賀長水，解英梅，李朝陽，范 毅，梁智錦

（北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京，100076）

新一代運(yùn)載火箭扭轉(zhuǎn)、偏擺同步測量技術(shù)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(shù)研究所，北京，100076）

提出一種用于新一代運(yùn)載火箭的扭轉(zhuǎn)、偏擺測量技術(shù)，用一束明暗調(diào)制的平行光束瞄準(zhǔn)火箭上目標(biāo)棱鏡，反射光束被瞄準(zhǔn)儀接收并由PSD光電轉(zhuǎn)換，利用匯聚點(diǎn)位置偏離度解算扭轉(zhuǎn)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(shí)現(xiàn)火箭扭轉(zhuǎn)、偏擺的同步測量。具有結(jié)構(gòu)簡單、響應(yīng)速度快、實(shí)時(shí)性好等優(yōu)點(diǎn)。研究結(jié)果可供未來運(yùn)載火箭或?qū)椕闇?zhǔn)系統(tǒng)參考。

運(yùn)載火箭；瞄準(zhǔn)；同步測量

0 引 言

運(yùn)載火箭地面瞄準(zhǔn)系統(tǒng)，是在火箭發(fā)射前，將制導(dǎo)系統(tǒng)中慣性器件的方位敏感軸調(diào)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(yùn)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(yùn)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(dǎo)方式和牽制釋放[3]發(fā)射技術(shù)的成熟和應(yīng)用，會使火箭瞄準(zhǔn)工作產(chǎn)生突出的技術(shù)問題。例如，火箭變形或風(fēng)晃情況下的快速捕獲目標(biāo)、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(zhǔn)等，這些問題將造成瞄準(zhǔn)過程的復(fù)雜、瞄準(zhǔn)成敗的不確定性。

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

本文論述了基于光電瞄準(zhǔn)儀的單光路、單光電接收系統(tǒng)對火箭扭轉(zhuǎn)及偏擺量的同步測量技術(shù)。通過光電瞄準(zhǔn)儀發(fā)射一束明暗調(diào)制的平行光束，經(jīng)由目標(biāo)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(zhuǎn)角度，利用反射光束相對于出射光束的調(diào)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(shí)現(xiàn)二維信息同步測量，大大降低了光電瞄準(zhǔn)儀結(jié)構(gòu)復(fù)雜度，并具有響應(yīng)速度快、實(shí)時(shí)性好的優(yōu)點(diǎn)，可供對晃動目標(biāo)的方位角度測量傳遞系統(tǒng)參考。

1 系統(tǒng)方案

實(shí)現(xiàn)火箭扭轉(zhuǎn)、偏擺同步測量的光電瞄準(zhǔn)儀光路示意如圖1所示。由圖1可知，光源發(fā)射的準(zhǔn)直激光，經(jīng)由透鏡匯聚成平行光，經(jīng)過機(jī)械調(diào)制盤切割調(diào)制，變?yōu)榘垂潭l率亮、暗變化的光束，該光束經(jīng)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(zhuǎn)換，作為基準(zhǔn)信號，供鑒相電路使用。透射光束再經(jīng)過匯聚、折轉(zhuǎn)，最終以平行光束的形式，從瞄準(zhǔn)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(nèi)，反射光束可以進(jìn)入瞄準(zhǔn)儀物鏡口，該角度即瞄準(zhǔn)儀的光電敏區(qū)。反射光束再次經(jīng)由半透半反鏡進(jìn)行透、反分離，反射部分經(jīng)聚光鏡匯聚成一光點(diǎn)，成像在光電器件表面。

圖1 光電瞄準(zhǔn)儀光學(xué)示意

光電接收器件輸出與成像光點(diǎn)位置相關(guān)的光電流信號，該信號經(jīng)過 I/V變換、運(yùn)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(zhuǎn)角。

同時(shí)，將光電接收器件輸出的信號相位與基準(zhǔn)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(shí)現(xiàn)上述同步測量的關(guān)鍵器件，要求具有較高的位置敏感度和快速的光電響應(yīng)速度。目前在光電瞄準(zhǔn)儀上應(yīng)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(diǎn)位置，又具有較快的響應(yīng)速度[7]，因此選用PSD進(jìn)行光電轉(zhuǎn)換，組建火箭扭轉(zhuǎn)、偏擺同步測量系統(tǒng)。

2 系統(tǒng)原理

2.1 火箭扭轉(zhuǎn)測量技術(shù)

火箭扭轉(zhuǎn)測量光路示意如圖2所示[8]。瞄準(zhǔn)光束由瞄準(zhǔn)儀物鏡沿光軸發(fā)射，照射到火箭上的目標(biāo)棱鏡上，當(dāng)火箭扭轉(zhuǎn)α?xí)r，直角棱鏡反射光束與光軸呈2α，經(jīng)物鏡匯聚后，在PSD上的匯聚光點(diǎn)偏離光軸中心X。

圖2 火箭扭轉(zhuǎn)測量光路示意

圖3為一維PSD結(jié)構(gòu)示意。

圖3 一維PSD結(jié)構(gòu)示意

圖3中，管腳1、2輸出與與PSD表面匯聚光點(diǎn)位置呈對應(yīng)關(guān)系的光電流，若入射光點(diǎn)位于A點(diǎn)，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(diǎn)偏離PSD中心（即零位）的距離；I0為PSD輸出電流之和，代表光強(qiáng)度大小。

通過式（4）可計(jì)算光點(diǎn)位置。利用軟件算法完成位置/角度轉(zhuǎn)換標(biāo)定，進(jìn)而解算出火箭目標(biāo)棱鏡扭轉(zhuǎn)量a。

光電瞄準(zhǔn)儀在火箭扭轉(zhuǎn)過程中，隨著扭轉(zhuǎn)量a的變大，經(jīng)由直角棱鏡反射的光束被瞄準(zhǔn)儀物鏡口切光的程度就會越嚴(yán)重，匯聚到PSD表面的光強(qiáng)度會隨之下降，會影響光點(diǎn)位置識別精度，從而導(dǎo)致扭轉(zhuǎn)角度測量誤差偏大?？梢钥闯觯檬剑?）進(jìn)行角度解算，消除了光強(qiáng)度I0與光點(diǎn)位置X的關(guān)系，從理論上消除了光能量變化對角度測量準(zhǔn)確度的影響。

利用PSD進(jìn)行火箭扭轉(zhuǎn)量測量電路原理如圖4所示。

圖4 火箭扭轉(zhuǎn)量測量電路原理

2.2 火箭偏擺測量技術(shù)

圖1中的調(diào)制盤上均布35個(gè)等間距圓孔，用電機(jī)驅(qū)動穩(wěn)速轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)速為1 500 次/min，35個(gè)圓孔按固定頻率對光源進(jìn)行機(jī)械切割調(diào)制，調(diào)制頻率875 Hz，即每個(gè)亮、暗周期為1 142 μs。準(zhǔn)直光源被橫向切割，照射到準(zhǔn)直棱鏡上的光斑隨之橫向明暗變化，如圖 5所示。

圖5 調(diào)制光束與棱鏡關(guān)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(dāng)光束處于直角棱鏡中心位置時(shí)（圖6a），光斑完整地被直角棱鏡反射，反射光經(jīng)PSD接收并光電轉(zhuǎn)換，信號波形與基準(zhǔn)信號一致，如圖7a所示，其中，調(diào)制光亮周期為（t1-t0），暗周期為（t2-t1）。

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

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

利用鑒相電路，識別PSD信號與基準(zhǔn)信號的相位關(guān)系，便可獲得目標(biāo)直角棱鏡偏離瞄準(zhǔn)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(jìn)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(yàn)驗(yàn)證

3.1 火箭扭轉(zhuǎn)測量模擬試驗(yàn)

用帶直角棱鏡的 J2經(jīng)緯儀等效火箭上的目標(biāo)棱鏡，開展模擬試驗(yàn)，通過J2經(jīng)緯儀方位微動，模擬火箭扭轉(zhuǎn)。光電瞄準(zhǔn)儀在距離25 m情況下，與等效直角棱鏡光電準(zhǔn)直，J2經(jīng)緯儀以10″為一個(gè)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(jīng)緯儀帶動目標(biāo)直角棱鏡微動區(qū)間在50～300″內(nèi)時(shí)，PSD信號幅值與目標(biāo)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(zhǔn)儀物鏡通光孔徑大小限制，目標(biāo)棱鏡裝角越大，物鏡切光越嚴(yán)重，因此無精度保證。50～300″的線性區(qū)間可以滿足火箭扭轉(zhuǎn)量測量敏區(qū)要求。

圖9 PSD信號擬合曲線

為了驗(yàn)證準(zhǔn)直光束強(qiáng)度變化對PSD方位測角精度是否有影響，在瞄準(zhǔn)儀出光位置增加光衰減片，分別將出光強(qiáng)度衰減到25%、50%進(jìn)行測試。

對不同光源下獲取的PSD數(shù)據(jù)進(jìn)行常數(shù)標(biāo)定（K值標(biāo)定），轉(zhuǎn)換為角度量，再對每個(gè)測量點(diǎn)數(shù)據(jù)與目標(biāo)棱鏡標(biāo)準(zhǔn)微動角求差，得到每個(gè)測試點(diǎn)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(qiáng)度分別為25%、50%和100%時(shí)的出光強(qiáng)度、極限偏差以及標(biāo)定常數(shù)，可以看出，出光強(qiáng)度變化約4倍，扭轉(zhuǎn)角測量極限偏差不大于15″，同時(shí)標(biāo)定常數(shù)不受光強(qiáng)度影響。

表2 遠(yuǎn)距離PSD測角數(shù)據(jù)

3.2 火箭偏擺測量模擬試驗(yàn)

同樣用帶直角棱鏡的J2經(jīng)緯儀等效火箭上目標(biāo)棱鏡，開展模擬試驗(yàn)。將光電瞄準(zhǔn)儀架設(shè)在精密平移導(dǎo)軌上，與等效直角棱鏡光電準(zhǔn)直，通過精密導(dǎo)軌帶動光電瞄準(zhǔn)儀左右平行移動，使準(zhǔn)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(yùn)動。導(dǎo)軌按一定步長逐次平移瞄準(zhǔn)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(biāo)棱鏡偏擺量與鑒相電壓存在一定線性關(guān)系，同時(shí)，偏擺的方向與鑒相電壓正負(fù)極性有對應(yīng)關(guān)系。

圖10 棱鏡偏移對應(yīng)信號相位

為了驗(yàn)證準(zhǔn)直光束強(qiáng)度變化對偏擺測量是否有影響。通過光衰減片，將出光強(qiáng)度分別調(diào)整到25%、50%和100%進(jìn)行試驗(yàn)，導(dǎo)軌以10 mm為一個(gè)步長，帶動光電瞄準(zhǔn)儀左右分別平移30 mm，記錄鎖相放大器相位，試驗(yàn)數(shù)據(jù)如表3所示。由表3可以看出，光強(qiáng)度變化對鑒相結(jié)果影響有限。試驗(yàn)結(jié)果表明，該方法可以準(zhǔn)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(qiáng)下的偏擺測量模擬試驗(yàn)數(shù)據(jù)

3.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

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

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

4 結(jié) 論

在介紹基于單光路、單光電接收器件的火箭扭轉(zhuǎn)、偏擺同步測量技術(shù)基礎(chǔ)上，建立了等效模擬試驗(yàn)系統(tǒng)。在不同光強(qiáng)度下，開展了試驗(yàn)。結(jié)果表明，通過光源明、暗機(jī)械調(diào)制，利用PSD光電接收，可實(shí)現(xiàn)火箭扭轉(zhuǎn)、偏擺同步測量，扭轉(zhuǎn)測量達(dá)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(biāo)相對瞄準(zhǔn)光束的偏離方向，并且偏離距離與相位存在一定線性關(guān)系，試驗(yàn)結(jié)果均滿足實(shí)際使用需求。研究成果可應(yīng)用于新一代運(yùn)載火箭較大風(fēng)晃下的快速實(shí)時(shí)跟蹤瞄準(zhǔn)中，同時(shí)可供其它火箭或?qū)椕闇?zhǔn)系統(tǒng)參考。

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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(shí)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?yàn)榛鸺怆娒闇?zhǔn)技術(shù)