[發(fā)明專利]慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法及裝置

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710115352.5
• 申請日: 2017-03-01
• 公開（公告）號: CN106927063B
• 公開（公告）日: 2019-10-18
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 徐帆;尚騰;李學(xué)鋒;曹潔;王輝;張宇;王會霞;吳驍
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號: B64F5/60
• 分類號: B64F5/60
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

1.一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法，其特征在于，包括：

在運載器發(fā)射前，根據(jù)運載器的射向和發(fā)射點的緯度，獲取地心矢徑及牽連角速度；

根據(jù)所述牽連角速度和所述地心矢徑，計算牽連加速度；

根據(jù)所述牽連加速度和所述發(fā)射點的緯度，計算重力相對坐標(biāo)系視加速度；

利用重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的滾動角、俯仰角及偏航角，獲取坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣；

根據(jù)所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣和所述重力相對坐標(biāo)系視加速度，模擬慣組輸出的視加速度；

根據(jù)所述運載器的射向和發(fā)射點的緯度，模擬慣組輸出的角速度。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述地心矢徑的計算公式為：

μ＝B₀-tg^-1{[1-α_E(2-α_E)]·tgB₀} (2)

公式(1)中，為地心矢徑，R₀為地球半徑，μ為緯度變量，A₀為運載器的射向；公式(2)中，B₀為發(fā)射點的緯度，α_E為地球扁率。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述牽連角速度的計算公式為：

公式(3)中，為牽連角速度，ω_e為地球自轉(zhuǎn)角速率，A₀為運載器的射向，B₀為發(fā)射點的緯度。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在于，所述牽連加速度的計算公式為：

公式(4)中，為牽連加速度，為地心矢徑，ω_ex、ω_ey和ω_ez為牽連角速度，ω_e為地球自轉(zhuǎn)角速率。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的方法，其特征在于，所述重力相對坐標(biāo)系視加速度的計算公式為：

公式(5)中，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，和為牽連加速度，B₀為發(fā)射點的緯度。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣的計算公式為：

公式(6)中，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，γ₀為滾動角，為俯仰角，ψ₀為偏航角。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，所述慣組輸出的視加速度的模擬公式為：

公式(7)中，為慣組輸出的視加速度，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的方法，其特征在于，所述慣組輸出的角速度的模擬公式為：

公式(8)中，為慣組輸出的角速度，ω_e為地球自轉(zhuǎn)角速率，A₀為運載器的射向，B₀為發(fā)射點的緯度。

9.一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬裝置，第一獲取模塊，用于在運載器發(fā)射前，根據(jù)運載器的射向和發(fā)射點的緯度，獲取地心矢徑及牽連角速度；

第二獲取模塊，用于利用重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的滾動角、俯仰角及偏航角，獲取坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，其特征在于，包括：

第一計算模塊，用于根據(jù)所述牽連角速度和所述地心矢徑，計算牽連加速度；

第二計算模塊，用于根據(jù)所述牽連加速度和所述發(fā)射點的緯度，計算重力相對坐標(biāo)系視加速度；

第一模擬模塊，用于根據(jù)所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣和所述重力相對坐標(biāo)系視加速度，模擬慣組輸出的視加速度；

第二模擬模塊，用于根據(jù)所述運載器的射向和發(fā)射點的緯度，模擬慣組輸出的角速度。