[發(fā)明專利]一種運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的測試方法、裝置及系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201911414863.2
• 申請日: 2019-12-31
• 公開（公告）號: CN111176310B
• 公開（公告）日: 2020-09-08
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 季海波;趙也倪;陳曙光;祖運(yùn)予
• 申請（專利權(quán)）人: 北京星際榮耀空間科技有限公司;北京星際榮耀科技有限責(zé)任公司
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 北京三聚陽光知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11250
• 代理人: 宋傲男

本發(fā)明公開了一種運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的測試方法、裝置及系統(tǒng)，運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)用于對預(yù)設(shè)的運(yùn)載火箭模型進(jìn)行姿態(tài)控制，其中，該方法包括：在運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)中輸入故障參數(shù)；根據(jù)輸入的故障參數(shù)，獲取注入故障后的運(yùn)載火箭的第一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；根據(jù)第一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，判斷故障是否導(dǎo)致運(yùn)載火箭運(yùn)行出錯；當(dāng)故障導(dǎo)致運(yùn)載火箭運(yùn)行出錯時，記錄故障參數(shù)與第一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。通過實(shí)施本發(fā)明，結(jié)合姿態(tài)控制系統(tǒng)中故障種類與運(yùn)載火箭的運(yùn)行數(shù)據(jù)，解決了現(xiàn)有的運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)測試方法中默認(rèn)運(yùn)載火箭各個系統(tǒng)均正常運(yùn)行，忽視運(yùn)載火箭故障的情況的問題，保證了運(yùn)載火箭的飛行安全性能，使運(yùn)載火箭的測試方法更全面，更準(zhǔn)確。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及航天設(shè)備領(lǐng)域，具體涉及一種運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的測試方法、裝置及系統(tǒng)。

背景技術(shù)

運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)是保證運(yùn)載火箭正常飛行的核心系統(tǒng)，姿態(tài)控制系統(tǒng)是運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的重要組成部分，其工作情況會直接影響到運(yùn)載火箭發(fā)射任務(wù)的成功與失敗，會直接影響到運(yùn)載火箭飛行的品質(zhì)。而這些與運(yùn)載火箭飛行彈道沿線人民生命財(cái)產(chǎn)安全、載荷入軌精度緊密相關(guān)。

現(xiàn)有的運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)測試方法主要依賴于頻域分析、數(shù)學(xué)仿真與半實(shí)物仿真，而這些測試方法都建立在反應(yīng)運(yùn)載火箭運(yùn)動學(xué)與動力學(xué)環(huán)境的數(shù)學(xué)模型上。基于這些數(shù)學(xué)模型，可以針對某些參數(shù)增添偏差，配合模擬飛行試驗(yàn)，完成對姿控系統(tǒng)的考核。但是，現(xiàn)有的運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)測試方法，默認(rèn)了運(yùn)載火箭各個系統(tǒng)均正常運(yùn)行，忽視了運(yùn)載火箭故障時所帶來的影響。

發(fā)明內(nèi)容

因此，本發(fā)明要解決的技術(shù)問題在于克服現(xiàn)有運(yùn)載火箭測試技術(shù)中的默認(rèn)運(yùn)載火箭各個系統(tǒng)均正常運(yùn)行，忽視運(yùn)載火箭故障情況的缺陷，從而提供一種運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的測試方法、裝置及系統(tǒng)。

根據(jù)第一方面，本發(fā)明實(shí)施例公開了一種運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的測試方法，所述運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)用于對預(yù)設(shè)的運(yùn)載火箭模型進(jìn)行姿態(tài)控制，包括：在運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)中輸入故障參數(shù)；根據(jù)輸入的故障參數(shù)，獲取注入故障后的所述運(yùn)載火箭的第一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；根據(jù)所述第一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，判斷所述故障是否導(dǎo)致所述運(yùn)載火箭運(yùn)行出錯；當(dāng)所述故障導(dǎo)致所述運(yùn)載火箭運(yùn)行出錯時，記錄所述故障參數(shù)與所述第一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。

結(jié)合第一方面，在第一方面第一實(shí)施方式中，所述在運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)中輸入故障參數(shù)，包括：在所述運(yùn)載火箭的一個飛行階段輸入一種故障參數(shù)，或在所述運(yùn)載火箭的一個飛行階段輸入多種故障參數(shù)，或在所述運(yùn)載火箭的多個飛行階段輸入一種故障參數(shù)，或在所述運(yùn)載火箭的多個飛行階段輸入多種故障參數(shù)。

結(jié)合第一方面，在第一方面第二實(shí)施方式中，該運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的測試方法，還包括：所述故障導(dǎo)致所述運(yùn)載火箭運(yùn)行不出錯時，增大所述故障參數(shù)；根據(jù)增大后的故障參數(shù)，獲取注入故障后的所述運(yùn)載火箭的第二飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；根據(jù)所述第二飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，判斷所述故障是否導(dǎo)致所述運(yùn)載火箭運(yùn)行出錯；如果所述故障導(dǎo)致所述運(yùn)載火箭運(yùn)行出錯，記錄所述增大后的故障參數(shù)與所述第二飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；如果所述故障導(dǎo)致所述運(yùn)載火箭運(yùn)行不出錯，繼續(xù)增大所述故障參數(shù)，直至所述故障導(dǎo)致所述運(yùn)載火箭運(yùn)行出錯。

結(jié)合第一方面，在第一方面第三實(shí)施方式中，所述飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)包括飛行速度或飛行角度或高度或飛行姿態(tài)中的一種或多種。

結(jié)合第一方面，在第一方面第四實(shí)施方式中，所述輸入故障參數(shù)通過改變姿態(tài)控制系統(tǒng)中的控制參數(shù)來實(shí)現(xiàn)。

根據(jù)第二方面，本發(fā)明實(shí)施例公開了一種運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)的測試裝置，所述運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)用于對預(yù)設(shè)的運(yùn)載火箭模型進(jìn)行姿態(tài)控制，包括：輸入模塊，用于在運(yùn)載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)中輸入故障參數(shù)；第一獲取模塊，用于根據(jù)輸入的故障參數(shù)，獲取注入故障后的所述運(yùn)載火箭的第一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)；第一判斷模塊，用于根據(jù)所述第一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，判斷所述故障是否導(dǎo)致所述運(yùn)載火箭運(yùn)行出錯；第一記錄模塊，用于當(dāng)所述故障導(dǎo)致所述運(yùn)載火箭運(yùn)行出錯時，記錄所述故障參數(shù)與所述第一飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。