一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法
一种运载火箭飞行控制的冗余诊断方法
【技术领域】
[0001] 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】
[0002] 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。
[0003] 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】
[0004] 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。
[0005] 本发明包括如下技术方案：
[0006] 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：
[0007] 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;
[0008] 将轨道参数gdz与轨道参数gds之差与一致性门限值e进行比较，当 gdz-gdsl彡e时，将故障连续诊断周期次数Q清零；当|gdz-gds|>e时，将故障连续诊 断周期次数(^加1 ;将轨道参数gdc与轨道参数gds之差与一致性门限值e进行比较，当gdc-gdsl彡e时，将故障连续诊断周期次数C2清零；当|gdc-gds|>e时，将故障连续诊 断周期次数(：2加1;所述一致性门限值e为相应的轨道参数对应的火箭入轨精度指标值；
[0009] 将故障连续诊断周期次数Ci与次数门限值进行比较，当C, > 时，诊断 出主惯组故障，当q 时，诊断出主惯组正常；将故障连续诊断周期次数(：2与次数门 限值^^进行比较，当时，诊断出从惯组故障；当02<€1^时，诊断出从惯组正 常；
[0010] 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。
[0011] 所述轨道参数gds为半长轴。
[0012] e=lkm〇
[0013] 等于1〇。
[0014] 本发明与现有技术相比具有如下优点：
[0015] 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】
[0016] 图1为惯组及相应的坐标系示意图；
[0017] 图2为本发明冗余诊断方法流程图。
【具体实施方式】
[0018] 下面就结合附图对本发明做进一步介绍。
[0019] 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：
[0020] 0-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；
[0021] 0-X1Y1Z1为箭体坐标系，其中0X1为纵轴，OY1为法向轴，OZ1为横向轴；
[0022] O-XsYsZs为惯组坐标系。
[0023] 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；
[0024] 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。
[0025] 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：
[0026] 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;
[0027] 将轨道参数gdz与轨道参数gds之差与一致性门限值e进行比较，当 gdz-gdsl彡e时，将故障连续诊断周期次数Q清零；当|gdz-gds|>e时，将故障连续诊 断周期次数(^加1 ;将轨道参数gdc与轨道参数gds之差与一致性门限值e进行比较，当gdc-gdsl彡e时，将故障连续诊断周期次数C2清零；当|gdc-gds|>e时，将故障连续诊 断周期次数(：2加1;所述一致性门限值e为相应的轨道参数对应的火箭入轨精度指标值；
[0028] 将故障连续诊断周期次数Q与次数门限值进行比较，当q> 时，诊断出 主惯组故障，令主惯组故障标志rZS()= 1，当C； < 时，诊断出主惯组正常，令rZS()= 0 ; 将故障连续诊断周期次数C2与次数门限值进行比较，当C2 > 时，诊断出从惯组故 障，令从惯组故障标志rCS()= 1 ;当，诊断出从惯组正常，令rCS()= 0 ;
[0029] 根据主惯组故障标志rZS()和从惯组故障标志r^确定参与飞行控制的惯组；当rZS() =1并且resQ=0时，用从惯组信息进行飞行控制；当rZSQ=0并且resQ= 1时，用主惯组信 息进行控制；当rzs〇=res()时，用主惯组信息进行飞行控制。
[0030] 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。
[0031] 实施例
[0032] 本实施例以半长轴为例，针对本方法进行说明。
[0033] 半长轴计算公式如下：
[0035] Vx、Vy、1分别为火箭在发射点惯性坐标系中的X、Y、Z方向的速度；
[0036] rx、ry、&分别为火箭在发射点惯性坐标系中的X、Y、Z方向的位置。
[0037] 诊断方法如下：
[0044] 其中：
[0045] az为主惯组计算的半长轴；
[0046] ac为从惯组计算的半长轴；
[0047] as为卫星导航接收机计算的半长轴；
[0048] e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e=lkm;
[0049] Q、(：2为惯性卫星半长轴故障连续诊断周期次数；
[0050] 为惯性卫星导航故障连续诊断周期次数门限值，其值为1〇 ;
[0051]V匕、1^(|、1^(|为逻辑变量。
[0052] 当主惯组发生故障时，置标志1~^= 1，否则为0 ;当从惯组发生故障时，置标志rCSQ =1，否则为〇。根据故障检测结果对m。进行赋值，具体方法如下：
[0054] 根据获得的m。值进行决策：
[0055] 当me= 1 :用从惯组信息进行控制；
[0056] me= 0 :用主惯组信息进行控制；
[0057] mc= -1 :用主惯组信息进行控制。
[0058] 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。
[0059] 本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
【主权项】
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： 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 ; 将轨道参数gdz与轨道参数gds之差与一致性门限值ε进行比较，当|gdz_gds| < ε 时，将故障连续诊断周期次数C1清零；当|gdZ-gds|>e时，将故障连续诊断周期次数C 1W 1;将轨道参数gdc与轨道参数gds之差与一致性门限值ε进行比较，当|gdc-gds|彡ε 时，将故障连续诊断周期次数C2清零；当|gdC-gds|>e时，将故障连续诊断周期次数(： 2加 1;所述一致性门限值ε为相应的轨道参数对应的火箭入轨精度指标值； 将故障连续诊断周期次数C1与次数门限值€^$进行比较，当C1 > Clw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C: > 时，诊断出从惯组故障；当C 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。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 = lkm。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。
【专利摘要】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。
【IPC分类】G05D1/10, G05D1/08
【公开号】CN104898678
【申请号】CN201510144980
【发明人】叶松, 袁艳艳, 王晋麟, 程博
【申请人】北京航天自动控制研究所, 中国运载火箭技术研究院
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年3月30日
【技术领域】
[0001] 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】
[0002] 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。
[0003] 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】
[0004] 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。
[0005] 本发明包括如下技术方案：
[0006] 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：
[0007] 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;
[0008] 将轨道参数gdz与轨道参数gds之差与一致性门限值e进行比较，当 gdz-gdsl彡e时，将故障连续诊断周期次数Q清零；当|gdz-gds|>e时，将故障连续诊 断周期次数(^加1 ;将轨道参数gdc与轨道参数gds之差与一致性门限值e进行比较，当gdc-gdsl彡e时，将故障连续诊断周期次数C2清零；当|gdc-gds|>e时，将故障连续诊 断周期次数(：2加1;所述一致性门限值e为相应的轨道参数对应的火箭入轨精度指标值；
[0009] 将故障连续诊断周期次数Ci与次数门限值进行比较，当C, > 时，诊断 出主惯组故障，当q 时，诊断出主惯组正常；将故障连续诊断周期次数(：2与次数门 限值^^进行比较，当时，诊断出从惯组故障；当02<€1^时，诊断出从惯组正 常；
[0010] 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。
[0011] 所述轨道参数gds为半长轴。
[0012] e=lkm〇
[0013] 等于1〇。
[0014] 本发明与现有技术相比具有如下优点：
[0015] 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】
[0016] 图1为惯组及相应的坐标系示意图；
[0017] 图2为本发明冗余诊断方法流程图。
【具体实施方式】
[0018] 下面就结合附图对本发明做进一步介绍。
[0019] 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：
[0020] 0-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；
[0021] 0-X1Y1Z1为箭体坐标系，其中0X1为纵轴，OY1为法向轴，OZ1为横向轴；
[0022] O-XsYsZs为惯组坐标系。
[0023] 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；
[0024] 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。
[0025] 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：
[0026] 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;
[0027] 将轨道参数gdz与轨道参数gds之差与一致性门限值e进行比较，当 gdz-gdsl彡e时，将故障连续诊断周期次数Q清零；当|gdz-gds|>e时，将故障连续诊 断周期次数(^加1 ;将轨道参数gdc与轨道参数gds之差与一致性门限值e进行比较，当gdc-gdsl彡e时，将故障连续诊断周期次数C2清零；当|gdc-gds|>e时，将故障连续诊 断周期次数(：2加1;所述一致性门限值e为相应的轨道参数对应的火箭入轨精度指标值；
[0028] 将故障连续诊断周期次数Q与次数门限值进行比较，当q> 时，诊断出 主惯组故障，令主惯组故障标志rZS()= 1，当C； < 时，诊断出主惯组正常，令rZS()= 0 ; 将故障连续诊断周期次数C2与次数门限值进行比较，当C2 > 时，诊断出从惯组故 障，令从惯组故障标志rCS()= 1 ;当，诊断出从惯组正常，令rCS()= 0 ;
[0029] 根据主惯组故障标志rZS()和从惯组故障标志r^确定参与飞行控制的惯组；当rZS() =1并且resQ=0时，用从惯组信息进行飞行控制；当rZSQ=0并且resQ= 1时，用主惯组信 息进行控制；当rzs〇=res()时，用主惯组信息进行飞行控制。
[0030] 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。
[0031] 实施例
[0032] 本实施例以半长轴为例，针对本方法进行说明。
[0033] 半长轴计算公式如下：
[0035] Vx、Vy、1分别为火箭在发射点惯性坐标系中的X、Y、Z方向的速度；
[0036] rx、ry、&分别为火箭在发射点惯性坐标系中的X、Y、Z方向的位置。
[0037] 诊断方法如下：
[0044] 其中：
[0045] az为主惯组计算的半长轴；
[0046] ac为从惯组计算的半长轴；
[0047] as为卫星导航接收机计算的半长轴；
[0048] e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e=lkm;
[0049] Q、(：2为惯性卫星半长轴故障连续诊断周期次数；
[0050] 为惯性卫星导航故障连续诊断周期次数门限值，其值为1〇 ;
[0051]V匕、1^(|、1^(|为逻辑变量。
[0052] 当主惯组发生故障时，置标志1~^= 1，否则为0 ;当从惯组发生故障时，置标志rCSQ =1，否则为〇。根据故障检测结果对m。进行赋值，具体方法如下：
[0054] 根据获得的m。值进行决策：
[0055] 当me= 1 :用从惯组信息进行控制；
[0056] me= 0 :用主惯组信息进行控制；
[0057] mc= -1 :用主惯组信息进行控制。
[0058] 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。
[0059] 本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
【主权项】
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： 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 ; 将轨道参数gdz与轨道参数gds之差与一致性门限值ε进行比较，当|gdz_gds| < ε 时，将故障连续诊断周期次数C1清零；当|gdZ-gds|>e时，将故障连续诊断周期次数C 1W 1;将轨道参数gdc与轨道参数gds之差与一致性门限值ε进行比较，当|gdc-gds|彡ε 时，将故障连续诊断周期次数C2清零；当|gdC-gds|>e时，将故障连续诊断周期次数(： 2加 1;所述一致性门限值ε为相应的轨道参数对应的火箭入轨精度指标值； 将故障连续诊断周期次数C1与次数门限值€^$进行比较，当C1 > Clw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C: > 时，诊断出从惯组故障；当C 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。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 = lkm。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。
【专利摘要】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。
【IPC分类】G05D1/10, G05D1/08
【公开号】CN104898678
【申请号】CN201510144980
【发明人】叶松, 袁艳艳, 王晋麟, 程博
【申请人】北京航天自动控制研究所, 中国运载火箭技术研究院
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年3月30日
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