新一代运载火箭扭转、偏摆同步测量技术研究

贺长水，解英梅，李朝阳，范 毅，梁智锦

（北京航天发射技术研究所，北京，100076）

新一代运载火箭扭转、偏摆同步测量技术研究

贺长水，解英梅，李朝阳，范 毅，梁智锦

（北京航天发射技术研究所，北京，100076）

提出一种用于新一代运载火箭的扭转、偏摆测量技术，用一束明暗调制的平行光束瞄准火箭上目标棱镜，反射光束被瞄准仪接收并由PSD光电转换，利用汇聚点位置偏离度解算扭转量，利用出光、回光相位差解算偏摆量，通过单光路、单接收器件实现火箭扭转、偏摆的同步测量。具有结构简单、响应速度快、实时性好等优点。研究结果可供未来运载火箭或导弹瞄准系统参考。

运载火箭；瞄准；同步测量

0 引 言

运载火箭地面瞄准系统，是在火箭发射前，将制导系统中惯性器件的方位敏感轴调整到与射向（或与射向成已知角的方向）相垂直[1]，或者通过精确测量，获得惯性器件方位敏感轴与射向的偏差角，从而保证火箭初始方位精度，满足运载火箭系统方位入轨精度的要求。

随着深空探测的发展，未来运载火箭将向大直径、大推力方向发展[2]，而捷联惯组制导方式和牵制释放[3]发射技术的成熟和应用，会使火箭瞄准工作产生突出的技术问题。例如，火箭变形或风晃情况下的快速捕获目标、火箭棱镜大角度安装偏差下的大敏区角度测量[4]、无人值守的自动化瞄准等，这些问题将造成瞄准过程的复杂、瞄准成败的不确定性。

针对火箭变形或风晃情况下的快速捕获目标难题，目前中国实现了基于双光路的机器视觉全息测量瞄准[5]，即通过成像光路获得图像信息解算被瞄目标位置，通过准直测量光路解算被瞄目标扭转。

本文论述了基于光电瞄准仪的单光路、单光电接收系统对火箭扭转及偏摆量的同步测量技术。通过光电瞄准仪发射一束明暗调制的平行光束，经由目标棱镜反射，利用反射光束相对于光轴中心的偏离量，解算火箭扭转角度，利用反射光束相对于出射光束的调制相位差，解算火箭偏摆的极性和大小。利用同一光路系统和同一光电接收器件实现二维信息同步测量，大大降低了光电瞄准仪结构复杂度，并具有响应速度快、实时性好的优点，可供对晃动目标的方位角度测量传递系统参考。

1 系统方案

实现火箭扭转、偏摆同步测量的光电瞄准仪光路示意如图1所示。由图1可知，光源发射的准直激光，经由透镜汇聚成平行光，经过机械调制盘切割调制，变为按固定频率亮、暗变化的光束，该光束经由半透半反镜，按一定比例透反分离，反射光束通过光电器件光电转换，作为基准信号，供鉴相电路使用。透射光束再经过汇聚、折转，最终以平行光束的形式，从瞄准仪物镜口出射。出射光束被火箭上的直角棱镜反射，在一定角度内，反射光束可以进入瞄准仪物镜口，该角度即瞄准仪的光电敏区。反射光束再次经由半透半反镜进行透、反分离，反射部分经聚光镜汇聚成一光点，成像在光电器件表面。

图1 光电瞄准仪光学示意

光电接收器件输出与成像光点位置相关的光电流信号，该信号经过 I/V变换、运算放大器、滤波等信号处理，再由软件按特定算法解算出反射光束偏离光轴的角度，该角度的一半即为火箭扭转角。

同时，将光电接收器件输出的信号相位与基准信号相位对比，通过相位差解算出反射光束在水平方向上偏离被瞄直角棱镜的极性和大小，即火箭偏摆量。

光电接收器件是实现上述同步测量的关键器件，要求具有较高的位置敏感度和快速的光电响应速度。目前在光电瞄准仪上应用的光电接收器件，有光伏电池、电荷耦合器件[6]（Charge-coupled Device，CCD）和位置敏感探测器（Position Sensitive Detector，PSD），3种器件性能对比情况如表1所示。

表1 光电接收器件性能对比

由表1对比可知，PSD既能敏感光点位置，又具有较快的响应速度[7]，因此选用PSD进行光电转换，组建火箭扭转、偏摆同步测量系统。

2 系统原理

2.1 火箭扭转测量技术

火箭扭转测量光路示意如图2所示[8]。瞄准光束由瞄准仪物镜沿光轴发射，照射到火箭上的目标棱镜上，当火箭扭转α时，直角棱镜反射光束与光轴呈2α，经物镜汇聚后，在PSD上的汇聚光点偏离光轴中心X。

图2 火箭扭转测量光路示意

图3为一维PSD结构示意。

图3 一维PSD结构示意

图3中，管脚1、2输出与与PSD表面汇聚光点位置呈对应关系的光电流，若入射光点位于A点，则管脚1、2输出的电流I1，I2为

式中 I1为 PSD的管脚 1输出电流；I2为 PSD的管脚2输出电流；L为PSD的敏感面的一半宽；X为光点偏离PSD中心（即零位）的距离；I0为PSD输出电流之和，代表光强度大小。

通过式（4）可计算光点位置。利用软件算法完成位置/角度转换标定，进而解算出火箭目标棱镜扭转量a。

光电瞄准仪在火箭扭转过程中，随着扭转量a的变大，经由直角棱镜反射的光束被瞄准仪物镜口切光的程度就会越严重，汇聚到PSD表面的光强度会随之下降，会影响光点位置识别精度，从而导致扭转角度测量误差偏大。可以看出，利用式（4）进行角度解算，消除了光强度I0与光点位置X的关系，从理论上消除了光能量变化对角度测量准确度的影响。

利用PSD进行火箭扭转量测量电路原理如图4所示。

图4 火箭扭转量测量电路原理

2.2 火箭偏摆测量技术

图1中的调制盘上均布35个等间距圆孔，用电机驱动稳速转动，转速为1 500 次/min，35个圆孔按固定频率对光源进行机械切割调制，调制频率875 Hz，即每个亮、暗周期为1 142 µs。准直光源被横向切割，照射到准直棱镜上的光斑随之横向明暗变化，如图 5所示。

图5 调制光束与棱镜关系示意

光斑和棱镜相对位置如图6所示。PSD信号波形如图7所示。

当光束处于直角棱镜中心位置时（图6a），光斑完整地被直角棱镜反射，反射光经PSD接收并光电转换，信号波形与基准信号一致，如图7a所示，其中，调制光亮周期为（t1-t0），暗周期为（t2-t1）。

当光斑处于直角棱镜左边沿时（图6b），亮、暗调制光的一部分将不被反射，如图7b所示，波形的下降沿时间提前Δt。

当光斑处于直角棱镜右边沿时（图6c），亮、暗调制光的一部分将不被反射，如图7c所示，波形的上升沿时间滞后tΔ。

利用鉴相电路，识别PSD信号与基准信号的相位关系，便可获得目标直角棱镜偏离瞄准光束的方向和大小，从而得到火箭的偏摆量。

图6 光斑和棱镜相对位置

图7 PSD信号波形

利用PSD进行火箭偏摆量测量的电路原理如图8所示。

图8 火箭偏摆量测量电路原理

3 试验验证

3.1 火箭扭转测量模拟试验

用带直角棱镜的 J2经纬仪等效火箭上的目标棱镜，开展模拟试验，通过J2经纬仪方位微动，模拟火箭扭转。光电瞄准仪在距离25 m情况下，与等效直角棱镜光电准直，J2经纬仪以10″为一个步长逐次微动方位，测量并记录每次微动后的PSD输出信号幅值。图9为数据拟合曲线。由图9可以看出，J2经纬仪带动目标直角棱镜微动区间在50～300″内时，PSD信号幅值与目标棱镜方位角变化线性度较好。50～300″区间外线性度差，原因是受瞄准仪物镜通光孔径大小限制，目标棱镜装角越大，物镜切光越严重，因此无精度保证。50～300″的线性区间可以满足火箭扭转量测量敏区要求。

图9 PSD信号拟合曲线

为了验证准直光束强度变化对PSD方位测角精度是否有影响，在瞄准仪出光位置增加光衰减片，分别将出光强度衰减到25%、50%进行测试。

对不同光源下获取的PSD数据进行常数标定（K值标定），转换为角度量，再对每个测量点数据与目标棱镜标准微动角求差，得到每个测试点的偏差值，取一组偏差值的峰值，作为测量极限偏差。表2中列出了光强度分别为25%、50%和100%时的出光强度、极限偏差以及标定常数，可以看出，出光强度变化约4倍，扭转角测量极限偏差不大于15″，同时标定常数不受光强度影响。

表2 远距离PSD测角数据

3.2 火箭偏摆测量模拟试验

同样用带直角棱镜的J2经纬仪等效火箭上目标棱镜，开展模拟试验。将光电瞄准仪架设在精密平移导轨上，与等效直角棱镜光电准直，通过精密导轨带动光电瞄准仪左右平行移动，使准直光斑相对于直角棱镜左右平行移动，从而模拟火箭偏摆运动。导轨按一定步长逐次平移瞄准仪，通过鉴相电路记录每次平移后的电压值。平移量与鉴相电压拟合情况如图10所示。由图10可以看出，目标棱镜偏摆量与鉴相电压存在一定线性关系，同时，偏摆的方向与鉴相电压正负极性有对应关系。

图10 棱镜偏移对应信号相位

为了验证准直光束强度变化对偏摆测量是否有影响。通过光衰减片，将出光强度分别调整到25%、50%和100%进行试验，导轨以10 mm为一个步长，带动光电瞄准仪左右分别平移30 mm，记录锁相放大器相位，试验数据如表3所示。由表3可以看出，光强度变化对鉴相结果影响有限。试验结果表明，该方法可以准确识别出火箭偏摆方向，偏摆大小线性度稍差，但可以满足火箭偏摆跟踪需求。

表3 不同光强下的偏摆测量模拟试验数据

3.3 试验结果分析

利用PSD光电接收，在瞄准距离25 m、光强度改变4倍的情况下，扭转角测量极限偏差不大于15″，同时标定常数不受光强度影响。测量敏区在25 m距离达到了±2′，满足实际使用需求。

通过提取来自PSD信号波形相对于基准信号波形相位变化量，可以获得被瞄目标偏摆量。即通过相位差的极性判断目标偏摆方向，通过相位差的大小判断目标偏摆的大小。出光强度变化对鉴相结果影响有限，满足实际使用需求。

4 结 论

在介绍基于单光路、单光电接收器件的火箭扭转、偏摆同步测量技术基础上，建立了等效模拟试验系统。在不同光强度下，开展了试验。结果表明，通过光源明、暗机械调制，利用PSD光电接收，可实现火箭扭转、偏摆同步测量，扭转测量达到了较高精度和较大敏区，偏摆测量能正确识别被瞄目标相对瞄准光束的偏离方向，并且偏离距离与相位存在一定线性关系，试验结果均满足实际使用需求。研究成果可应用于新一代运载火箭较大风晃下的快速实时跟踪瞄准中，同时可供其它火箭或导弹瞄准系统参考。

[1]肖锡珙. 发射技术（中）[M]. 北京: 宇航出版社, 1990.

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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；数字出版时间：2017-01-24；数字出版网址：www.cnki.net

贺长水（1978-），男，高级工程师，主要研究方向为火箭光电瞄准技术