CN104048559B - 模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置及其瞄准试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法包括如下步骤：①、对准：调整棱镜(1)摆放角度，使棱镜(1)棱线为水平方向，棱镜(1)侧面的法线与瞄准器(3)投射出的激光的轴线重合，瞄准器(3)发射光束并测量棱镜(1)反射回的光束的角度；②、静态瞄准：瞄准器(3)记录棱镜(1)处于轨道中间位置时的反射光角度A；③、动态瞄准：将棱镜(1)按照其运动轨迹往复运动，记录在棱镜(1)反射光角度的中间值D；④、计算：瞄准器(3)的瞄准误差Δ，Δ＝|D-A|。

Description

模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置及其瞄准试验方法

技术领域

本发明涉及一种模拟试验装置及其瞄准试验方法，特别是涉及一种用于瞄准一种模拟火箭惯组棱镜风摆的试验装置及火箭惯组棱镜的瞄准试验方法。

背景技术

火箭发射前，火箭底部固定在底座上，火箭中部依靠箍紧装置得以固定。所以在大风吹动火箭的时候，火箭经常以只公转不自转的倒圆锥形轨迹转动或摆动(即风摆情况)。

我国发明专利一种模拟火箭惯组棱镜风摆的试验装置，公开号为CN103090729A，公开日期为2013.05.08，公开了一种用于模拟火箭在发射前，火箭惯组棱镜在风摆情况下的平移、扭转，达到提前校验瞄准系统的作用。其利用一个弧形轨道来作为棱镜的运动轨迹，利用瞄准器来对棱镜发射光束并检测反射光束的角度，棱镜的运动半径等于火箭惯组棱镜实际到火箭底端的高度。通过测量模拟火箭惯组棱镜风摆的试验装置中棱镜的瞄准误差，即可计算出火箭在风晃环境下的瞄准误差，若瞄准误差大于起飞允许误差，则需调整火箭状态，从而将误差缩小到规定范围内，若瞄准误差小于起飞误差，则火箭能顺利起飞。

人们通常以瞄准上述一种模拟火箭惯组棱镜风摆的试验装置，来模拟火箭惯组棱镜在风摆情况下的运动，通常此装置的使用方法中：

1、瞄准器发出的光束过于细，不利于对光束进行检测也不利于瞄准。

2、只能以水平光线照射棱镜，才能克服棱镜在运动时，棱镜晃动产生的棱镜棱线水平方向转角带来的误差。

3、在非水平光线照射棱镜(即光线的轴线与水平有夹角)的情况下，棱镜的晃动(左右移动、上下移动、周向移动)会给测量结果造成偏差，且偏差值无法测量，这样就给初始方位瞄准的误差分析带来问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种便于瞄准的模拟试验装置和一种可以在非水平光线照射棱镜情况下火箭惯组棱镜运动时测量瞄准误差的试验方法。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置包括机架、棱镜、瞄准器和至少一导轨。所述导轨的两端分别固定在所述机架上。所述惯组棱镜用于模拟风摆试验。所述惯组棱镜置于所述导轨上且能沿所述导轨移动和摆动，瞄准器向棱镜发射光束并测量棱镜反射回的光束的角度，所述瞄准器的出光口处安装扩束装置。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法，包括

对准：调整棱镜摆放角度，使棱镜棱线为水平方向，棱镜侧面的法线与瞄准器投射出的激光的轴线重合，瞄准器发射光束并测量棱镜反射回的光束的角度。

静态瞄准：瞄准器记录棱镜处于轨道中间位置时的反射光角度A。

动态瞄准：将棱镜按照其运动轨迹往复运动，记录在棱镜反射光角度的中间值D；

计算：瞄准器的瞄准误差Δ，

Δ＝|D-A|。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法，其中所述瞄准器的出光口处安装扩束装置。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法，其中所述瞄准器的光束通过扩束装置扩束后，光束直径大于棱镜宽度，小于棱镜的行程与宽度的和。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法，其中在棱镜运动到最左侧和最右侧时，分别记录棱镜反射光是否能被瞄准器接收到。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法，其中所述A和D的测量值均为测量6次后的平均值。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法，其中通过电子移动座控制瞄准器的X轴Y轴Z轴的位置。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法，其中所述电子移动座还包括第一数据通道和第二数据通道。电子移动座通过第一数据管道将信号连接至显示装置，显示装置用于显示电子移动座上的瞄准器的发射光束的角度和瞄准器接收到棱镜的反射光的角度。电子移动座通过第二数据管道接收遥控的控制信号，遥控通过控制信号远程控制电子移动座，从而控制电子移动座上瞄准器的位置。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法，其中所述棱镜为直角棱镜。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置与现有技术不同之处在于通过扩束装置增加瞄准器发射光的直径，从而便于瞄准器对棱镜的瞄准。并且方便瞄准器对反射光角度的测量、增加反射光测量的准确性。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法与现有技术不同之处在于本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法通过对比两个理论上本应相同的A和D的角度差，从而得出火箭初始方位瞄准误差，只有在瞄准误差小于火箭起飞的允许误差范围内，火箭才能起飞。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法中通过扩束装置将发射光的直径扩大，即可方便棱镜和光束对准。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法中扩束后的光束直径在棱镜宽度和宽度加行程之间，方便了反射光束角度的测量。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法中记录反射光是否在最左侧和最右侧时反射光能被瞄准器接收到，即可得知棱镜是否偏移误差过大，若误差过大则需要从新调整火箭状态。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法中以测量6次取平均值来记录A和D的值，既保证了多次测量的准确程度，又避免过多测量的劳动量。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法中瞄准器上的电子移动座能够调整瞄准器的位置，从而省去了人工手动对准。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法中电子移动座将信号连接至显示装置，即可在远程监视瞄准器的反射光的角度和瞄准器的位置。并且遥控控制电子移动座，即可在远程发射控制信号，调整电子移动座的位置。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法中通过直角棱镜能够使棱镜的入射光平行于反射光，因入射光的发射装置和反射光的接收装置为同一装置，所以直角棱镜便于瞄准器在较远距离测量反射光的角度。

下面结合附图对本发明的一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法作进一步说明。

附图说明

图1是一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的俯视示意图；

图2是图1所示一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的左视示意图。

具体实施方式

如图1和图2所示，本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置与我国公开号为CN103090729A，公开日期为2013.05.08的发明专利一种模拟火箭惯组棱镜风摆的试验装置结构基本相同，都包括机架、棱镜1、瞄准器3和至少一导轨，导轨的两端分别固定在机架上，惯组棱镜用于模拟风摆试验，惯组棱镜置于导轨上且能沿导轨移动和摆动，瞄准器3向棱镜1发射光束并测量棱镜1反射回的光束的角度。本发明与上述专利的不同之处在于还包括扩束装置4，扩束装置4安装在瞄准器3的出光口处。

本发明一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法包括如下步骤：

①、对准：调整棱镜1摆放角度，使棱镜1棱线为水平方向。棱镜1为直角棱镜。工作人员通过电子移动座2控制瞄准器3在X轴向、Y轴向、Z轴向的位置，使直角棱镜直角所对的侧面的法线与瞄准器3投射出的激光的轴线重合，瞄准器3发射光束并测量直角棱镜反射回的光束的角度。

电子移动座2通过第一数据管道将信号连接至显示装置。显示装置用于显示电子移动座2上的瞄准器3的发射光束的角度和瞄准器3接收到直角棱镜的反射光的角度。

电子移动座2通过第二数据管道接收遥控的控制信号。遥控通过控制信号远程控制电子移动座2，从而控制电子移动座2上瞄准器3的位置。瞄准器3的出光口处安装扩束装置4。瞄准器3的光束通过扩束装置4扩束后，光束直径大于直角棱镜宽度，小于直角棱镜的行程与宽度的和。

电子移动座2为三轴联动机构，其结构为X轴齿条沿X轴方向与机架固定，X轴齿轮可转动的固定在X轴中转座上，X轴齿轮和X轴齿条啮合并通过X轴齿轮转动带动X轴中转座沿X轴方向移动。Y轴齿条沿Y轴方向固定在X轴中转座上，Y轴齿轮可转动的固定在Y轴中转座上，Y轴齿轮和Y轴齿条啮合并通过Y轴齿轮的转动带动Y轴中转座沿Y轴方向移动。Z轴齿条沿Z轴方向固定在Y轴中转座上，Z轴齿轮可转动的固定在瞄准器3上，Z轴齿轮和Z轴齿条啮合并通过Z轴齿轮的转动带动瞄准器3沿Z轴方向移动。

电子移动座2的第一数据通道包括电子移动座2上的第一端口、CPU、显示器，电子移动座2与CPU电连接，CPU与显示器电连接。

电子移动座2的第二数据通道包括电子移动座2上的无线接收装置和遥控上的无线发射装置，无线接收装置能够接收无线发射装置的信号，并控制电子移动座2移动。

扩束装置4由四个透镜朝同一方向，并沿此方向上的同一直线排列制成，扩束装置4能够增大出射光的直径并且保持光束形状为圆柱状。

②、静态瞄准：瞄准器3记录直角棱镜处于轨道中间位置时的反射光角度A，A的测量值为测量6次后的平均值。

③、动态瞄准：将直角棱镜按照其运动轨迹往复运动，记录直角棱镜反射光角度的中间值D。在直角棱镜运动到最左侧和最右侧时，分别记录直角棱镜反射光角度是否能被瞄准器3检测到。D的测量值为测量6次后的平均值。

④、计算：瞄准器3的瞄准误差Δ，

Δ＝|D-A|。

以上所述的实施例仅仅是对本发明的优选实施方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案作出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (8)

1.一种模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置包括机架、棱镜(1)、瞄准器(3)和至少一导轨，所述导轨的两端分别固定在所述机架上，所述惯组棱镜用于模拟风摆试验，所述惯组棱镜置于所述导轨上且能沿所述导轨移动和摆动，瞄准器(3)向棱镜(1)发射光束并测量棱镜(1)反射回的光束的角度，其特征在于：所述瞄准器(3)的出光口处安装扩束装置(4)。

2.使用权利要求1所述的模拟火箭风晃环境下捕捉惯组棱镜装置的瞄准试验方法，其特征在于瞄准器(3)的出光口处安装扩束装置(4)，所述瞄准试验方法包括如下步骤：

①、对准：调整棱镜(1)摆放角度，使棱镜(1)棱线为水平方向，棱镜(1)侧面的法线与瞄准器(3)投射出的激光的轴线重合，瞄准器(3)发射光束并测量棱镜(1)反射回的光束的角度；

②、静态瞄准：瞄准器(3)记录棱镜(1)处于轨道中间位置时的反射光角度A；

③、动态瞄准：将棱镜(1)按照其运动轨迹往复运动，记录棱镜(1)反射光角度的中间值D；

④、计算：瞄准器(3)的瞄准误差△，

△＝丨D-A丨。

3.根据权利要求2所述的瞄准试验方法，其特征在于：所述瞄准器(3)的光束通过扩束装置(4)扩束后，光束直径大于棱镜(1)宽度，小于棱镜(1)的行程与宽度的和。

4.根据权利要求3所述的瞄准试验方法，其特征在于在所述步骤③中，还包括如下步骤：

在棱镜(1)运动到最左侧和最右侧时，分别记录棱镜(1)反射光是否能被瞄准器(3)接收到。

5.根据权利要求4所述的瞄准试验方法，其特征在于：所述A和D的测量值均为测量6次后的平均值。

6.根据权利要求5所述的瞄准试验方法，其特征在于在步骤①还包括如下步骤：

通过电子移动座(2)控制瞄准器的X轴Y轴Z轴的位置。

7.根据权利要求6所述的瞄准试验方法，其特征在于步骤①还包括步骤：所述电子移动座(2)还包括第一数据通道和第二数据通道：

电子移动座(2)通过第一数据管道将信号连接至显示装置，显示装置用于显示电子移动座(2)上的瞄准器(3)的发射光束的角度和瞄准器(3)接收到棱镜(1)的反射光的角度；

电子移动座(2)通过第二数据管道接收遥控的控制信号，遥控通过控制信号远程控制电子移动座(2)，从而控制电子移动座(2)上瞄准器(3)的位置。

8.根据权利要求7所述的瞄准试验方法，其特征在于：所述棱镜(1)为直角棱镜。