CN107817004B - 陀螺极性测试及输出值故障检测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其包括以下步骤：步骤一，陀螺安装矩阵描述；步骤二，陀螺测量角速度求解；步骤三，利用地球自转角速度解算卫星惯性角速度和陀螺输出的理论值；步骤四，卫星惯性测量角速度求解；步骤五，利用多种陀螺表头组合定位故障陀螺。本发明能够方便准确地对陀螺极性与输出值进行测试，并且可以实现陀螺间互相故障监测，可以简化陀螺整星状态的测试过程，降低对测试设备的要求，缩减工作量，该方法不仅可以用在陀螺整星测试过程，也可以用在单机级、系统级的测试过程。

Description

陀螺极性测试及输出值故障检测方法

技术领域

本发明涉及一种检测技术，特别是涉及一种陀螺极性测试及输出值故障检测方法。

背景技术

陀螺是卫星控制领域必不可少的惯性测量敏感器，陀螺输出测量值关系着卫星在轨控制的安全和成败，一旦正负极性出现错误，卫星姿轨控计算机就会输出与期望相反的控制力矩，可能会导致卫星致命性损坏，卫星在轨较多运行在小角速度下，因此小角速度工况下的极性测试，意义更为重要，陀螺输出值的准确性直接决定着卫星的姿态控制效果，因此进行快速简单地对陀螺输出值正确性进行检测是很必要的，特别是现在卫星自主性要求越来越高，通过设计简单易实现的算法，利用星上计算机自主进行判断输出的正确性具有重要意义，正因为陀螺的重要性，卫星一般会配置多个陀螺，这对地面测试带来很大难度，一方面需要测试陀螺的输出极性，另一方面还需要对输出值的准确性进行评估，若出现地面故障能够进行检测及时定位故障。

陀螺单机极性与输出值测试时，通常将陀螺放置在二维转台上，转台按指定角速度转动，记录陀螺输出，判断陀螺极性，陀螺安装在卫星后，卫星体积和重量都比较大，如果采用常规的利用二维转台转动进行测试，工作量较大，而且存在安全操作风险，尤其是大型卫星，陀螺安装构型有主备3正交构型、3正交+1斜装构型、多斜装构型等，构型往往影响了故障检测算法的设计和诊断的正确性，国内外对陀螺故障检测进行了许多研究，主要是利用概率统计、姿态运动学等，侧重于正交安装构型，斜装陀螺主要是利用平衡方程方法进行故障检测，检测算法比较复杂。

本发明利用地球自转角速度，并通过调整卫星放置方位，实现陀螺整星后的陀螺极性测试及输出值故障检测，本方法不需要测试设备，可简单方便地测试陀螺极性，而且地球转速较低，可以较好地对陀螺在低转速下的极性与角速度测量输出进行测试，利用多种表头排列组合解算值的相互检测能够快速对陀螺进行故障检测和定位，方法简单易实现。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是提供一种陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其能够方便准确地对陀螺极性与输出值进行测试，并且可以实现陀螺间互相故障监测，可以简化陀螺整星状态的测试过程，降低对测试设备的要求，缩减工作量，该方法不仅可以用在陀螺整星测试过程，也可以用在单机级、系统级的测试过程。

根据本发明的一个方面，提供一种陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其特征在于，所述陀螺极性测试及输出值故障检测方法包括以下步骤：

步骤一，陀螺安装矩阵描述；

步骤二，陀螺测量角速度求解；

步骤三，利用地球自转角速度解算卫星惯性角速度和陀螺输出的理论值；

步骤四，卫星惯性测量角速度求解；

步骤五，利用多种陀螺表头组合定位故障陀螺。

优选地，所述步骤一根据陀螺表头实际安装指向，利用一个3×N的矩阵A描述陀螺安装矩阵，N为星上陀螺表头个数；

其中，A_ix、A_iy、A_iz分别为陀螺表头的测量方向的单位矢量在卫星本体三轴方向的投影，i＝1，2，3...N。

优选地，所述步骤二中陀螺表头输出为角度增量，即时间Δt内第i陀螺角度Δθ_i，第i陀螺表头测量角速度值

依次得到N个表头的测量角速度ω₁、ω₂、...、ω_N，通过后续步骤对陀螺输出的正确性进行验证。

优选地，所述步骤三包括以下步骤：

步骤三十一、卫星惯性角速度解算，根据卫星测试时所在位置的纬度以及卫星本体放置方位，得到卫星随地球自转时卫星各轴的惯性角速度；

步骤三十二、陀螺理论角速度输出解算，各个陀螺表头理论测量角速度反解，根据步骤三十一解算的卫星惯性角速度以及步骤一确定的安装矩阵，解算得到每个陀螺表头的理论角速度输出；

步骤三十三、比较陀螺理论角速度与步骤二得到的每个陀螺表头实测角速度，对陀螺输出正负极性以及各个表头的测量值的正确性进行判断。

优选地，所述步骤三十一至步骤三十三验证了陀螺输出极性及测量正确性，考虑冗余备份的情况，设置不同组合陀螺的测量数据接入姿轨控系统中用于姿态计算，在控制计算机软件中需要验证陀螺安装矩阵装订值的正确性以及不同陀螺组合解算卫星三轴姿态角速度的正确性。

优选地，所述步骤四任取m个表头的角速度输出值，4≤m＜N，根据各自的安装方向，解算得到卫星惯性测量角速度，对比卫星惯性测量角速度与步骤三十一得到的卫星惯性角速度，检验计算机软件算法的正确性。

优选地，所述步骤四任取m个表头的角速度输出值，4≤m＜N，，解算卫星角速度共有

种组合方式，如果某一陀螺表头故障，那么含有该陀螺的所有组合解算得到的卫星角速度都会偏离理论值。

优选地，所述陀螺极性测试及输出值故障检测方法利用地球自转角速度和卫星的放置方位来确定卫星惯性三轴角速度。

优选地，所述陀螺极性测试及输出值故障检测方法针对不同安装构型的陀螺表头均可以通过安装矩阵的变化来实现测试，任意两个陀螺表头安装方向不共线。

本发明的积极进步效果在于：本发明能够方便准确地对陀螺极性与输出值进行测试，并且可以实现陀螺间互相故障监测，可以简化陀螺整星状态的测试过程，降低对测试设备的要求，缩减工作量，该方法不仅可以用在陀螺整星测试过程，也可以用在单机级、系统级的测试过程。本发明利用地球自转角速度，并通过对卫星摆放方位的改变，方便准确地对陀螺整星状态下进行测试。测试过程不使用其他设备，减少了大量安装操作，提高了测试安全性，可以很大程度方便陀螺整星状态下的极性和输出值故障检测。陀螺测量值解算卫星惯性角速度过程中从冗余考虑选取4个表头解算，并利用最小二乘法，可以有效降低随机误差；

种组合取平均值进一步减小误差。极性与输出判断过程，不仅仅对比单个表头的输出与理论值，还通过对比陀螺组合确定出的卫星角速度与卫星角速度理论值，进一步保证极性和输出的正确性，确保单机以及星上软件的正确性。本发明提出的方法简单，工程上易于实现，可用在整星测试阶段的陀螺极性与输出测试，也可用在其他阶段。

附图说明

图1为本发明的流程示意图。

图2为本发明卫星测试时所在位置的结构示意图。

图3为本发明卫星向东偏南一个角度后的示意图。

图4为本发明计算的卫星绕+Xb轴角速度的示意图。

图5为本发明计算的卫星绕+Yb轴角速度的示意图。

图6为本发明计算的卫星绕+Zb轴角速度的示意图。

具体实施方式

下面结合附图给出本发明较佳实施例，以详细说明本发明的技术方案。

如图1所示，本发明陀螺极性测试及输出值故障检测方法包括以下步骤：

步骤一，陀螺安装矩阵描述；

步骤二，陀螺测量角速度求解；

步骤三，利用地球自转角速度解算卫星惯性角速度和陀螺输出的理论值；

步骤四，卫星惯性测量角速度求解；

步骤五，利用多种陀螺表头组合定位故障陀螺。

所述步骤一中根据陀螺表头实际安装指向，利用一个3×N的矩阵A描述陀螺安装矩阵，N为星上陀螺表头个数；具体如下式(1)：

其中，A_ix、A_iy、A_iz分别为陀螺表头的测量方向的单位矢量在卫星本体三轴方向的投影，i＝1，2，3...N。

所述步骤二中陀螺表头输出为角度增量，即时间Δt内第i陀螺角度Δθ_i，第i陀螺表头测量角速度值，如下式(2)：

依次得到N个表头的测量角速度ω₁、ω₂、...、ω_N，通过后续步骤对陀螺输出的正确性进行验证。

所述步骤三包括以下步骤：

步骤三十一、卫星惯性角速度解算，根据卫星测试时所在位置的纬度以及卫星本体放置方位，得到卫星随地球自转时卫星各轴的惯性角速度，卫星放置方向为+Y_b轴朝天，卫星+Z_b轴朝向南偏西一定角度，设为α，根据右手定则，卫星+X_b轴朝向东偏南α角度，卫星所处地理纬度为θ，卫星放置方向为本体系+Y_b轴垂直于当地地平面朝天，+Z_b轴平行于地平面朝向南偏西α角度，根据右手定则，卫星+X_b轴朝向东偏南α角度；

这样，解算出用ω_e、θ、α描述的到卫星三轴惯性角速度ω_x0、ω_y0、ω_z0，具体如下式(3)：

ω_x0＝ω_e*sinθ

ω_y0＝ω_e*cosθ*sinα

ω_y0＝ω_e*cosθ*cosα……(3)

其中，ω_x0、ω_y0、ω_z0分别为卫星三轴惯性角速度，ω_e为地球自转角速度；

步骤三十二、陀螺理论角速度输出解算，即各个陀螺表头理论测量角速度反解，根据步骤三十一解算的卫星惯性角速度以及步骤一确定的安装矩阵，解算得到每个陀螺表头的理论角速度输出，具体如下式(4)：

上述公式可以分解为N个方程，有ω₁₀、ω₂₀、...、ω_N0共N个未知数，有唯一解，其中ω_i0表示第i个表头的理论测量角速度，i＝1，2，3...N；

步骤三十三、比较陀螺理论角速度ω₁₀、ω₂₀、...、ω_N0与步骤二得到的每个陀螺表头实测角速度ω₁、ω₂、...、ω_N，对陀螺输出正负极性以及各个表头的测量值的正确性进行判断。

所述步骤三十一至步骤三十三验证了陀螺输出极性及测量正确性，考虑冗余备份的情况，设置不同组合陀螺的测量数据接入姿轨控系统中用于姿态计算，在控制计算机软件中需要验证陀螺安装矩阵装订值的正确性以及不同陀螺组合解算卫星三轴姿态角速度的正确性。

所述步骤四任取m(为便于理解这里m取值四)个表头的角速度输出值，[ω_s1；ω_s2；...；ω_sN]，所选取四个表头的安装矩阵A_3×4，根据步骤三十二中的公式有如下式(5)：

基于最小二乘法基本原理，对上式进行求解得到卫星惯性测量角速度，如下式(6)：

对比卫星惯性测量角速度ω_x、ω_y、ω_z与步骤三十一得到的卫星惯性角速度ω_x0、ω_y0、ω_z0，检验计算机软件算法的正确性。

所述步骤四中任取四个表头的角速度输出值，解算卫星角速度过程一共有

种组合方式，如果某一陀螺表头故障，那么含有该陀螺的所有组合(一共

组)解算得到的卫星角速度都会偏离理论值，这样，可以简单进行故障定位。

所述步骤五包括以下步骤：

步骤五十一、对

种组合方式按照一定顺序进行排列，定义每种组合为B_i，

N个陀螺分别编号为1，2，...，N，组合B_i用到的四个陀螺编号分别为j、k、l、m，定义B_i＝{j，k，l，m}，其中j＝1，2，...，N-3；k＝j+1，j+2，...，N-2；l＝k+1，k+2，...，N-1；m＝l+1，l+2，...，N，且在每组组合中均满足j＜k＜l＜m；

步骤五十二、每种组合均按照步骤四中的方法解算卫星三轴角速度，设第B_i种组合解算得到卫星角速度为[ω_xi，ω_yi，ω_zi]^T；

步骤五十三、将步骤五十二中每种组合得到的卫星角速度[ω_xi，ω_yi，ω_zi]^T依次与步骤三十一中得到的卫星理论角速度[ω_x0，ω_y0，ω_z0]^T比较，设定三轴角速度解算值与理论偏差均小于一定比例γ时，认为陀螺输出故障，γ的值根据工程经验确定，此处选取百分之十，即，当[ω_xi，ω_yi，ω_zi]^T满足下面条件时，陀螺输出与解算正常，不满足则认为陀螺故障；如下式(7)：

|ω_xi-ω_x0|≤γ·ω_x0

|ω_yi-ω_y0|≤γ·ω_y0

|ω_zi-ω_z0|≤γ·ω_z0……(7)

步骤五十四、对

中组合中不满足步骤五十三中不等式的解算角速度对应的组合B_i取交集，这些组合中共同存在的陀螺表头编号对应的陀螺发生了故障。

如图2和图3所示，卫星测试场所地理纬度为北纬28.22度，卫星+Yb轴朝天，卫星+Zb轴朝向南偏西30度，卫星+Xb轴朝向东偏南30度，即上述方法中的θ和α分别为28.22度和30度，卫星安装三个陀螺，一共九个表头，九个陀螺输出轴在卫星本体系的安装矢量列阵理论值为如下式(8)：

G1：O1＝[0.00000000，0.81649603，0.57735105]

G2：O2＝[-0.70710630，0.40824801，0.57735105]

G3：O3＝[-0.70710630，-0.40824801，0.57735105]

G4：O4＝[0.00000000，-0.81649603，0.57735105]

G5：O5＝[0.70710630，-0.40824801，0.57735105]

G6：O6＝[0.70710630，0.40824801，0.57735105]

G7：O7＝[-0.40824801，-0.70710630，-0.57735105]

G8：O8＝[-0.40824801，0.70710630，-0.57735105]

G9：O9＝[0.81649603，0.00000000，-0.57735105]……(8)

卫星各个轴的惯性角速度值如下式(9)：

ω_x0＝ω_e*sinθ＝-0.0018°/s

ω_y0＝ω_e*cosθ*sinα＝0.0020°/s

ω_y0＝ω_e*cosθ*cosα＝-0.0032°/s

……(9)

如下式(8)：陀螺表头九取四，共一百二十六种组合，解算卫星角速度如图4至图6所示。

可以看出，一百二十六种组合中每一种陀螺组合解算得到的卫星三轴角速度[ω_xi，ω_yi，ω_zi]^T与利用地球自转角速度解算得到的三轴角速度值[ω_x0，ω_y0，ω_z0]^T很接近，满足百分之十误差要求，不存在含某个表头的所有组合都偏离平均值较大的情况，认为陀螺无故障。

综上所述，本发明能够方便准确地对陀螺极性与输出值进行测试，并且可以实现陀螺间互相故障监测，可以简化陀螺整星状态的测试过程，降低对测试设备的要求，缩减工作量，该方法不仅可以用在陀螺整星测试过程，也可以用在单机级、系统级的测试过程。

以上所述的具体实施例，对本发明的解决的技术问题、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其特征在于，所述陀螺极性测试及输出值故障检测方法包括以下步骤：

步骤一，陀螺安装矩阵描述；

步骤二，陀螺测量角速度求解；

步骤三，利用地球自转角速度解算卫星惯性角速度和陀螺输出的理论值；

步骤四，卫星惯性测量角速度求解；

步骤五，利用多种陀螺表头组合定位故障陀螺；

所述步骤一根据陀螺表头实际安装指向，利用一个3×N的矩阵A描述陀螺安装矩阵，N为星上陀螺表头个数；

其中，A_ix、A_iy、A_iz分别为陀螺表头的测量方向的单位矢量在卫星本体三轴方向的投影，i＝1，2，3...N；

所述步骤二中陀螺表头输出为角度增量，即时间Δt内第i陀螺角度Δθ_i，第i陀螺表头测量角速度值

依次得到N个表头的测量角速度ω₁、ω₂、…、ω_N，通过后续步骤对陀螺输出的正确性进行验证；

所述步骤三包括以下步骤：

步骤三十一、卫星惯性角速度解算，根据卫星测试时所在位置的纬度以及卫星本体放置方位，得到卫星随地球自转时卫星各轴的惯性角速度；

步骤三十二、陀螺理论角速度输出解算，各个陀螺表头理论测量角速度反解，根据步骤三十一解算的卫星惯性角速度以及步骤一确定的安装矩阵，解算得到每个陀螺表头的理论角速度输出；

步骤三十三、比较陀螺理论角速度与步骤二得到的每个陀螺表头实测角速度，对陀螺输出正负极性以及各个表头的测量值的正确性进行判断。

2.如权利要求1所述的陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其特征在于，所述步骤三十一至步骤三十三验证了陀螺输出极性及测量正确性，考虑冗余备份的情况，设置不同组合陀螺的测量数据接入姿轨控系统中用于姿态计算，在控制计算机软件中需要验证陀螺安装矩阵装订值的正确性以及不同陀螺组合解算卫星三轴姿态角速度的正确性。

3.如权利要求1所述的陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其特征在于，所述步骤四任取m个表头的角速度输出值，4≤m<N，根据各自的安装方向，解算得到卫星惯性测量角速度，对比卫星惯性测量角速度与步骤三十一得到的卫星惯性角速度，检验计算机软件算法的正确性。

4.如权利要求1所述的陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其特征在于，所述步骤四任取m个表头的角速度输出值，4≤m<N，解算卫星角速度共有

种组合方式，如果某一陀螺表头故障，那么含有该陀螺的所有组合解算得到的卫星角速度都会偏离理论值。

5.如权利要求1所述的陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其特征在于，所述陀螺极性测试及输出值故障检测方法利用地球自转角速度和卫星的放置方位来确定卫星惯性三轴角速度。

6.如权利要求1所述的陀螺极性测试及输出值故障检测方法，其特征在于，所述陀螺极性测试及输出值故障检测方法针对不同安装构型的陀螺表头均通过安装矩阵的变化来实现测试，任意两个陀螺表头安装方向不共线。

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