王磊,陳杏藩,劉承,舒曉武
(浙江大學(xué)a.光電科學(xué)與工程學(xué)院; b.光學(xué)慣性與傳感國防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室,浙江 杭州 310027)
運(yùn)動(dòng)載體中,導(dǎo)引頭的視線穩(wěn)定[1-2]是高精度追蹤的基礎(chǔ);載體的姿態(tài)、速度和位置信息的解算也同樣是高精度導(dǎo)航的前提。而對于高速旋轉(zhuǎn)載體,沿著橫滾方向的旋轉(zhuǎn),帶來了其他方向上的耦合,嚴(yán)重影響視線穩(wěn)定和姿態(tài)精度。
為了消除載體擾動(dòng)的影響,一般采用穩(wěn)定平臺來實(shí)現(xiàn)視線穩(wěn)定。隨著彈載對高精度、小型化的需求,捷聯(lián)式的穩(wěn)定平臺或回路逐漸成為研究的熱點(diǎn)[3]。但是,與平臺式相比,高速旋轉(zhuǎn)的捷聯(lián)系統(tǒng)對角速度傳感器的要求更加苛刻。旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈、火箭彈的旋轉(zhuǎn)速度高達(dá)1 500 r/min[4-6],常規(guī)陀螺儀無法同時(shí)滿足測量范圍和測量精度的要求。為了解決這一問題,許多學(xué)者采用了折中的方案。文獻(xiàn)[7],通過半捷聯(lián)模擬控制減旋電路設(shè)計(jì),在橫滾方向上不捷聯(lián),當(dāng)載體旋轉(zhuǎn)時(shí)內(nèi)框反方向運(yùn)動(dòng),從而降低對陀螺儀的動(dòng)態(tài)范圍的需求;文獻(xiàn)[8-9],則采用六加速度計(jì)配置方式,結(jié)合力學(xué)編排和解算,代替角速度陀螺儀,提高系統(tǒng)的抗過載能力。這些方案仍存在陀螺精度、系統(tǒng)復(fù)雜度和可靠性等問題。
針對高速旋轉(zhuǎn)載體視線穩(wěn)定和慣性導(dǎo)航的特點(diǎn),本文介紹了光纖陀螺的基本原理,在此基礎(chǔ)上提出大動(dòng)態(tài)光纖陀螺,并討論該型陀螺在系統(tǒng)中的應(yīng)用特點(diǎn)。該型陀螺具有測量范圍大、精度高、穩(wěn)定性好和系統(tǒng)配置簡單等特點(diǎn),大大提高了姿態(tài)測量精度、減小了系統(tǒng)的復(fù)雜度,為彈體高速自旋提供一個(gè)有效的檢測方案[10-12]。
光纖陀螺理論基礎(chǔ)為光學(xué)Sagnac效應(yīng)[13]:當(dāng)環(huán)形干涉儀在慣性空間轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí),干涉儀干涉回路中沿不同方向傳播的兩束光之間將附加產(chǎn)生一個(gè)正比于轉(zhuǎn)動(dòng)角速度的光相位差。通過檢測該相位差,可推算干涉儀所在系統(tǒng)相對慣性空間的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度大小。根據(jù)Sagnac原理光纖陀螺中轉(zhuǎn)動(dòng)角速度Ω和旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的光相位差ΔφR之間的關(guān)系式為
(1)
式中:λ為光波長;c為光在真空中傳播的速度;S為光纖環(huán)線圈等效面積矢量,方向?yàn)榈刃娣e的法線方向;Ω為輸入角速度矢量,點(diǎn)乘表示只有投影在等效面積方向的角速度分量才會(huì)在干涉儀中產(chǎn)生光相位差。
當(dāng)有角速度輸入時(shí),數(shù)字閉環(huán)光纖陀螺示意圖如圖1所示。通過相位調(diào)制器(MIOC)和時(shí)延差分調(diào)制施加一個(gè)與Sagnac相位差ΔφR大小相等、符號相反的附加相位差ΔφF,將相位差抵消,使陀螺工作在0工作點(diǎn)位置。
圖1 數(shù)字閉環(huán)光纖陀螺系統(tǒng)構(gòu)成示意圖Fig.1 Illustration of digital closed loop fiber gyroscope
(2)
由于2束光的干涉響應(yīng)和ΔφR成余弦關(guān)系,為保證兩者之間的單值對應(yīng)關(guān)系,一般取零點(diǎn)堆對稱的單值區(qū)間作為陀螺的最大測量范圍Ωπ,對應(yīng)為了[-π,+π]的相位區(qū)間,表示為
(3)
式中:L位光纖環(huán)中心光纖長度;D為徑光纖環(huán)的直徑。
陀螺的動(dòng)態(tài)范圍定義為陀螺最大探測相位差和最小相位差的比值對數(shù)值:
(4 )
典型的光相位靈敏度范圍為0.1~10 μrad,對應(yīng)系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)范圍在110~150 dB。
由式(4)可以看出,提升陀螺動(dòng)態(tài)范圍的有效手段是減小最小檢測相位差和擴(kuò)大最大探測相位差。前者受系統(tǒng)增益和檢測電路特性限制,可認(rèn)為是個(gè)常值,而本文采用了后種方案,重點(diǎn)解決增加探測的相位差帶來的非單值問題。利用不同級次各級條紋光強(qiáng)的差異性,解調(diào)出探測器的直流分量來判斷條紋級次;并結(jié)合四態(tài)方波調(diào)制實(shí)現(xiàn)在工作
點(diǎn)變化時(shí)對級次計(jì)數(shù),解算出閉環(huán)相位差,拓寬陀螺的動(dòng)態(tài)范圍。
改進(jìn)后的閉環(huán)表達(dá)式簡化為
ΔφR+ΔφF+2nπ≈0,
(5)
式中:n為陀螺工作的條紋級次,n=0,±1,±2,…。
從系統(tǒng)閉環(huán)控制角度,不論Sagnac相位差多大,只要能夠保證總相位差為0成立,都會(huì)被伺服控制在0附近,獲得相應(yīng)的旋轉(zhuǎn)角速度。只是當(dāng)相位差超出±π時(shí),工作0點(diǎn)在其他級次處。因此,大動(dòng)態(tài)光纖陀螺的技術(shù)實(shí)現(xiàn)可以歸為對條紋級次n的判斷和計(jì)數(shù)。圖2是陀螺跨條紋工作的示意圖,當(dāng)相位差超過π時(shí),陀螺的工作點(diǎn)移到更高一級條紋中。
圖2 陀螺跨條紋工作的示意圖Fig.2 Illustration of gyroscope working on multiple fringes
此時(shí),動(dòng)態(tài)范圍公式(4)也相應(yīng)變?yōu)?/p>
(6)
受光纖陀螺寬譜干涉對比度的限制,理論上條紋級數(shù)n可以取到40以上,最大可測量角速度超過40 000 (°)/s。
陀螺的主要指標(biāo)包括靜態(tài)精度(零偏穩(wěn)定性)和動(dòng)態(tài)性能(標(biāo)度因數(shù)誤差)。靜態(tài)性能的評估遵循國軍標(biāo)光纖陀螺測試方法,采用10 s平滑的方法,零偏穩(wěn)定性達(dá)到0.5 (°)/h,
應(yīng)用場合的大角速率特點(diǎn),對陀螺的動(dòng)態(tài)性能更加依賴。動(dòng)態(tài)性能主要由將陀螺數(shù)字量與物理量之間的比例關(guān)系——標(biāo)度因數(shù)特性和帶寬決定。標(biāo)度因數(shù)誤差包括非線性和標(biāo)度因數(shù)穩(wěn)定性。評估采用單軸高速率轉(zhuǎn)臺并結(jié)合高精度標(biāo)度因數(shù)測試系統(tǒng),可以實(shí)現(xiàn)高達(dá)24 000 (°)/s的測量范圍以及全速率范圍優(yōu)于5×10-6以下的測量精度。
結(jié)合圖3和圖4可以看出,該型光纖陀螺標(biāo)度因數(shù)全速率非線性度誤差小于1×10-5,可測量的速率達(dá)到21 600 (°)/s。另外,通過50 d的斷電重復(fù)性測試,標(biāo)度因數(shù)重復(fù)性為3.2×10-5(3σ),具有較好的穩(wěn)定性。
圖3 陀螺標(biāo)定曲線Fig.3 Calibration curve of gyro
圖4 50天重復(fù)性測試曲線Fig.4 Curve of scale factor repeatability of gyro
高性能大動(dòng)態(tài)陀螺的出現(xiàn),改變了傳統(tǒng)穩(wěn)定平臺和載體姿態(tài)解算的方法。比例導(dǎo)引制導(dǎo)導(dǎo)彈,需要測量彈體視線相對慣性空間的角速度,而導(dǎo)引頭本身與彈體固連受其旋轉(zhuǎn)耦合的影響,失去了獲取能力。與導(dǎo)引頭一起捷聯(lián)的大動(dòng)態(tài)光纖陀螺能夠?qū)楏w本身的視線速率或者角度精確地提供給導(dǎo)引頭,保證去耦精度[14-15]。
系統(tǒng)對導(dǎo)引頭角度耦合信息的解耦變得簡單,通過減去對光纖陀螺角速率積分得到的角度值即可,解耦示意圖見圖5。但是,與減旋結(jié)構(gòu)的絕對角度位置相比,采用光纖陀螺的純慣性旋轉(zhuǎn)解耦,仍會(huì)存在誤差積累的問題,也就是隨著工作時(shí)間的增加,解耦的效果會(huì)漸漸惡化,通過保證陀螺動(dòng)態(tài)精度和穩(wěn)定性,以及結(jié)合多傳感器數(shù)據(jù)融合能夠有效改善和提升系統(tǒng)精度。
圖5 捷聯(lián)陀螺解耦示意圖Fig.5 Illustration of decoupling with strap down gyroscope
對于高速旋轉(zhuǎn)載體中捷聯(lián)系統(tǒng)的陀螺儀精度和動(dòng)態(tài)范圍的需求,本文基于光纖陀螺,提出跨條紋工作實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)范圍的大幅提升,可以保證陀螺精度的基礎(chǔ)上,獲得大速率范圍。通過實(shí)驗(yàn)評估,驗(yàn)證了該型陀螺性能的優(yōu)越性。
[1] HILKERT J M.Inertially Stabilized Platform Technology Concepts and Principles[J].IEEE Control Systems,2008,28(1):26-46.
[2] KENNEDY P J,KENNEDY R L.Direct Versus Indirect Line of Sight (LOS) Stabilization[J].IEEE Transactions on Control Systems Technology,2003,11(1):3-15.
[3] 周瑞青,劉新華,史守峽,等.捷聯(lián)導(dǎo)引頭穩(wěn)定與跟蹤技術(shù)[M].北京:國防工業(yè)出版社,2010.
ZHOU Rui-qing,LIU Xin-hua,SHI Shou-xia,et al.Strap-Down Seeker Stabilization and Tracking Technology[M].Beijing:National Defense Industry Press,2010.
[4] 王晨,董景新,高宗耀,等.火箭彈大動(dòng)態(tài)單軸平臺慣導(dǎo)系統(tǒng)姿態(tài)算法[J].中國慣性技術(shù)學(xué)報(bào),2012,20(3):257-261.
WANG Chen,DONG Jing-xin,GAO Zong-yao,et al.Attitude Algorithm of High Dynamic Range Single-Axis Platform INS on Rocket Projectile[J].Journal of Chinese Inertial Technology,2012,20(3):257-261.
[5] 王志偉,秦俊奇,狄長春,等.火箭彈載慣導(dǎo)誤差分析[J].火力與指揮控制,2016,41(8):105-108.
WANG Zhi-wei,QIN Jun-qi,DI Chang-chun,et al.Rocket Carrier INS Error Analysis[J].Fire Control & Command Control,2016,41(8):105-108.
[6] 安亮亮,王良明.高旋火箭彈GPS/SINS組合測姿方法[J].彈道學(xué)報(bào),2016,28(1):39-44.
AN Liang-liang,WANG Liang-ming.GPS /SINS Attitude Measurement Method of High-Spin Rocket[J].Journal of Ballistics,2016,28(1):39-44.
[7] 祝敬德,李杰,張松,等.半捷聯(lián)模擬控制減旋電路設(shè)計(jì)[J].實(shí)驗(yàn)室研究與探索,2015,34(6):46-49.
ZHU Jing-de,LI Jie,ZHANG Song,et al. Semi-Strapdown Analog Control Circuit Design[J].Research and Exploration in Laboratory,2015,34(6):46-49.
[8] 李玎.基于磁傳感器組合的旋轉(zhuǎn)彈體姿態(tài)測試方法研究[D].南京:南京理工大學(xué),2009.
LI Ding.Study of Attitude Measurement on Spinning Projectile Based on Magnetic Sensors Unit[D].Nanjing:Nanjing University of Science & Technology,2009.
[9] 李成剛,謝志紅,尤晶晶,等.新型無陀螺捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)導(dǎo)航方案設(shè)計(jì)及建模[J].中國慣性技術(shù)學(xué)報(bào),2015(3):303-310.
LI Cheng-gang,XIE Zhi-hong,YOU Jing-jing,et al.Gyro-Free SINS Six-Axis Accelerometer Navigation Calculation Basic Inertial Navigation Equation Attitude Update[J].Journal of Chinese Inertial Technology,2015(3):303-310.
[10] MOSLEHI B,YAHALOM R,OBLEA L,et al.Low-Cost and Compact Fiber-Optic Gyroscope with Long-Term Atability[C]∥Aerospace Conference,2011 IEEE.IEEE,2011:1-9.
[11] CULSHAW B.Optical Fiber Sensor Technologies:Opportunities and Perhaps-Pitfalls[J].Journal of Lightwave Technology,2004,22(1):39-50.
[12] NAYAK J.Fiber-Optic Gyroscopes:From Design to Production[J].Applied Optics,2011,50(25):E152-E161.
[13] LEFEVRE H C.The Fiber-Optic Gyroscope[M].Boston:Artech House,2014.
[14] 郭濤,夏群利,祁載康,等.捷聯(lián)干涉儀導(dǎo)引頭旋轉(zhuǎn)彈體角運(yùn)動(dòng)解耦設(shè)計(jì)[J].現(xiàn)代防御技術(shù),2011,39(3):91-95.
GUO Tao,XIA Qun-li,QI Zai-kang,et al,Decoupling Design of Strapdown Interferometer Seeker with Rolling Body Angular Motion[J].Modern Defence Technology,2011,39(3):91-95.
[15] 孫高,趙桂軍,呂鑒倬,等.半捷聯(lián)滾仰導(dǎo)引頭視線角速度重構(gòu)提取技術(shù)[J].制導(dǎo)與引信,2015,36(2):10-13.
SUN Gao,ZHAO Gui-jun,Lü Jian-zhuo,et al.LOS Rate Extraction Technology of Semi-Strapdown Roll-Pitch Seeker[J].Guidance & Fuze,2015,36(2):10-13.