CN103278051A - 一种火箭橇试验测速方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭橇试验测速方法，该方法是在火箭橇试验的橇体上安装间距精确已知的两套光电组件，当橇体运动并通过轨道边上预置的挡光板时，会给前光电组件一个阻断信号，然后再给后光电组件一个阻断信号，两套光电组件通过数据记录装置，可以分别记录下阻断信号沿的时间，利用已知的光电组件的间距除以阻断信号沿的时间差，就可以得到橇体的运动速度。该方法不但成本低廉、制造周期短、容易实现，而且为火箭橇试验提供了一种可以精确测量橇体运动速度的外测手段，节省了试验准备时间、试验费用、人力物力，同时并保证了试验的可靠性和稳定性。

Description

一种火箭橇试验测速方法

技术领域

本发明涉及一种火箭橇试验测速方法，特别是基于9km轨道的火箭橇试验测速方法，属于航天试验技术领域。

背景技术

火箭橇是采用火箭发动机作为动力，沿着专门建造的轨道运行的一种可回收式的试验手段。早在第二次世界大战后，美国、英国、法国和前苏联等国家为了推动导弹武器、航空航天的的发展，相继建造了多种不同类型的试验场，并开展了包括惯性测量装置在内的一些核心部件的火箭橇综合试验工作。随着信息化作战的发展和精确打击的需求，对惯性制导和导航装置在可靠性、实用性和精度等方面提出了更高的要求，为此西方军事强国对火箭橇测试试验陆续展开。

在火箭橇试验中测量橇体运行速度有外测和遥测两种方法，典型的外测方法是断靶测试，典型的遥测方法是雷达测速。断靶测试火箭橇关键点速度是采用定距测时的原理，每个测速区由启动靶和停止靶组成，试验时根据弹道测量要求在轨道上布设启动靶和停止靶，并与测时设备相连，两靶之间的距离S通过测量获得。当火箭橇运动时，割断断靶靶线产生的信号分别启动和停止测时设备，测试设备记录的时间T即为火箭橇经过S区间运行的时间，通过S/T即得火箭橇经过该区间中点的速度V。可以看出，此种方法是通过位置和时间间接得出速度，而且在运行过程中通过物理切割等接触方式来得到测量值，如果要得到高精度的速度值，就需使两靶之间的距离尽量小以及测量时间的精度足够高，增加了***的成本，因此，此方法用于早期的火箭橇试验。

后期的断靶测试方法衍变成了一种遮光板测试方法，如图1所示，该方法是通过在轨道边上预置很多块遮光板，各个遮光板需要逐个安装、调平、调直，并要求其与轨道具有较高的垂直度，各个遮光板之间的间距需要精确测量并记录成数据文件。当橇体运动并逐个通过各个遮光板时，橇载记录设备会记录下通过各遮光板的时间，设L1、L2、…、Li为遮光板相对起始点的距离，T1、T2、…、Ti为橇体经过遮光板时相对起始点的时刻，则速度的瞬时值为：

$v_i=\frac{L_i-L_{i-1}}{T_i-T_{i-1}}---\left(1\right)$

但是这种方法比较依赖于各遮光板之间的距离，随着一年四季的变化，轨道会随温度产生一定的伸缩，并且各个遮光板在测量时会产生传递误差，测量的速度值也存在一定的误差。

以现有遮光板***为例，相邻两个遮光板之间的间距测量误差由以下几个部分组成：遮光板的安装调试精度：由于遮光板安装时存在高低的偏差，距离测量点与激光束经过的平面存在差异，以遮光板倾斜30′，高低相差50mm计算，引起的距离误差为：Δ₁=±(sin30′×50)=±0.5mm。靶间距离测量误差：主要由测距仪器误差引起，各个靶间距的测量采用全站仪进行，仪器测试误差为：Δ₂=±(1.2mm+1.1ppm)，按照现有的9Km轨道长度计算，其误差值为11.1mm。动态随机误差：橇载光电组件动态误差通过任意两个遮光板时，由于速度跳变而引起触发、电路延时的不一致性带来的时间误差折射到距离上的误差，通过电路分析和实验室标定，可控制在Δ₃=±0.5mm。两个遮光板间距误差： $S=\±(\sqrt{{0.5}^2+{1.2}^2+{0.5}^2}\mathrm{mm}+1.1\mathrm{ppm})=\±(1.393\mathrm{mm}+1.1\mathrm{ppm})=\±11.293\mathrm{mm}.$

而全程遮光板距离测量误差由以下几个部分组成：遮光板的安装调试精度：由于遮光板安装时存在高低的偏差，距离测量点与激光束经过的平面存在差异，以遮光板倾斜30′，高低相差50mm计算，引起的距离误差为：Δ₁=±(sin30′×50)=±0.5mm；靶间距离测量误差：主要由测距仪器误差引起，各个靶间距的测量采用全站仪进行，仪器测试误差为：Δ₂=±(1.2mm+1.1ppm)，按照现有的9Km轨道长度计算，其误差值为11.1mm；仪器架设对点误差：主要由仪器架设时，和基准点进行定位时的对点误差，一般可保证在Δ₃=±2mm；动态随机误差：橇载光电组件动态误差通过任意两个遮光板时，由于速度跳变而引起触发、电路延时的不一致性带来的时间误差折射到距离上的误差，通过电路分析和实验室标定，可控制在Δ₃=±0.5mm；全程遮光板距离误差： $S=\±(\sqrt{{0.5}^2+{1.2}^2+2^2+{0.5}^2}\mathrm{mm}+1.1\mathrm{ppm})=\±(2.437\mathrm{mm}+1.1\mathrm{ppm})=\±12.337\mathrm{mm}.$

由此可见，由于安装调试误差、靶间距离测量误差、仪器架设对点误差、动态随机误差等误差，会对靶间的距离精确度构成较大影响。为了提高遮光板外测***精度，亟待寻求一种不依赖于靶间间距的测量方法。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提出一种火箭橇试验测速方法，该方法成本低、制造周期短、容易实现，同时保证了试验的可靠性和稳定性。

本发明的技术解决方案：一种火箭橇试验测速方法，步骤如下：

（1）将两个光电组件一前一后安装在火箭橇橇体上，并精确测定两个光电组件之间的间距；

（2）当进行火箭撬试验时，安装在轨道上的挡光板使得两个光电组件分别产生一个阻断信号，利用与光电组件连接的数据记录设备记录下两个阻断信号的时间信息；

（3）对同一挡光板产生的阻断信号的时间信息进行做差，得到前后两个阻断时间信息的时间差，再利用两个光电组件之间的间距除以前后两个阻断时间信息的时间差，即实现对火箭撬橇体运行速度的测量。

光电组件包括光电发射端和信号接收端；光电发射端由第一电阻R1、第二电阻R2、第三电阻R3、第四电阻R4、第五电阻R5、第六电阻R6、第七电阻R7、发光二极管D1、激光发射管D2、第一电容C1、第一三极管Q1以及多谐振荡器U1组成，其中，第一电容C1的一端接地，另一端接多谐振荡器U1的低触发端口和高触发端口，第一电阻R1一端接到多谐振荡器U1的电源端口，另一端串接第二电阻R2后接多谐振荡器的放电端口，第三电阻R3与第四电阻R4串联后再与第一发光二极管D1并联，并联后的电路一端接到多谐振荡器U1的放电端口，另一端接到多谐振荡器U1的低触发端口和高触发端口，多谐振荡器U1的接地端口接地，第五电阻R5的一端接电源，另一端通过第六电阻R6接激光发射管D2的正极，激光发射管D2的负极接第一三级管Q1的漏极，第一三极管Q1的源极接地，栅极通过第七电阻R7接多谐振荡器U1的输出端口，多谐振荡器U1的控制端口通过直流悬空或通过电容接地，多谐振荡器U1的重置端口接电源；信号接收端由第二电容C2、接收器U2、信号整理电路U2A组成，其中第二电容C2的一端接地，另一端接电源，接收器U2的接地端口接地，电源端口接电源，输出端口接信号整理电路U2A的输入端口，信号整理电路U2A的另一个输入端口接地，信号整理电路U2A的输出端口接数据处理设备。

第一电阻R1为1KΩ，第三电阻R3为1KΩ，第六电阻R6为100Ω，第七电阻R7为2.2KΩ。第二电阻R2、第四电阻R4和第五电阻R5为可变电阻。信号整理电路U2A采用或非门或运算放大器构成。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明的测速实时方法摆脱了旧方法的对各个遮光板之间距离的依赖，只需要精确已知光电组件之间的安装距离即可，大大的减少了安装遮光板、调直调平、间距测量等一系列的工作量；

(2)本发明的测速数据点与挡光板的个数有关，与挡光板的间距无关，所以可增加挡光板的个数，来丰富测速信息，挡光板的个数越多，测量速度的数据点越多；

(3)本发明不受限于零时同步和时间统一***的制约和限制，只需要知道同一遮光板给光电组件产生阻断信号的时间差即可，计算方法简单可靠，省去了由于设备繁多造成的可靠性问题；

(4)本发明的测速方法精度高，并且只受限于光电组件的间距测量精度和内部时钟晶振的漂移率，采用精确的测量手段和高品质晶振，测速精度可以得到很好的保证；

(5)本发明相对雷达等昂贵设备动辄上千万的价格相比，具有制造成本低廉，性能可靠等优点，在试验条件不变的前提下，节省了试验准备时间、节省了试验费用、人力物力，保证了试验的可靠性和连贯性。

附图说明

图1为遮光板测速原理示意图;

图2为本发明光电组件安装示意图；

图3为本发明解算出的速度曲线示意图；

图4为本发明光电组件的电路原理图。

具体实施方式

两个光电组件安装方式如图2所示，将光电组件安装于火箭橇的侧面，光电组件的测速方向平行于火箭橇的运行方向，并偏离出轨道一定距离。更多的光电组件安装方式依此类推，按照橇体运动方向呈现一前一后的安装方式，其中每个光电组件的发射端口和接收端口在一条直线上，光电组件的间距需要精确测量，计其值为S，单位m。信号接收端给出的光电组件输出信号，通过数据记录设备记录下脉冲沿的时间信息，同一个挡光板产生的阻断信号给两个光电组件的时间分别为T₁和T₂，单位s，这样可以求得橇体通过该挡光板的速度为：

$v_1=\frac{S}{T_2-T_1}---\left(1\right)$

同理，当橇体带着光电组件测速***运动，通过轨道边上一系列的挡光板时，就会得到橇体在该挡光板处的速度信息，通过积分的方法，还可以得到橇体相对初始点的位移信息，从而实现对火箭橇橇体速度的测量。

$L={\∫}_{T_i}^{T_{i+1}}{v}_i\mathrm{dt},i=\mathrm{1,2,3}...n---\left(2\right)$

试验开始阶段，将光电组件的输出端连接到橇载计算机或橇载数据记录设备，输入电源端接供电电源，橇载计算机开机，光电组件上电工作，一切准备就绪，火箭橇发射进入待命状态。试验过程中，光电组件随橇体一同运动，每通过一个挡光板时，产生两个信号，通过橇载数据记录设备记录下两个光电组件的时间信息，由于不再依赖挡光板之间的距离，可以适当增多挡光板的个数，来丰富测速数据点的个数，减少了工作量，排除了间距误差，可以保证跟高的测速精度。试验后，从橇载计算机中得到一系列的时间信息，通过公式1和公式2，可以得到火箭撬撬体的速度信息和位置信息，由于设计原因，个别点存在奇异值，表现为早触发或者晚触发，为消除奇异点，采用如下的算法对时间值T_i进行修正：

$T_i^{\′}=T_i+\frac{(v_i-v_{i-1})(T_{v(i+2)}-T_{v(i-1)})-(v_{i+2}-v_{i-1})(T_{v\left(i\right)}-T_{v(i-1)})}{\frac{T_{v(i+2)}-T_{v(i-1)}}{T_i-T_{i-1}}{v}_i+0.5(v_{i+2}-v_{i-1})}---\left(3\right)$

修正后的结果如图3所示，可以得到火箭橇试验的速度信息，以实现测速方法。

如图4所示，光电组件包括光电发射端和信号接收端；光电发射端由第一电阻R1、第二电阻R2、第三电阻R3、第四电阻R4、第五电阻R5、第六电阻R6、第七电阻R7、发光二极管D1、激光发射管D2、第一电容C1、第一三极管Q1以及多谐振荡器U1组成，其中，第一电容C1的一端接地，另一端接多谐振荡器U1的低触发端口2和高触发端口6，第一电阻R1一端接到多谐振荡器U1的电源端口8，另一端串接第二电阻R2后接多谐振荡器的放电端口7，第三电阻R3与第四电阻R4串联后再与第一发光二极管D1并联，并联后的电路一端接到多谐振荡器U1的放电端口7，另一端接到多谐振荡器U1的低触发端口2和高触发端口6，多谐振荡器U1的接地端口1接地，第五电阻R5的一端接电源，另一端通过第六电阻R6接激光发射管D2的正极，激光发射管D2的负极接第一三级管Q1的漏极，第一三极管Q1的源极接地，栅极通过第七电阻R7接多谐振荡器U1的输出端口3，多谐振荡器U1的控制端口5通过直流悬空或通过电容接地，多谐振荡器U1的重置端口4接电源；信号接收端由第二电容C2、接收器U2、信号整理电路U2A组成，其中第二电容C2的一端接地，另一端接电源，接收器U2的接地端口接地，电源端口接电源，输出端口接信号整理电路U2A的输入端口，信号整理电路U2A的另一个输入端口接地，信号整理电路U2A的输出端口接数据处理设备。其中多谐振荡器U1可采用LMC555CN型定时器，接收器U2可采用AT138型光敏器，信号整理电路U2A可采用SN74LS02N门电路。

R1和R3选择定值电阻，R2和R4选择可变电阻，C1选定值电容，通过公式3计算可得，R2和R4的电阻，其中第一电阻R1为1KΩ，第三电阻R3为1KΩ，第六电阻R6为100Ω，第七电阻R7为2.2KΩ。通过多谐振荡器U1的输出端3向外输出调制信号，通过Q1型的NPN三极管控制输出信号，在红外发射管前端加R5和R6是为了控制发射管D2的电流，这样通过调节电流就可以控制该电路的探测距离的大小，电流越大探测距离越大，电流越小探测距离越小，如果不需要调节探测距离，那么R5和R6可用一个定值电阻来代替。

对于红外光的接收电路，因为接收器U2在接收到红外光信号是高电平输出，当有阻断信号时，出现低电平脉冲信号，再恢复到高电平输出。但是根据数据采集***的输入要求，需要在有阻断信号时出入高电平脉冲信号，在正常工作时为低电平输入，这样就需要对接收器U2的输出信号进行反向或其他处理。考虑到信号的可靠性和快速响应要求，采用或非门电路U2A进行逻辑处理，其中一输入端接地提供低电平，一端接接收器U2的输出，这样就达到了数据采集***的要求。在接收器U2芯片的供电端和地端之间接入C2高耐压电容，可以保持接收器U2的平稳工作。

在电路完全设计并搭建好后，需要对R7和R5进行调整，R5和R7分别控制红外发射管的输入端和Q1三极管的基极电流，调整时应使输出的波形的占空比尽量接近1：1，经过反复试验发现，在占空比为1：1，发射频率和选型的光点接收器U2的响应频率已知，有效的探测距离满足火箭橇试验要求即可，而占空比的偏离以及调制频率的偏离会使探测精度大幅下降，为此，我们将R7定为可调电位计，调整阻值来满足发射距离、发射频率、占空比等要求。光电开关的另外一个要点就是需要将发射端做成探头形状，这样可以保证光束沿着一个方向发射，保证了光束的集中性。同时需要将红外发射管D2和红外接收管U2的光轴保证在同一条直线上，偏离只会使电路响应失灵甚至失去功能。

本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (5)

1.一种火箭橇试验测速方法，其特征在于步骤如下：

（1）将两个光电组件一前一后安装在火箭橇橇体上，并精确测定两个光电组件之间的间距；

（2）当进行火箭撬试验时，安装在轨道上的挡光板使得两个光电组件分别产生一个阻断信号，利用与光电组件连接的数据记录设备记录下两个阻断信号的时间信息；

（3）对同一挡光板产生的阻断信号的时间信息进行做差，得到前后两个阻断时间信息的时间差，再利用两个光电组件之间的间距除以前后两个阻断时间信息的时间差，即实现对火箭撬橇体运行速度的测量。

2.根据权利要求1所述的一种火箭橇试验测速方法，其特征在于：所述光电组件包括光电发射端和信号接收端；光电发射端由第一电阻R1、第二电阻R2、第三电阻R3、第四电阻R4、第五电阻R5、第六电阻R6、第七电阻R7、发光二极管D1、激光发射管D2、第一电容C1、第一三极管Q1以及多谐振荡器U1组成，其中，第一电容C1的一端接地，另一端接多谐振荡器U1的低触发端口（2）和高触发端口（6），第一电阻R1一端接到多谐振荡器U1的电源端口（8），另一端串接第二电阻R2后接多谐振荡器的放电端口（7），第三电阻R3与第四电阻R4串联后再与第一发光二极管D1并联，并联后的电路一端接到多谐振荡器U1的放电端口（7），另一端接到多谐振荡器U1的低触发端口（2）和高触发端口（6），多谐振荡器U1的接地端口（1）接地，第五电阻R5的一端接电源，另一端通过第六电阻R6接激光发射管D2的正极，激光发射管D2的负极接第一三级管Q1的漏极，第一三极管Q1的源极接地，栅极通过第七电阻R7接多谐振荡器U1的输出端口（3），多谐振荡器U1的控制端口（5）通过直流悬空或通过电容接地，多谐振荡器U1的重置端口（4）接电源；信号接收端由第二电容C2、接收器U2、信号整理电路U2A组成，其中第二电容C2的一端接地，另一端接电源，接收器U2的接地端口接地，电源端口接电源，输出端口接信号整理电路U2A的输入端口，信号整理电路U2A的另一个输入端口接地，信号整理电路U2A的输出端口接数据处理设备。

3.根据权利要求1所述的一种火箭橇试验测速光电组件，其特征在于：所述第一电阻R1为1KΩ，第三电阻R3为1KΩ，第六电阻R6为100Ω，第七电阻R7为2.2KΩ。

4.根据权利要求1所述的一种火箭橇试验测速光电组件，其特征在于：第二电阻R2、第四电阻R4和第五电阻R5为可变电阻。

5.根据权利要求1所述的一种火箭橇试验测速光电组件，其特征在于：所述信号整理电路U2A采用或非门或运算放大器构成。

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