[發明專利]一種模擬火箭飛行試驗的地面測試設計方法

有效

• 申請號: 202010912300.2
• 申請日: 2020-09-03
• 公開（公告）號: CN112212869B
• 公開（公告）日: 2022-11-22
• 發明（設計）人: 葉松;袁艷艷;劉衛東;汪玲
• 申請（專利權）人: 北京航天自動控制研究所
• 主分類號: G01C21/24
• 分類號: G01C21/24;G01C25/00;G05D1/08
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

1.一種模擬火箭飛行試驗的地面測試設計方法，其特征在于，包括如下步驟：

(1)利用慣組加速度計敏感重力加速度信息后輸出的脈沖增量計算實際箭體系視速度增量，將計算結果送地面遙測；

(2)根據慣組陀螺敏感的地球自轉角速度信息輸出的脈沖增量計算實際箭體系角增量；

(3)根據實際箭體系角增量計算姿態陣及姿態角，并將姿態角計算結果送地面遙測，分析陀螺是否工作正常；

(4)根據步驟1以及步驟3計算的實際箭體系視速度增量和姿態陣結果，計算實際慣性系視速度增量；

(5)將重力加速度分解到箭體系三方向，計算理論箭體系視速度增量，所述理論箭體系視速度增量的計算公式為：

ΔW_x1＝g₀·ΔT·K_p；

ΔW_y1＝ΔW_z1＝0；

其中：g₀為理論設計時選取的重力加速度，單位為m/s²；ΔT為計算周期，單位為s；K_p為重力加速度比例系數；

(6)將地球自轉角速度分解到箭體系三方向，計算理論箭體系角增量，所述理論箭體系角增量計算公式為：

Δθ_x＝ω_e·ΔT·sin B₀

Δθ_y＝-ω_e·ΔT·cos A₀cos B₀

Δθ_z＝-ω_e·ΔT·sin A₀cos B₀

ω_e為地球自轉角速度，單位為rad；A₀為理論設計時選取的射向，單位為°；B₀為理論設計時選取的緯度，單位為° ；

(7)根據步驟5計算的理論箭體系視速度增量和步驟7理論姿態陣結果計算理論慣性系視速度增量；

(8)將實際慣性系視速度增量替換為理論慣性系視速度增量，作為箭體導航計算的輸入。

2.如權利要求1所述的地面測試設計方法，其特征在于，步驟1所述的實際箭體系視速度增量計算公式為：

其中O-X1Y1Z1為箭體坐標系，其中OX1為縱軸，OY1為法向軸，OZ1為橫向軸，ΔW_x1、ΔW_y1、ΔW_z1為箭體系x1、y1、z1三方向視速度增量，單位為m/s；ΔN_ax1、ΔN_ay1、ΔN_az1為安裝在箭體系三方向加速度計每個計算周期輸出的脈沖增量，單位為個；K_ax1、K_ay1、K_az1為加速度計由脈沖增量轉為視速度的轉換系數，單位為個/(g₀·s)。

3.如權利要求1所述的地面測試設計方法，其特征在于，步驟2所述的實際箭體系角增量，計算公式為：

其中：Δθ_x、Δθ_y、Δθ_z為箭體系x1,y1,z1三方向角增量，單位為rad；ΔN_gx1、ΔN_gy1、ΔN_gz1為安裝在箭體系三方向陀螺每計算周期輸出的脈沖增量，單位為個；K_gx1、K_gy1、K_gz1為陀螺由脈沖增量轉為角增量的轉換系數，單位為/個。

4.如權利要求1所述的地面測試設計方法，其特征在于，步驟3所述姿態陣計算公式為：

其中：A為箭體系到慣性系的姿態矩陣；為第n個計算周期的四元數。

5.如權利要求4所述的地面測試設計方法，其特征在于，步驟3所述姿態角計算公式為：

ψ＝arcsin(-a₃₁)

其中：ψ、γ分別為俯仰、偏航、滾動姿態角，單位為°。

6.如權利要求2所述的地面測試設計方法，其特征在于，步驟4所述實際慣性系視速度增量計算公式為：

其中，O-XYZ為發射點慣性坐標系，OX指向射向，OY為發射點重力反方向，OZ按右手坐標法則定義，ΔW_x、ΔW_y、ΔW_z分別為慣性系x,y,z三方向的視速度增量，單位為m/s。