运载火箭制导系统的误差分析和性能最佳化

1.前言惯性制导系统的主要任务是根据最终速度和到达时间的要求,将运载火箭引向惯性空间内的某个预先确定的瞄准点。瞄准点的位置:对于弹道导弹是在地球表面;对于卫星的发射是在地面上空的某一点;对于拦截任务是在地球卫星的轨道中;或在任务要求所决定的任意点上。通常用控制速度矢量达到目标位置的能力来计算制导系统的精度。误差分析方法是用来定量计算系统的精度并使制导系统的设计最佳化。     

欧洲运载火箭数字惯性制导系统与自动驾驶仪的适应性

1.引言:数字惯性制导系统用以引导欧洲空间飞行器发射装置研制中心-欧洲运载火箭发展组织研制的卫星运载火箭从发射场沿最佳弹道进入所要求的轨道,然后,关闭第三级发动机。本文主要论述运载火箭数字制导计算机和模拟姿态控制回路之间的适应性问题。 2.惯性制导系统:运载火箭的姿态由安装在惯性平台框架上的各个同步器测量。外力引起的增量速度分量通过对正交地安装在平台上的三个加速度表的输出的积分获得。增量速度分量输入计算机,用以算出运载火箭的实时速度和位置,求解制导方程,以便得到所要求的控制角。把同步器的输出信号转换成12号的数字形式,并且在计算机中与所要求的控制角进行比较。比较所得的差角信节以7位数字形式输出,作为自动驾驶仪的指令信号。计算机也计算飞行时间,并在适当时刻发出关闭第三级发动机的信号。 3.自动驾驶仪适应性试验:惯性制导计算机把运载火箭各级的自动驾驶仪和姿态控制回路构成一个整体。采用数字元件就要同时进行时间和角度的量化。制导计算机向自动驾驶仪输出信息的校正频率选用80赫。该频率基本上大于火箭谐频,而仍能与920M型计算机计算全部控制方程的计算速度相适应。根据目前同步器设计中能得到的无噪声分辨率,来选择进入计算机的12位二进制形式的角度信息。其典型的数量级为360×2~(-11)。解码器输出位长可以由输入位长推算出来。其总的范围要求在±10°之内。与每一级的设计当局共同进行了一系列自动驾驶仪适应性试验,以检查量化对三级运载火箭的每一级控制稳定性的影响。制导计算机和有关的模-数和数-模转换器用于每级自动驾驶仪系统模拟试验。 80赫控制重复率适用于各级火箭,角度量化对第二、第三级的影响可以忽略不计。然而,在某些情况下,第一级由于角度量化关系,容易受到过度的极限环的影响。第一级控制系统严格试验表明,在理想的规定大小的量化条件下,极限环保持在低于可允许的大小上。然而,事实上,可以发现,输入到计算机中的角度信息的同步-数字转换特性随时间和温度而变化。在最坏的情况下,这会引起角度量化加倍,从而导致在控制回路原点附近有一个局部不稳定区域。关于此问题的三种不同的解决办法分述如下: A.抖动法。在数字变换前把振荡信号加到姿态回路输出端,这样会使信号成为一种数字波形,这种数字波形的时间平均值就是角度的内插值。如果抖动频率相当高(>30赫),自动驾驶仪就会提供必要的平滑。最终选择了112赫的抖动频率,以便消除与80赫采样频率产生低频差拍的可能性。从理论上讲,抖动法可以有很高的分辨率,并经模拟试验验证,它对第一级的控制问题是一个十分令人满意的解决方法。抖动法的主要缺点是,采用这种方法需要对系统在工程上作很大的修改。 B.输入特性转换法。输入特性转换法是一种调节输入到计算机的角度信息位长的方法。同步-数字转换器的特性可以根据不同的采样而转换。这就可以使最低位的位值减半。采用此方法需要在工程上作的改动要比采用抖动法所需的简单得多,而且第一级的控制性能基本能符合要求。 C.死区法。这是一种对第一级控制问题的纯软件解决方法。这种方法仅要求对计算机程序进行修改。虽然输入量化特性不能由计算机控制,但整个角度指令的传递函数易于用程序进行修改。在原点附近引入一个窄的死区,即使在最坏的量化条件下亦可提供一个稳定区域。用这种方法进行的初步试验表明,第一级的控制性能可以得到改善。优先选用的方法。尽管抖动法要求在工程上作很大的改动,但这种方法还是在惯性制导系统中得到采用。本文还论述了其他一些使自功驾驶仪指令量化的影响减到最小的修改方法。     

近程地地导弹捷联式系统的显式制导方程

前言捷联式惯性制导系统就是不采用平台,直接把陀螺和加速度表安装在弹体上来敏感导弹的运动,用数字计算机来进行坐标转换,求出导弹相对惯性空间的速度和位置,从而实现制导和控制。捷联式系统具有成本低、寿命长、可靠性高的优点,已受到苏、美各国的普遍重视。由于新型敏感元件(挠性陀螺、激光陀螺、挠性加速度表等)和大、中规模集成电路的高速数字计算机的出现,使得捷联式系统得以在工程上应用。近几年来,在航空、航天活动中,捷联式系统正受到越来越多的重视。     

潘兴Ⅱ导弹制导方案的选择及其启示

潘兴Ⅱ导弹的优异命中精度,证明组合制导系统比纯惯性制导系统具有更为广阔的前景。采用这种系统,可在满足命中精度的前提下减轻对惯性器件精度的压力。当今惯性器件的研制,应从谋取各单项指标(如可靠性、精度、小型化、快速反应等)的最优组合上着手。技术上的继承性,是潘兴Ⅱ导弹制导系统的又一特点。这从红石、丘辟特、潘兴Ⅰ、潘兴ⅠA和潘兴Ⅱ几代惯性平台的研制中充分反映了出来。     

运载火箭惯性平台全数字仿真训练系统设计与实现

给出了运载火箭惯性平台全数字仿真训练的总体设计方案,系统实现的关键技术及系统特点.为我国航天测试发射人员提出了训练的新模式,其变参数、变模型的仿真特点对平台设计人员具有很高的应用价值.     

弹道导弹捷联惯性／星光复合制导系统模型研究

推导了星光制导量测信息修正捷联惯性制导系统姿态角误差的机理,讨论了复合制导系统的主要误差,建立了全捷联工作模式的惯性/星光复合制导系统误差模型.针对捷联惯性制导系统的初始位置误差、时准误差及惯性元器件漂移所造成的制导误差,提出了一种适用于弹道导弹的星光修正捷联惯性的复合制导方案.仿真结果表明,当弹道导弹飞出大气层后,利用星体跟踪器获得的精确弹体三轴姿态信息调正捷联惯性制导系统的方案是合理、可行的,这种自主复合制导系统能够满足弹道导弹高精度的制导要求.     

H─Ⅱ运载火箭的制导控制系统

综述了日本Ｈ－Ⅱ运载火箭的主要技术性能。详实地描述了该火箭所采用的以激光陀螺为敏感元件的捷联惯性制导系统、系统构成及配置、系统硬件和飞行事件及入轨参数     

日本新的运载火箭:H-Ⅰ及H-Ⅱ

以N-Ⅰ及N-Ⅱ运载火箭共14次成功发射经验为基础,日本宇宙开发事业团正在H系列运载火箭的研制方面取得稳步发展。H系列运载火箭计划的最终目的是研制出性能高、成本效益高、可靠性好的运载火箭,以便满足未来飞行任务的需要。1986年8月13日,H-Ⅰ首次飞行试验获得成功。H-Ⅰ运载火箭由三级组成,能将550公斤级的卫星送入地球同步轨道。该火箭的关键部件包括氢氧第一级、惯性制导系统以及固体第三级,这三者都是日本自行研制的。H-Ⅱ是一种非常先进的运载火箭,将在 H-Ⅰ火箭研制获得的技术基础上进行研制。它是由两个大型固体火箭助推器加力的两级运载火箭,地球同步轨道有效载荷运载能力超过2吨。第一、二两级发动机都使用液氢/液氧推进剂。现在正在为第一级研制高压分级燃烧循环发动机,第二级火箭是 H-Ⅰ第二级火箭的比例放大。在惯性制导系统中使用了激光陀螺。计划于1992年进行 H-Ⅱ火箭的首次试飞,目前正按计划进行部件研制试验。     

美国捷联式惯性制导系统

概述惯性制导系统是利用飞行器上的惯性元件(加速度表和陀螺)测量出飞行器相对于惯性空间的速度和姿态,通过飞行器上的制导计算机控制飞行器命中预定的目标或完成预定的飞行任务。实现惯性制导的技术途径有两种。一种是惯性平台方案,一种是捷联式制导方案。把陀     

《国外导弹技术》1972—1979年总目录

1972年第l期(总第l期)美苏战略导弹的发展趋向欧洲一3运载火箭系统土星一阿波罗运载工具液氧RP一l发动机的研 制先进的液体火箭发动机F一1和J一2发动机推力室的钎焊海神发动机的环境试验捷联式惯性制导系统简讯美苏导弹的实力对比美帝民兵1导弹试射和部署情况法国研制新的运载火箭美帝空军研究放射性同位素阱发动机美帝“阿金娜”液体火箭发动机改用推进剂发动机用的耐高温材料美对海神后代的探讨侦察苏联洲际导弹的超地平雷达七十年代的导弹材料“阿波罗一14号”采用反向旋转换流机美研制火星飞船用的磁带记录器德尔它火箭的捷联式惯性制…     

姿态更新算法在某型滚转弹药捷联寻的制导化中的应用研究

针对某型滚转弹药,设计了基于微机电惯性组件的捷联制导系统.运用H∞平方根滤波器,估计出弹目相对运动等信息,形成最优比例制导指令.利用微机电速率陀螺构建数字平台,实现毫米波捷联导引头量测信息及制导指令的坐标变换.对四元数法和等效转动矢量法的滚转弹姿态解算精度进行比较,并通过打击机动目标的仿真试验验证了姿态解算精度对制导精度的影响.仿真结果表明应用等效转动矢量法的捷联制导系统精度更高,能够满足要求.     

科学有效载荷运载器的数字姿态控制系统

数字姿态控制系统已用来控制探测火箭有效载荷的姿态。数字姿态控制系统包括:三轴单框架惯性平台,通用数字计算机,电池,活门驱动器,以及与优质导引敏感器(如星光跟踪器和太阳探测器)相连接的系统输入/输出电子设备。数字姿态控制系统安装在有效载荷舱内,利用反作用控制系统,就可完成全部机动控制。这种机动可用数字计算机模拟和编程序。用惯性平台作为系统误差敏感元件,数字姿态控制系统在典型的探测火箭发射环境下,将使有效载荷定向在所要求的惯性姿态的±20弧分内。按惯性指向方式,在惯性运动期间,数字姿态控制系统的漂移率每分钟小于2弧分。当导引敏感器和数字姿态控制系统一起使用时,有效载荷的绝对惯性姿态,如导引敏感器测得的那样,将被控制在±1弧分范围内。在工作期间,数字姿态控制系统极限周值将小于±5弧分。     

四种新型惯性传感器浅介

飞机、舰船、地面车辆的惯性导航,火箭、导弹的惯性制导,以及武器平台、瞄准线的稳定等,都需要利用惯性测量装置实时、准确地测量方位、速度、位置、姿态等参数,以完成预定的导航或稳定任务。光电技术在惯性传感器中的应用促进了惯性测量技术的发展,并满足了军用惯性导航系统、惯性制导系统及平台稳定系统对高性能,高精度、高可靠性惯性测量装置的需求。     

星光-惯性复合制导系统

本文针对弹道式导弹机动发射产生的初始定位、定向误差及惯导系统基准坐标漂移产生的落点偏差论述了采用星光跟踪器与惯导系统并用所能达到的三个目的。同时,也论述了星光跟踪器装在惯性平台上和星跟踪器捷联装在导航装置底板上的优缺点,以及采用双星跟踪器与惯性平台并用的必要性。本文也论述了导弹飞行试验前,“星光—惯性复合制导系统”必须做的几种试验及其需要的几种必备的试验设备。     

星光/惯性复合制导在战略导弹上的应用前景分析

简要介绍了星光/惯性制导的概念、主要优点、应用和基本原理,对各类星光惯性制导方案进行分析比较,阐述了陆基战略导弹采用星光/惯性制导系统的必要性及重要意义.分析了我国战略导弹采用星光/惯性制导需解决的主要关键技术,并针对我国战略导弹采用星光/惯性制导系统提出了一些思路和看法.     

基于故障对模型的运载火箭故障诊断研究

本文建立了基于故障树模型的运载火箭故障诊断框架,提出了运载火箭故障诊断的知识组织和表示方法及相应的推理控制策略,并以某型运载火箭惯性稳定平台为具体对象,对上述方法进行了应用。     

第五章 仪器舱

5.1 概述法国国家空间研究技术中心把阿里安运载火箭仪器舱的研制工作委托给了法国马特拉公司。仪器舱位于第三级上面,其功用有三点: (1)保持第三级与卫星整流罩之间的结构连续性; (2)提供卫星、卫星整流罩的安装和分离面。 (3)安装制导系统、稳定系统、自毁系统和遥测系统的大部分仪器。     

捷联惯性制导导弹自对准方法

提出并探讨了采用“双位置、零力矩”法实现捷联惯性制导导弹自对准的方法。从3个方面对该问题进行了讨论:数字调平的原理与实现方法;捷联惯性制导系统“双位置、零力矩”法自对准的实现方法;精确位置转换的方法。研究结果表明,“双位置、零力矩”法能适用于捷联惯性制导导弹自对准。     

捷联惯导传感器系统的评价程序

火箭上所装备的陀螺及加速度计,是测量飞行中火箭姿态的最基本的检测器。特別是在纯惯性制导系统的自检场合,它们作为检测器的主要组件,其性能的好坏将对整个制导系统的精度有重大影响。所以在进行惯性制导系统的研究试制中,对这些传感器系统的各种特性,如力矩反馈增益的大小,反馈系统响应时间的迟滞及各种误差的影响等,必须有进行详细评价的系统。本报告就是介绍对火箭等惯性制导系统中捷联方式用的大速率积分陀螺,挠性摆式加速度计等惯导传感器系统的各种特性进行评价而试制的模拟系统。对应不同任务的惯     

先进洲际弹道导弹星光惯性制导系统的性能

本文讨论了先进洲际弹道导弹星光惯性制导系统的性能及优点。阐述了星光惯性制导系统的原理。为便于理解这一原理,给出了一些简单的例子,同时也给出了一些实际例子来说明星光修正提高精度的情况。除精度外,文章还介绍了星光惯性制导系统在满足休眠、快速反应及基地适应要求方面的能力。最后讨论了星光敏感元件在战争环境中的性能。