箭载冗余捷联惯导系统

第1章 绪论 　　1.1 箭载冗余捷联惯导介绍 　　随着科学技术的发展，自动化水平日益提高。对于复杂的大系统，可靠性、可维修性和有效性显得越来越重要。特别是航天等领域，由于其特定的工作环境，原则上只许成功，不许失败，对系统的安全性、可靠性和有效性提出了极高的要求。例如，当运载火箭执行发射任务时，若导航系统出现故障，将会导致整个任务失败。为了降低故障的发生概率，提高系统的可靠性，同时保证系统的精度，逐步发展了冗余技术。冗余是指在一个系统中增加额外设备或部件，当一个或多个关键设备或部件出现故障时，能自动监测与诊断故障，并采取切换或重构等相应措施维持系统的规定功能。航天领域存在多种冗余系统，本书主要介绍运载火箭冗余捷联惯性导航系统。 　　1.1.1 冗余捷联惯导的重要性 　　捷联惯性导航系统是利用安装在飞行器内部的惯性传感器(陀螺仪和加速度计)测量载体相对惯性空间的角速度和加速度等惯性信息的自主导航系统。惯性导航系统不依赖任何外部信息、设施和基准，可以在任意条件的介质及环境中实现导航，且不向外部辐射能量，具有很强的抗干扰能力和良好的隐蔽性；可以提供完备、连续和高数据更新率的导航信息。惯性导航设备在航空、航天和航海领域扮演着不可替代的重要角色。惯性传感器的可靠性决定惯性导航系统的可靠性。随着捷联惯组技术的发展，惯性传感器的体积功耗降低、精度可靠性提升，航天任务越来越重视捷联惯组的应用。 　　对于要求高可靠性的航天活动，若导航系统出现故障，则可能会导致整个任务失败。部分导航系统故障导致发射失败的事件如表1-1所示。因此，提高导航系统可靠性，是提高运载火箭可靠性的重要途径。 　　表1-1 部分导航系统故障导致发射失败的事件 　　提高捷联惯导系统可靠性的方法有两种：一种是避错法；另一种是容错法。避错法也称故障预防法，通过采用可靠的设计方法，简化系统结构，选择经过老化筛选的元器件与结构材料，进行大量的地面检测与试验，预防故障发生，从而提高可靠性。但是元器件质量、制造工艺和装配工艺水平在一定时期内只能达到一定程度，超过这个水平会导致成本激增，甚至有时不能达到要求的水平。因此，避错法不能完全消除故障因素。鉴于上述避错法的缺陷，运载火箭在采用避错法的同时，也采用容错法来提高导航系统的可靠性。冗余设计是实现容错目的的主要方法，通过采用冗余技术提高导航系统的可靠性。 　　1.1.2 国内外冗余捷联惯组现状 　　1. 国内冗余捷联惯组现状 　　二十世纪五六十年代以来，由我国自主研制的车辆、卫星、飞机、导弹、舰艇等所采用的惯性元器件已经投入使用并得到不断推广。从*早的机械式自由陀螺仪到闭环式的平台系统、捷联系统和惯性组合系统；从气浮陀螺仪、液浮陀螺仪和静压液浮陀螺仪发展到激光陀螺仪、光纤陀螺仪和微机电陀螺仪等，体积越来越小，性能越来越好，应用范围也越来越广泛。我国已基本具备了研制生产低精度(1.0°/h以下)、中精度(0.1°/h左右)、高精度(0.001°/h左右)的惯性元件和系统的能力与条件，对海陆空天目标的精确打击程度越来越高。值得一提的是，新型洲际导弹的成功发射，以及载人航天工程的圆满成功，都标志着我国惯性导航技术已达到较高的水平。但由于惯性技术难度较大，研制周期较长，成本较高，其目前主要应用于我国海陆空天的各种武器系统和航天器上。 　　在冗余捷联惯组的发展浪潮中，我国航天人在积极探索，并取得了可观的成就，长征系列运载火箭是一个典型的代表。我国长征二号F运载火箭(CZ-2F)采用了典型的双稳定回路冗余测试技术，大大提高了其火箭系统的容错性，使得火箭控制系统的可靠性在原有长征二号捆绑运载火箭的基础上提高了一个数量级，*终于1999年11月20日首飞成功。随后为了克服惯性器件故障对控制系统的巨大影响，长征二号F运载火箭在两次成功飞行之后，对惯性器件的冗余方案进行了改进，将原有的双稳定回路三轴平台改为“平台+速率捷联惯组”主从冗余设计，进一步提高了导航系统的可靠性，并完成了从神舟三号到神舟七号的发射。 　　目前，我国的长征二号、长征三号甲系列火箭，长征五/六/七系列运载火箭导航系统已经采用了多套六表惯组、双七表惯组和双八表惯组等多种形式的冗余设计。国内目前已经成功研制并应用了各种余度的冗余捷联惯组系统。 　　2. 国外冗余捷联惯组现状 　　德国科学家在第二次世界大战后期**次选用简单的捷联惯导系统作为近程弹道导弹V2火箭自主式制导系统。战争结束后，美国和苏联在冷战时期迅速发展捷联惯导系统在军事武器上的应用。惯性技术在各种战术导弹、航空、航天、航海等军事领域不断发展与完善，迎来了发展的高峰期。平台式惯导系统是*早重点发展起来的一种惯导系统，随之一起发展的惯性器件主要以气浮、液浮和静电悬浮支撑为基础。同时，现代控制理论、计算机技术和电子技术的蓬勃发展都为捷联惯导系统的迅速发展创造了良好的环境与条件。 　　虽然美国对光学敏感元件的研究已相对成熟，但是由于敏感元件本身可靠性较低(相对于惯导系统中的其他元部件)，无法满足现代飞行器对导航控制系统越来越高的可靠性和精度的要求。因此，为了提高导航系统的可靠性，国外很多运载器的导航设备采用了冗余技术。例如，美国大力神二号运载火箭作为“双子星座”载人飞船运载器时，在原惯性制导系统的基础上增加了一套无线电制导系统；美国土星-Ⅴ运载火箭在作为“阿波罗”探月舱的运载器时，采用以惯性平台为主系统，捷联惯组为备份的主从系统；苏联东方号运载火箭、联盟号飞船均采用两套系统冗余，一套是平台，另一套是简易的捷联系统；欧洲航天局阿里安5运载火箭采用了两套激光陀螺捷联惯组[6]；波音777飞机的容错大气数据参考系统采用了六个对称斜置安装的GG1320激光陀螺仪，使得系统的容错能力相当于同时使用三套独立系统的容错能力，大大提高了系统的故障检测、诊断、隔离和重构性能，使得导航系统具有容错能力。 　　1.2 国内外运载火箭冗余方案 　　1.2.1 宇宙神5运载火箭冗余方案 　　宇宙神火箭和半人马座上面级配合使用，飞行控制系统由通用芯级和上面级电气系统组成，二者之间通过1553B总线传送信息。该系统执行通用芯级和上面级两个飞行段的全部姿态控制、制导和导航的计算。 　　通用芯级控制系统主要包括：助推级控制单元、火工品控制组合、自毁装置、冗余速率陀螺、各种传感器、数字量遥测组合和数据单元等。供电采用了双冗余的设计，设备供电、火工品供电和安全自毁系统供电均配有独立的电池。 　　上面级控制系统主要包括：容错惯性导航装置、双通道控制单元、火工品控制组合、数据单元、TDRSS发射机、数字量遥测组合、电子控制单元、电池、推力矢量控制作动器和上面级1553B总线等。宇宙神5运载火箭电气系统组成框图如图1-1所示[7]。 　　为了提高运载火箭的可靠性，控制系统采用了许多冗余容错设计。其中，容错惯性导航装置由冗余的惯性测量系统(inertial measurement system，IMS)和双通路飞行控制系统(flight control system，FCS)组成，可以提供冗余的惯性测量信息；双冗余的FCS按主从热备份的方式工作，主份FCS完成控制功能，备份FCS用于监测数据并在故障情况下进行切换[8]。霍尼韦尔的惯性测量功能由惯性导航单元和速率陀螺单元共同执行，并提供给计算机处理惯性测量装置和飞行软件系统的能力。为了发射载人飞船，宇宙神5运载火箭由集成的单容错惯性导航控制组件(inertial navigation control assembly，INCA)和飞行控制组件提供主要制导与控制。此外，通用芯级和上面级均采用冗余电池方案，两套火工品控制装置和两套专用火工品电池实现了冗余设计。 　　宇宙神5运载火箭采用的冗余惯组方案是容错惯性导航单元(fault tolerant inertial navigation unit，FTINU)，FTINU传感器模块如图1-2所示，它是一种具有代表性的冗余方案。FTINU于2001年开始工作，以容错单元取代非冗余导航和计算设备，从而提高宇宙神运载火箭的任务可靠性。2006年首次试飞的美国宇航局的战神I-X(Ares I-X)火箭也使用了FTINU冗余方案。FTINU由霍尼韦尔公司研制，包括五个测量角速度的环形激光陀螺和五个测量加速度的QA3000单轴加速度计，角速率信息由速率陀螺组件(rate gyro assembly，RGA)提供，RGA传感器模块如图1-3所示。 　　图1-1 宇宙神5运载火箭电气系统组成框图 　　图1-2 FTINU传感器模块[9] 　　图1-3 RGA传感器模块[9] 　　1.2.2 德尔塔4运载火箭冗余方案 　　德尔塔4(Delta Ⅳ)运载火箭采用一套冗余惯性飞行控制组件(redundant inertial flight control assembly， RIFCA)，RIFCA是一种典型的冗余方案，RIFCA系统和RIFCA传感器模块如图1-4和图1-5所示，RIFCA冗余结构图如图1-6所示，性能指标如表1-2所示。RIFCA是一种实用的、具有成本效益的、完全容错的惯性系统。RIFCA测量航天器惯性角速率和线性加速度，并提供导航、飞行控制和任务序列数据的计算处理。RIFCA由惯性传感器组件(inertial sensor assembly， ISA)和相应的惯性处理电路(inertial processing electronics， IPE)两部分组成，其中惯性传感器组件包含6个激光陀螺仪和6个加速度计，组成了两套独立的正交测量系，两套测量系之间斜置安装，可获得冗余的惯性测量信息。IPE采用三冗余设计，形成三路控制通道，每路均含有计算机处理系统(采用1750A标准的处理器)，并各自采集两个陀螺仪和两个加速度计的信息，其中每个激光陀螺仪有一个独立的高压电源。三个通道之间通过双口随机存取存储器(random access memory， RAM)交换测量信息并对输出信号进行表决。通道1和通道2提供两路1553B总线(每路均含有A通路、B通路)，用于与火箭和有效载荷的设备通信；通道3被称为中心通道，采用RS422通信接口与地面通信，用于飞行软件的装订以及通过双口RAM向另两个通道的计算机转发信号。两路28V的电源除分别为通道1和通道2供电外，也同时为通道3供电[9]。 　　图1-4 RIFCA系统[10] 　　图1-5 RIFCA传感器模块[10]