[發明專利]運載火箭主動飛行段的攻角測量方法和裝置

在審

• 申請號: 202211516878.1
• 申請日: 2022-11-30
• 公開（公告）號: CN115728030A
• 公開（公告）日: 2023-03-03
• 發明（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）人: 上海宇航系統工程研究所
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司 31236
• 代理人: 胡晶

本發明提供了一種運載火箭主動飛行段的攻角測量方法和裝置，包括：建立箭體三維坐標系；基于箭體三維坐標系，在運載火箭衛星整流罩球頭頂點、水平錐面和垂直錐面上的測點位置處設置壓力傳感器；基于獨立設置的采集系統，獲取各個測點位置處的壓力信號值；根據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據；根據箭體表面壓力數據、地面校準試驗或氣動仿真預示擬合給出的系數矩陣，解算出火箭的飛行攻角。從而能夠解決衛星整流罩分離對壓力測點位置的約束影響，通過解算算法冗余設計和溫度補償設計，提高運載火箭主動段飛行攻角測量的精度和穩定性。

技術領域

本發明涉及航天測控技術領域，具體地，涉及一種運載火箭主動飛行段的攻角測量方法和裝置。

背景技術

嵌入式大氣數據系統(Flush Air Data System)是利用飛行狀態與飛行器表面壓力分布之間的相關關系進行大氣數據測量的，通過分布在飛行器前端的壓力傳感器陣列來測量飛行器表面的壓力分布，并按照一定的算法解算，間接獲得飛行大氣參數。可實時測量飛行器的攻角、側滑角、馬赫數、動壓等大氣參數信息，為大氣層內飛行器的飛行控制提供實時的高精度飛行來流參數。對于運載火箭而言，準確地測量出其飛行攻角、馬赫數和靜壓等大氣數據參數對運載火箭姿控和載荷設計是至關重要的，可以合理地采用減載控制技術減小火箭飛行攻角，在保證高空風場干擾飛行的安全可靠基礎上，降低飛行氣動載荷，進而降低結構強度設計要求，減輕結構質量，從而提高運載能力，降低發射成本。

傳統大氣數據測量系統(Air data sensing)是以空速管為基礎進行角度測量的，探針式測量技術發展比較成熟。由于采用探針式的外置傳感器測量方案，隨著航空航天技術的發展，該技術方案的局限性愈加明顯，在全箭氣動布局、熱防護及生存環境等方面難以滿足航天高性能和高可靠性的任務需求。

運載火箭的飛行特點是從地面以較大的推力加速、用很短的時間穿過稠密的大氣層上升到外層空間，中間經歷了低速(Ma＜0.3)、亞聲速(0.3≤Ma＜0.75)、跨聲速(0.75≤Ma＜1.2)、超聲速(1.2≤Ma＜5)和高超聲速(Ma≥5)等階段，整個飛行速域和飛行空域跨度比較大，面臨嚴酷的氣動載荷和氣動加熱現象；同時火箭衛星整流罩涉及分離和拋罩等程序指令，因此采用傳統探針式大氣數據系統測量飛行攻角在運載火箭上難以實現。雖然采用嵌入式大氣數據系統，可以在不改變運載火箭氣動外形前提下實現飛行攻角的測量和解算，但如何建立一套高精度的運載火箭嵌入式大氣數據系統設計方法，提高測量系統可靠性，是提高運載火箭性能和運載能力的關鍵。

發明內容

針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種運載火箭主動飛行段的攻角測量方法和裝置。

第一方面，本申請實施例提供一種運載火箭主動飛行段的攻角測量方法，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，獲取各個測點位置處的壓力信號值；

步驟4：根據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據；

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

可選地，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動機，Y軸在中縱平面內且指向上方，Z軸垂直于中縱平面，其中，坐標軸的指向根據右手法則確定。

可選地，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；