CN104898678A

CN104898678A - 一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法

Info

Publication number: CN104898678A
Application number: CN201510144980.7A
Authority: CN
Inventors: 叶松; 袁艳艳; 王晋麟; 程博
Original assignee: China Academy of Launch Vehicle Technology CALT; Beijing Aerospace Automatic Control Research Institute
Current assignee: China Academy of Launch Vehicle Technology CALT; Beijing Aerospace Automatic Control Research Institute
Priority date: 2015-03-30
Filing date: 2015-03-30
Publication date: 2015-09-09
Anticipated expiration: 2035-03-30
Also published as: CN104898678B

Abstract

本发明公开了一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，以根据卫星导航接收机测量的信息计算出的轨道参数为基准，分别与主惯组和从惯组计算的轨道参数进行做差比较，判断差值是否在一致性门限内，一致性门限设置为火箭入轨精度指标要求，从而判别主惯组或从惯组是否满足入轨精度要求，即判别是否发生故障，根据判别的结果，决定选用主惯组还是从惯组在剩下的飞行时间中参与飞行控制。本发明采用轨道参数进行故障诊断，将入轨精度引入冗余诊断的门限设计，可以直接反映火箭入轨精度的满足程度，使用满足精度要求的惯性器件进行飞行控制，整个冗余方法简单、明了、可靠，并能保证火箭准确入轨。

Description

一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法

技术领域

本发明涉及一种运载火箭控制系统的冗余诊断方法。

背景技术

控制系统是运载火箭的神经中枢，用于火箭飞行轨道和姿态控制，保证运载火箭稳定飞行，确保运载火箭将卫星准确送入预定轨道。因此，提高控制系统的可靠性，是提高火箭飞行可靠性的关键。

目前使用的冗余诊断方法均是利用视速度或速度等参数为故障诊断对象，并据此设计门限值，但是这些参数不能直接反映出入轨精度，因此在使用这些参数进行故障判别时，即便满足门限范围，但仍然不能保证火箭入轨精度满足总体任务要求，从而不满足冗余设计“保精度”的要求。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：提供了一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，不仅方便直观有效的进行故障识别，还能保证火箭的入轨精度。

本发明包括如下技术方案：

一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，在每个控制周期，所述冗余诊断方法包括如下步骤：

根据卫星导航接收机测量的速度和位置计算出对应的轨道参数gds，根据主惯组测量的速度和位置计算对应的轨道参数gdz，根据从惯组测量的速度和位置计算对应的轨道参数gdc；

将故障连续诊断周期次数C₁与次数门限值进行比较，当时，诊断出主惯组故障，当时，诊断出主惯组正常；将故障连续诊断周期次数C₂与次数门限值进行比较，当时，诊断出从惯组故障；当时，诊断出从惯组正常；

当主惯组故障并且从惯组正常时，用从惯组信息进行飞行控制；当主惯组正常并且从惯组故障时，用主惯组信息进行控制；当主从惯组均正常或者主从惯组均故障时，用主惯组信息进行飞行控制。

所述轨道参数gds为半长轴。

ε＝1km。

等于10。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

本发明以根据卫星导航接收机测量的信息计算出的轨道参数为基准，分别与主惯组和从惯组计算的轨道参数进行做差比较，判断差值是否在一致性门限内，一致性门限设置为火箭入轨精度指标要求，从而判别主惯组或从惯组是否满足入轨精度要求，即判别是否发生故障，根据判别的结果，决定选用主惯组还是从惯组在剩下的飞行时间中参与飞行控制。本发明采用轨道参数进行故障诊断，将入轨精度引入冗余诊断的门限设计，可以直接反映火箭入轨精度的满足程度，使用满足精度要求的惯性器件进行飞行控制，整个冗余方法简单、明了、可靠，并能保证火箭准确入轨。

附图说明

图1为惯组及相应的坐标系示意图；

图2为本发明冗余诊断方法流程图。

具体实施方式

下面就结合附图对本发明做进一步介绍。

运载火箭控制系统由卫星导航接收机、主惯组和从惯组构成三冗余系统。每台惯组中含有三个陀螺和三个加速度计，如图1所示，其中：

O-XYZ为发射点惯性坐标系，其中OX指向射向，OY为发射点重力反方向，OZ按右手坐标法则定义；

O-X1Y1Z1为箭体坐标系，其中OX1为纵轴，OY1为法向轴，OZ1为横向轴；

O-XsYsZs为惯组坐标系。

Gx、Gy、Gz为三个陀螺，三个陀螺成正交安置，测量轴正向为箭头所指方向；

Ax、Ay、Az为三个加速度计，加速度计Ax、Ay、Az成正交安置，分别沿OXs、OYs、OZs轴方向安装，测量轴正向为箭头所指方向。

如图2所述，在每个控制周期，本发明的运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，包括如下步骤：

将故障连续诊断周期次数C₁与次数门限值进行比较，当时，诊断出主惯组故障，令主惯组故障标志r_ZSO＝1，当时，诊断出主惯组正常，令r_ZSO＝0；将故障连续诊断周期次数C₂与次数门限值进行比较，当时，诊断出从惯组故障，令从惯组故障标志r_CSO＝1；当时，诊断出从惯组正常，令r_CSO＝0；

根据主惯组故障标志r_ZSO和从惯组故障标志r_CSO确定参与飞行控制的惯组；当r_ZSO＝1并且r_CSO＝0时，用从惯组信息进行飞行控制；当r_ZSO＝0并且r_CSO＝1时，用主惯组信息进行控制；当r_ZSO＝r_CSO时，用主惯组信息进行飞行控制。

所述轨道参数可以包括半长轴、近地点高度、轨道倾角、升交点精度、偏心率、近地点幅角等等。

实施例

本实施例以半长轴为例，针对本方法进行说明。

半长轴计算公式如下：

a = \frac{3.986005 \times 10^{14} \sqrt{r_{x}^{2} + r_{y}^{2} + r_{z}^{2}}}{7.972010 \times 10^{14} - \sqrt{r_{x}^{2} + r_{y}^{2} + r_{z}^{2}} \cdot (V_{x}^{2} + V_{y}^{2} + V_{z}^{2})}

V_x、V_y、V_z分别为火箭在发射点惯性坐标系中的X、Y、Z方向的速度；

r_x、r_y、r_z分别为火箭在发射点惯性坐标系中的X、Y、Z方向的位置。

诊断方法如下：

k_{1} = \{\begin{matrix} 0 & | az - as | \leq ϵ \\ 1 & | az - as | > ϵ \end{matrix}

k_{2} = \{\begin{matrix} 0 & | ac - as | \leq ϵ \\ 1 & | ac - as | > ϵ \end{matrix}

C_{1} = \{\begin{matrix} 0 & k_{1} = 0 \\ C_{1} + 1 & k_{1} = 1 \end{matrix}

r_{ZSO} = \{\begin{matrix} 0 & C_{1} \leq C_{ZCSO}^{0} \\ 1 & C_{1} > C_{ZCSO}^{0} \end{matrix}

C_{2} = \{\begin{matrix} 0 & k_{2} = 0 \\ C_{2} + 1 & k_{2} = 1 \end{matrix}

r_{CSO} = \{\begin{matrix} 0 & C_{2} \leq C_{ZCSO}^{0} \\ 1 & C_{2} > C_{ZCSO}^{0} \end{matrix}

其中：

az为主惯组计算的半长轴；

ac为从惯组计算的半长轴；

as为卫星导航接收机计算的半长轴；

ε为惯性卫星导航半长轴差门限；其值使用入轨精度指标的数值，即ε＝1km；

C₁、C₂为惯性卫星半长轴故障连续诊断周期次数；

为惯性卫星导航故障连续诊断周期次数门限值，其值为10；

k₁、k₂、r_ZS0、r_CS0为逻辑变量。

当主惯组发生故障时，置标志r_ZS0＝1，否则为0；当从惯组发生故障时，置标志r_CS0＝1，否则为0。根据故障检测结果对m_c进行赋值，具体方法如下：

根据获得的m_c值进行决策：

当m_c＝1：用从惯组信息进行控制；

m_c＝0：用主惯组信息进行控制；

m_c＝-1：用主惯组信息进行控制。

对于三级运载火箭，本发明方法可以从三级飞行段开始使用；对于两级火箭而言，本发明方法可以从二级飞行段开始使用。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims

1.一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，在每个控制周期，所述冗余诊断方法包括如下步骤：

2.如权利要求1所述的运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，其特征在于：所述轨道参数gds为半长轴。

3.如权利要求2所述的运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，其特征在于：ε＝1km。

4.如权利要求1所述的运载火箭飞行控制的冗余诊断方法，其特征在于：等于10。