CN109976365A - 火箭飞行仿真方法及系统 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种火箭飞行仿真方法及系统。该方法包括：仿真模型计算气动舵的负载信息；负载台接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转。该系统包括：仿真模型、负载台和气动舵。达到了通过仿真模型、负载台和气动舵的结合替代采用实验场地模拟火箭飞行，以模拟火箭飞行中的载荷环境的目的，从而实现了的提升模拟飞行效果，降低成本，且容易重复使用的技术效果。本申请解决了实验场地模拟的真实飞行环境效果不佳，成本高，且不易重复的技术问题。

Description

火箭飞行仿真方法及系统

技术领域

本申请涉及火箭飞行仿真领域，具体而言，涉及一种火箭飞行仿真方法及系统。

背景技术

在火箭控制系统的研发过程中，控制系统设计完成后，需要对其进行测试和验证。常用的方法包括仿真和模拟实验。

在传统的方法和技术手段中，仿真是在控制原理和算法层面上，将火箭各分系统用数学模型代替，开展纯数字化的仿真实验来验证控制算法。若真实火箭分系统与数学模型存在较大误差，则仿真实验与实际飞行过程就会存在不可忽视的差异，导致仿真结果不可信。

模拟实验则是根据飞行过程中火箭的力学环境、气动环境、热环境、载荷环境，搭建实验场地模拟这些环境，测试火箭各分系统的工作情况。然而火箭真实飞行过程是以上所述的各种环境的叠加状态，难以在实验室环境下模拟，因此只能单独开展各分系统试验。此外由于火箭飞行环境为高速、高热、高载荷环境，模拟实验成本较高，并且如果控制系统验证不充分，甚至会导致事故，损伤人力物力。

对火箭的控制系统而言，缺少一种覆盖从原理阶段到硬件实现阶段、模拟真实飞行环境、引入真实箭上设备的高精度、低成本、易重复进行的仿真测试手段。

针对相关技术中实验场地模拟的真实飞行环境效果不佳，成本高，且不易重复的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

本申请的主要目的在于提供一种火箭飞行仿真方法及系统，以解决问题。

为了实现上述目的，根据本申请的一个方面，提供了一种火箭飞行仿真方法。

根据本申请的火箭飞行仿真方法包括：仿真模型计算气动舵的负载信息；负载台接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转。

进一步的，所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转之后还包括：仿真模型采集所述气动舵的第一旋转角度；根据所述第一旋转角度计算出箭体运动信息；三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转。

进一步的，三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转之后还包括：所述主控机接收所述第一旋转角度和所述箭体运动信息；根据所述第一旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；所述气动舵接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

进一步的，三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转之后还包括：

所述三轴转台上的传感器测得第二旋转角度；所述主控机接收所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息；根据所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；所述气动舵接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

为了实现上述目的，根据本申请的另一方面，提供了一种火箭飞行仿真系统。

根据本申请的火箭飞行仿真系统包括：仿真模型，用于计算气动舵的负载信息；负载台，用于接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；气动舵，用于接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转。

进一步的，所述仿真模型，还用于采集所述气动舵的第一旋转角度；根据所述第一旋转角度计算出箭体运动信息；还包括：三轴转台，所述三轴转台，用于接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转。

进一步的，所述主控机，还用于接收所述第一旋转角度和所述箭体运动信息；根据所述第一旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；所述气动舵，还用于接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

进一步的，所述三轴转台上的传感器，用于测得第二旋转角度；所述主控机，还用于接收所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息；根据所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；所述气动舵，还用于接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

在本申请实施例中，采用的方式，通过仿真模型计算气动舵的负载信息；负载台接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转；达到了通过仿真模型、负载台和气动舵的结合替代采用实验场地模拟火箭飞行，以模拟火箭飞行中的载荷环境的目的，从而实现了的提升模拟飞行效果，降低成本，且容易重复使用的技术效果，进而解决了实验场地模拟的真实飞行环境效果不佳，成本高，且不易重复的技术问题。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本申请的进一步理解，使得本申请的其它特征、目的和优点变得更明显。本申请的示意性实施例附图及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1是根据本申请第一实施例的火箭飞行仿真方法示意图；

图2是根据本申请第二实施例的火箭飞行仿真方法示意图；

图3是根据本申请第三实施例的火箭飞行仿真方法示意图；

图4是根据本申请第四实施例的火箭飞行仿真方法示意图；

图5是根据本申请一优选实施例的火箭飞行仿真系统示意图。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本申请保护的范围。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施例。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。

在本申请中，术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“中”、“竖直”、“水平”、“横向”、“纵向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系。这些术语主要是为了更好地描述本发明及其实施例，并非用于限定所指示的装置、元件或组成部分必须具有特定方位，或以特定方位进行构造和操作。

并且，上述部分术语除了可以用于表示方位或位置关系以外，还可能用于表示其他含义，例如术语“上”在某些情况下也可能用于表示某种依附关系或连接关系。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解这些术语在本发明中的具体含义。

此外，术语“安装”、“设置”、“设有”、“连接”、“相连”、“套接”应做广义理解。例如，可以是固定连接，可拆卸连接，或整体式构造；可以是机械连接，或电连接；可以是直接相连，或者是通过中间媒介间接相连，又或者是两个装置、元件或组成部分之间内部的连通。对于本领域普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

根据本发明实施例，提供了一种火箭飞行仿真方法，如图1所示，该方法包括如下的步骤S100至步骤S104：

步骤S100、仿真模型计算气动舵的负载信息；

通过仿真模型可以设置外形、尺寸、重量等参数，从而可以适用于不同种类的火箭的测试，根据预设的箭体动力学及运动学，可以建立三自由度或六自由度箭体动力学方程；参照预设信息还可以建立大气密度方程、动压方程、气动力方程和弹性运动方程；该过程实际为参照预设信息建立仿真模型(已知箭体受力情况)，从而通过仿真模型(已知箭体运动状态)可以实现箭体受力情况的计算。在本实施例中，优选的，通过气动力方程中的气动舵计算模型可以计算负载力。

步骤S102、负载台接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上；

负载台和气动舵为机械连接关系，从而保证能够将负载台产生的负载力加载到气动舵；负载台接收到仿真模型计算得到负载信息后，将负载信息以参数的形式配置到负载台中，通过负载台根据该参数将负载力加载到气动舵上；从而模拟火箭运行中气动舵动作的真实载荷环境，替代传统的需要搭建试验场模拟载荷环境，进而降低了模拟成本，也可以避免出现单纯数字模拟中产生的误差，更为贴近真实。

步骤S104、所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转。

通过仿真模型和负载台的配合模拟出载荷环境后，主控机(箭载计算机) 发布一用于控制气动舵转动的第一控制指令，气动舵收到该指令后，据其在载荷环境下旋转。模拟真实载荷环境下的火箭的气动舵动作，从而为进一步测试和验证火箭的其他性能提供保障，也为采集的数据的真实性提供保证。

具体的，如图2所示，所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转之后还包括：

步骤S200、仿真模型采集所述气动舵的第一旋转角度；

步骤S202、根据所述第一旋转角度计算出箭体运动信息；

步骤S204、三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转。

第一旋转角度是通过仿真模型采集气动舵的舵机上安装的角度传感器测量得到。仿真模型运行在仿真机中，仿真机中具有采集接口可以采集该第一旋转角度，然后传给仿真模型。

采集到第一旋转角度后，通过仿真模型的运算可以根据该第一旋转角度修正原始信息得到箭体运动信息，具体的，仿真模型根据箭体的当前的运动信息 (位置、速度、舵的旋转角度等)，可以计算出箭体受力情况，根据受力可以计算出加速度，加速度即为速度增量，进一步可得到之后的箭体运动信息。箭体运动信息可以是加速度、速度、角速度、姿态角等理论参数信息，三轴转台接收到该理论参数信息后，据其转动以模拟真实的气动环境。替代传统的需要搭建试验场模拟气动环境，进而降低了模拟成本，也可以避免出现单纯数字模拟中产生的误差，更为贴近真实。

具体的，如图3所示，三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转之后还包括：

步骤S300、所述主控机接收所述第一旋转角度和所述箭体运动信息；

步骤S302、根据所述第一旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；

步骤S304、所述气动舵接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

主控机收到第一旋转角度和箭体运动信息后，据其修正第一控制指令得到第二控制指令，再通过第二控制指令控制气动舵转动；引入了第一旋转角度修正控制指令，如此提高了纠偏精度；从而达到了根据载荷环境、气动环境纠正火箭飞行姿态的目的，进而能够模拟火箭的纠偏能力。

具体的，如图4所示，三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转之后还包括：

步骤S400、所述三轴转台上的传感器测得第二旋转角度；

步骤S402、所述主控机接收所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息；

步骤S404、根据所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；

步骤S406、所述气动舵接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

采用传感器测得火箭在载荷环境、气动环境下工作的第二旋转角度；主控机收到第一旋转角度、第二旋转角度和箭体运动信息后，据其修正第一控制指令得到第二控制指令，再通过第二控制指令控制气动舵转动；引入了第一旋转角度和第二旋转角度修正控制指令，如此进一步提高了纠偏精度；从而达到了根据载荷环境、气动环境纠正火箭飞行姿态的目的，进而能够模拟火箭的纠偏能力。

从以上的描述中，可以看出，本发明实现了如下技术效果：

在本申请实施例中，采用的方式，通过仿真模型计算气动舵的负载信息；负载台接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转；达到了通过仿真模型、负载台和气动舵的结合替代采用实验场地模拟火箭飞行，以模拟火箭飞行中的载荷环境的目的，从而实现了的提升模拟飞行效果，降低成本，且容易重复使用的技术效果，进而解决了实验场地模拟的真实飞行环境效果不佳，成本高，且不易重复的技术问题。

在本实施例中，优选的，火箭飞行仿真方法，包括：

步骤1：仿真模型计算气动舵的负载信息；

步骤2：负载台接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；

步骤3：所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转；

步骤4：仿真模型采集所述气动舵的第一旋转角度；

步骤5：根据所述第一旋转角度计算出箭体运动信息；

步骤6：三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转；

步骤7：所述三轴转台上的传感器测得第二旋转角度；

步骤8：所述主控机接收所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息；

步骤9：根据所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；

步骤10：所述气动舵接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

以上步骤描述了控制程序的一个控制周期内所发生的事情。在飞行仿真测试过程中，以上步骤在不停的循环执行，直至飞行结束。

模拟火箭运行中气动舵动作的真实载荷环境、气动环境，替代传统的需要搭建试验场模拟载荷环境、气动环境，进而降低了模拟成本，也可以避免出现单纯数字模拟中产生的误差，更为贴近真实。同时引入了第一旋转角度和第二旋转角度修正控制指令，如此进一步提高了纠偏精度；从而达到了根据载荷环境、气动环境纠正火箭飞行姿态的目的，进而能够模拟火箭的纠偏能力；而且也可以测试传感器、主控机、执行机构等，快速验证控制方案、火箭总体方案是否合理可行。

需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。

根据本发明实施例，还提供了一种用于实施上述火箭飞行仿真方法的系统，如图5所示，该系统包括：仿真模型，用于计算气动舵的负载信息；负载台，用于接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；气动舵，用于接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转。

具体的，通过仿真模型可以设置外形、尺寸、重量等参数，从而可以适用于不同种类的火箭的测试，根据预设的箭体动力学及运动学，可以建立三自由度或六自由度箭体动力学方程；参照预设信息还可以建立大气密度方程、动压方程、气动力方程和弹性运动方程；该过程实际为参照预设信息建立仿真模型 (已知箭体受力情况)，从而通过仿真模型(已知箭体运动状态)可以实现箭体受力情况的计算。在本实施例中，优选的，通过气动力方程中的气动舵计算模型可以计算负载力。

负载台和气动舵为机械连接关系，从而保证能够将负载台产生的负载力加载到气动舵；负载台接收到仿真模型计算得到负载信息后，将负载信息以参数的形式配置到负载台中，通过负载台根据该参数将负载力加载到气动舵上；从而模拟火箭运行中气动舵动作的真实载荷环境，替代传统的需要搭建试验场模拟载荷环境，进而降低了模拟成本，也可以避免出现单纯数字模拟中产生的误差，更为贴近真实。

通过仿真模型和负载台的配合模拟出载荷环境后，主控机(箭载计算机) 发布一用于控制气动舵转动的第一控制指令，气动舵收到该指令后，据其在载荷环境下旋转。模拟真实载荷环境下的火箭的气动舵动作，从而为进一步测试和验证火箭的其他性能提供保障，也为采集的数据的真实性提供保证。

作为本实施例中优选的，所述仿真模型，还用于采集所述气动舵的第一旋转角度；根据所述第一旋转角度计算出箭体运动信息；还包括：三轴转台，所述三轴转台，用于接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转。

第一旋转角度是通过仿真模型采集气动舵的舵机上安装的角度传感器测量得到。仿真模型运行在仿真机中，仿真机中具有采集接口可以采集该第一旋转角度，然后传给仿真模型。

采集到第一旋转角度后，通过仿真模型的运算可以根据该第一旋转角度修正原始信息得到箭体运动信息，具体的，仿真模型根据箭体的当前的运动信息 (位置、速度、舵的旋转角度等)，可以计算出箭体受力情况，根据受力可以计算出加速度，加速度即为速度增量，进一步可得到之后的箭体运动信息。箭体运动信息可以是加速度、速度、角速度、姿态角等理论参数信息，三轴转台接收到该理论参数信息后，据其转动以模拟真实的气动环境。替代传统的需要搭建试验场模拟气动环境，进而降低了模拟成本，也可以避免出现单纯数字模拟中产生的误差，更为贴近真实。

作为本实施例中优选的，所述主控机，还用于接收所述第一旋转角度和所述箭体运动信息；根据所述第一旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；所述气动舵，还用于接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

主控机收到第一旋转角度和箭体运动信息后，据其修正第一控制指令得到第二控制指令，再通过第二控制指令控制气动舵转动；引入了第一旋转角度修正控制指令，如此提高了纠偏精度；从而达到了根据载荷环境、气动环境纠正火箭飞行姿态的目的，进而能够模拟火箭的纠偏能力。

作为本实施例中优选的，所述三轴转台上的传感器，用于测得第二旋转角度；所述主控机，还用于接收所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息；根据所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；所述气动舵，还用于接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

采用传感器测得火箭在载荷环境、气动环境下工作的第二旋转角度；主控机收到第一旋转角度、第二旋转角度和箭体运动信息后，据其修正第一控制指令得到第二控制指令，再通过第二控制指令控制气动舵转动；引入了第一旋转角度和第二旋转角度修正控制指令，如此进一步提高了纠偏精度；从而达到了根据载荷环境、气动环境纠正火箭飞行姿态的目的，进而能够模拟火箭的纠偏能力。

从以上的描述中，可以看出，本发明实现了如下技术效果：

在本申请实施例中，采用的方式，通过仿真模型计算气动舵的负载信息；负载台接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转；达到了通过仿真模型、负载台和气动舵的结合替代采用实验场地模拟火箭飞行，以模拟火箭飞行中的载荷环境的目的，从而实现了的提升模拟飞行效果，降低成本，且容易重复使用的技术效果，进而解决了实验场地模拟的真实飞行环境效果不佳，成本高，且不易重复的技术问题。

显然，本领域的技术人员应该明白，上述的本发明的各模块或各步骤可以用通用的计算装置来实现，它们可以集中在单个的计算装置上，或者分布在多个计算装置所组成的网络上，可选地，它们可以用计算装置可执行的程序代码来实现，从而，可以将它们存储在存储装置中由计算装置来执行，或者将它们分别制作成各个集成电路模块，或者将它们中的多个模块或步骤制作成单个集成电路模块来实现。这样，本发明不限制于任何特定的硬件和软件结合。

以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种火箭飞行仿真方法，其特征在于，包括：

仿真模型计算气动舵的负载信息；

负载台接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；

所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转。

2.根据权利要求1所述的火箭飞行仿真方法，其特征在于，所述气动舵接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转之后还包括：

仿真模型采集所述气动舵的第一旋转角度；

根据所述第一旋转角度计算出箭体运动信息；

三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转。

3.根据权利要求2所述的火箭飞行仿真方法，其特征在于，三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转之后还包括：

所述主控机接收所述第一旋转角度和所述箭体运动信息；

根据所述第一旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；

所述气动舵接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

4.根据权利要求2所述的火箭飞行仿真方法，其特征在于，三轴转台接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转之后还包括：

所述三轴转台上的传感器测得第二旋转角度；

所述主控机接收所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息；

根据所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；

所述气动舵接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

5.一种火箭飞行仿真系统，其特征在于，包括：

仿真模型，用于计算气动舵的负载信息；

负载台，用于接收所述负载信息，并根据所述负载信息加载负载力到气动舵上，以及；

气动舵，用于接收主控机发出的第一控制指令，并根据所述第一控制指令旋转。

6.根据权利要求5所述的火箭飞行仿真系统，其特征在于，

所述仿真模型，还用于采集所述气动舵的第一旋转角度；

根据所述第一旋转角度计算出箭体运动信息；

还包括：三轴转台，

所述三轴转台，用于接收所述箭体运动信息，并根据所述箭体运动信息旋转。

7.根据权利要求5所述的火箭飞行仿真系统，其特征在于，

所述主控机，还用于接收所述第一旋转角度和所述箭体运动信息；

根据所述第一旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；

所述气动舵，还用于接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。

8.根据权利要求5所述的火箭飞行仿真系统，其特征在于，

所述三轴转台上的传感器，用于测得第二旋转角度；

所述主控机，还用于接收所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息；

根据所述第一旋转角度、所述第二旋转角度和所述箭体运动信息计算得到第二控制指令；

所述气动舵，还用于接收所述第二控制指令，并根据所述第二控制指令旋转。