[發(fā)明專利]運載火箭主動飛行段的攻角測量方法和裝置

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202211516878.1
• 申請日: 2022-11-30
• 公開（公告）號: CN115728030A
• 公開（公告）日: 2023-03-03
• 發(fā)明（設計）人: 程川;朱亮聰;毛玉明;劉錦凡;王吉飛;王亞博;宣傳偉
• 申請（專利權(quán)）人: 上海宇航系統(tǒng)工程研究所
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 上海漢聲知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 31236
• 代理人: 胡晶

1.一種運載火箭主動飛行段的攻角測量方法，其特征在于，包括：

步驟1：建立箭體三維坐標系；

步驟2：基于所述箭體三維坐標系，在運載火箭衛(wèi)星整流罩球頭頂點、水平錐面和垂直錐面上的測點位置處設置壓力傳感器；

步驟3：基于獨立設置的采集系統(tǒng)，獲取各個測點位置處的壓力信號值；

步驟4：根據(jù)所述壓力信號值進行溫度和測量管損效應修正，得到箭體表面壓力數(shù)據(jù)；

步驟5：根據(jù)所述箭體表面壓力數(shù)據(jù)、地面校準試驗或氣動仿真預示擬合給出的系數(shù)矩陣，解算出火箭的飛行攻角。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的運載火箭主動飛行段的攻角測量方法，其特征在于，所述步驟1包括：

設置坐標系的原點O位于星整流罩實際尖點，X軸沿箭體軸線指向發(fā)動機，Y軸在中縱平面內(nèi)且指向上方，Z軸垂直于中縱平面，其中，坐標軸的指向根據(jù)右手法則確定。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的運載火箭主動飛行段的攻角測量方法，其特征在于，所述步驟2包括：

在坐標系原點O左右偏置50mm處設置2個壓力傳感器測點，用于測量總壓的變化情況；

在YOZ平面內(nèi)的衛(wèi)星整流罩母線上，水平左右對稱布置4個壓力傳感器測點，用于測量側(cè)滑角方向的壓力變化情況；

在XOY平面內(nèi)的衛(wèi)星整流罩母線上，豎直上下對稱布置4個壓力傳感器測點，用于測量攻角方向的壓力變化情況；

在XOY平面內(nèi)的衛(wèi)星整流罩筒段母線上，豎直上下對稱布置2個壓力傳感器測點，用于測量靜壓的變化情況。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的運載火箭主動飛行段的攻角測量方法，其特征在于，所述步驟3中采用獨立于火箭電氣和遙測系統(tǒng)之外的回收式采集系統(tǒng)進行單獨供配電和數(shù)據(jù)采集、存儲、傳輸。

5.根據(jù)權(quán)利要求1-4中任一項所述的運載火箭主動飛行段的攻角測量方法，其特征在于，所述步驟2中的各個測點位置處的壓力傳感器采用冗余方式配置，當存在測點數(shù)據(jù)采集故障時，通過冗余的壓力傳感器獲取壓力信號值。

6.根據(jù)權(quán)利要求1-4中任一項所述的運載火箭主動飛行段的攻角測量方法，其特征在于，還包括：

步驟6：根據(jù)所述箭體表面壓力數(shù)據(jù)、地面校準試驗或氣動仿真預示擬合給出的系數(shù)矩陣，解算火箭主動飛行段的大氣數(shù)據(jù)，并對解算的精度及有效性進行評估；其中，所述大氣數(shù)據(jù)包括：馬赫數(shù)、動壓。

7.一種運載火箭主動飛行段的攻角測量裝置，其特征在于，包括：

坐標系構(gòu)建模塊，用于建立箭體三維坐標系；

壓力測點布設模塊，用于基于所述箭體三維坐標系，在運載火箭衛(wèi)星整流罩球頭頂點、水平錐面和垂直錐面上的測點位置處設置壓力傳感器；

采集模塊，用于基于獨立設置的采集系統(tǒng)，獲取各個測點位置處的壓力信號值；

數(shù)據(jù)修正模塊，用于根據(jù)所述壓力信號值進行溫度和測量管損效應修正，得到箭體表面壓力數(shù)據(jù)；

數(shù)據(jù)解算模塊，用于根據(jù)所述箭體表面壓力數(shù)據(jù)、地面校準試驗或氣動仿真預示擬合給出的系數(shù)矩陣，解算出火箭的飛行攻角。

8.一種運載火箭主動飛行段的攻角測量設備，其特征在于，包括：處理器和存儲器，所述存儲器中存儲有可執(zhí)行的程序指令，所述處理器調(diào)用所述存儲器中的程序指令時，所述處理器用于：

執(zhí)行權(quán)利要求1至6任一項所述的運載火箭主動飛行段的攻角測量方法的步驟。

9.一種計算機可讀存儲介質(zhì)，用于存儲程序，其特征在于，所述程序被執(zhí)行時實現(xiàn)權(quán)利要求1至6任一項所述的運載火箭主動飛行段的攻角測量方法的步驟。