新一代運載火箭扭轉、偏擺同步測量技術研究

賀長水，解英梅，李朝陽，范 毅，梁智錦

（北京航天發(fā)射技術研究所，北京，100076）

新一代運載火箭扭轉、偏擺同步測量技術研究

賀長水，解英梅，李朝陽，范 毅，梁智錦

（北京航天發(fā)射技術研究所，北京，100076）

提出一種用于新一代運載火箭的扭轉、偏擺測量技術，用一束明暗調制的平行光束瞄準火箭上目標棱鏡，反射光束被瞄準儀接收并由PSD光電轉換，利用匯聚點位置偏離度解算扭轉量，利用出光、回光相位差解算偏擺量，通過單光路、單接收器件實現(xiàn)火箭扭轉、偏擺的同步測量。具有結構簡單、響應速度快、實時性好等優(yōu)點。研究結果可供未來運載火箭或導彈瞄準系統(tǒng)參考。

運載火箭；瞄準；同步測量

0 引 言

運載火箭地面瞄準系統(tǒng)，是在火箭發(fā)射前，將制導系統(tǒng)中慣性器件的方位敏感軸調整到與射向（或與射向成已知角的方向）相垂直[1]，或者通過精確測量，獲得慣性器件方位敏感軸與射向的偏差角，從而保證火箭初始方位精度，滿足運載火箭系統(tǒng)方位入軌精度的要求。

隨著深空探測的發(fā)展，未來運載火箭將向大直徑、大推力方向發(fā)展[2]，而捷聯(lián)慣組制導方式和牽制釋放[3]發(fā)射技術的成熟和應用，會使火箭瞄準工作產生突出的技術問題。例如，火箭變形或風晃情況下的快速捕獲目標、火箭棱鏡大角度安裝偏差下的大敏區(qū)角度測量[4]、無人值守的自動化瞄準等，這些問題將造成瞄準過程的復雜、瞄準成敗的不確定性。

針對火箭變形或風晃情況下的快速捕獲目標難題，目前中國實現(xiàn)了基于雙光路的機器視覺全息測量瞄準[5]，即通過成像光路獲得圖像信息解算被瞄目標位置，通過準直測量光路解算被瞄目標扭轉。

本文論述了基于光電瞄準儀的單光路、單光電接收系統(tǒng)對火箭扭轉及偏擺量的同步測量技術。通過光電瞄準儀發(fā)射一束明暗調制的平行光束，經由目標棱鏡反射，利用反射光束相對于光軸中心的偏離量，解算火箭扭轉角度，利用反射光束相對于出射光束的調制相位差，解算火箭偏擺的極性和大小。利用同一光路系統(tǒng)和同一光電接收器件實現(xiàn)二維信息同步測量，大大降低了光電瞄準儀結構復雜度，并具有響應速度快、實時性好的優(yōu)點，可供對晃動目標的方位角度測量傳遞系統(tǒng)參考。

1 系統(tǒng)方案

實現(xiàn)火箭扭轉、偏擺同步測量的光電瞄準儀光路示意如圖1所示。由圖1可知，光源發(fā)射的準直激光，經由透鏡匯聚成平行光，經過機械調制盤切割調制，變?yōu)榘垂潭l率亮、暗變化的光束，該光束經由半透半反鏡，按一定比例透反分離，反射光束通過光電器件光電轉換，作為基準信號，供鑒相電路使用。透射光束再經過匯聚、折轉，最終以平行光束的形式，從瞄準儀物鏡口出射。出射光束被火箭上的直角棱鏡反射，在一定角度內，反射光束可以進入瞄準儀物鏡口，該角度即瞄準儀的光電敏區(qū)。反射光束再次經由半透半反鏡進行透、反分離，反射部分經聚光鏡匯聚成一光點，成像在光電器件表面。

圖1 光電瞄準儀光學示意

光電接收器件輸出與成像光點位置相關的光電流信號，該信號經過 I/V變換、運算放大器、濾波等信號處理，再由軟件按特定算法解算出反射光束偏離光軸的角度，該角度的一半即為火箭扭轉角。

同時，將光電接收器件輸出的信號相位與基準信號相位對比，通過相位差解算出反射光束在水平方向上偏離被瞄直角棱鏡的極性和大小，即火箭偏擺量。

光電接收器件是實現(xiàn)上述同步測量的關鍵器件，要求具有較高的位置敏感度和快速的光電響應速度。目前在光電瞄準儀上應用的光電接收器件，有光伏電池、電荷耦合器件[6]（Charge-coupled Device，CCD）和位置敏感探測器（Position Sensitive Detector，PSD），3種器件性能對比情況如表1所示。

表1 光電接收器件性能對比

由表1對比可知，PSD既能敏感光點位置，又具有較快的響應速度[7]，因此選用PSD進行光電轉換，組建火箭扭轉、偏擺同步測量系統(tǒng)。

2 系統(tǒng)原理

2.1 火箭扭轉測量技術

火箭扭轉測量光路示意如圖2所示[8]。瞄準光束由瞄準儀物鏡沿光軸發(fā)射，照射到火箭上的目標棱鏡上，當火箭扭轉α時，直角棱鏡反射光束與光軸呈2α，經物鏡匯聚后，在PSD上的匯聚光點偏離光軸中心X。

圖2 火箭扭轉測量光路示意

圖3為一維PSD結構示意。

圖3 一維PSD結構示意

圖3中，管腳1、2輸出與與PSD表面匯聚光點位置呈對應關系的光電流，若入射光點位于A點，則管腳1、2輸出的電流I1，I2為

式中 I1為 PSD的管腳 1輸出電流；I2為 PSD的管腳2輸出電流；L為PSD的敏感面的一半寬；X為光點偏離PSD中心（即零位）的距離；I0為PSD輸出電流之和，代表光強度大小。

通過式（4）可計算光點位置。利用軟件算法完成位置/角度轉換標定，進而解算出火箭目標棱鏡扭轉量a。

光電瞄準儀在火箭扭轉過程中，隨著扭轉量a的變大，經由直角棱鏡反射的光束被瞄準儀物鏡口切光的程度就會越嚴重，匯聚到PSD表面的光強度會隨之下降，會影響光點位置識別精度，從而導致扭轉角度測量誤差偏大?？梢钥闯?，利用式（4）進行角度解算，消除了光強度I0與光點位置X的關系，從理論上消除了光能量變化對角度測量準確度的影響。

利用PSD進行火箭扭轉量測量電路原理如圖4所示。

圖4 火箭扭轉量測量電路原理

2.2 火箭偏擺測量技術

圖1中的調制盤上均布35個等間距圓孔，用電機驅動穩(wěn)速轉動，轉速為1 500 次/min，35個圓孔按固定頻率對光源進行機械切割調制，調制頻率875 Hz，即每個亮、暗周期為1 142 μs。準直光源被橫向切割，照射到準直棱鏡上的光斑隨之橫向明暗變化，如圖 5所示。

圖5 調制光束與棱鏡關系示意

光斑和棱鏡相對位置如圖6所示。PSD信號波形如圖7所示。

當光束處于直角棱鏡中心位置時（圖6a），光斑完整地被直角棱鏡反射，反射光經PSD接收并光電轉換，信號波形與基準信號一致，如圖7a所示，其中，調制光亮周期為（t1-t0），暗周期為（t2-t1）。

當光斑處于直角棱鏡左邊沿時（圖6b），亮、暗調制光的一部分將不被反射，如圖7b所示，波形的下降沿時間提前Δt。

當光斑處于直角棱鏡右邊沿時（圖6c），亮、暗調制光的一部分將不被反射，如圖7c所示，波形的上升沿時間滯后tΔ。

利用鑒相電路，識別PSD信號與基準信號的相位關系，便可獲得目標直角棱鏡偏離瞄準光束的方向和大小，從而得到火箭的偏擺量。

圖6 光斑和棱鏡相對位置

圖7 PSD信號波形

利用PSD進行火箭偏擺量測量的電路原理如圖8所示。

圖8 火箭偏擺量測量電路原理

3 試驗驗證

3.1 火箭扭轉測量模擬試驗

用帶直角棱鏡的 J2經緯儀等效火箭上的目標棱鏡，開展模擬試驗，通過J2經緯儀方位微動，模擬火箭扭轉。光電瞄準儀在距離25 m情況下，與等效直角棱鏡光電準直，J2經緯儀以10″為一個步長逐次微動方位，測量并記錄每次微動后的PSD輸出信號幅值。圖9為數(shù)據(jù)擬合曲線。由圖9可以看出，J2經緯儀帶動目標直角棱鏡微動區(qū)間在50～300″內時，PSD信號幅值與目標棱鏡方位角變化線性度較好。50～300″區(qū)間外線性度差，原因是受瞄準儀物鏡通光孔徑大小限制，目標棱鏡裝角越大，物鏡切光越嚴重，因此無精度保證。50～300″的線性區(qū)間可以滿足火箭扭轉量測量敏區(qū)要求。

圖9 PSD信號擬合曲線

為了驗證準直光束強度變化對PSD方位測角精度是否有影響，在瞄準儀出光位置增加光衰減片，分別將出光強度衰減到25%、50%進行測試。

對不同光源下獲取的PSD數(shù)據(jù)進行常數(shù)標定（K值標定），轉換為角度量，再對每個測量點數(shù)據(jù)與目標棱鏡標準微動角求差，得到每個測試點的偏差值，取一組偏差值的峰值，作為測量極限偏差。表2中列出了光強度分別為25%、50%和100%時的出光強度、極限偏差以及標定常數(shù)，可以看出，出光強度變化約4倍，扭轉角測量極限偏差不大于15″，同時標定常數(shù)不受光強度影響。

表2 遠距離PSD測角數(shù)據(jù)

3.2 火箭偏擺測量模擬試驗

同樣用帶直角棱鏡的J2經緯儀等效火箭上目標棱鏡，開展模擬試驗。將光電瞄準儀架設在精密平移導軌上，與等效直角棱鏡光電準直，通過精密導軌帶動光電瞄準儀左右平行移動，使準直光斑相對于直角棱鏡左右平行移動，從而模擬火箭偏擺運動。導軌按一定步長逐次平移瞄準儀，通過鑒相電路記錄每次平移后的電壓值。平移量與鑒相電壓擬合情況如圖10所示。由圖10可以看出，目標棱鏡偏擺量與鑒相電壓存在一定線性關系，同時，偏擺的方向與鑒相電壓正負極性有對應關系。

圖10 棱鏡偏移對應信號相位

為了驗證準直光束強度變化對偏擺測量是否有影響。通過光衰減片，將出光強度分別調整到25%、50%和100%進行試驗，導軌以10 mm為一個步長，帶動光電瞄準儀左右分別平移30 mm，記錄鎖相放大器相位，試驗數(shù)據(jù)如表3所示。由表3可以看出，光強度變化對鑒相結果影響有限。試驗結果表明，該方法可以準確識別出火箭偏擺方向，偏擺大小線性度稍差，但可以滿足火箭偏擺跟蹤需求。

表3 不同光強下的偏擺測量模擬試驗數(shù)據(jù)

3.3 試驗結果分析

利用PSD光電接收，在瞄準距離25 m、光強度改變4倍的情況下，扭轉角測量極限偏差不大于15″，同時標定常數(shù)不受光強度影響。測量敏區(qū)在25 m距離達到了±2′，滿足實際使用需求。

通過提取來自PSD信號波形相對于基準信號波形相位變化量，可以獲得被瞄目標偏擺量。即通過相位差的極性判斷目標偏擺方向，通過相位差的大小判斷目標偏擺的大小。出光強度變化對鑒相結果影響有限，滿足實際使用需求。

4 結 論

在介紹基于單光路、單光電接收器件的火箭扭轉、偏擺同步測量技術基礎上，建立了等效模擬試驗系統(tǒng)。在不同光強度下，開展了試驗。結果表明，通過光源明、暗機械調制，利用PSD光電接收，可實現(xiàn)火箭扭轉、偏擺同步測量，扭轉測量達到了較高精度和較大敏區(qū)，偏擺測量能正確識別被瞄目標相對瞄準光束的偏離方向，并且偏離距離與相位存在一定線性關系，試驗結果均滿足實際使用需求。研究成果可應用于新一代運載火箭較大風晃下的快速實時跟蹤瞄準中，同時可供其它火箭或導彈瞄準系統(tǒng)參考。

[1]肖錫珙. 發(fā)射技術（中）[M]. 北京: 宇航出版社, 1990.

[2]何巍, 龍樂豪, 等. 重型運載火箭及其應用探討[J]. 導彈與航天運載技術, 2011(1): 1-5.

[3]王瑞銓, 叢小鵬. 淺析牽制釋放發(fā)射技術[J]. 導彈與航天運載技術, 2001(6): 1-5.

[4]李慶輝, 陳良益, 等. 箭上直角棱鏡誤差對方位瞄準精度的影響[J]. 中國空間科學技術, 1998(01): 61-65.

[5]賀長水, 高明杰, 等. 新一代運載火箭機器視覺瞄準技術研究[J]. 導彈與航天運載技術, 2016(2): 31-35.

[6]張曉芳, 俞信, 等. 位置敏感探測器PSD特性的試驗研究[J]. 儀器儀表學報, 2003(S1): 250-252.

[7]吳國棟, 韓冰, 等. 精密測角法的線陣 CCD相機幾何參數(shù)實驗室標定方法[J]. 光學精密工程, 2007(10): 1628-1632.

[8]李忠科, 秦永元. PSD 器件自動化標定與非線性修正技術研究激光技術[J]. 激光技術, 2004(4): 370-372, 416.

Synchronous Measurement of Torsion and Deflection for New Generation Launch Vehicle

He Chang-shui, Xie Ying-mei, Li Zhao-yang, Fan Yi, Liang Zhi-jin
（Beijing Institute of Space Launch Technology, Beijing, 100076）

This paper introduces a detection technology of torsion and deflection for new generation launch vehicle. Electro-optical collimator transmits a light-dark periodic beam to the vehicle’s prism. The reflected light is photoelectric converted by PSD. Detecting the accumulation point position and the phase difference between the output light and the reflected light, the torsion and the deflection have been synchronous measured. This scheme has advantages of simple structure, high response speed, and pretty good real-time capability. The scheme can be used on the aiming systems of launch vehicle and missile in the future.

Launch vehicle; Aiming; Synchronous measurement

V556

A

1004-7182(2017)01-0065-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20170116

2016-10-24；

2016-11-23；數(shù)字出版時間：2017-01-24；數(shù)字出版網(wǎng)址：www.cnki.net

賀長水（1978-），男，高級工程師，主要研究方向為火箭光電瞄準技術