冗余惯组初始基准现场校准装置研究

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1、2013年4月宇航计测技术A”，2013第33卷第2期，JournalofAstronauticMetrologyandMeasurementV01．33．No．2文章编号：1000—7202(2013)02—0007—05中图分类号：V448．15文献标识码：A冗余惯组初始基准现场校准装置研究崔桂利1冯伟利1(1．北京航天计量测试技术研究所，北京齐映红2王锴磊1赵天承1100076；2．北京宇航系统工程研究所，北京100076)摘要航天飞行器需要满足长时间待机、长轨迹飞行及高准确入轨的要求。新一代运载火箭从

2、单一的惯性平台导航方式，改进为多套捷联惯组冗余制导方式。火箭飞行时，其中一套惯组作为主份，控制火箭飞行，其它惯组则处于热备份状态，参与冗余判断，并在主份出现故障时接管其工作。这就要求在火箭飞行前，需对冗余惯组之间的初始角度差进行现场标定。提出了利用光电测角技术原理，对冗余惯组之间的初始安装相对角度差进行测量，论述了标定方法及测量设备的研制方案，并对测量结果进行解算和原理验证，试验表明其具有测量原理正确、测试结果准确以及可操作性强等优点。关键词捷联式惯性制导冗余技术光电测角仪校准ResearchonRedund

3、ancyInertialGuidanceUsedtoSettheInitialReferenceFieldCalibrationDeviceCUIGui—lilFENGWei．1i1QIYing．hon92WANGKai—leilZHAOTian．chen91(1．BeijingAerospaceInstituteforMetrologyandMeasurementTechnology，Beijing100076；2．BeijingInstituteofSpaceSystemEngineering，Beiji

4、ng100076)AbstractSpacecraftneedtomeettherequirementsoflongstandby，longtrajectoriesandhighac—curateorbit．Generationofcarrierrocketsfromasingleinertialplatformnavigationway，improvedredun—dantguidancesystemformultiplesetsofStrapdownInertialMeasurementUnit．when

5、rocketintheflightoftheheaven，acustomarygroupasthemainpartscontrolofrocketflight，theotlierIMUisahotbackupstateinvolvedintheredundancyjudgmentandtakesoverthemainpartsworkwhilethemainpartsfailure．Thisrequiressitecalibrationoftheinitialangledifferencebetweenthe

6、RedundantInertialMeasurementUnitbeforetherocketflight．TheuseofphotoelectricgoniometerprinciplemeasuretheinstalledinitialrelativeangledifferencebetweenRedundantInertialMeasurementUnit．Wediscussedthecalibrationmethodsandmeasurementequipmentdevelopmentprogram，

7、calculatedthemeasurementresultandtheproofofprinciple．Theexperimentsshowthatthemeasuringprincipleiscorrect，thetestresultsareaccu-rateandstrongmaneuverabilityadvantages．KeywordsStrapdowninertialguidanceRedundancytechniquePhotogoniometerCalibration收稿日期：2012—12

8、—12，修回日期：2013—02—25作者简介：崔桂利(1965一)，男，高级工程师，主要研究方向：特殊参数几何量精密测试及相关测试设备研究。宇航计测技术2013薤1引言为了满足新一代运载火箭飞行的可靠性、安全性及高准确度入轨的要求，采用两套或多套捷联惯组互为冗余的制导方式将成为制导系统的发展趋势。运载火箭在飞行过程中，其中一套惯组作为主份，控制火箭飞行，其它惯组则处于热备份状态，参与冗余判断，并在