CN107063244B - 一种飞行器飞行过程模拟方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器飞行过程模拟方法，步骤如下：获取标准轨道飞行器二级启动时刻t的初始参数；进行导航计算，获得t时刻的惯性导航参数；计算t时刻的推力曲线补偿参数；利用惯性导航设备的陀螺数据和加速度表实时输出的数据，进行惯性导航计算，模拟0到t时刻的轨道数据；获得t时刻的参数，进行补偿后作为推力曲线段的初始参数，进行惯性导航计算直至飞行结束，获得t时刻至飞行结束段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。本发明在二级起始时刻之前采用真实惯组数据进行惯性导航模拟，二级起始时刻之后采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，更接近实际飞行中的误差情况，使地面试验更加真实可靠。

Description

一种飞行器飞行过程模拟方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器飞行过程模拟方法，属于飞行器地面试验领域。

背景技术

运载器需要在飞行前对飞行过程中采用的各项技术和单机产品进行地面模拟飞行的验证，因此，需要采用模拟飞行试验对运载器飞行过程、制导控制流程和硬件系统的全面考核，而原有的模拟飞行方法往往主要采用软件计算模拟，没有考虑真实的惯组信息，无法考核在偏差状态下真实惯组的误差影响。如何在地面试验中实现更接近实际飞行状态的轨道模拟是本领域亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种飞行器飞行过程模拟方法，采用惯性导航模拟段和推力曲线模拟段相结合的方式，在考虑真实惯组器件误差的情况下更加真实模拟飞行过程。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种飞行器飞行过程模拟方法，包括如下步骤：

(1)获取标准轨道起点的初始速度V₀、位置S₀和姿态信息θ₀，根据标准轨道确定飞行器二级启动时刻t作为接入推力曲线时刻；获取t时刻标准轨道的速度V_s、位置S_s和姿态信息θ_s；获取标准轨道所有点的程序角ψ_cx、γ_cx、t时刻的发动机推力P_mf及飞行器质量M_mf0；

(2)根据初始速度V₀、位置S₀和姿态信息θ₀，以及加速度表和陀螺输出的惯性器件参数，进行导航计算，获得t时刻的惯性导航速度V_t0、位置S_t0和姿态信息θ_t0；

(3)计算t时刻的推力曲线补偿参数，ΔV＝V_s-V_t0，ΔS＝S_s-S_t0，Δθ＝θ_s-θ_t0；

(4)采用标准轨道起点的初始速度、位置和姿态信息为初值，利用惯性导航设备的陀螺数据和加速度表实时输出的数据，进行惯性导航计算，模拟0到t时刻的轨道数据；获得t时刻的速度V_t1、位置S_t1和姿态信息θ_t1，计算V_t＝V_t1+ΔV，S_t＝ΔS+S_t1，θ_t＝Δθ+θ_t1；

(5)以t时刻的速度V_t1、位置S_t1和姿态信息θ_t1作为推力曲线段的初始惯性导航速度、位置和姿态信息，计算飞行器体坐标系下角增量δθ_{x_mf}、δθ_{y_mf}、δθ_{z_mf}和飞行器体坐标系下视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}，进行惯性导航计算直至飞行结束，获得t时刻至飞行结束段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。

优选的，加速度表和陀螺输出的惯性器件参数计算方法如下：从标准轨道起点位置信息S₀中获取纬度B₀、从姿态信息θ₀获取射向A₀，计算飞行器视加速度和角速度：

计算加速度表输出导航坐标系下的飞行器视加速度

计算陀螺输出导航坐标系下的角速度(ω_xc，ω_yc，ω_zc)：

ω_xc＝ω_esin B₀

ω_yc＝-ω_ecos B₀ cos A₀

ω_zc＝-ω_ecos B₀ sin A₀

其中ω_e为地球自转角速度。

优选的，步骤(5)中计算飞行器体坐标系下角增量δθ_{x_mf}、δθ_{y_mf}、δθ_{z_mf}的具体方法为：

计算飞行器的程序角角增量：

Δψ_{cx_mf}＝ψ_cx-ψ_cx,-1

Δγ_{cx_mf}＝γ_cx-γ_cx,-1

其中，ψ_cx、γ_cx分别为导航坐标系下本周期俯仰、偏航、滚动方向的程序角，ψ_cx，-1、γ_cx，-1为导航坐标系下上周期俯仰、偏航、滚动方向的程序角，Δψ_{cx_mf}、Δγ_{cx_mf}为导航坐标系下俯仰、偏航、滚动方向的程序角角增量；

计算飞行器体坐标系下视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}的具体方法为：

优选的，步骤(5)中计算飞行器体坐标系下视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}的具体方法为：

计算飞行器质量M_mf：

M_mf＝M_mf-1-dm_{CD_mf}*T

其中M_mf-1为上一制导周期的飞行器质量，dm_{CD_mf}为飞行器质量消耗率，T为制导周期；质量初值为M_mf0；

计算飞行器视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}：

优选的，时刻t由替换飞行器二级启动时刻为飞行器二级关机时刻。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明在二级起始时刻之前采用真实惯组数据进行惯性导航模拟，二级起始时刻之后采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，更接近实际飞行中的误差情况，使地面试验更加真实可靠。

(2)本发明推力曲线的初值点考虑到了真实的惯性测量组合的误差值，相比于传统的推力曲线模拟方法更加真实。

(3)本发明的模拟方法计算简单、效率高。

附图说明

图1为本发明飞行过程模拟仿真流程图；

图2为模拟轨道示意图。

具体实施方式

本发明模拟的飞行过程包括两部分，结合图2，为运载火箭的飞行过程，第一部分为0到t时刻，该部分为惯性导航模拟段，利用惯性测量组合输出数据，进行飞行过程模拟；第二部分为t时刻到飞行结束，该部分为推力曲线模拟段，即按轨道参数计算飞行器的推力和姿态变化，而不采用惯组输出的信息。

本发明中提到的体坐标系具体如下：

坐标原点O为载体的质心，OXb轴沿载体纵轴指向头部，OYb在载体纵向对称面内，垂直于纵轴向上(指向载体的第三象限线)，OZb轴与OXb、OYb轴构成右手坐标系。

导航坐标系具体如下：

坐标原点O为载体的质心，OYg轴沿重力垂线方向向上为正，OXg轴与OYg轴垂直，在大地水平面内指向发射方向，OZg轴与OXg、OYg轴构成右手坐标系。

下面将结合附图对本发明进一步详细说明。

参见图1，飞行器飞行过程模拟包括如下步骤：

(1)确定模拟飞行初始参数

获取轨道起点的初始速度V₀、位置S₀和姿态信息θ₀；根据标准轨道确定模拟飞行中接入推力曲线时刻t，以及t时刻的标准轨道的速度V_s、位置S_s和姿态信息θ_s。t为飞行器二级启动时刻。并且获取标准轨道所有点的程序角ψ_cx、γ_cx和t时刻的发动机推力P_mf及飞行器质量M_mf0，

(2)计算t时刻模拟轨道参数

根据模拟轨道起点的纬度B₀(包含在位置信息S₀中)、射向A₀(包含在姿态信息中)，计算惯性器件参数，包括加速度表和陀螺输出数据：

计算加速度表输出导航坐标系下的飞行器视加速度

计算陀螺输出导航坐标系下的角速度(ω_xc，ω_yc，ω_zc)：

ω_xc＝ω_e sin B₀

ω_yc＝-ω_e cos B₀ cos A₀

ω_zc＝-ω_e cos B₀ sin A₀

其中ω_e为地球自转角速度。根据模拟轨道起点的初始速度、位置姿态以及加速度表和陀螺输出的惯性器件参数进行惯性导航计算，得到t时刻的惯性导航速度V_t0、位置S_t0和姿态信息θ_t0，作为接入推力曲线时模拟轨道参数。

(3)计算推力曲线补偿参数

根据步骤(1)和(2)得到接入推力曲线时t的标准轨道速度、位置和姿态信息和模拟轨道导航速度、位置和姿态信息，将两者做差得到接入推力曲线时的推力曲线补偿参数，ΔV＝V_s-V_t0，ΔS＝S_s-S_t0，Δθ＝θ_s-θ_t0。

(4)接入推力曲线时刻t前飞行模拟

采用实测惯性测量组合实时输出的数据模拟轨道起点的初始速度、位置和姿态信息为初值，采用惯性导航设备实时测量的陀螺数据和加表数据，进行惯性导航计算，获得t时刻的速度V_t1、位置S_t1和姿态信息θ_t1，将此时的惯性导航数据加上(3)中的推力曲线补偿参数，V_t＝V_t1+ΔV，S_t＝ΔS+S_t1，θ_t＝Δθ+θ_t1，将V_t、S_t、θ_t作为后续推力曲线段模拟使用的初始惯性导航速度、位置和姿态信息。

(5)接入推力曲线时刻t后飞行模拟

采用推力曲线模拟得到飞行器角增量δθ_{x_mf}、δθ_{y_mf}、δθ_{z_mf}和飞行器体坐标系下的视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}，通过惯性导航计算得到飞行模拟轨道，完成飞行器接入推力曲线后飞行模拟，其中：

(5.1)飞行器体坐标系下角增量δθ_{x_mf}、δθ_{y_mf}、δθ_{z_mf}通过如下方法得到：

程序角角增量＝本周期程序角－上周期程序角

通过如下公式得到飞行器的程序角角增量：

Δψ_{cx_mf}＝ψ_cx-ψ_cx,-1

Δγ_{cx_mf}＝γ_cx-γ_cx,-1

其中，ψ_cx、γ_cx分别为导航坐标系下本周期俯仰、偏航、滚动方向的程序角，ψ_cx，-1、γ_cx，-1为导航坐标系下上周期俯仰、偏航、滚动方向的程序角，Δψ_{cx_mf}、Δγ_{cx_mf}为导航坐标系下俯仰、偏航、滚动方向的程序角角增量；

由飞行器导航坐标系下的程序角角增量Δψ_{cx_mf}、Δγ_{cx_mf}通过如下公式得到飞行器体坐标系下的三方向角增量δθ_{x_mf}、δθ_{y_mf}、δθ_{z_mf}：

(5.2)飞行器体坐标系下视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}通过如下方法得到：

飞行器质量M_mf通过如下公式获得：

M_mf＝M_mf-1-dm_{CD_mf}*T，其中M_mf-1为上一制导周期的飞行器质量，dm_{CD_mf}为飞行器质量消耗率，T为制导周期；质量初值为M_mf0。

根据推力P_mf与飞行器质量M_mf通过如下公式得到飞行器视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}：

(5.3)以V_t、S_t、θ_t作为推力曲线段模拟使用的初始惯性导航速度、位置和姿态信息，以及飞行器体坐标系下角增量δθ_{x_mf}、δθ_{y_mf}、δθ_{z_mf}和飞行器体坐标系下视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}，进行惯性导航计算直至飞行结束，获得推力曲线段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。

由此，接入推力曲线前飞行模拟和接入推力曲线后飞行模拟可以获得飞行过程模拟。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种飞行器飞行过程模拟方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1)获取标准轨道起点的初始速度V₀、位置S₀和姿态信息θ₀，根据标准轨道确定飞行器二级启动时刻t作为接入推力曲线时刻；获取t时刻标准轨道的速度V_s、位置S_s和姿态信息θ_s；获取标准轨道所有点的程序角ψ_cx、γ_cx、t时刻的发动机推力P_mf及飞行器质量M_mf0；

(2)根据初始速度V₀、位置S₀和姿态信息θ₀，以及加速度表和陀螺输出的惯性器件参数，进行导航计算，获得t时刻的惯性导航速度V_t0、位置S_t0和姿态信息θ_t0；

(3)计算t时刻的推力曲线补偿参数，ΔV＝V_s-V_t0，ΔS＝S_s-S_t0，Δθ＝θ_s-θ_t0；

(4)采用标准轨道起点的初始速度、位置和姿态信息为初值，利用惯性导航设备的陀螺数据和加速度表实时输出的数据，进行惯性导航计算，模拟0到t时刻的轨道数据；获得基于0到t时刻的轨道数据的t时刻的速度V_t1、位置S_t1和姿态信息θ_t1，计算V_t＝V_t1+ΔV，S_t＝ΔS+S_t1，θ_t＝Δθ+θ_t1；

(5)以基于0到t时刻的轨道数据的t时刻的速度V_t1、位置S_t1和姿态信息θ_t1作为推力曲线段的初始惯性导航速度、位置和姿态信息，计算飞行器体坐标系下角增量δθ_{x_mf}、δθ_{y_mf}、δθ_{z_mf}和飞行器体坐标系下视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}，进行惯性导航计算直至飞行结束，获得t时刻至飞行结束段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。

2.如权利要求1所述的飞行器飞行过程模拟方法，其特征在于，加速度表和陀螺输出的惯性器件参数计算方法如下：从标准轨道起点位置信息S₀中获取纬度B₀、从姿态信息θ₀获取射向A₀，计算飞行器视加速度和角速度：

计算加速度表输出导航坐标系下的飞行器视加速度

计算陀螺输出导航坐标系下的角速度(ω_xc，ω_yc，ω_zc)：

ω_xc＝ω_e sinB₀

ω_yc＝-ω_e cosB₀ cosA₀

ω_zc＝-ω_e cosB₀ sinA₀

其中ω_e为地球自转角速度。

3.如权利要求1所述的飞行器飞行过程模拟方法，其特征在于，步骤(5)中计算飞行器体坐标系下角增量δθ_{x_mf}、δθ_{y_mf}、δθ_{z_mf}的具体方法为：

计算飞行器的程序角角增量：

Δψ_{cx_mf}＝ψ_cx-ψ_cx,-1

Δγ_{cx_mf}＝γ_cx-γ_cx,-1

其中，ψ_cx、γ_cx分别为导航坐标系下本周期俯仰、偏航、滚动方向的程序角，ψ_cx，-1、γ_cx，-1为导航坐标系下上周期俯仰、偏航、滚动方向的程序角，Δψ_{cx_mf}、Δγ_{cx_mf}为导航坐标系下俯仰、偏航、滚动方向的程序角角增量；

计算飞行器体坐标系下视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}的具体方法为：

4.如权利要求1或3所述的飞行器飞行过程模拟方法，其特征在于，步骤(5)中计算飞行器体坐标系下视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}的具体方法为：

计算飞行器质量M_mf：

M_mf＝M_mf-1-dm_{CD_mf}*T

其中M_mf-1为上一制导周期的飞行器质量，dm_{CD_mf}为飞行器质量消耗率，T为制导周期；质量初值为M_mf0；

计算飞行器视速度增量δW_{x1_mf}、δW_{y1_mf}、δW_{z1_mf}：

5.如权利要求1所述的飞行器飞行过程模拟方法，其特征在于，时刻t由替换飞行器二级启动时刻为飞行器二级关机时刻。