CN113108779A - 一种基于1553b总线三冗余的自主箭测系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，属于运载火箭测试及发射流程设计领域；包括主控微机、前置主机、箭载计算机；箭载计算机设置在运载火箭上，且箭载计算机内部设置有3个独立的DPU；主控微机：向前置主机发送系统测试开始指令；前置主机：接收主控微机传来的系统测试开始指令，向箭载计算机上传测试数据；上传结束后，向箭载计算机发送系统测试开始指令；箭载计算机：确定运载火箭后续姿态角的初值；以后续姿态角初值作为初始值，按照测试数据开始运行并测试；本发明减少了地面测试设备和人员的干预，提高测试效率，提升运载火箭测试的可靠性、经济成本，减少测试复杂度。

Description

一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统
技术领域
本发明属于运载火箭测试及发射流程设计领域，涉及一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统。
背景技术
现役运载火箭箭载计算机通常采用32位DSP处理器进行计算，计算能力不小于30MIPS，通过RS422响应地面控制计算机的控制指令、并反馈状态，通过1553B总线接收地面上传的各种测试及飞行程序，响应地面发送的硬件复位电平信号进行箭载计算机复位，以便切换不同状态。
现代科技的进步促进了运载火箭的快速发展，随着国产高等级芯片的飞速发展，运载火箭箭载计算机计算能力和存储能力不断提升，通过将稳定系统软件存储于箭载计算机的FLASH，可节约集成测试、射前测试的流程时间，提高测试效率。此外，箭机使用64位DSP处理器后，计算能力不小于300MIPS，可以将原地面测试计算机运行的惯组合成精度、全自主对准算法挪至箭上，实现箭载计算机的自主箭测，进一步缩减人工操作，提高系统可靠性。
为提高系统可靠度，新一代运载火箭采用3套1553B总线实现箭上单机及箭地间通信，在箭载计算机进行导航计算时，初始姿态角由全自主对准计算提供。3套DPU分别利用3套1553B总线计算得到了3组姿态角，然而在计算时，如何保证每套DPU接收的惯组数据均输入正常，在完全全自主对准后，如何对3套姿态角进行冗余判别，是目前技术的难点，没有很好的解决方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，减少了地面测试设备和人员的干预，提高测试效率，提升运载火箭测试的可靠性、经济成本，减少测试复杂度。
本发明解决技术的方案是：
一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，包括主控微机、前置主机、箭载计算机；箭载计算机设置在运载火箭上，且箭载计算机内部设置有3个独立的DPU；
主控微机：向前置主机发送系统测试开始指令；
前置主机：接收主控微机传来的系统测试开始指令，向箭载计算机上传测试数据；上传结束后，向箭载计算机发送系统测试开始指令；
箭载计算机：接收前置主机传来的测试数据；接收运载火箭测量的3组惯组数据；每个DPU接收1组惯组数据，实现DPU与惯组数据一一对应；每个DPU计算出1组初始姿态角，共3组初始姿态角，分别为
Figure BDA0002971676320000021
Figure BDA0002971676320000022
为俯仰姿态角，ψ为偏航姿态角，γ为滚转姿态角；设定A组初始姿态角的优先级大于B组初始姿态角的优先级，且B组初始姿态角的优先级大于C组初始姿态角的优先级；根据
Figure BDA0002971676320000023
确定运载火箭后续姿态角的初值；接收前置主机传来的系统测试开始指令；运载火箭以后续姿态角初值作为初始值，按照测试数据开始运行并测试。
在上述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，所述测试数据包括稳定系统状态测试数据和模拟飞行状态测试数据；测试数据为预先装订在前置主机中的。
在上述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，所述每个DPU采用凝固粗对准+kalman滤波精对准算法，计算出初始姿态角。
在上述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，所述各DPU计算出1组初始姿态角的计算时长为900s。
在上述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，所述运载火箭后续姿态角的初值的确定方法为：
步骤一、计算每2组初始姿态角之间的姿态角偏差ΔAB、ΔAC、ΔBC；
Figure BDA0002971676320000031
Figure BDA0002971676320000032
Figure BDA0002971676320000033
步骤二、设定姿态角偏差阈值
Figure BDA0002971676320000034
通过对ΔAB、ΔAC、ΔBC的判断，确定后续姿态角的初值。
在上述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，所述步骤二中，对ΔAB、ΔAC、ΔBC的判断方法为：
当ΔAB的绝对值小于
Figure BDA0002971676320000035
时，则将
Figure BDA0002971676320000036
作为后续姿态角的初值；
当ΔAB的绝对值大于
Figure BDA0002971676320000037
且ΔAC的绝对值小于
Figure BDA0002971676320000038
时，则将
Figure BDA0002971676320000039
作为后续姿态角的初值；
当ΔAB的绝对值和ΔAC的绝对值均大于
Figure BDA00029716763200000310
且ΔBC的绝对值小于
Figure BDA00029716763200000311
时，则将
Figure BDA00029716763200000312
作为后续姿态角的初值；
当ΔAB、ΔAC、ΔBC的的绝对值均大于
Figure BDA0002971676320000041
时，则将
Figure BDA0002971676320000042
作为后续姿态角的初值。
在上述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，所述运载火箭测试包括稳定系统状态测试和模拟飞行状态测试；当箭载计算机接收的测试数据为稳定系统状态测试数据时，实现运载火箭稳定系统状态测试；当箭载计算机接收的测试数据为模拟飞行状态测试数据时，实现运载火箭模拟飞行状态测试。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明中箭载计算机可自主进行惯组合成精度、全自主对准等算法的计算，可减少对地面测试设备的依赖，使用可靠性更高的箭上单机完成流程的测试；
(2)本发明地面前置主机接收到惯组遥测消息后可同时计算合成精度、初始姿态角等，与箭载计算机计算结果进行比对，提高了可靠性；
(3)本发明充分利用了箭载计算机的计算能力，地面前置主机与箭载计算机仅需收发异步控制指令、遥测消息，对数据的实时性要求低，为未来实现箭地无缆化提供基础。
附图说明
图1为本发明自主箭测系统示意图；
图2为本发明粗对准算法框图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
根据现役运载火箭的测试流程需要精简测试人员、减少测试状态人工把控的需求，兼顾系统可靠性、成本等要求，充分利用新一代高性能箭载计算机的存储和计算能力，本发明提供一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，箭载计算机在接收到地面开始测试指令后，即可自动完成相应流程的测试，减少地面测试设备和人员的干预，提高测试效率，提升运载火箭测试的可靠性、经济成本，减少测试复杂度。
基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，如图1所示，具体包括主控微机、前置主机、箭载计算机；箭载计算机设置在运载火箭上，且箭载计算机内部设置有3个独立的DPU。运载火箭测试包括稳定系统状态测试和模拟飞行状态测试，箭载计算机分别使用不同的软件。测试开始前，将需要使用的稳定系统软件、飞行软件通过测试口固化于箭载计算机内部。
将箭载计算机在稳定系统测试和模飞测试中需要使用的稳定系统软件、飞行测试软件在测试开始前由地面测试设备通过1553B总线烧写固化至FLASH中。
将箭地电缆连接好，地面测发控设备打开并连接好服务器，由系统指挥确认测试状态，后端主控微机选择测试条目。
根据系统测试流程，后端主控微机通过TCP网络向前端PLC发送配电指令，PLC接收指令后依序为箭上测量系统、控制系统加电。箭上单机上电后，由前端的前置主机作为BC，通过1553B总线发送启动自检测模式码，箭上各终端自检完成后，系统回采检测结果，主控微机判断合格后等待惯组预热好。
主控微机：通过TCP网络向前置主机发送系统测试开始指令；
前置主机：接收主控微机传来的系统测试开始指令，通过1553B总线向箭载计算机上传测试数据；测试数据包括稳定系统状态测试数据和模拟飞行状态测试数据；测试数据为预先装订在前置主机中。上传结束后，校对校验和正确后，通过箭地RS422总线向箭载计算机发送系统测试开始指令。
箭载计算机：接收前置主机传来的测试数据；接收运载火箭测量的3组惯组数据；每个DPU接收1组惯组数据，实现DPU与惯组数据一一对应；读取FLASH中固化的稳定系统软件，进行程序跳转，作为BC组织消息，读取箭上惯组脉冲，首先开展惯组合成精度测试，由箭载计算机的3个独立CPU分别计算，计算得到的3套合成精度结果通过RS422下传至地面前置主机。判断惯组合成精度测试合格后，箭载计算机进行全自主对准计算。箭载计算机3个DPU分别使用1套总线上的惯组数据，3个DPU分别收到惯组数据后首先使用如下方法进行惯组数据判断，流程为：
1)判断是否有DPU惯组输入，判断DPU惯组输入异常有如下标准：惯组数据不更新、惯组总线数据CRC校验不通过、DPU心跳不合格；
2)如果有DPU惯组输入异常情况，依据DPU1、DPU2、DPU3的优先级选择输出的DPU号；
3)如果3个DPU均判别出DPU惯组输入异常，则使用上一拍表决的DPU号作为后续计算的输出。
每个DPU计算出1组初始姿态角，各DPU计算出1组初始姿态角的计算时长为900s。每个DPU采用凝固粗对准+kalman滤波精对准算法，计算出初始姿态角。
本发明中控制系统采用全自主对准方案，即利用捷联惯组测量的角速度和视加速度信息确定捷联惯组的三个初始姿态角，直接作为g系导航的初值，无需光学瞄准设备。全自主对准采用凝固粗对准+Kalman滤波精对准方法。
如图2所示，粗对准采用凝固解析方案，姿态矩阵分为五个矩阵计算：
Figure BDA0002971676320000061
其中，
Figure BDA0002971676320000062
为常值矩阵，
Figure BDA0002971676320000063
为惯组脉冲实时解算值。具体公式如下：
(1)
Figure BDA0002971676320000064
北天东坐标系到发射坐标系的转换矩阵；
Figure BDA0002971676320000065
其中：A0表示发射方位角，常值装订。
(2)
Figure BDA0002971676320000066
地球坐标系到北天东坐标系的转换矩阵；
Figure BDA0002971676320000067
其中：B0表示发射点地理纬度，常值装订。
(3)
Figure BDA0002971676320000071
地心惯性坐标系到地球坐标系的转换矩阵；
Figure BDA0002971676320000072
其中：
ωe0：地球自转角速率，常值装订；
Tcd：表示粗对准时间，精对准开始时刻(tjdz0)相对初始对准开始时刻(tdz0)的时间，常值装订。
(4)箭体系与箭体初始惯性系的转换矩阵
Figure BDA0002971676320000073
进行增量计算、静态误差补偿、四元数更新及归一化、由姿态四元数生成姿态转换矩阵，所得矩阵即为
Figure BDA0002971676320000074
转换矩阵
(5)箭体初始惯性系到地心惯性系的转换矩阵
Figure BDA0002971676320000075
采用双矢量定姿得到，主要包含视速度增量计算、视速度增量累加和计算、地心惯性系下视速度增量计算、转换矩阵计算等内容。
精对准采用Kalman滤波方案，根据捷联惯导系统误差方程，在晃动基座下仅考虑速度误差和失准角误差，其他系统误差均纳入系统噪声。
共获得3组初始姿态角，分别为
Figure BDA0002971676320000076
Figure BDA0002971676320000077
为俯仰姿态角，ψ为偏航姿态角，γ为滚转姿态角；设定A组初始姿态角的优先级大于B组初始姿态角的优先级，且B组初始姿态角的优先级大于C组初始姿态角的优先级；根据
Figure BDA0002971676320000078
确定运载火箭后续姿态角的初值；
运载火箭后续姿态角的初值的确定方法为：
步骤一、计算每2组初始姿态角之间的姿态角偏差ΔAB、ΔAC、ΔBC；
Figure BDA0002971676320000081
Figure BDA0002971676320000082
Figure BDA0002971676320000083
步骤二、设定姿态角偏差阈值
Figure BDA0002971676320000084
通过对ΔAB、ΔAC、ΔBC的判断，确定后续姿态角的初值。对ΔAB、ΔAC、ΔBC的判断方法为：
当ΔAB的绝对值小于
Figure BDA0002971676320000085
时，则将
Figure BDA0002971676320000086
作为后续姿态角的初值；
当ΔAB的绝对值大于
Figure BDA0002971676320000087
且ΔAC的绝对值小于
Figure BDA0002971676320000088
时，则将
Figure BDA0002971676320000089
作为后续姿态角的初值；
当ΔAB的绝对值和ΔAC的绝对值均大于
Figure BDA00029716763200000810
且ΔBC的绝对值小于
Figure BDA00029716763200000811
时，则将
Figure BDA00029716763200000812
作为后续姿态角的初值；
当ΔAB、ΔAC、ΔBC的的绝对值均大于
Figure BDA00029716763200000813
时，则将
Figure BDA00029716763200000814
作为后续姿态角的初值。
接收前置主机传来的系统测试开始指令；运载火箭以后续姿态角初值作为初始值，按照测试数据开始运行并测试。运载火箭测试包括稳定系统状态测试和模拟飞行状态测试；当箭载计算机接收的测试数据为稳定系统状态测试数据时，实现运载火箭稳定系统状态测试；当箭载计算机接收的测试数据为模拟飞行状态测试数据时，实现运载火箭模拟飞行状态测试。
箭载计算机运载火箭以后续姿态角初值作为初始值，自动切换进入G系导航。经系统指挥确认后，主控微机控制地面中频电源启动，伺服电机泵上电，为伺服机构提供压力；控制前置主机通过RS422向箭载计算机发送一级稳定系统零位测试开始指令，箭载计算机查询姿态角，控制伺服输出。二级、三级稳定系统零位测试同理。
箭载计算机自动完成稳定系统测试后，前端PLC发送电平信号，控制箭载计算机复位。
测试完成后，主控微机使用延时的方式，在箭载计算机完成飞行程序后对箭上及地面设备进行断电操作，断电操作采用上电的逆序操作。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (7)

1.一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，其特征在于：包括主控微机、前置主机、箭载计算机；箭载计算机设置在运载火箭上，且箭载计算机内部设置有3个独立的DPU；
主控微机：向前置主机发送系统测试开始指令；
前置主机：接收主控微机传来的系统测试开始指令，向箭载计算机上传测试数据；上传结束后，向箭载计算机发送系统测试开始指令；
箭载计算机：接收前置主机传来的测试数据；接收运载火箭测量的3组惯组数据；每个DPU接收1组惯组数据，实现DPU与惯组数据一一对应；每个DPU计算出1组初始姿态角，共3组初始姿态角，分别为
Figure FDA0002971676310000011
Figure FDA0002971676310000012
为俯仰姿态角，ψ为偏航姿态角，γ为滚转姿态角；设定A组初始姿态角的优先级大于B组初始姿态角的优先级，且B组初始姿态角的优先级大于C组初始姿态角的优先级；根据
Figure FDA0002971676310000013
确定运载火箭后续姿态角的初值；接收前置主机传来的系统测试开始指令；运载火箭以后续姿态角初值作为初始值，按照测试数据开始运行并测试。
2.根据权利要求1所述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，其特征在于：所述测试数据包括稳定系统状态测试数据和模拟飞行状态测试数据；测试数据为预先装订在前置主机中的。
3.根据权利要求2所述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，其特征在于：所述每个DPU采用凝固粗对准+kalman滤波精对准算法，计算出初始姿态角。
4.根据权利要求3所述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，其特征在于：所述各DPU计算出1组初始姿态角的计算时长为900s。
5.根据权利要求4所述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，其特征在于：所述运载火箭后续姿态角的初值的确定方法为：
步骤一、计算每2组初始姿态角之间的姿态角偏差ΔAB、ΔAC、ΔBC；
Figure FDA0002971676310000021
Figure FDA0002971676310000022
Figure FDA0002971676310000023
步骤二、设定姿态角偏差阈值
Figure FDA0002971676310000024
通过对ΔAB、ΔAC、ΔBC的判断，确定后续姿态角的初值。
6.根据权利要求5所述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，其特征在于：所述步骤二中，对ΔAB、ΔAC、ΔBC的判断方法为：
当ΔAB的绝对值小于
Figure FDA0002971676310000025
时，则将
Figure FDA0002971676310000026
作为后续姿态角的初值；
当ΔAB的绝对值大于
Figure FDA0002971676310000027
且ΔAC的绝对值小于
Figure FDA0002971676310000028
时，则将
Figure FDA0002971676310000029
作为后续姿态角的初值；
当ΔAB的绝对值和ΔAC的绝对值均大于
Figure FDA00029716763100000210
且ΔBC的绝对值小于
Figure FDA00029716763100000211
时，则将
Figure FDA0002971676310000031
作为后续姿态角的初值；
当ΔAB、ΔAC、ΔBC的的绝对值均大于
Figure FDA0002971676310000032
时，则将
Figure FDA0002971676310000033
作为后续姿态角的初值。
7.根据权利要求6所述的一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，其特征在于：所述运载火箭测试包括稳定系统状态测试和模拟飞行状态测试；当箭载计算机接收的测试数据为稳定系统状态测试数据时，实现运载火箭稳定系统状态测试；当箭载计算机接收的测试数据为模拟飞行状态测试数据时，实现运载火箭模拟飞行状态测试。
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