[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

本發明提供了一種基于飛行試驗數據的彈道重構方法，該方法包括：獲取飛行器的實際飛行參數；根據實際飛行參數分別解算飛行器的實際受力和實際受力矩以完成飛行器的力學特性辨識；根據實際飛行參數分別解算飛行器的理論受力和理論受力矩；根據飛行器的實際受力和理論受力解算飛行器受力的天地差異，并根據飛行器的實際受力矩和理論受力矩解算飛行器受力矩的天地差異；根據飛行器受力的天地差異和飛行器受力矩的天地差異進行彈道重構，并根據彈道重構的結果判斷飛行器是否正確執行制導控制策略以及力學特性辨識是否正確以驗證重構彈道。應用本發明的技術方案，以解決現有技術中彈道重構方法通用性和可靠性低的技術問題。

技術領域

本發明涉及飛行試驗數據分析技術領域，尤其涉及一種基于飛行試驗數據的彈道重構方法。

背景技術

完成飛行試驗后，制導控制專業需要對飛行試驗數據進行分析，一方面對制導控制系統在整個飛行試驗過程中工作是否正常，控制規律是否符合預期等進行確認，另一方面，需要對飛行器實際飛行過程中的受力情況進行離線辨識，為總體、結構、氣動等相關專業的試驗結果分析提供基礎。通過飛行試驗數據重構飛行彈道是進行制導控制系統設計有效性驗證和為其他專業提供飛行試驗結果分析依據的重要手段，是飛行試驗數據分析的重要前提。

現有技術中各型號之間沒有統一的飛行試驗彈道重構方法，且對飛行試驗數據分析的一般是通過動力學模型辨識飛行器力學特性，進而分析天地差異，現有技術中的彈道重構方法往往缺少對辨識結果的驗證，以及對飛行試驗過程中制導控制策略是否正確執行的全面分析，這導致彈道重構方法通用性和可靠性較低。

發明內容

本發明提供了一種基于飛行試驗數據的彈道重構方法，能夠解決現有技術中彈道重構方法通用性和可靠性低的技術問題。

本發明提供了一種基于飛行試驗數據的彈道重構方法，該彈道重構方法包括：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；根據實際飛行參數分別解算飛行器的實際受力和實際受力矩以完成飛行器的力學特性辨識；根據實際飛行參數分別解算飛行器的理論受力和理論受力矩；根據飛行器的實際受力和理論受力解算飛行器受力的天地差異，并根據飛行器的實際受力矩和理論受力矩解算飛行器受力矩的天地差異；根據飛行器受力的天地差異和飛行器受力矩的天地差異進行彈道重構，并根據彈道重構的結果判斷飛行器是否正確執行制導控制策略以及力學特性辨識是否正確以驗證重構彈道。

進一步地，實際飛行參數包括飛行器的質量、速度、角速度、緯度、高度、舵偏角和噴管擺角。

進一步地，飛行器的實際受力根據解算，其中，和分別為飛行器的實際受力在彈體系各軸的分量，a_x、a_y和a_z分別為根據飛行器的速度獲得的在彈體系各軸的加速度分量，m為飛行器的質量。

進一步地，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分別為飛行器相對于彈體系各軸的轉動慣量，和分別為飛行器的角速度在彈體系各軸的分量，t為飛行器的實際飛行時間。

進一步地，根據實際飛行參數解算飛行器的理論受力和理論受力矩具體包括：根據飛行器的速度解算飛行器的馬赫數、攻角、側滑角和動壓；根據飛行器的緯度和高度解算飛行器的重力加速度；根據飛行器的馬赫數、攻角、側滑角、動壓、重力加速度、質量、舵偏角和噴管擺角解算飛行器的理論受力和理論受力矩。

進一步地，飛行器的馬赫數根據解算，其中，Ma為飛行器的馬赫數，和分別為飛行器的速度經過風修正后在地理系各軸的分量，T為大氣靜溫。

進一步地，飛行器的攻角和側滑角根據解算，其中，α為飛行器的攻角，β為飛行器的側滑角，和分別為飛行器的速度經過風修正后在彈體系各軸的分量。