斜裝異型陀螺系統信息融合方法研究

劉智勇 范松濤 何英姿

北京控制工程研究所，北京 100190

斜裝異型陀螺系統信息融合方法研究

劉智勇 范松濤 何英姿

北京控制工程研究所，北京 100190

陀螺系統構型對航天器的可靠性和姿態控制系統的性能有著重要的影響，越來越多航天器的陀螺系統采用斜置安裝方式。同時，航天器陀螺系統常采用不同類型的陀螺組成，達到提高系統可靠性和促進新研產品應用的目的。但是，不同類型的陀螺的動態響應往往存在較大差異，動態響應的差異引起的斜置異型陀螺系統姿態角速度測量誤差大。本文首先分析了動態響應不一致對姿態角速度求解精度的影響機理；然后從陀螺安裝方式和動態響應補償入手解決陀螺系統的信息融合問題。仿真結果表明，本文提出的信息融合方法能夠有效解決動態響應差異對斜置異型陀螺系統姿態角速度測量的影響。

非正交安裝；異型陀螺；動態響應差異

陀螺系統是航天器姿態控制系統中經常使用的角速度敏感器，其可靠性和工作性能直接影響整個航天器的可靠性和姿態控制精度[1-3]。陀螺系統的整體性能不僅依賴于構成系統的每個陀螺的性能，還與系統的構型密切相關，國內外學者對此開展了廣泛研究，如八面體構型[4]、十二面體構型[5]及傘形安裝[6]等斜置安裝方式。

目前，空間飛行器根據任務的高可靠性和長壽命的需要，控制系統多選用不同類型的陀螺進行組合，這種異型陀螺構成的系統不僅可以避免共因失效，還能以老帶新，促進新型陀螺在空間飛行器上的應用，如天宮一號目標飛行器GNC分系統使用了二浮陀螺和光纖陀螺兩種不同的慣性敏感器[7]。

相較于航天器三正交軸安裝，各軸陀螺獨立備份方式，斜置安裝方式在陀螺系統的自主診斷容錯能力、系統可靠度等方面有著明顯的優勢[4-6]。但是，現有的斜置安裝方式陀螺系統的性能分析均基于陀螺的靜態模型，沒有考慮陀螺動態響應的影響?，F在空間任務對航天器的姿態機動要求越來越高[8]，如Pleiades-HR的成像衛星可完成20s內滾轉機動60°。在航天器角速度變化的情況下，斜裝異型陀螺系統進行航天器姿態角速度測量求解時存在交叉耦合影響，對陀螺系統的故障和航天器姿態角速度測量精度等均會帶來不利影響。

本文首先分析了動態響應不一致對姿態角速度求解精度的影響機理；然后從陀螺安裝方式和動態響應補償2個方面解決斜裝異型陀螺系統的信息融合問題。

1 斜裝陀螺配置方案與角速度測量系統

航天器的測量坐標系與航天器本體坐標系Obxbybzb的各個坐標軸平行。為了便于論述，陀螺系統G1～G9采用傘形安裝方式，陀螺輸入軸在空間分布于半錐角為54°44′08″的圓錐體側面。6個A型陀螺G1～G6在Obybzb的投影為60°均布，并且G1在Obybzb的投影與Obzb指向一致。3個B型陀螺G7～G9在Obybzb的投影為120°均布，并且G7在Obybzb的投影與Obyb指向相反，如圖1所示。

圖1 陀螺安裝示意圖

航天器的9個陀螺按照圖1所示的方案安裝，g1～g9是各個陀螺的測量值，對于控制系統而言為已知量。為了保證各個陀螺測量信息的同步，控制系統采用的具體實現過程為：GNC控制器在控制周期起始時刻到來前提前測量信息準備時間，發送陀螺測量信息，采集采樣信號；各個陀螺接收采樣信號后，啟動測量信息采集，并在測量信息準備時間內，完成2個采樣信號之間的陀螺脈沖數的采集(采樣周期與控制周期時間一致)，并放在通信接口內；GNC控制器在控制周期到來后，開始陀螺測量信息的通信采集，如圖2所示。

圖2 陀螺信息采集系統示意圖

(1)

其中，Hi為陀螺i的安裝矩陣，vi為陀螺i的測量噪聲。

不考慮陀螺動態響應影響時，采用式(1)描述的測量方程，利用3個陀螺a，b，c的測量信息求解航天器姿態角速度為

(2)

2 陀螺動態響應模型建立方法

為了確定陀螺的動態響應模型，控制系統在全頻帶內對陀螺的動態響應進行試驗測試。陀螺動態響應試驗平臺分為2大部分：高精度轉臺測試系統和控制系統閉環測試系統，平臺組成如圖3所示。

圖3 陀螺動態響應試驗平臺結構圖

高精度轉臺測試系統由高精度轉臺和轉臺控制計算機2大部分組成，主要用于提供陀螺的動態角速度激勵。GNC閉環測試系統由控制器、各類敏感器(含陀螺)、執行機構、動力學模擬器及測試判讀系統等組成，主要用于分析試驗陀螺動態響應建模。

控制系統依次將每個陀螺用工裝固定在高精度轉臺上，陀螺輸入軸與轉臺轉軸重合，在全頻帶內對陀螺的動態響應進行測試(在預計的陀螺響應頻率兩端拓展)。轉臺輸入正弦角速度信號：

x=Asinωt

(3)

其中，A為幅值，ω為頻率。

通過轉臺控制器和GNC控制器采集轉臺角速度和陀螺輸出的角速度測量值，可得出陀螺對于此正弦信號的動態響應為：

(4)

通過上述介紹的試驗方法，得出某航天器使用的光纖陀螺的響應情況如圖4所示。

圖4 陀螺的幅頻和相頻響應曲線

利用測試的各個頻率點的幅度衰減和相位延遲，通過系統辨識的方法，可以看出該光纖陀螺的動態響應模型可以描述為一階線性系統：

(5)

其中，1/T為陀螺動態響應頻率，可以看出該試驗光纖陀螺的動態響應為97.5Hz左右。

3 陀螺動態響應差異對姿態角速度測量的影響

航天器GNC系統使用的不同類型陀螺動態響應往往存在較大差異，如：某航天器使用的二浮陀螺動態響應頻率在10Hz左右，而光纖陀螺動態響應頻率在90Hz以上。

根據陀螺動態響應模型，可知陀螺動態響應引起的測量偏差為

(6)

可以看出，陀螺動態響應引起的測量偏差Δg決定于陀螺測量軸方向上的角加速度大小和陀螺的動態響應頻率，角加速度越大，動態響應頻率值越小，Δg越大。

不失一般性，對于3個陀螺組成的姿態角速度測量系統包括1個A型陀螺a和2個B型陀螺b，c，陀螺動態響應帶來的姿態角速度測量誤差為

(7)

ΔgωA和ΔgωB為A型陀螺和B型陀螺對于角速度ω的動態響應偏差。當A型陀螺和B型陀螺動態響應差異較大時，不失一般性，假定A型陀螺動態響應頻率大于B型陀螺動態響應頻率，響應誤差可表示為

(8)

以1個動態響應頻率為90Hz的A類型陀螺(G1)和2個動態響應頻率為10Hz的B類型陀螺(G8，G9)進行航天器三軸姿態角速度求解為例進行說明，航天器控制周期為200ms，A型陀螺和B型陀螺的采樣周期也均為200ms。航天器分別在25s，30s和35s進行了噴氣控制，三軸角加速度分別為0.189(°)/s2，0.327(°)/s2和0.298(°)/s2。姿態角速度分別由0.0045(°)/s,0.0038(°)/s和0.0032(°)/s，變化為三軸角加速度分別為-0.0038(°)/s，-0.0039(°)/s和-0.0040(°)/s。航天器實際角速度和利用陀螺測量信息求解的角速度如圖5所示。

圖5 動態響應差異引起姿態角速度交叉耦合誤差

可以看出：當航天器x軸角速度變化時，導致y軸姿態角速度求解結果誤差大；當z軸角速度變化時，x軸和y軸姿態角速度求解結果都會出現較大的誤差。

控制系統采用等價空間故障檢測[4]或奇偶校驗檢測[9]等方法進行陀螺系統的故障檢測，某個陀螺診斷值低于故障診斷閾值后將被判定故障。動態響應引起航天器姿態角速度測量的交叉耦合誤差，將導致陀螺系統的誤診斷。航天器在姿態機動過程中，姿態角速度變換時間長，將導致陀螺系統連續誤診斷，從而可能危及航天器安全。另外，動態響應引起航天器姿態角速度測量交叉耦合誤差，可能導致航天器輸出錯誤控制指令，影響航天器的姿態控制精度，影響航天器任務的執行。

4 安裝方式的影響分析與優化方法

不失一般性，1個A型陀螺GA1和2個B型陀螺GB1和GB2組成的陀螺系統。為了簡化問題的分析過程，定義GA1GB1GB2測量坐標系：GA1在GB1和GB2組成的平面上的投影為gx軸；垂直于GB1和GB2組成的平面，指向GA1一側gz軸；gy軸與gz軸、gx軸組成右手系。GA1與gx軸的夾角為α，GB1和GB2與gx軸的夾角分別為β1和β2。具體如圖6所示。

圖6 GA1GB1GB2測量坐標系示意圖

這樣，GA1GB1GB2測量坐標系和航天器的測量坐標系相差一個姿態轉換矩陣，該姿態轉換矩陣與陀螺安裝方式有關，陀螺動態響應引起的GA1GB1GB2測量坐標系姿態角速度交叉耦合誤差經過該姿態轉換矩陣處理，就可以得出陀螺動態響應引起的航天器的測量坐標系下姿態角速度交叉耦合誤差。該姿態轉換矩陣只影響該偏差在各個軸的分布，所以下面分析陀螺動態響應引起的GA1GB1GB2測量坐標系姿態角速度交叉耦合誤差。

表1 安裝改進后誤差放大情況

可以看出，更改安裝后總體性能有了一定的提高。同時，控制系統在使用陀螺過程中應該優化陀螺的使用策略，優先使用誤差放大倍數下的組合，盡量避免壞的情況出現。

5 動態響應補償方法

在連續系統中，將動態響應較高的A型陀螺的測量信息進行補償濾波處理，使得其動態響應與B型陀螺一致，即

(9)

其中，H(s)為補償濾波系統傳遞函數，從而

(10)

在控制周期內，航天器輸出的控制力矩是常值，所以姿態角加速度的變化可以忽略，所以

(11)

將上式進行離散化處理，可得：

(12)

圖7 進行響應補償的陀螺信息采集系統示意圖

B型陀螺同步周期與控制周期大小一致。A型陀螺補償濾波系統本質上是一個一階低通濾波器，為了保證在一個控制周期內，補償濾波系統的收斂，采樣步長Δt應盡可能短，如選取為控制周期的十分之一。但是，采樣補償過短，陀螺測量噪聲變大，同時也增大了工程實現的難度。所以，應該綜合考慮各個方面的影響，合理選擇采樣步長。控制系統在每個控制周期使用最新的B型陀螺采樣的測量信息和最近的A型陀螺若干個采樣的濾波補償后測量信息的累計和(累加的時間與控制周期時間一致)，求解航天器的三軸姿態角速度。

A型陀螺補償濾波系統離散化處理后，與連續系統相比，存在一定的系統滯后，從而造成相應的測量誤差。為了補償離散化補償濾波系統滯后的誤差，將離散化補償濾波系統改為

(13)

k為補償系數，該系統與控制周期、采樣周期等相關，具體數值可以通過仿真和試驗等手段確定。

以1個動態響應頻率為90Hz的A類型陀螺(G1)和2個動態響應頻率為10Hz的B類型陀螺(G8，G9)進行航天器三軸姿態角速度求解為例進行說明。航天器控制周期為200ms，A型陀螺采樣周期為20ms，B型陀螺的采樣周期為200ms。三軸姿態控制角加速度分別為0.189(°)/s2，0.327(°)/s2和0.298(°)/s2。分別在25s，30s和35s進行了姿態控制，姿態角速度分別由0.0045(°)/s，0.0038(°)/s和0.0032(°)/s，變化為三軸角加速度分別為-0.0038(°)/s，-0.0039(°)/s和-0.0040(°)/s，補償系數k=1.3。

圖8 補償后姿態角速度交叉耦合誤差

可以看出，陀螺測量信息經過動態補償后，削除了姿態角速度求解的交叉耦合誤差。

6 結論

介紹了斜裝陀螺配置方案以及對應的角速度測量系統，闡述了控制系統設計時對陀螺動態響應的試驗測量方法，分析了陀螺動態響應差異對姿態角速度測量的影響和由此給控制系統帶來的危害。針對動態響應的差異對航天器姿態角速度求解結果的交叉耦合誤差，從陀螺安裝方式和系統動態響應補償2個方面開展了研究，提出了系統的解決方法。相關結果表明，本文提出的斜裝異型陀螺系統的信息融合方法，能夠削除陀螺動態響應不一致對姿態角速度求解的影響。

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ResearchaboutSkewHetero-typeGyroscopeSystemInformationFusionMethod

Liu Zhiyong, Fan Songtao, He Yingzi

Beijing Institute of Control Engineering, Beijing 100190, China

Thegyroscopesystemconfigurationhasimportantinfluenceonthespacecraft’sreliabilityandtheattitudecontrolsystemperformance.Moreandmorespacecraftgyroscopesystemswereinstalledinaninclinedway.Thetypeofgyroscopeswasdeferent,notonlythereliabilityofthesystemcanbehigh,butalsothenewproductionscanbeusedquickly.Thedynamicresponseofdifferenttypegyroscopewasnotsame,andthecalculationresultofthespacecraftangularvelocitywasaffectedbydynamicresponse.Thetheoryofthedifferencedynamicresponseaffectsthecalculationresultofthespacecraftangularvelocitywasanalyzed.Then,theinformationfusionproblemofgyrosystemwassolvedbymeansofgyroinstallationanddynamicresponsecompensation.Theresultsshowtheprecisionofangularvelocitywasimprovebythegyrowithnewconfiguration.Thesimulationresultsshowthattheproposedmethodcaneffectivelysolvetheinfluenceofthedynamicresponsedifferenceontheattitudeanglevelocitymeasurementofthenonskewhetero-typegyroscopesystem.

Skewgyroscopesystem;Hetero-typegyroscopesystem;Thedynamicresponsedifference

V448.2

A

1006-3242(2017)05-0003-06

2016-08-08

劉智勇(1984-)，男，江西人，工程師，主要研究方向為航天器導航、制導與控制；范松濤(1974-)，男，北京人，研究員，主要研究方向為航天器總體設計；何英姿(1970-)，女，湖南人，研究員，主要研究方向為航天器導航、制導與控制。