[發明專利]慣組輸出數據的模擬方法及裝置

有效

• 申請號: 201710115352.5
• 申請日: 2017-03-01
• 公開（公告）號: CN106927063B
• 公開（公告）日: 2019-10-18
• 發明（設計）人: 徐帆;尚騰;李學鋒;曹潔;王輝;張宇;王會霞;吳驍
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所;中國運載火箭技術研究院
• 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

本發明公開了一種慣組輸出數據的模擬方法及裝置。該方法包括：在運載器發射前，根據運載器的射向和發射點的緯度，獲取地心矢徑及牽連角速度；根據所述牽連角速度和所述地心矢徑，計算牽連加速度；根據所述牽連加速度和所述發射點的緯度，計算重力相對坐標系視加速度；利用重力相對坐標系向載體坐標系的滾動角、俯仰角及偏航角，獲取坐標轉換矩陣；根據所述坐標轉換矩陣和所述重力相對坐標系視加速度，模擬慣組輸出的視加速度；根據所述運載器的射向和發射點的緯度，模擬慣組輸出的角速度。本發明實現了模擬運載器起飛前慣組輸出數據的目的。

技術領域

本發明涉及慣組數據模擬技術，尤其涉及一種慣組輸出數據的模擬方法及裝置。

背景技術

運載器需要在飛行前對飛行過程中采用的各項控制技術和單機產品進行地面模擬飛行的驗證。因此，需要采用模擬飛行試驗對運載器飛行過程、制導控制流程和硬件系統進行全面考核。

運載器的飛行全過程包括起飛前階段和起飛后階段。現有的模擬飛行過程是從起飛以后開始對飛行狀態進行模擬，而并沒有對運載器起飛前的飛行狀態進行模擬。為了獲取運載器飛行的全部飛行狀態，需模擬運載器起飛前的慣組輸出數據，進而利用起飛前的慣組輸出數據，對運載器起飛前的飛行狀態進行模擬。通過獲取運載器飛行的全部飛行狀態，考核運載器在飛行控制情況下能否準確入軌。

發明內容

本發明解決的技術問題是：相比于現有技術，提供了一種慣組輸出數據的模擬方法及裝置，實現了模擬運載器起飛前慣組輸出數據的目的。

本發明目的通過以下技術方案予以實現：

第一方面，本發明提供了一種慣組輸出數據的模擬方法，包括：

在運載器發射前，根據運載器的射向和發射點的緯度，獲取地心矢徑及牽連角速度；

根據所述牽連角速度和所述地心矢徑，計算牽連加速度；

根據所述牽連加速度和所述發射點的緯度，計算重力相對坐標系視加速度；

利用重力相對坐標系向載體坐標系的滾動角、俯仰角及偏航角，獲取坐標轉換矩陣；

根據所述坐標轉換矩陣和所述重力相對坐標系視加速度，模擬慣組輸出的視加速度；

根據所述運載器的射向和發射點的緯度，模擬慣組輸出的角速度。

進一步地，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為發射點的緯度，α_E為地球扁率。

進一步地，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為地球自轉角速率，A₀為運載器的射向，B₀為發射點的緯度。

進一步地，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為地球自轉角速率。

進一步地，所述重力相對坐標系視加速度的計算公式為：