CN112212869B - 一种模拟火箭飞行试验的地面测试设计方法 - Google Patents

一种模拟火箭飞行试验的地面测试设计方法 Download PDF

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Abstract

一种模拟火箭飞行试验的地面测试设计方法，包括如下步骤：(1)计算实际箭体系视速度增量，将计算结果送地面遥测；(2)计算实际箭体系角增量；(3)根据实际箭体系角增量计算姿态阵及姿态角，将姿态角计算结果送地面遥测；(4)根据步骤3计算的实际箭体系视速度增量和姿态阵结果，计算实际惯性系视速度增量；(5)计算理论箭体系视速度增量；(6)计算理论箭体系角增量；(7)根据理论箭体系角增量计算箭体的理论姿态阵；(8)根据步骤5计算的理论箭体系视速度增量和步骤7理论姿态阵结果计算理论惯性系视速度增量；(9)将实际惯性系视速度增量替换为理论惯性系视速度增量，作为导航计算的输入。

Description

一种模拟火箭飞行试验的地面测试设计方法
技术领域
本发明属于制导控制***领域，具体涉及一种模拟火箭飞行试验的地面测试设计方法。
背景技术
火箭在飞行试验前，控制***需要在地面进行模拟飞行试验的测试，考核软、硬件产品是否工作正常，因而需要针对测试设计相应的方法。目前的设计方法是： 1)按照惯性导航器件实际敏感地面1g0(重力加速度)和地球自转角速度作为输入的方式进行后续的制导控制计算，2)在捷联惯组实际敏感地面1g0和地球自转角速度作为输入的计算结果中，将角增量计算结果和箭体系视速度计算结果替换成飞行弹道的数据，3)将1)和2)两者结合起来接力计算。这些方法的缺点分别如下：
针对1)方法，由于模拟飞行试验测试中没有对捷联惯组进行准确对准，并且每发任务测试使用的相同的或其他任务测试使用的不同的捷联惯组工具误差都不相同且均是随机量，因而制导计算结果误差较大且数值也是随机的，造成不能准确设置误差大小门限，从而不适应采用自动化方式判读制导控制计算的结果；此外，这种方法需要更改图1所示原理图中飞行使用的导航计算部分公式，因此，会影响飞行软件的可靠性；针对2)方法，没有捷联惯组敏感实际地面1g0和地球自转角速度作为输入计算的姿态角和箭体系视速度结果，因而，无法通过这些结果分析捷联惯组工作是否正常，不利于对硬件产品的考核；针对3)方法，1)和2)的缺点均有。
发明内容
本发明针对惯性导航器件为捷联惯组的地面模拟飞行试验测试，同时解决模拟火箭飞行试验的地面测试自动化判读应用范围小、硬件考核覆盖性较低、飞行软件可靠性有待进一步提高的问题。
工作原理：一种模拟火箭飞行试验的地面测试设计方法，包括如下步骤：(1)利用惯组加速度计敏感重力加速度信息后输出的脉冲增量计算实际箭体系视速度增量，将计算结果送地面遥测；(2)根据惯组陀螺敏感的地球自转角速度信息输出的脉冲增量计算实际箭体系角增量；(3)根据实际箭体系角增量计算姿态阵及姿态角，并将姿态角计算结果送地面遥测，分析陀螺是否工作正常；(4)根据步骤3计算的实际箭体系视速度增量和姿态阵结果，计算实际惯性系视速度增量；(5)将重力加速度分解到箭体系三方向，计算理论箭体系视速度增量；(6)将地球自转角速度分解到箭体系三方向，计算理论箭体系角增量；(7)根据步骤6 所述的理论箭体系角增量计算箭体的理论姿态阵；(8)根据步骤5计算的理论箭体系视速度增量和步骤7理论姿态阵结果计算理论惯性系视速度增量；(9)将实际惯性系视速度增量替换为理论惯性系视速度增量，作为箭体导航计算的输入。
进一步的，步骤1所述的实际箭体系视速度增量计算公式为：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000021
其中O-X1Y1Z1为箭体坐标系，其中OX1为纵轴，OY1为法向轴，OZ1为横向轴，ΔWx1、ΔWy1、ΔWz1为箭体系x1、y1、z1三方向视速度增量，单位为m/s；ΔNax1、ΔNay1、ΔNaz1为安装在箭体系三方向加速度计每个计算周期输出的脉冲增量，单位为个；Kax1、Kay1、Kaz1为加速度计由脉冲增量转为视速度的转换系数，单位为个/(g0·s)。
进一步的，步骤2所述的实际箭体系角增量，计算公式为：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000022
其中：Δθx、Δθy、Δθz为箭体系x1,y1,z1三方向角增量，单位为rad；ΔNgx1、ΔNgy1、ΔNgz1为安装在箭体系三方向陀螺每计算周期输出的脉冲增量，单位为个；Kgx1、Kgy1、Kgz1为陀螺由脉冲增量转为角增量的转换系数，单位为"/个。
进一步的，步骤3所述姿态阵计算公式为：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000023
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000031
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000032
其中：A为箭体系到惯性系的姿态矩阵；
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000033
为第n个计算周期的四元数。
进一步的，步骤3所述姿态角计算公式为：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000034
ψ＝arcsin(-a31)
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000035
其中：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000036
ψ、γ分别为俯仰、偏航、滚动姿态角，单位为°。
进一步的，步骤4所述实际惯性系视速度增量计算公式为：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000037
其中，O-XYZ为发射点惯性坐标系(简称惯性系)，OX指向射向，OY为发射点重力反方向，OZ按右手坐标法则定义，ΔWx、ΔWy、ΔWz分别为惯性系 x,y,z三方向的视速度增量，单位为m/s。
进一步的，步骤5所述的理论箭体系视速度增量的计算公式为：
ΔWx1＝g0·ΔT·Kp；
ΔWy1＝ΔWz1＝0；
其中：g0为理论设计时选取的重力加速度，单位为m/s2；ΔT为计算周期，单位为s；Kp为重力加速度比例系数。
进一步的，步骤6所述的理论箭体系角增量计算公式为：
Δθx＝ωe·ΔT·sinB0
Δθy＝-ωe·ΔT·cosA0cosB0
Δθz＝-ωe·ΔT·sinA0cosB0
ωe为地球自转角速度，单位为rad；A0为理论设计时选取的射向，单位为°； B0为理论设计时选取的纬度，单位为°。
本发明的有益效果：
(1)本发明可以保留利用地面1g0和地球自转角速度作为输入计算的姿态角和箭体系视速度结果，实现对捷联惯组的考核；(2)可以通过固定输入，实现制导控制计算的结果误差极小，能准确设置误差大小门限，从而能采用自动化方式判读制导控制计算的结果，大大提高了判读效率，降低了人为失误的风险；(3)测试方法全部封闭在一个独立的模飞计算模块中，不改变飞行使用的导航计算公式，提高了飞行软件的可靠性，且实现简单，通过飞行诸元标志字设置，即可实现模拟飞行测试状态和实际飞行试验状态的切换。
附图说明
图1模拟飞行试验的地面测试设计方法原理图。
图2实际惯性系视速度增量的O-XYZ发射点惯性坐标系。
具体实施方式
除了下面所述的实施例，本发明还可以有其它实施例或以不同方式来实施。因此，应当知道，本发明并不局限于在下面的说明书中所述或在附图中所示的部件的结构的详细情况。当这里只介绍一个实施例时，权利要求并不局限于该实施例。
本发明使用模拟飞行计算的理论惯性系视速度增量
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000041
替换利用实物捷联惯组敏感信息计算得到的实际惯性系视速度增量结果Δw，采用理论惯性系视速度增量结果
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000042
进入导航计算及后续的制导控制。在模拟飞行计算中使用事先设计好的理论加速度和角速度作为加表和陀螺敏感信息，分别进行箭体系视速度增量和箭体系到发射点重力惯性系的姿态矩阵计算，从而计算出理论的惯性系视速度增量
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000043
将实物捷联惯组敏感信息计算得到的实际惯性系视速度增量结果Δw替换，利用理论的
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000051
进入导航计算，利用导航计算的结果进行后续的制导控制。
一种模拟火箭飞行试验的地面测试设计方法，包括如下步骤如图1所示：
(1)利用惯组加速度计敏感重力加速度信息后输出的脉冲增量计算实际箭体系视速度增量，其中O-X1Y1Z1为箭体坐标系，其中OX1为纵轴，OY1为法向轴，OZ1为横向轴，如图2所示，并将计算结果送地面遥测，分析加速度计是否工作正常。实际箭体系视速度增量计算公式如下：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000052
其中：ΔWx1、ΔWy1、ΔWz1为箭体系x1、y1、z1三方向视速度增量，单位为 m/s；
ΔNax1、ΔNay1、ΔNaz1为安装在箭体系三方向加速度计输出的脉冲增量，单位为个；Kax1、Kay1、Kaz1为加速度计由脉冲增量转为视速度的转换系数，单位为个 /(g0·s)。
(2)根据惯组陀螺敏感的地球自转角速度信息输出的脉冲增量计算实际箭体系角增量，计算公式为：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000053
其中：Δθx、Δθy、Δθz为箭体系x1,y1,z1三方向角增量，单位为rad；ΔNgx1、ΔNgy1、ΔNgz1为安装在箭体系三方向陀螺每计算周期输出的脉冲增量，单位为个；Kgx1、Kgy1、Kgz1为陀螺由脉冲增量转为角增量的转换系数，单位为"/个。
(3)根据实际箭体系角增量计算姿态阵及姿态角，并将姿态角计算结果送地面遥测，分析陀螺是否工作正常，计算公式如下：
1)姿态阵计算公式：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000061
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000062
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000063
其中：A为箭体系到惯性系的姿态矩阵；
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000064
为第n个计算周期的四元数。
2)姿态角计算公式：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000065
ψ＝arcsin(-a31)
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000066
其中：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000067
ψ、γ分别为俯仰、偏航、滚动姿态角，单位为°。
(4)根据步骤3计算的实际箭体系视速度增量和姿态阵结果，计算实际惯性系视速度增量，其中O-XYZ为发射点惯性坐标系(简称惯性系)，OX指向射向，OY为发射点重力反方向，OZ按右手坐标法则定义，如图2所示，公式为：
Figure RE-RE-RE-GDA0002776629290000068
其中：ΔWx、ΔWy、ΔWz分别为惯性系x,y,z三方向的视速度增量，单位为 m/s。
(5)将重力加速度分解到箭体系三方向，从而计算理论箭体系视速度增量，公式为：
ΔWx1＝g0·ΔT·Kp；
ΔWy1＝ΔWz1＝0；
其中：g0为理论设计时选取的重力加速度，单位为m/s2；ΔT为计算周期，单位为s；Kp为重力加速度比例系数。
(6)将地球自转角速度分解到箭体系三方向，从而计算理论箭体系角增量，公式为：
Δθx＝ωe·ΔT·sinB0
Δθy＝-ωe·ΔT·cosA0cosB0
Δθz＝-ωe·ΔT·sinA0cosB0
ωe为地球自转角速度，单位为rad；A0为理论设计时选取的射向，单位为°； B0为理论设计时选取的纬度，单位为°。
(7)根据步骤6所述的理论箭体系角增量计算箭体系到惯性系的理论姿态阵，计算公式同步骤(3)的中1)姿态阵计算公式；
(8)根据步骤5计算的理论箭体系视速度增量和步骤7理论姿态阵结果计算理论惯性系视速度增量，计算公式同步骤(4)；
(9)将实际惯性系视速度增量替换为理论惯性系视速度增量，作为箭体导航计算的输入。
对于上述本发明所提出的方法，还可以在不脱离本发明内容上作出各种改进，因此本发明的保护范围应该由所附的权利要求书内容确定。

Claims (6)

1.一种模拟火箭飞行试验的地面测试设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)利用惯组加速度计敏感重力加速度信息后输出的脉冲增量计算实际箭体系视速度增量，将计算结果送地面遥测；
(2)根据惯组陀螺敏感的地球自转角速度信息输出的脉冲增量计算实际箭体系角增量；
(3)根据实际箭体系角增量计算姿态阵及姿态角，并将姿态角计算结果送地面遥测，分析陀螺是否工作正常；
(4)根据步骤1以及步骤3计算的实际箭体系视速度增量和姿态阵结果，计算实际惯性系视速度增量；
(5)将重力加速度分解到箭体系三方向，计算理论箭体系视速度增量，所述理论箭体系视速度增量的计算公式为：
ΔWx1＝g0·ΔT·Kp；
ΔWy1＝ΔWz1＝0；
其中：g0为理论设计时选取的重力加速度，单位为m/s2；ΔT为计算周期，单位为s；Kp为重力加速度比例系数；
(6)将地球自转角速度分解到箭体系三方向，计算理论箭体系角增量，所述理论箭体系角增量计算公式为：
Δθx＝ωe·ΔT·sin B0
Δθy＝-ωe·ΔT·cos A0cos B0
Δθz＝-ωe·ΔT·sin A0cos B0
ωe为地球自转角速度，单位为rad；A0为理论设计时选取的射向，单位为°；B0为理论设计时选取的纬度，单位为° ；
(7)根据步骤5计算的理论箭体系视速度增量和步骤7理论姿态阵结果计算理论惯性系视速度增量；
(8)将实际惯性系视速度增量替换为理论惯性系视速度增量，作为箭体导航计算的输入。
2.如权利要求1所述的地面测试设计方法，其特征在于，步骤1所述的实际箭体系视速度增量计算公式为：
Figure FDA0003615279450000021
其中O-X1Y1Z1为箭体坐标系，其中OX1为纵轴，OY1为法向轴，OZ1为横向轴，ΔWx1、ΔWy1、ΔWz1为箭体系x1、y1、z1三方向视速度增量，单位为m/s；ΔNax1、ΔNay1、ΔNaz1为安装在箭体系三方向加速度计每个计算周期输出的脉冲增量，单位为个；Kax1、Kay1、Kaz1为加速度计由脉冲增量转为视速度的转换系数，单位为个/(g0·s)。
3.如权利要求1所述的地面测试设计方法，其特征在于，步骤2所述的实际箭体系角增量，计算公式为：
Figure FDA0003615279450000022
其中：Δθx、Δθy、Δθz为箭体系x1,y1,z1三方向角增量，单位为rad；ΔNgx1、ΔNgy1、ΔNgz1为安装在箭体系三方向陀螺每计算周期输出的脉冲增量，单位为个；Kgx1、Kgy1、Kgz1为陀螺由脉冲增量转为角增量的转换系数，单位为"/个。
4.如权利要求1所述的地面测试设计方法，其特征在于，步骤3所述姿态阵计算公式为：
Figure FDA0003615279450000023
Figure FDA0003615279450000031
Figure FDA0003615279450000032
其中：A为箭体系到惯性系的姿态矩阵；
Figure FDA0003615279450000033
为第n个计算周期的四元数。
5.如权利要求4所述的地面测试设计方法，其特征在于，步骤3所述姿态角计算公式为：
Figure FDA0003615279450000034
ψ＝arcsin(-a31)
Figure FDA0003615279450000035
其中：
Figure FDA0003615279450000036
ψ、γ分别为俯仰、偏航、滚动姿态角，单位为°。
6.如权利要求2所述的地面测试设计方法，其特征在于，步骤4所述实际惯性系视速度增量计算公式为：
Figure FDA0003615279450000037
其中，O-XYZ为发射点惯性坐标系，OX指向射向，OY为发射点重力反方向，OZ按右手坐标法则定义，ΔWx、ΔWy、ΔWz分别为惯性系x,y,z三方向的视速度增量，单位为m/s。
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