[發(fā)明專利]一種面向火箭回收大姿態(tài)翻轉(zhuǎn)的虛實(shí)結(jié)合仿真模擬方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011331213.4
• 申請日: 2020-11-24
• 公開（公告）號: CN112541225B
• 公開（公告）日: 2023-07-14
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 彭博;何巍;陳建偉;李征;王晨;馬成;唐俊杰;陶久亮;于一帆;張茜;周瀟雅;顧黎;李秋云;黃一翀;王筱宇;郭光超
• 申請（專利權(quán)）人: 北京宇航系統(tǒng)工程研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;F42B35/00
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 李晶堯

本發(fā)明涉及一種面向火箭回收大姿態(tài)翻轉(zhuǎn)的虛實(shí)結(jié)合仿真模擬方法，屬于火箭落點(diǎn)控制技術(shù)領(lǐng)域；步驟一、將箭體安裝在三軸飛行轉(zhuǎn)臺內(nèi)框上；步驟二、將慣組安裝在三軸飛行轉(zhuǎn)臺內(nèi)框上；步驟三、將預(yù)處理后的飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)發(fā)送至三軸飛行轉(zhuǎn)臺；步驟四、三軸飛行轉(zhuǎn)臺帶動箭體進(jìn)行姿態(tài)仿真，慣組測得三軸飛行轉(zhuǎn)臺的姿態(tài)數(shù)據(jù)；步驟五、等比例放大處理，獲得慣組在空間中的真實(shí)角度；步驟六、將真實(shí)角度轉(zhuǎn)換為箭體相對于發(fā)射慣性坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)角速度在箭體坐標(biāo)系內(nèi)的分量；步驟七、計(jì)算箭體姿態(tài)角變化率，積分得到箭體姿態(tài)角，完成姿態(tài)解算；本發(fā)明消除了由奇異點(diǎn)導(dǎo)致的轉(zhuǎn)臺不受控高速旋轉(zhuǎn)現(xiàn)象，有效地提高了一子級回收半實(shí)物仿真試驗(yàn)的安全性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于火箭落點(diǎn)控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種面向火箭回收大姿態(tài)翻轉(zhuǎn)的虛實(shí)結(jié)合仿真模擬方法。

背景技術(shù)

火箭一子級回收半實(shí)物仿真與傳統(tǒng)火箭上升段半實(shí)物仿真存在較大區(qū)別，不同之處在于火箭一子級從分離后到起控前處于自由飛行狀態(tài)，三個方向的姿態(tài)角越來越大，甚至高達(dá)幾千度，在進(jìn)行一子級回收半實(shí)物仿真時，每當(dāng)偏航角接近90°的倍數(shù)時，都會產(chǎn)生奇異點(diǎn)，此時滾轉(zhuǎn)角的微小變化都會導(dǎo)致轉(zhuǎn)臺控制發(fā)散，進(jìn)而產(chǎn)生不受控的高速旋轉(zhuǎn)。轉(zhuǎn)臺的異常高速旋轉(zhuǎn)，有可能導(dǎo)致慣組內(nèi)部元件的損壞，還會造成螺釘松動，設(shè)備與轉(zhuǎn)臺無法固連，被甩出轉(zhuǎn)臺，損壞設(shè)備，甚至造成人身傷害。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種面向火箭回收大姿態(tài)翻轉(zhuǎn)的虛實(shí)結(jié)合仿真模擬方法，基于柵格舵的芯一級落區(qū)控制方案指在一子級下落過程中通過操控柵格舵，改變芯一級下落過程中氣動力的大小和方向，從而實(shí)現(xiàn)對子級落點(diǎn)的控制。

本發(fā)明解決技術(shù)的方案是：

一種面向火箭回收大姿態(tài)翻轉(zhuǎn)的虛實(shí)結(jié)合仿真模擬方法，包括如下步驟：

步驟一、將箭體安裝在三軸飛行轉(zhuǎn)臺內(nèi)框上；實(shí)現(xiàn)箭體坐標(biāo)系O_b-X_bY_bZ_b中的O_bZ_b軸與轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系O_zt-X_ztY_ztZ_zt中的O_ztZ_zt軸平行且方向相同；箭體坐標(biāo)系O_b-X_bY_bZ_b中的O_bY_b軸與轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系O_zt-X_ztY_ztZ_zt中的O_ztY_zt軸平行且方向相同；箭體坐標(biāo)系O_b-X_bY_bZ_b中的O_bX_b軸與轉(zhuǎn)臺坐標(biāo)系O_zt-X_ztY_ztZ_zt中的O_ztX_zt軸平行且方向相反；