[發明專利]基于飛行試驗數據的彈道重構方法

有效

• 申請號: 202010137660.X
• 申請日: 2020-03-02
• 公開（公告）號: CN111443726B
• 公開（公告）日: 2023-08-15
• 發明（設計）人: 朱柏羊;柳青;邱華兵;楊勝江;祝姣;劉超逸;吳嘉梁;田方澍;程陽
• 申請（專利權）人: 北京空天技術研究所
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

1.一種基于飛行試驗數據的彈道重構方法，其特征在于，所述彈道重構方法包括：

獲取飛行器根據制導控制策略在實際飛行過程中的實際飛行參數；

根據所述實際飛行參數分別解算所述飛行器的實際受力和實際受力矩以完成所述飛行器的力學特性辨識；

根據所述實際飛行參數分別解算所述飛行器的理論受力和理論受力矩；

根據所述飛行器的所述實際受力和所述理論受力解算所述飛行器受力的天地差異，并根據所述飛行器的所述實際受力矩和所述理論受力矩解算所述飛行器受力矩的天地差異；

根據所述飛行器受力的天地差異和所述飛行器受力矩的天地差異進行彈道重構，并根據所述彈道重構的結果判斷所述飛行器是否正確執行所述制導控制策略以及所述力學特性辨識是否正確以驗證重構彈道；

其中，根據所述飛行器受力的天地差異和所述飛行器受力矩的天地差異進行彈道重構具體包括：將飛行試驗實測數據飛行零點對應狀態作為彈道重構的參數初始狀態，并將飛行器力學特性天地差異附加到飛行器上，作為彈道重構的附加干擾力和力矩，通過飛行器動力學模型與制導控制算法模型進行六自由度彈道計算，實現彈道重構。

2.根據權利要求1所述的基于飛行試驗數據的彈道重構方法，其特征在于，所述實際飛行參數包括所述飛行器的質量、速度、角速度、緯度、高度、舵偏角和噴管擺角。

3.根據權利要求2所述的基于飛行試驗數據的彈道重構方法，其特征在于，所述飛行器的實際受力根據解算，其中，和分別為所述飛行器的實際受力在彈體系各軸的分量，a_x、a_y和a_z分別為根據所述飛行器的所述速度獲得的在彈體系各軸的加速度分量，m為所述飛行器的所述質量。

4.根據權利要求2所述的基于飛行試驗數據的彈道重構方法，其特征在于，所述飛行器的實際受力矩根據解算，其中，M_{x_r}、M_{y_r}和M_{z_r}分別為所述飛行器的實際受力矩在彈體系各軸的分量，J_x、J_y和J_z分別為所述飛行器相對于彈體系各軸的轉動慣量，和分別為所述飛行器的所述角速度在彈體系各軸的分量，t為所述飛行器的實際飛行時間。

5.根據權利要求2至4中任一項所述的基于飛行試驗數據的彈道重構方法，其特征在于，根據所述實際飛行參數解算所述飛行器的理論受力和理論受力矩具體包括：

根據所述飛行器的所述速度解算所述飛行器的馬赫數、攻角、側滑角和動壓；

根據所述飛行器的所述緯度和所述高度解算所述飛行器的重力加速度；

根據所述飛行器的所述馬赫數、所述攻角、所述側滑角、所述動壓、所述重力加速度、所述質量、所述舵偏角和所述噴管擺角解算所述飛行器的理論受力和理論受力矩。

6.根據權利要求5所述的基于飛行試驗數據的彈道重構方法，其特征在于，所述飛行器的馬赫數根據解算，其中，Ma為所述飛行器的馬赫數，和分別為所述飛行器的所述速度經過風修正后在地理系各軸的分量，T為大氣靜溫。

7.根據權利要求5所述的基于飛行試驗數據的彈道重構方法，其特征在于，所述飛行器的攻角和側滑角根據解算，其中，α為所述飛行器的攻角，β為所述飛行器的側滑角，和分別為所述飛行器的所述速度經過風修正后在彈體系各軸的分量。

8.根據權利要求6所述的基于飛行試驗數據的彈道重構方法，其特征在于，所述飛行器的動壓根據解算，其中，q為所述飛行器的動壓，P為大氣靜壓，常數R＝287.05287。

9.根據權利要求5所述的基于飛行試驗數據的彈道重構方法，其特征在于，所述飛行器的重力加速度根據g＝9.7803(1+0.00527sin²B)-0.3086×10^-5h解算，其中，g為所述飛行器的重力加速度，B為所述飛行器的緯度，h為所述飛行器的高度。