計

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運算，故對狀態(tài)模型進行了優(yōu)化，將姿態(tài)角誤差狀態(tài)變量改為捷聯數學平臺失準角。經靜態(tài)試驗離線仿真驗證，導航精度與姿態(tài)角誤差作為狀態(tài)變量的狀態(tài)模型精度相當。

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 組合導航設計

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

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

依據影響捷聯系統(tǒng)誤差的關鍵因素，確定了3個位置誤差、3個速度誤差、3個失準角誤差、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、陀螺相關濾波結果不作為誤差修正參數反饋回慣導系統(tǒng)，僅利用速度位置的濾波結果重調慣導相關導航結果。

用蒙特卡羅打靶法進行仿真，對每條打靶子樣每秒點精度進行統(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次得到的濾波結果，考核對火箭入軌精度的影響，仿真結果見表3。由表3可知：入軌精度較非組合導航狀態(tài)得到提高。

表3 火箭入軌精度

2.5 雙捷聯方位瞄準

運載火箭的初始對準分為水平對準和方位對準兩部分，一般要求水平對準誤差小于30″，方位對準誤差要求小于1.5′。對箭上慣性制導系統(tǒng)，利用其加速度計測量即可滿足水平對準精度要求，但陀螺精度很難滿足方位對準的要求。因此，當運載火箭采用雙捷聯慣組控制系統(tǒng)方案時，應盡量借鑒現有平臺瞄準模式，利用自準直光路原理，使用經緯儀瞄準捷聯慣組上裝載的棱鏡，以在大距離范圍內實現角分級或角秒級的角度測量精度。

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

圖6 光學方位瞄準原理Fig.6 Principle of optical azimuth aiming

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

).

(1)

當λ取值遠大于Δα1時，式(1)可化簡為

Δα=tan(λ)·(Δβ+Δβ1).

(2)

需說明的是：從嚴格意義上說，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取值遠大于Δα1，可用式(2)計算誤差和補償值。

當運載火箭發(fā)射前燃料加注完畢，在發(fā)射點坐標系中箭體結構將出現微小變化，安裝捷聯慣組的箭上平臺水平面傾斜角產生變化，箭體滾轉方向(方位角)也會發(fā)生變化。記錄并轉動經緯儀方位角進行激光準直，記錄實際偏離射向角度和經緯儀俯仰角，提供給控制系統(tǒng)進行運載火箭起飛前慣性坐標方位補償計算。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行補償。

重新定向需重新對準瞄準點和相應的基準點，包括經緯儀和標桿儀的調平對心，對大地測量提出新的要求：大地測量標定出標準射向后，還需以發(fā)射點F為中心，在瞄準點和基準點左右側各標定出±μ位置，如圖7所示[12]。

圖7 標定點位置Fig.7 Position of calibrated point

2.6 三CPU冗余計算機

CZ-2D火箭采用的三CPU冗余計算機，整機共有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實現同步和數據共享，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接收機發(fā)送的導航信息，讀取AD板采樣速率陀螺的信號，三取二后進行差分方程運算、綜合量方程運算、導航方程運算、組合導航計算、關機方程運算等，計算出4路綜合量、關機信號、電子程配地址碼、程序角信號、6路姿控等數據信息，經雙口RAM進行數據交換后，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板的運算結果，同時CPU板輸出遙測量數據。

按功能的重要性，從系統(tǒng)上對箭機采取冗余的方式，主要對CPU模塊、A/D、D/A進行了三冗余設計；對捷聯失穩(wěn)信號輸出、關機信號輸出進行了串并聯冗余設計；對姿控輸出采用了雙冗余設計。

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成功飛行考核的相同產品或類似產品的軟件設計，軟件在模塊級進行了分析和重用。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行確認驗證外，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)老練試驗加強軟件的試驗驗證和考核強度，采取增加測試用例和長時間反復測試驗證的方式，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/光纖雙捷聯冗余控制系統(tǒng)的CZ-2D運載火箭成功發(fā)射悟空暗物質粒子探測衛(wèi)星，實現了雙捷聯冗余技術在該型運載火箭中的成功應用，進一步驗證了雙捷聯冗余技術總體設計方案的正確性。經對遙測數據分析，運載火箭飛行過程中雙捷聯箭機秒節(jié)點故障計數均為0，全程無故障。通過對慣組25 ms脈沖數據和箭機秒節(jié)點遙測量分析可知：雙捷聯故障診斷門限設置合理，慣組工作正常，全程未出現故障。

3.1 制導系統(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計算軌道根數與精軌值基本相當，相互驗證了數據的可信性。3個通道程序角遙測值與預設程序角相同，程序角插值功能正常。組合導航抑制慣導漂移的影響明顯；偏差數值與成功運載火箭內外彈道差基本相當。相對非組合導航狀態(tài)，在組合導航系統(tǒng)作用下外、內彈道導航偏差得到了有效控制，組合導航效果明顯。

利用實際飛行遙測數據在開環(huán)狀態(tài)下對組合導航前的激光、光纖慣組入軌精度進行了仿真，結果均在指標要求范圍內，激光、光纖慣組表現正常，滿足任務要求。

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)動機擺角均在設計指標范圍內，確保了火箭在飛行過程中的穩(wěn)定性，使火箭準確地沿預定軌道飛行。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，滿足任務書要求。起飛后17 s程序轉彎時滾動角變化正常，空中滾轉定向功能正常。

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)準確完成了一、二級發(fā)動機點火和關機、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，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的指標要求。

4 后續(xù)研究思考

4.1 二度故障重構率提高

目前，雙八表慣組對故障診斷方案的重構采用簡單模式，即慣組A、B的整體切換，一度故障模式下可100%重構；二度故障模式下，只有當故障出現在同一套捷聯中或兩慣組的斜表均故障時才能重構，重構率約60%。雖然系統(tǒng)實現簡單，但應對故障模式的重構率不高。后續(xù)可考慮采用復雜模式即采用慣組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率。

4.2 組合導航改進

目前卡爾曼濾波狀態(tài)僅對速度、位置進行修正，后續(xù)可考慮對姿態(tài)角偏差的觀測數據進行反饋控制，以實現對火箭飛行姿態(tài)的修正，降低對初始對準的精度要求。另外，可引入北斗導航信息，實現產品的三模工作模式，進一步提高產品的可靠性，同時開展產品冗余設計改進，減少Ⅰ、Ⅱ類單點數量。

4.3 雙捷聯主備份互換

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

4.4 大角度空中滾轉定向

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

4.5 十表慣組應用

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

十表慣組是在八表慣組的基礎上增加了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)通過重構仍能滿足任務需求。目前十表激光慣組已在國內上面級上獲得了成功應用，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，其他技術指標與激光慣組一致。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、經濟性和簡易性的要求，后續(xù)可考慮在型號中推廣應用。

5 結束語

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

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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”民用航天產品高可靠長壽命項目資助

談學軍(1964—)，男，研究員，長征二號丁運載火箭、遠征三號上面級總指揮，享受國務院政府特殊津貼，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