一种冗余控制系统和火箭的制作方法

1.本实用新型涉及航天控制领域，具体涉及一种冗余控制系统。

背景技术：

2.运载火箭的控制系统是其核心系统，负责运载火箭的信号采集、姿态控制、时序指令开出和控制指令执行等，需要满足可靠性高、实时性强等要求。其中，飞控机是运载火箭的核心控制单元，因其在火箭飞行阶段具有不可修复性，一旦发生故障，将会造成火箭发射失败。
3.为提高系统的可靠性，设计一种冗余控制系统显得尤为重要。

技术实现要素：

4.本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种冗余控制系统。
5.本实用新型提供一种冗余控制系统，包括：主飞控机、备用飞控机、惯性测量组合和智能综控终端，通过箭上总线连接；其中，所述主飞控机用于接收地面指令和箭上设备的信号，并输出控制指令，以控制火箭的飞行；所述备用飞控机用于对所述主飞控机进行备份冗余；所述惯性测量组合用于测量火箭飞行参数，并将飞行参数发动给所述主飞控机和备用飞控机；所述智能综控终端用于接收所述主飞控机或所述备用飞控机输出的控制指令，以控制火箭对应部件实现相应的功能。
6.根据本实用新型的一个实施例，所述主飞控机包括第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块，同一时刻，所述第一处理器模块、所述第二处理器模块和所述第三处理器模块中的一个执行主飞控机的运算。
7.根据本实用新型的一个实施例，所述第一处理器模块、所述第二处理器模块和所述第三处理器模块通过机内总线连接。
8.根据本实用新型的一个实施例，所述第一处理器模块包括第一表决电路；所述第一表决电路包括分别与所述第一处理器模块的第一表决控制接口、第二表决控制接口和第三表决控制接口连接的第一继电器、第二继电器和第三继电器；所述第二处理器模块包括第二表决电路；所述第二表决电路包括分别与所述第二处理器模块的第四表决控制接口、第五表决控制接口和第六表决控制接口连接的第四继电器、第五继电器和第六继电器；所述第三处理器模块包括第三表决电路；所述第三表决电路包括分别与所述第三处理器模块的第七表决控制接口、第八表决控制接口和第九表决控制接口连接的第七继电器、第八继电器和第九继电器；所述第一处理器模块的第一控制使能接口依次通过所述第一继电器、所述第四继电器和所述第七继电器与所述第一处理器模块的第一使能有效接口连接；所述第二处理器模块的第二控制使能接口依次通过所述第五继电器、所述第二继电器和所述第八继电器与所述第二处理器模块的第二使能有效接口连接；所述第三处理器模块的第三控制使能接口依次通过所述第九继电器、所述第三继电器和所述第六继电器与所述第三处理器模块的第三使能有效接口连接；当所述第一继电器、所述第四继电器和所述第七继电器
闭合，且所述第二继电器和所述第三继电器断开时，所述第一处理器模块执行运算；当所述第二继电器、所述第五继电器和所述第八继电器闭合，且所述第四继电器和所述第六继电器断开时，所述第二处理器模块执行运算；当所述第三继电器、所述第六继电器和所述第九继电器闭合，且所述第七继电器和所述第八继电器断开时，所述第三处理器模块执行运算。
9.根据本实用新型的一个实施例，所述第一处理器模块还包括第一定时器，用于周期发送中断信号。
10.根据本实用新型的一个实施例，所述箭上总线为1553b总线、fc-ae-1553总线、powerlink总线和422总线的一种。
11.根据本实用新型的一个实施例，所述惯性测试组合包括惯组和三台速率陀螺；所述惯组包括分别沿箭体坐标系三轴方向正交安装的第一陀螺仪、第二陀螺仪和第三陀螺仪，以及分别沿箭体坐标系三轴方向正交安装的第一加速度计、第二加速度计和第三加速度计。
12.根据本实用新型的一个实施例，还包括在与箭体坐标系三轴成第一斜角的方向上设置的第四陀螺仪和第四加速度计，以及在与箭体坐标系三轴成第二斜角的方向上设置的第五陀螺仪和第五加速度计，所述第一斜角与所述第二斜角不同。
13.根据本实用新型的一个实施例，还包括分别沿箭体坐标系三轴方向设置的额外的三台速率陀螺。
14.另一方面，本实用新型提供一种火箭，其特征在于，包括上述的冗余控制系统。
15.根据本实用新型的冗余控制系统，通过设置备用飞控机作为主飞控机的备份产品，能够采用夺权的方式取得控制系统控制权，继续按要求执行控制系统的后续任务，控制火箭的飞行，提高了系统了可靠性。
16.应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本实用新型所欲主张的范围。
附图说明
17.下面的附图是本实用新型的说明书的一部分，其绘示了本实用新型的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明实用新型的原理。
18.图1是本实用新型一个实施例的冗余控制系统架构图；
19.图2是本实用新型一个实施例的处理器模块同步工作流程图；
20.图3是本实用新型一个实施例的备用飞控机的工作流程图；
21.图4是本实用新型一个实施例的第一表决电路图；
22.图5是本实用新型一个实施例的第二表决电路图；
23.图6是本实用新型一个实施例的第三表决电路图；
24.图7是本实用新型一个实施例的主飞控机处理器工作流程图；
25.图8是本实用新型一个实施例的表决电路图；
26.图9是本实用新型一个实施例的测试方法示意图。
27.附图标记说明：
28.ka1-第一继电器；ka2-第二继电器；ka3-第三继电器；kb1-第四继电器；kb2-第五继电器；kb3-第六继电器；kc1-第七继电器；kc2-第八继电器；kc3-第九继电器。
具体实施方式
29.下面将详细描述本实用新型的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本实用新型进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本实用新型，用于示例性的说明本实用新型的原理，并不被配置为限定本实用新型。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本实用新型实施例的理解。
30.下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本实用新型实施例的具体结构进行限定。在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有说明，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
31.此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括
……”
限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。
32.诸如“下面”、“下方”、“在
…
下”、“低”、“上方”、“在
…
上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并非特别指称次序或顺位的意思，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。
33.在下文描述本实用新型的过程中，可能会在一定场景描述中，仅仅使用“火箭”“运载火箭”“航天器”“航天运载器”或“导弹”，这仅仅是为了描述方便，其内涵不限于所用的具体词。通常情况下，本实用新型的火箭或运载火箭既包括用于运载卫星或飞船或其他探测器的运载火箭，也包括用于运载军事载荷的各类导弹、等武器，以及能够将有效载荷送入空中的类似产品。本领域技术人员在解释上述具体用词时，不得根据描述场景所用的具体词而将火箭仅仅限定为运载火箭或导弹之一，从而缩小本实用新型的保护范围。
34.对于本领域技术人员来说，本实用新型可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本实用新型的示例来提供对本实用新型更好的理解。
35.图1是本实用新型一个实施例的冗余控制系统架构图；图2是本实用新型一个实施例的处理器模块同步工作流程图；图3是本实用新型一个实施例的备用飞控机的工作流程图；图4是本实用新型一个实施例的第一表决电路图；图5是本实用新型一个实施例的第二表决电路图；图6是本实用新型一个实施例的第三表决电路图；图7是本实用新型一个实施例的主飞控机处理器工作流程图；图8是本实用新型一个实施例的表决电路图；图9是本实用新型一个实施例的测试方法示意图。
36.如图1所示，本实用新型提供一种冗余控制系统，包括：主飞控机、备用飞控机、惯性测量组合和智能综控终端，通过箭上总线连接。其中，主飞控机用于接收地面指令和箭上
设备的信号，并输出控制指令，以控制火箭的飞行。备用飞控机用于对主飞控机进行备份冗余。惯性测量组合用于测量火箭飞行参数，并将飞行参数发送给主飞控机和备用飞控机。智能综控终端用于接收主飞控机或备用飞控机输出的控制指令，以控制火箭对应部件实现相应的功能。
37.在本实施例中，主飞控机可以实时接收地面指令、地面信号或箭上设备的测量结果，并对其进行转化处理和控制计算，输出控制指令，从而控制火箭的飞行。主飞控机的主要功能可以包括通过箭上总线系统内的设备通信和消息管理，实时接收惯性测试组合(如惯性仪器设备)数据，并对其进行导航和姿态角的计算，实时输出姿态和时序控制的指令。备用飞控机工作时可以选用和主飞控机相同的时间周期，对主飞控机进行备份(如热备份)冗余。当主飞控机出现问题或故障时，备用飞控机无法采集到箭上总线数据，将作为主飞控机的备份产品采用夺权的方式取得控制系统控制权，继续按要求执行控制系统的后续任务，从而控制火箭的飞行。本实施例提供的冗余控制系统提高了系统了可靠性。惯性测试组合测量的火箭飞行参数可以包括火箭角速度增量累加和信息，以及视速度增量累加和信息。智能综控终端可以实现箭上配电、时序开出、伺服控制、电磁阀控制等功能。
38.根据本实用新型的一个实施例，主飞控机和备用飞控机可以采用完全不同的软硬件架构。
39.具体地，控制系统架构直接影响运载火箭的综合性能和可靠性，本实施例提供的冗余控制系统中的主飞控机和备用飞控机采用完全不同的软硬件架构，在主飞控机发生i度故障后仍可使控制系统继续工作，提高了控制系统的可靠性。
40.如图1所示，根据本实用新型的一个实施例，除主飞控机、备用飞控机、惯性测量组合和智能综控终端外，冗余控制系统还包括测发控系统。
41.在本实施例中，测发控系统可以负责控制系统的测试和发射控制，完成火箭的测试和发射点火任务。
42.根据本实用新型的一个实施例，主飞控机包括处理器模块，作为主飞控机的cpu执行主飞控机的运算。
43.根据本实用新型的一个实施例，主飞控机包括多个(至少两个)处理器模块，多个处理器模块中的一个执行主飞控机的运算。
44.本实施例的冗余控制系统采用动态余度的技术以多模储备的方式，进一步提高了控制系统的可靠性。
45.根据本实用新型的一个实施例，多个处理器模块通过机内总线连接。
46.在本实施例中，以主飞控机包括三个处理器模块为例。如图2所示，拥有控制系统控制权的处理器模块监测本周期的逻辑任务运算是否完成。若监测到本周期任务执行未完成，则判定应用程序执行超时，该处理器模块执行故障处理程序，放弃本周期的数据处理过程，并在下一周期重新进行同步。若监测到本周期任务执行完毕，则通过机内总线将本周期的数据发送至另外两个处理器模块，并判读数据是否已完成发送。若监测到未完成发送数据，则判定应用程序执行超时，该处理器模块执行故障处理程序。若监测到完成发送数据，则接收另外两个处理器的同步数据。若数据未接收，则判定应用程序执行超时，该处理器模块执行故障处理程序。若数据接收，则对同步到的数据进行处理，经过数据校验后，判定同步完成，并进入下一周期。
47.根据本实用新型的一个实施例，主飞控机的多个处理器模块均包括同步模块、心跳监测模块和表决电路。
48.本实施例的冗余控制系统，通过同步模块、心跳模块和表决电路决定主飞控机的控制权归属。
49.根据本实用新型的一个实施例，处理器模块包括定时器，用于周期发送中断信号。
50.如图3所示，在本实施例中，备用飞控机在工作时选用与主飞控机相同的时间周期。备用飞控机运行后由内部定时器周期性地发送中断信号，收到中断信号后，备用飞控机读取控制权寄存器值。若控制权寄存器的值为1，则备用飞控机向惯性测试组合发送取数指令，读取本周期的惯性数据，计算本周期数据，并向智能综控终端(或智能控制设备)发送本周期的控制指令，本周期工作结束。若控制权寄存器不为1，则备用飞控机读取箭上总线数据。若箭上总线有主飞控机的总线数据，则将故障寄存器清零，然后将接收的主飞控机的箭上数据进行同步和更新，计算本周期的数据，并结束本周期工作进入下一周期。若本周期未收到主飞控机的总线数据，则将故障寄存器进行加1处理，然后判断故障寄存器的值是否大于1。若故障寄存器的值大于1，则将控制权寄存器赋值为1。若故障寄存器的值不大于1，则继续进入下一周期。
51.根据本实用新型的一个实施例，主飞控机包括第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块，同一时刻，第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块中的一个执行主飞控机的运算。
52.在本实施例中，主飞控机采用三模块余度tmr(triple modular redundancy)，第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块相互独立，并可以独立完成执行主飞控机运算的任务。由于第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块同时出错的概率较小，因此，本实施例提供的冗余控制系统采用多余度设计，进一步降低了系统出错的概率，提高了系统的可靠性。当主飞控机的三个处理器模块均出现问题时，备用飞控机取得控制系统的控制权。
53.根据本实用新型的一个实施例，第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块可以选用相同的硬件模块和软件，以降低系统的复杂度。
54.根据本实用新型的一个实施例，第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块通过机内总线连接。
55.如图4、5和6所示，根据本实用新型的一个实施例，第一处理器模块包括第一表决电路。第一表决电路包括分别与第一处理器模块的第一表决控制接口、第二表决控制接口和第三表决控制接口连接的第一继电器ka1、第二继电器ka2和第三继电器ka3。第二处理器模块包括第二表决电路。第二表决电路包括分别与第二处理器模块的第四表决控制接口、第五表决控制接口和第六表决控制接口连接的第四继电器kb1、第五继电器kb2和第六继电器kb3。第三处理器模块包括第三表决电路。第三表决电路包括分别与第三处理器模块的第七表决控制接口、第八表决控制接口和第九表决控制接口连接的第七继电器kc1、第八继电器kc2和第九继电器kc3。第一处理器模块的第一控制使能接口依次通过第一继电器ka1、第四继电器kb1和第七继电器kc1与第一处理器模块的第一使能有效接口连接。第二处理器模块的第二控制使能接口依次通过第五继电器kb2、第二继电器ka2和第八继电器kc2与第二处理器模块的第二使能有效接口连接。第三处理器模块的第三控制使能接口依次通过第九
继电器kc3、第三继电器ka3和第六继电器kb3与第三处理器模块的第三使能有效接口连接。当第一继电器ka1、第四继电器kb1和第七继电器kc1闭合，且第二继电器ka2和第三继电器ka3断开时，第一处理器模块执行运算。当第二继电器ka2、第五继电器kb2和第八继电器kc2闭合，且第四继电器kb1和第六继电器kb3断开时，第二处理器模块执行运算。当第三继电器ka3、第六继电器kb3和第九继电器kc3闭合，且第七继电器kc1和第八继电器kc2断开时，第三处理器模块执行运算。
56.在本实施例中，第一表决控制接口连接第一继电器输入端、第二表决控制接口连接第二继电器输入端、第三表决控制接口连接第三继电器输入端。
57.表1对主飞控机处理器模块的优先级及控制权归属进行了说明，其中，1代表取得控制权，0代表未取得控制权。表1给出了优先级顺序为a机
→
b机
→
c机的处理器重构策略。以初始配置第一处理器模块拥有控制权为例。当第一处理器模块取得控制系统的控制权时，第一处理器模块将第一继电器ka1闭合，同时断开第二继电器ka2和第三继电器ka3，使第二处理器模块和第三处理器模块的使能电路断开。此时，第二处理器模块未取得控制系统的控制权，仅闭合第五继电器kb2，断开第六继电器kb3，不对第四继电器kb1进行控制。第三处理器模块也未取得控制系统的控制权，仅闭合第九继电器，不对第七继电器和第八继电器进行控制。当第一处理器模块发生故障时，第一处理器模块无法继续断开第二继电器ka2，因此第二处理器模块使能电路闭合，控制权转移至第二处理器模块。当第二处理器模块也发生故障时，第二处理器模块无法继续断开第六继电器kb3，因此第三处理器模块使能电路闭合，控制权转移至第三处理器模块。
58.表1主飞控机的处理器模块优先级及控制权归属
[0059][0060]
本实施例的控制系统，通过继电器组合结合重构技术实现三台处理器模块对控制系统控制权的逻辑互锁，确保了三台处理器模块中始终只有一台拥有控制权。本实施例控制系统的各模块独立性强，控制逻辑简单，降低了系统模块间的耦合度，提高了控制系统的容错能力，提高了系统的可靠性。
[0061]
根据本实用新型的一个实施例，第一处理器模块还包括第一定时器，用于周期发
送中断信号。
[0062]
根据本实用新型的一个实施例，第二处理器模块还包括第二定时器。第三处理器模块还包括第三定时器。
[0063]
根据本实用新型的一个实施例，第一处理器模块还包括第一同步模块和第一心跳监测模块。第二处理器模块还包括第二同步模块和第二心跳监测模块。第三处理器模块还包括第三同步模块和第三心跳监测模块。
[0064]
具体地，火箭的飞控机具有高可靠、强实时性等特点，需要在固定的时间周期内实现对外部惯性数据的采集、飞行数据的解算和执行机构控制指令的输出等一系列的工作。本实施例的冗余控制系统的主飞控机的处理器工作流程如图7所示，首先由三个处理器模块中的定时器同时发送中断信号，进入定时器中断。然后，三个处理器模块由各自的心跳监测模块进行心跳监测，并将心跳结果传输至各自的表决电路中，三个表决电路根据预先设定的表决规则进行表决，确定由哪个处理器模块(三个处理器模块中的一个)拥有对主飞控机的控制权。当其中一个处理器模块拥有主飞控机的控制权后，其需要向惯性测量组合发送取数指令，读取本周期的惯性数据，计算本周期控制系统的数据，并将本周起计算的数据结果通过机内总线同步至另外两个处理器模块中。最后，向智能综控终端发送控制指令进入下一周期。对于未取得控制权的处理器模块需要读取本周期的惯性数据，计算本周期控制系统的数据，并同步其他处理器模块的本周期控制系统的数据，同步进入下一周期。
[0065]
如图8所示，在本实施例中，第一同步模块、第二同步模块和第三同步模块可以采用固定周期同步和任务级同步相结合的混合同步方式。其中，各同步模块的固定周期同步由第一定时器、第二定时器和第三定时器分别发送中断信号实现，各处理器模块根据本周期的逻辑性运算任务完成同步动作。各同步模块可以将三个处理器模块进行时钟同步，保证了其传输的数据在同一周期中。第一心跳监测模块、第二心跳监测模块和第三心跳监测模块发出心跳信号，并将各自发送的心跳信号同时发送至第一表决电路、第二表决电路和第三表决电路。由第一表决电路、第二表决电路和第三表决电路诊断第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块的工作状态，并对其进行动态健康识别。
[0066]
例如，第一心跳监测模块、第二心跳监测模块和第三心跳监测模块可以采用push检测模式。由被监测的处理器模块主动向其心跳监测模块周期性的发出push心跳信号。在每个任务周期内，对本被监测的处理器模块的心跳输出信号进行0/1的周期性反转，然后有主飞控机各处理器模块(如表决电路及与其向连接的元器件等)对心跳信号进行判读。如果心跳正常则返回en＝1，如果心跳异常则en＝0。三个处理器模块将各自的心跳信号的判读结果发送至各自的表决电路中，由各自的表决电路诊断对应处理器模块的工作状态，对其进行动态健康识别。当心跳信号被判定为工作异常时，表决电路通过表1的重构策略对当前的处理器模块进行故障隔离，同时在三个处理器模块的优先级设置下按顺序获取控制权，实现对处理器模块的动态隔离重构。
[0067]
本实施例的冗余控制系统，当主飞控机因为软件或硬件的缺陷(如设计缺陷)导致无法正常工作后，备用飞控机能够通过监控的方式夺取主飞控机的控制权继续执行后续任务。本实施例的冗余控制系统，能够实现在减小通信开销的同时，提高各处理器模块的失效判别率。
[0068]
如图9所示，针对本实施例的冗余控制系统，可以采用故障模拟注入的方式对其进
行测试，并可以搭建故障注入测试平台。在控制系统中串入故障注入测试设备，通过软件界面进行故障模式的配置。该故障注入测试平台可以模拟主飞控机中可能出现的硬件和软件故障，对重构策略进行优化调整，并对控制系统的性能进行验证效果评估。
[0069]
具体地，通过在数据传输的通道串接故障注入装置，实时获取冗余控制系统数据，然后用故障仿真的方法向原数据中融入故障信息得到故障数据，最后将故障数据输出至冗余控制系统中实现故障的注入。
[0070]
以初始配置第一处理器模块拥有主飞控机的控制权为例，并设置优先级从高到底顺序为第一处理器模块、第二处理器模块、第三处理器模块。该种配置通过诸元(即在使用时上传的一种可以配置的文件，可通过更改文件的方式而不改变飞控软件进行实现)上传至主飞控机中。基于故障模拟注入的测试方式的冗余控制系统的冗余重构策略的实现步骤如下：
[0071]
步骤s1：通过故障注入测试设备在
①
处将第一处理器模块的第一同步模块、第一心跳监测模块注入故障，使在第一表决电路、第二表决电路、第三表决电路中第一处理器模块输出的故障状态为0，第二处理器模块的第二表决电路收到第一处理器模块在第二表决电路的信号后，主飞控机控制权切换至第二处理器模块。
[0072]
步骤s2：通过故障注入测试仪在
②
处将第二处理器模块的第二同步模块、第二心跳监测模块注入故障，导致在第一、第二、第三表决电路中第二处理器模块输出的故障状态为0，第三处理器模块的表决电路收到第一、第二处理器模块在第三表决电路的信号后，主飞控机控制权切换至第三处理器模块。
[0073]
步骤s3：通过故障注入测试仪在
③
处将第三处理器模块的第三同步模块、第三心跳监测模块注入故障导致在表决电路中第三处理器模块输出的故障状态为0。此时主飞控机处于无法工作的状态，备用飞控机在监视总线数据两个周期没有数据后采用夺权机制，备用飞控机夺权成功后，继续对控制系统进行控制执行后续任务。
[0074]
在该策略验证过程中，通过故障注入的方法对策略进行优化调整，并对系统性能进行验证效果评估。
[0075]
本实施例采用故障模拟注入的测试方法，通过故障注入的方式验证并优化调整控制系统的冗余策略，对系统性能进行验证效果评估，提高了系统的可靠性，并为后续的故障隔离和分析提供了测试平台。
[0076]
根据本实用新型的一个实施例，第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块可以采用相同的软件架构和硬件架构，以降低冗余控制系统的复杂度。
[0077]
根据本实用新型的一个实施例，箭上总线为1553b总线、fc-ae-1553总线、powerlink总线和422总线的一种。
[0078]
根据本实用新型的一个实施例，惯性测试组合包括惯组和三台速率陀螺。惯组包括分别沿箭体坐标系三轴方向正交安装的第一陀螺仪、第二陀螺仪和第三陀螺仪，以及分别沿箭体坐标系三轴方向正交安装的第一加速度计、第二加速度计和第三加速度计。
[0079]
根据本实用新型的一个实施例，三台速率陀螺沿箭体坐标系三轴方向正交安装。
[0080]
在本实施例中，例如，沿箭体方向设置的坐标系为o-x1y1z1，三台速率陀螺沿o-x1y1z1三轴方向正交安装。
[0081]
根据本实用新型的一个实施例，还包括在与箭体坐标系三轴成第一斜角的方向上
设置的第四陀螺仪和第四加速度计，以及在与箭体坐标系三轴成第二斜角的方向上设置的第五陀螺仪和第五加速度计，第一斜角与第二斜角不同。
[0082]
在本实施例中，例如，沿箭体方向设置的坐标系为o-x1y1z1，os轴正向可以与箭体坐标系ox、oy、oz轴正向的夹角分别为125.9
°
、46.6
°
、115.4
°
，ot轴正向可以与ox、oy、oz轴正向夹角分别为46.6
°
、56.5
°
、118.0
°
。第四陀螺仪和第四加速度计沿os轴斜置平行安装，第五陀螺仪和第五加速度计沿ot轴斜置平行安装。箭体轴向的第一陀螺仪、第二陀螺仪、第三陀螺仪、第一加速度计、第二加速度计和第三加速度计因意外无法正常工作时，设置的os、ot轴向的第四陀螺仪、第四加速度计、第五陀螺仪和第五加速度计能够通过算法计算出相应的火箭的飞行参数，提高了控制系统的可靠性。
[0083]
根据本实用新型的一个实施例，还包括分别沿箭体坐标系三轴方向设置的额外的三台速率陀螺。
[0084]
在本实施例中，沿箭体坐标系(o-x1y1z1)三轴方向分别设置两台速率陀螺，即对箭体坐标系(o-x1y1z1)三轴方向的速率陀螺均进行了冗余备份，提高了控制系统的可靠性。
[0085]
本实施例的冗余控制系统的惯性测试组合由十表惯组和六台速率陀螺组成，六台速率陀螺沿箭体坐标系三轴方向正交安装。惯性测试组合将惯性数据发送至箭上总线。
[0086]
在本实施例中，例如，惯组沿箭体方向设置的坐标系为o-x1y1z1，并沿箭体坐标系三轴方向正交安装的第一陀螺仪、第二陀螺仪和第三陀螺仪，以及分别沿箭体坐标系三轴方向正交安装的第一加速度计、第二加速度计和第三加速度计。os轴正向可以与箭体坐标系ox、oy、oz轴正向的夹角分别为125.9
°
、46.6
°
、115.4
°
，ot轴正向可以与ox、oy、oz轴正向夹角分别为46.6
°
、56.5
°
、118.0
°
。第四陀螺仪和第四加速度计沿os轴斜置平行安装，第五陀螺仪和第五加速度计沿ot轴斜置平行安装。箭体轴向的第一陀螺仪、第二陀螺仪、第三陀螺仪、第一加速度计、第二加速度计和第三加速度计因意外无法正常工作时，设置的os、ot轴向的第四陀螺仪、第四加速度计、第五陀螺仪和第五加速度计能够通过算法计算出相应的火箭的飞行参数，提高了控制系统的可靠性。六台速率陀螺沿o-x1y1z1三轴方向正交安装，每个轴向安装2台速率陀螺，进行冗余备份，进一步提高了控制系统的可靠性。
[0087]
另一方面，本实施例还提供一种火箭，其特征在于，包括上述的冗余控制系统。
[0088]
本实用新型的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。
[0089]
以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

技术特征：

1.一种冗余控制系统，其特征在于，包括：主飞控机、备用飞控机、惯性测量组合和智能综控终端，通过箭上总线连接；其中，所述主飞控机用于接收地面指令和箭上设备的信号，并输出控制指令，以控制火箭的飞行；所述备用飞控机用于对所述主飞控机进行备份冗余；所述惯性测量组合用于测量火箭飞行参数，并将飞行参数发动给所述主飞控机和备用飞控机；所述智能综控终端用于接收所述主飞控机或所述备用飞控机输出的控制指令，以控制火箭对应部件实现相应的功能。2.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，所述主飞控机包括第一处理器模块、第二处理器模块和第三处理器模块，同一时刻，所述第一处理器模块、所述第二处理器模块和所述第三处理器模块中的一个执行主飞控机的运算。3.根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于，所述第一处理器模块、所述第二处理器模块和所述第三处理器模块通过机内总线连接。4.根据权利要求2所述的控制系统，其特征在于，所述第一处理器模块包括第一表决电路；所述第一表决电路包括分别与所述第一处理器模块的第一表决控制接口、第二表决控制接口和第三表决控制接口连接的第一继电器、第二继电器和第三继电器；所述第二处理器模块包括第二表决电路；所述第二表决电路包括分别与所述第二处理器模块的第四表决控制接口、第五表决控制接口和第六表决控制接口连接的第四继电器、第五继电器和第六继电器；所述第三处理器模块包括第三表决电路；所述第三表决电路包括分别与所述第三处理器模块的第七表决控制接口、第八表决控制接口和第九表决控制接口连接的第七继电器、第八继电器和第九继电器；所述第一处理器模块的第一控制使能接口依次通过所述第一继电器、所述第四继电器和所述第七继电器与所述第一处理器模块的第一使能有效接口连接；所述第二处理器模块的第二控制使能接口依次通过所述第五继电器、所述第二继电器和所述第八继电器与所述第二处理器模块的第二使能有效接口连接；所述第三处理器模块的第三控制使能接口依次通过所述第九继电器、所述第三继电器和所述第六继电器与所述第三处理器模块的第三使能有效接口连接；当所述第一继电器、所述第四继电器和所述第七继电器闭合，且所述第二继电器和所述第三继电器断开时，所述第一处理器模块执行运算；当所述第二继电器、所述第五继电器和所述第八继电器闭合，且所述第四继电器和所述第六继电器断开时，所述第二处理器模块执行运算；当所述第三继电器、所述第六继电器和所述第九继电器闭合，且所述第七继电器和所述第八继电器断开时，所述第三处理器模块执行运算。5.根据权利要求4所述的控制系统，其特征在于，所述第一处理器模块还包括第一定时器，用于周期发送中断信号。6.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，所述箭上总线为1553b总线、fc-ae-1553总线、powerlink总线和422总线的一种。7.根据权利要求1所述的控制系统，其特征在于，所述惯性测量组合包括惯组和三台速
率陀螺；所述惯组包括分别沿箭体坐标系三轴方向正交安装的第一陀螺仪、第二陀螺仪和第三陀螺仪，以及分别沿箭体坐标系三轴方向正交安装的第一加速度计、第二加速度计和第三加速度计。8.根据权利要求7所述的控制系统，其特征在于，还包括在与箭体坐标系三轴成第一斜角的方向上设置的第四陀螺仪和第四加速度计，以及在与箭体坐标系三轴成第二斜角的方向上设置的第五陀螺仪和第五加速度计，所述第一斜角与所述第二斜角不同。9.根据权利要求8所述的控制系统，其特征在于，还包括分别沿箭体坐标系三轴方向设置的额外的三台速率陀螺。10.一种火箭，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述的冗余控制系统。

技术总结

本实用新型提供一种冗余控制系统和火箭，其中冗余控制系统，包括：主飞控机、备用飞控机、惯性测量组合和智能综控终端，通过箭上总线连接；其中，所述主飞控机用于接收地面指令和箭上设备的信号，并输出控制指令，以控制火箭的飞行；所述备用飞控机用于对所述主飞控机进行备份冗余；所述惯性测量组合用于测量火箭飞行参数，并将飞行参数发动给所述主飞控机和备用飞控机；所述智能综控终端用于接收所述主飞控机或所述备用飞控机输出的控制指令，以控制火箭对应部件实现相应的功能。该冗余控制系统，通过设置备用飞控机作为主飞控机的备份产品，能够采用夺权的方式取得控制系统控制权，控制火箭的飞行，提高了系统了可靠性。提高了系统了可靠性。提高了系统了可靠性。