CN107449420B - 一种星箭一体化惯性姿态敏感器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种星箭一体化惯性姿态敏感器，所述敏感器包括安装在同一本体上的X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪、X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计，以及信号处理电路和计算机系统；所述敏感器还包括一个S光纤陀螺仪，该S光纤陀螺仪斜向安装在本体上，与X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪呈一定角度，用于实现运载火箭和空间飞行器敏感器通用一体化。本发明技术方案的敏感器，既可以满足空间飞行器的高精度测量(S光纤陀螺仪)，也可以进行运载火箭所需的大范围测量(X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪)，且S光纤陀螺仪与X轴、Y轴、Z光纤陀螺仪互为冗余，提高了敏感器在空间飞行器在轨飞行阶段的稳定性。

Description

一种星箭一体化惯性姿态敏感器

技术领域

本发明属于航天惯性技术领域，更具体地，涉及一种星箭一体化惯性姿态敏感器。

背景技术

惯性姿态敏感器(简称IAS)是卫星、空间站、太空望远镜、深空探测器、空间机器人等各类空间飞行器的姿态、角速度敏感装置。IAS以陀螺为核心器件，辅助配套有加速度计用于敏感载体机动时的加速度、速度、位移变化信息。IAS上还会加装光学校准装置、其他传感器接口电路、分系统信息融合计算机、数据输出接口和遥测接口等，用以和星敏感器、太阳敏感器、地球红外地平仪、紫外敏感器、磁强计等传感器进行信息融合，同时也是为了安装、校准的便利。实践中，3个以上敏感轴的IAS也是高性能三轴姿态稳定航天器的标准化配置装置，在与其它敏感器进行组合导航时，也是作为公共参考系统应用的。由于IAS以陀螺、加速度计等为传感器表头，其在构成上与运载火箭的惯导系统(简称INS)有很多相似之处。运载火箭一般用于发射各类空间飞行器，它的INS一般是由相互垂直的3只陀螺、3只加速度计作为传感器表头，辅助以光学瞄准镜、信号电路、导航计算机等。

虽然从构成形式上看，IAS与运载火箭的INS在传感器表头、附属电路等方面非常相似；但在具体的技术参数方面，二者有存在非常大的差异。具体来说，高精度卫星IAS的角速度测量范围很小，一般在2°/s范围内；但在角速度分辨率方面要求很高，且对陀螺死区、长期零偏稳定性、随机游走系数、噪声的要求也远远高于运载火箭的INS，综合应用精度往往优于0.01°/h。运载火箭则要求INS对角速度测量范围很宽，至少要超过±80°/s，由于其飞行时间短、角速度变化大、工况环境恶劣、地面有辅助航向角系统等原因，INS首先是提高环境应的可靠性，对极低角速度、长时间工作环境不做特殊处理；因此，直接应用于卫星时的表现精度往往只有0.1°/h左右的水平。根据阶段的不同，敏感器的测量需求也有差异。运载火箭升空时，敏感器的角速度测量需求范围较大，对测量精度要求较低；空间飞行器在轨飞行时，敏感器的角速度测量需求范围很小，但是对测量精度要求很高。这就导致现有技术中，运载火箭和空间飞行器的敏感器一般都是单独设置，各自发挥作用。虽然这种方法一定程度上能够解决两者测量需求不同的问题，但是不同的敏感器测量基准不同，其测量结果一定程度上不能共用。此外，由于运载火箭和空间飞行器的敏感器不能共用，那么为了保证两者的测量任务顺利进行，需要分别搭载敏感器，即运载火箭和空间飞行器的冗余重量加大，影响卫星有效载荷，相应的卫星质量就需要减小，也就是对卫星设备提出了更高的技术要求。

受工程技术的制约，目前的陀螺难以同时兼顾IAS和运载火箭INS的技术要求。因此，市场主流的IAS与运载火箭INS仍以各自独立配套为主要形式。现有技术中，CN201410393596.6一种与运载火箭类似的弹载捷联惯导系统和传递对准方法，其对卫星等空间飞行器无效；CN201310648777.4所公开的适用于微小卫星的小型化液浮惯性姿态敏感器，针对的是卫星类空间飞行器的专项需求，不适用于运载火箭的需求；CN201110319163.2公开的是一种由敏感器子系统、通信控制子系统、姿态/轨道解算与信息融合子系统组成的装置，是一种空间飞行器专用装置，并不适用于运载火箭的需求。除此之外，CN201310741033.7公开了一种高可靠冗余型四轴光纤陀螺仪惯测装置，特别用于航天器导航、制导与控制，该冗余惯性测量装置包括三轴正交一轴斜置的本体结构，在轨使用时，当其中任意不多于一个轴或一个通道发生故障时，依然能够提供三轴姿态角速度，实现冗余配置，保证航天器功能正常，但是这种结构设置是为了保障航天器运行的可靠性，不具备兼顾空间飞行器与运载火箭的特点；CN201410344232.9所公开的一种三轴惯性稳定平台及其自定位定向的控制方法，其主要特点在于将惯性技术应用于航空遥感技术领域；CN201410344232.9公开了一种用于运载火箭的捷联惯性导航系统，其主要是通过惯性导航系统冗余解决运载火箭控制系统高可靠的要求，解决运载火箭可靠性、运载能力、经济成本、测试复杂度等之间的矛盾；CN201410106004.8所公开的一种在轨飞行器自主导航系统，则是采用捷联惯性组合导航，解决飞行器中低、高地球轨道变化时的在轨服务、多星部署自主导航问题。除了上述专利技术，在故障诊断方面，在CN201210409207.5公开的一种在五个陀螺仪配置下的一致性故障诊断方法的技术方案中，五个陀螺仪包括三个正交安装的陀螺仪和两个斜置的陀螺仪，并安装在一个本体结构内，这种故障诊断方法既能够降低成本，又不损失导航精度和可靠性，并且能够提供无故障的角速度增量以用于导航计算。可以看出，上述技术方案虽然在一定程度上可以解决空间飞行器或是运载火箭在惯性姿态敏感器上的部分问题，但是仍然无法解决二者所需要的惯性姿态敏感器需要分别单独配置，无法相互兼容的问题。

发明内容

针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种星箭一体化惯性姿态敏感器，其目的在于提供一种兼顾运载火箭和空间飞行器角速度测量需求的敏感器，由此解决现有技术中运载火箭和空间飞行器的敏感器不兼容的技术问题。

为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种星箭一体化惯性姿态敏感器，包括，

X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪和Z光纤陀螺仪，所述X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪相互正交，分别用于获得不同方向上的角速度信号数据；

X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计，所述X轴加速计的敏感轴与X光纤陀螺仪平行、Y轴加速计的敏感轴与Y光纤陀螺仪平行、Z轴加速计的敏感轴与Z光纤陀螺仪平行，分别用于获得不同方向上的加速度信号数据；

计算机系统，所述计算机系统分别与X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪、X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计相连接，用于采集、处理所述角速度信号数据和/或加速度信号数据，发送、接收相关信号指令和数据；

信号处理电路，所述信号处理电路位于所述X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计与所述计算机系统之间，用于将X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计获得的加速度信号转化为数字量并传递给计算机系统；

所述X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪、X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计安装在同一本体上；

其特征在于，所述敏感器还包括一个S光纤陀螺仪，该S光纤陀螺仪斜向安装在本体上，与X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪分别呈一定角度，其在升空阶段处于待命状态，与X轴光纤陀螺仪、Y轴光纤陀螺仪、Z轴光纤陀螺仪互为冗余，在在轨飞行阶段进行角速度的精确测量，获取在轨飞行阶段S光纤陀螺仪所在方向上的精确角速度，从而实现实现运载火箭和空间飞行器敏感器通用一体化。

本发明技术方案的敏感器中，包含有X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪和S光纤陀螺仪。其中，X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪和Z光纤陀螺仪正交安装在本体上，X轴加速计的敏感轴与X光纤陀螺仪平行、Y轴加速计的敏感轴与Y光纤陀螺仪平行、Z轴加速计的敏感轴与Z光纤陀螺仪平行。X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪主要执行运载火箭升空阶段的不同方向上的角速度测量任务，X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计主要用于执行不同方向上的加速度测量任务。在此阶段中，角速度的测量范围较大，测量精度要求较低，S光纤陀螺仪处于待命状态，且与X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪形成冗余配置关系，提高了敏感器的工作稳定性。在空间飞行器进入轨道之前，S光纤陀螺仪以使用空间飞行器在轨任务为主。空间飞行器在轨执行任务期间，S光纤陀螺仪负责定位精度要求较高区域的测姿任务，此时其与另外3个轴向上的光纤陀螺仪、加速度计是相互辅助和补充关系；在轨不执行高精度任务或其它状态时，S光纤陀螺仪与另外3只光纤陀螺仪之间形成冗余配置关系。

相应的，本发明技术方案中的敏感器，还配置有计算机系统和信号处理电路。计算机系统包括运载火箭计算机系统和空间飞行器计算机系统，其主要用于对敏感器测量得到的角速度信号和加速度信号数据进行收集、分析和处理，发送或者接收信号指令与数据等。这些信号指令可以是计算机系统自身根据敏感器获得的角速度和加速度信号分析所发出，也可以是接收其他计算机系统的信号指令。各光纤陀螺仪将敏感得到的角速度数据传送给计算机系统，各加速度计将敏感得到的加速度信号经信号处理电路转换成数字量后传送给计算机系统。对于加速度信号而言，计算机系统并不识别信号本身，而是需要通过信号处理电路，将其转化为计算机系统可以识别的形式。

作为本发明技术方案的一个优选，敏感器的工作模式为：

上式中，所述ω_x1、ω_y1、ω_z1、ω_s1为所述敏感器的X轴、Y轴、Z轴、S轴方向上的角速度值；H为角速度转换矩阵；f_(ω)为角速度函数；ω_x、ω_y、ω_z为敏感器的输出值；

其中，当ω_x、ω_y、ω_z的数值小于设定值时，敏感器的输出值会切换为ω_s1的输出分量。

为了进一步配合实现运载火箭和空间飞行器的敏感器兼容性需求，本发明技术方案中，对敏感器的工作模式进行了设置。在该工作模式下，敏感器可以根据情况切换角速度分量的输出值，具体来说，一般情况下敏感器的输出值为经过角速度函数转化后的X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪测量值，但是在X轴、Y轴、Z轴输出分量小于一定值的时候，敏感器的输出值显示为S光纤陀螺仪测量的角速度值。

上述工作模式配合本发明技术方案中的敏感器，运载火箭升空时X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪执行升空任务，S光纤陀螺仪处于待命状态，此时敏感器输出分量为ω_x、ω_y和ω_z；空间飞行器在轨飞行时，测量任务以S光纤陀螺仪为主，此时X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪的输出分量较小，敏感器只输出S光纤陀螺仪的测量值。上述工作模式中的设定值即根据在轨飞行时X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪的输出值确定。

作为本发明技术方案的一个优选，敏感器还包括光学校准装置，所述光学校准装置用于向空间飞行器和运载火箭传递光学基准。

本发明技术方案中的敏感器，可以兼顾运载火箭和空间飞行器的角速度测量需求，其在安装的时候对于安装角度的误差具有较高的要求。现有技术中的运载火箭和空间飞行器的敏感器是分别校准的，其测量基准不同。因此本发明技术方案的敏感器中，还包括光学校准装置，其为空间飞行器和运载火箭提供了统一的光学基准。该光学校准装置便于光学直线瞄准，同时又是本体标定用来消除安装误差角的基准；此外，还是空间飞行器和运载火箭的其它传感器安装误差角的校正基准。

作为本发明技术方案的一个优选，X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪、S光纤陀螺仪，X轴加速计、Y轴加速计、Z轴加速计以捷联惯组的方式固定在本体上。

作为本发明技术方案的一个优选，加速度计为石英加速度计。

在航空航天领域，捷联惯导系统是一种无框架系统，其由若干个光纤陀螺仪、三个线加速度计和计算机系统组成。本发明技术方案中，陀螺仪和加速度计采用捷联惯组的方式直接固连在运载体上。陀螺和加速度计分别用来测量运载体的角速度和加速度，计算机系统根据这些测量信息解算出运载体的航向、姿态、速度和位置。捷联惯导系统由于省去了复杂的机电平台，结构简单、体积小、重量轻、成本低、维护简单、可靠性高、还可以通过冗余技术提高其容错能力。

作为本发明技术方案的一个优选，敏感器的X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪的角速度测量范围在-80°/s～80°/s之间，对应的陀螺死区为0.02°/h～0.4°/h。

作为本发明技术方案的一个优选，S光纤陀螺仪的角速度测量范围在-2°/s～2°/s。

作为本发明技术方案的一个优选，敏感器的X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪的加速度测量范围在-20g～20g之间。

本发明技术方案中，S轴光纤陀螺仪是1支斜向安装的陀螺，斜向安装的方向根据空间飞行器具体的任务需求确定，同时又能达到与X轴光纤陀螺仪、Y轴光纤陀螺仪、Z轴光纤陀螺仪信号互补的目的。

X轴光纤陀螺仪、Y轴光纤陀螺仪、Z轴光纤陀螺仪以适应运载火箭的发射要求为主，角速度测量范围必须上限超过80°/s，下限超过-80°/s，对应的陀螺死区在0.02°/h～0.4°/h之间；X轴加速度计、Y轴加速度计、Z轴加速度计也以适应运载火箭的发射要求为主，加速度测量范围必须上限超过20g，下限超过-20g；S轴光纤陀螺仪以适应空间飞行器在轨任务为主，角速度测量范围在-2°/s～2°/s以内，分辨率、阈值、量化噪声、随机游走系数、零偏不稳定性、速率随机游走、速率斜坡各项噪声和误差相关的参数要降低10倍以上。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：

(1)本发明技术方案的星箭一体化惯性姿态敏感器，其通过在3轴正交运载火箭敏感器的基础上加装一个测量精度更高的斜交S轴陀螺仪，从而实现兼顾运载火箭和空间飞行器的测量需求，使得运载火箭和空间飞行器可以共同使用一个敏感器；从而大大提高了运载火箭与空间飞行器之间的配合程度，节约了一定成本；其既可以满足空间飞行器的高精度测量(S光纤陀螺仪)，也可以进行运载火箭所需的大范围测量(X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪)，且S光纤陀螺仪与X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪互为冗余，提高了敏感器在运载火箭阶段和空间飞行器阶段的稳定性和可靠性；

(2)本发明技术方案的星箭一体化惯性姿态敏感器，针对不同阶段的敏感器测量需求，本发明技术方案中还设置了敏感器的工作模式，在该工作模式下，敏感器可以选择输出X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪的测量结果或者是输出S光纤陀螺仪的测量结果；其与敏感器在运载火箭升空阶段和空间飞行器在轨飞行阶段的测量需求相对应，可以配合本发明技术方案的敏感器更好地实现升空阶段和在轨飞行阶段的测量任务；

(3)本发明技术方案的星箭一体化惯性姿态敏感器，其上设有光学校准装置为运载火箭和空间飞行器提供统一的光学基准，该光学校准装置易于进行光学直线瞄准，是本体标定用来消除安装误差角的校正基准，也是空间飞行器的其它传感器安装误差角的校正基准；通过该光学校准装置可以实现运载火箭与空间飞行器测量设备统一测量基准；

(4)本发明技术方案的星箭一体化惯性姿态敏感器，X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪和S光纤陀螺仪，以及X轴加速计、Y轴加速计、Z轴加速计，是采用捷联惯组的方式固定在本体上的，这种组装方式省去了复杂的机电平台，结构简单、体积小、重量轻、成本低、维护简单、可靠性高、还可以通过冗余技术提高其容错能力。。

附图说明

图1是本发明技术方案的星箭一体化惯性姿态敏感器实施例的四轴惯性姿态敏感器的空间布局示意图；

图2是本发明技术方案的星箭一体化惯性姿态敏感器实施例的四轴惯性姿态敏感器的组成结构图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

空间发射与飞行任务确定后，根据功能要求确定空间飞行器对哪个方位上的连续角度、角速度等参数的测量要求较高，而后确定斜装的S轴光纤陀螺仪的安装方位。例如，飞行任务对第二卦限区域的测量精度要求高，可将S轴光纤陀螺仪的安装方位确定在第二卦限，如图1所示；类似的，也可以安装到其它卦限内，本发明技术方案的实施例中不对其作出具体的限制。S轴光纤陀螺仪是为空间飞行器在轨飞行时提供测量参数的；在运载火箭的地面自对准、发射飞行阶段，S轴光纤陀螺仪不工作，也就避免了在相关阶段对运载火箭的影响。

X轴、Y轴、Z轴方向上的3只光纤陀螺仪、3只加速度计的轴向按运载火箭的发射和工作要求配置、安装、标定、测试，本发明技术方案的实施例中，X轴、Y轴、Z轴方向上的3只光纤陀螺仪优选正交安装在本体支架上，其位置关系的布置优选符合右手定则，并与运载火箭的坐标系设置相匹配。在满足运载火箭发射要求的情况下，本发明技术方案实施例中的敏感器减少了测量范围的余量，提升了与空间飞行器在轨任务相关的参数精度。例如，运载火箭发射飞行过程中的最大角速度为40°/s,光纤陀螺仪的测量范围达到±60°/s即可，极端情况下不超过±80°/s；运载火箭发射飞行过程中的最大过载为10g，加速度计的测量范围达到±20g即可，最大不要超过±30g。

如图2所示，本发明提供的四轴惯性姿态敏感器分为与运载火箭共用部分和空间飞行器单独使用的S轴光纤陀螺仪。与运载火箭共用部分包括3只在空间上相互垂直的光纤陀螺仪、3只在空间上相互垂直的石英加速度计、3路I/F信号处理电路、光学校准装置、运载火箭计算机系统；按敏感轴对应的空间方向，将光纤陀螺仪和加速度计分为X轴光纤陀螺仪、Y轴光纤陀螺仪、Z轴光纤陀螺仪，X轴加速度计、Y轴加速度计、Z轴加速度计，X轴光纤陀螺仪与X轴加速度计的敏感轴平行，Y轴光纤陀螺仪与Y轴加速度计的敏感轴平行，Z轴光纤陀螺仪与Z轴加速度计的敏感轴平行；X轴、Y轴、Z轴在顺序上符合右手定则，且安装时与运载火箭的体坐标系一致。该设备中的4只光纤陀螺仪、3只的加速度计以及光学校准装置以捷联惯组的方式固定在同一个结构体上，该结构体称为本体。

运行时，各光纤陀螺仪将敏感得到的角速度数据传送给运载火箭计算机系统，各加速度计将敏感得到的加速度信号经I/F信号处理电路转换成数字量后传送给运载火箭计算机系统。光学校准装置可以将光学基准传递给空间飞行器的其它敏感器，也可以向运载火箭计算机系统传输光学基准和数字信号。

运载火箭计算机系统负责4只光纤陀螺仪、3只的加速度计和光学校准装置的数据采集、同步处理和相关解算任务，并将处理结果通过对外接口发送给空间飞行器的星载计算机，也接收星载计算机传输过来的信号指令和数据。此外，运载火箭计算机系统在运载火箭的发射前准备阶段(含射前修正、自对准、自检等)和发射入轨的飞行过程中还执行运载火箭的导航、制导和控制任务，这些任务与常规运载火箭任务不在本发明专利事项内，此处不予详细说明；但在运载火箭的遥测任务方面，可由运载火箭计算机系统将遥测信息传递给空间飞行器计算机，再利用空间飞行器的遥测设备完成相关遥测任务，从而达到进一步简化运载火箭与空间飞行器整体复杂性，减轻总重，提高可靠性和有效载荷的目的。

空间飞行器专用的S轴光纤陀螺仪在空间飞行器入轨前处于待命状态，不执行具体的检测任务，以适应空间飞行器在轨任务为主。它角速度测量范围在-2°/s～2°/s以内，相比于X轴光纤陀螺仪、Y轴光纤陀螺仪和Z轴光纤陀螺仪，其分辨率、阈值、量化噪声、随机游走系数、零偏不稳定性、速率随机游走、速率斜坡各项噪声和误差相关的参数要降低10倍以上。空间飞行器在轨执行任务期间，S轴光纤陀螺仪负责定位精度要求较高区域的测姿任务；与另外3个轴向上的光纤陀螺仪、加速度计之间是相互辅助和补充关系，只有在轨不执行高精度任务或其它状态时，才与另外3只光纤陀螺仪之间形成冗余配置关系。

下面通过更加详细工作流程说明本发明技术方案的实施例中的敏感器的组装和使用，需要指出的是本发明技术方案的实施例仅对本发明技术方案作出解释说明，本发明技术方案的具体范围并不受这些实施例的限制。

第一步，根据空间发射与飞行任务S轴光纤陀螺仪的轴向，将X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪、S光纤陀螺仪，X轴、Y轴、Z轴加速度计，光学校准装置等装配到本体上，而后完成整个四轴惯性姿态敏感器的总体装配；

第二步，以光学校准装置提供的基准为安装误差角、安装方位的基准，完成产品的地面标定、测试、误差校准等工作；

第三步，将相关软件写入运载火箭计算机系统，完成运载火箭与空间飞行器的一体化总装，并利用光学校准装置光学校准四轴惯性姿态敏感器与空间飞行器的其它敏感器之间的角度、位置关系，相关参数写入运载火箭计算机系统的软件中，作为执行相关功能的一部分参数；

第四步，运载火箭进入发射状态后，本发明的与运载火箭共用部分执行运载火箭的发射前准备任务，包括自检、射前修正、自对准等；自对准时光学校准装置执行传统运载火箭上的光学棱镜功能，负责将北向基准引入运载火箭计算机系统，运载火箭计算机系统同时利用X轴光纤陀螺仪、Y轴光纤陀螺仪、Z轴光纤陀螺仪，X轴加速度计、Y轴加速度计、Z轴加速度计的信号经相关解算得到自对准结果；

第五步，运载火箭计算机系统收到发射指令后，控制运载火箭起飞，在整个运载火箭发射入轨飞行过程中，本发明的与运载火箭共用部分负责该阶段内的导航、制导与控制任务；运载火箭的遥测任务经转发由空间飞行器的遥测设备完成；

第六步，运载火箭发射入轨任务完成后，本发明的四轴惯性姿态敏感器与运载火箭脱离，成为空间飞行器的一部分；

第七步，空间飞行器进入在轨飞行和执行任务状态后，敏感器以S光纤陀螺仪为主，与另外3只光纤陀螺仪、3只加速度计互为补充、相互修正，执行它作为空间飞行器的四轴惯性姿态敏感器的相关任务。

本发明的特点在于，兼顾了运载火箭和空间飞行器的双重需求，优化后使运载火箭不再另外配备INS和专用遥测设备，减轻了总重，节约了成本，简化了运载火箭与空间飞行器的整体复杂性，提高了可靠性和整体有效载荷。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种星箭一体化惯性姿态敏感器，包括，

X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪和Z光纤陀螺仪，其中，所述X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪相互正交，分别用于获得相应方向上的角速度信号数据；

X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计，其中，所述X轴加速计的敏感轴与X光纤陀螺仪平行、Y轴加速计的敏感轴与Y光纤陀螺仪平行、Z轴加速计的敏感轴与Z光纤陀螺仪平行，分别用于获得相应方向上的加速度信号数据；

计算机系统，其分别与X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪、X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计相连接，用于采集、处理所述角速度信号数据和/或加速度信号数据，发送、接收相关信号指令和数据；以及

信号处理电路，其设置在所述X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计与所述计算机系统之间，用于将X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计获得的加速度信号数据转化为数字量并传递给计算机系统；

其中，所述X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪、X轴加速计、Y轴加速计和Z轴加速计安装在同一本体上；

其特征在于，所述敏感器还包括S光纤陀螺仪，所述S光纤陀螺仪斜向安装在本体上，与X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪分别呈一定角度，其在升空阶段处于待命状态，实现与X轴光纤陀螺仪、Y轴光纤陀螺仪和Z轴光纤陀螺仪互为冗余，而在在轨飞行阶段进行角速度的精确测量，以获取在轨飞行阶段S光纤陀螺仪所在方向上的精确角速度，从而实现运载火箭和空间飞行器敏感器通用一体化；

所述S光纤陀螺仪的角速度测量范围在-2°/s～2°/s；所述敏感器的X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪的角速度测量范围在-80°/s～80°/s之间。

2.根据权利要求1所述的星箭一体化惯性姿态敏感器，其中，所述敏感器的工作模式为：

上式中，所述ω_x1、ω_y1、ω_z1、ω_s1为所述敏感器的X轴、Y轴、Z轴、S轴方向上的角速度值；H为角速度转换矩阵；f_(ω)为角速度函数；ω_x、ω_y、ω_z为敏感器的输出值；

其中，当ω_x、ω_y、ω_z的数值小于设定值时，敏感器的输出值会切换为ω_s1的输出分量。

3.根据权利要求1或2所述的星箭一体化惯性姿态敏感器，其中，所述敏感器还包括光学校准装置，所述光学校准装置用于向空间飞行器和运载火箭传递光学基准。

4.根据权利要求1或2任一项所述的星箭一体化惯性姿态敏感器，其中，所述X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪、S光纤陀螺仪，X轴加速计、Y轴加速计、Z轴加速计以捷联惯组的方式固定在本体上。

5.根据权利要求1或2所述的星箭一体化惯性姿态敏感器，其中，所述加速度计为石英加速度计。

6.根据权利要求1或2所述的星箭一体化惯性姿态敏感器，其中，所述敏感器的X光纤陀螺仪、Y光纤陀螺仪、Z光纤陀螺仪对应的陀螺死区为0.02°/h～0.4°/h。

7.根据权利要求1或2所述的星箭一体化惯性姿态敏感器，其中，所述敏感器的X加速度计、Y加速度计、Z加速度计的加速度测量范围在-20g～20g之间。

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