[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

一種模擬火箭飛行試驗的地面測試設計方法，包括如下步驟：(1)計算實際箭體系視速度增量，將計算結果送地面遙測；(2)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，將姿態角計算結果送地面遙測；(4)根據步驟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)計算理論箭體系視速度增量；(6)計算理論箭體系角增量；(7)根據理論箭體系角增量計算箭體的理論姿態陣；(8)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；(9)將實際慣性系視速度增量替換為理論慣性系視速度增量，作為導航計算的輸入。

技術領域

本發明屬于制導控制系統領域，具體涉及一種模擬火箭飛行試驗的地面測試設計方法。

背景技術

火箭在飛行試驗前，控制系統需要在地面進行模擬飛行試驗的測試，考核軟、硬件產品是否工作正常，因而需要針對測試設計相應的方法。目前的設計方法是： 1)按照慣性導航器件實際敏感地面1g0(重力加速度)和地球自轉角速度作為輸入的方式進行后續的制導控制計算，2)在捷聯慣組實際敏感地面1g0和地球自轉角速度作為輸入的計算結果中，將角增量計算結果和箭體系視速度計算結果替換成飛行彈道的數據，3)將1)和2)兩者結合起來接力計算。這些方法的缺點分別如下：

針對1)方法，由于模擬飛行試驗測試中沒有對捷聯慣組進行準確對準，并且每發任務測試使用的相同的或其他任務測試使用的不同的捷聯慣組工具誤差都不相同且均是隨機量，因而制導計算結果誤差較大且數值也是隨機的，造成不能準確設置誤差大小門限，從而不適應采用自動化方式判讀制導控制計算的結果；此外，這種方法需要更改圖1所示原理圖中飛行使用的導航計算部分公式，因此，會影響飛行軟件的可靠性；針對2)方法，沒有捷聯慣組敏感實際地面1g0和地球自轉角速度作為輸入計算的姿態角和箭體系視速度結果，因而，無法通過這些結果分析捷聯慣組工作是否正常，不利于對硬件產品的考核；針對3)方法，1)和2)的缺點均有。

發明內容

本發明針對慣性導航器件為捷聯慣組的地面模擬飛行試驗測試，同時解決模擬火箭飛行試驗的地面測試自動化判讀應用范圍小、硬件考核覆蓋性較低、飛行軟件可靠性有待進一步提高的問題。

工作原理：一種模擬火箭飛行試驗的地面測試設計方法，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；(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；(7)根據步驟6 所述的理論箭體系角增量計算箭體的理論姿態陣；(8)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；(9)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。

進一步的，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)。

進一步的，步驟2所述的實際箭體系角增量，計算公式為：