CN111443726B - 基于飞行试验数据的弹道重构方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该方法包括：获取飞行器的实际飞行参数；根据实际飞行参数分别解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识；根据实际飞行参数分别解算飞行器的理论受力和理论受力矩；根据飞行器的实际受力和理论受力解算飞行器受力的天地差异，并根据飞行器的实际受力矩和理论受力矩解算飞行器受力矩的天地差异；根据飞行器受力的天地差异和飞行器受力矩的天地差异进行弹道重构，并根据弹道重构的结果判断飞行器是否正确执行制导控制策略以及力学特性辨识是否正确以验证重构弹道。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中弹道重构方法通用性和可靠性低的技术问题。

Description

基于飞行试验数据的弹道重构方法

技术领域

本发明涉及飞行试验数据分析技术领域，尤其涉及一种基于飞行试验数据的弹道重构方法。

背景技术

完成飞行试验后，制导控制专业需要对飞行试验数据进行分析，一方面对制导控制系统在整个飞行试验过程中工作是否正常，控制规律是否符合预期等进行确认，另一方面，需要对飞行器实际飞行过程中的受力情况进行离线辨识，为总体、结构、气动等相关专业的试验结果分析提供基础。通过飞行试验数据重构飞行弹道是进行制导控制系统设计有效性验证和为其他专业提供飞行试验结果分析依据的重要手段，是飞行试验数据分析的重要前提。

现有技术中各型号之间没有统一的飞行试验弹道重构方法，且对飞行试验数据分析的一般是通过动力学模型辨识飞行器力学特性，进而分析天地差异，现有技术中的弹道重构方法往往缺少对辨识结果的验证，以及对飞行试验过程中制导控制策略是否正确执行的全面分析，这导致弹道重构方法通用性和可靠性较低。

发明内容

本发明提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，能够解决现有技术中弹道重构方法通用性和可靠性低的技术问题。

本发明提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该弹道重构方法包括：获取飞行器根据制导控制策略在实际飞行过程中的实际飞行参数；根据实际飞行参数分别解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识；根据实际飞行参数分别解算飞行器的理论受力和理论受力矩；根据飞行器的实际受力和理论受力解算飞行器受力的天地差异，并根据飞行器的实际受力矩和理论受力矩解算飞行器受力矩的天地差异；根据飞行器受力的天地差异和飞行器受力矩的天地差异进行弹道重构，并根据弹道重构的结果判断飞行器是否正确执行制导控制策略以及力学特性辨识是否正确以验证重构弹道。

进一步地，实际飞行参数包括飞行器的质量、速度、角速度、纬度、高度、舵偏角和喷管摆角。

进一步地，飞行器的实际受力根据解算，其中，/>和分别为飞行器的实际受力在弹体系各轴的分量，a_x、a_y和a_z分别为根据飞行器的速度获得的在弹体系各轴的加速度分量，m为飞行器的质量。

进一步地，飞行器的实际受力矩根据解算，其中，M_{x_r}、M_{y_r}和M_{z_r}分别为飞行器的实际受力矩在弹体系各轴的分量，J_x、J_y和J_z分别为飞行器相对于弹体系各轴的转动惯量，/>和/>分别为飞行器的角速度在弹体系各轴的分量，t为飞行器的实际飞行时间。

进一步地，根据实际飞行参数解算飞行器的理论受力和理论受力矩具体包括：根据飞行器的速度解算飞行器的马赫数、攻角、侧滑角和动压；根据飞行器的纬度和高度解算飞行器的重力加速度；根据飞行器的马赫数、攻角、侧滑角、动压、重力加速度、质量、舵偏角和喷管摆角解算飞行器的理论受力和理论受力矩。

进一步地，飞行器的马赫数根据解算，其中，Ma为飞行器的马赫数，/>和/>分别为飞行器的速度经过风修正后在地理系各轴的分量，T为大气静温。

进一步地，飞行器的攻角和侧滑角根据解算，其中，α为飞行器的攻角，β为飞行器的侧滑角，/>和/>分别为飞行器的速度经过风修正后在弹体系各轴的分量。

进一步地，飞行器的动压根据解算，其中，q为飞行器的动压，P为大气静压，常数R＝287.05287。

进一步地，飞行器的重力加速度根据g＝9.7803(1+0.00527sin²B)-0.3086×10^-5h解算，其中，g为飞行器的重力加速度，B为飞行器的纬度，h为飞行器的高度。

应用本发明的技术方案，提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该导弹重构方法根据飞行器的实际飞行试验数据解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识，根据力学特性的天地差异进行弹道重构，根据弹道重构的结果判断飞行器是否正确执行制导控制策略以及力学特性辨识是否正确以验证重构弹道，本发明的弹道重构方法能够对飞行试验数据进行全面、准确、高效、便捷的分析，通用性强，误差源少且可控，准确性高，步骤简单，可操作性强。与现有技术相比，本发明的弹道重构方法能够解决现有技术中弹道重构方法通用性和可靠性低的技术问题。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明的具体实施例提供的基于飞行试验数据的弹道重构方法流程图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器俯仰角速度原始数据；

图3示出了根据本发明的具体实施例提供的飞行器俯仰角加速度数据。

具体实施方式

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。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该弹道重构方法包括：获取飞行器根据制导控制策略在实际飞行过程中的实际飞行参数；根据实际飞行参数分别解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识；根据实际飞行参数分别解算飞行器的理论受力和理论受力矩；根据飞行器的实际受力和理论受力解算飞行器受力的天地差异，并根据飞行器的实际受力矩和理论受力矩解算飞行器受力矩的天地差异；根据飞行器受力的天地差异和飞行器受力矩的天地差异进行弹道重构，并根据弹道重构的结果判断飞行器是否正确执行制导控制策略以及力学特性辨识是否正确以验证重构弹道。

应用此种配置方式，提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该导弹重构方法根据飞行器的实际飞行试验数据解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识，根据力学特性的天地差异进行弹道重构，根据弹道重构的结果判断飞行器是否正确执行制导控制策略以及力学特性辨识是否正确以验证重构弹道，本发明的弹道重构方法能够对飞行试验数据进行全面、准确、高效、便捷的分析，通用性强，误差源少且可控，准确性高，步骤简单，可操作性强。与现有技术相比，本发明的弹道重构方法能够解决现有技术中弹道重构方法通用性和可靠性低的技术问题。

进一步地，在本发明中，为了实现弹道数据的重构，首先，飞行器根据接收的制导控制策略进行实际飞行，并获取飞行器在实际飞行过程中的实际飞行参数。作为本发明的一个具体实施例，实际飞行参数包括飞行器的质量、速度、角速度、纬度、高度、舵偏角和喷管摆角。

此外，在本发明中，飞行试验采集的数据往往不能直接满足使用需求，需要对其进行处理，以获取满足弹道重构使用需求的数据。作为本发明的一个具体实施例，可根据各类飞行试验数据中的一项试验数据进行数据筛选，例如，如图2所示，可根据采集的飞行器俯仰角速度数据进行数据筛选，在550s附近有明显一帧超出了正常数据范围，需要将其从该组数据中剔除。此外，还可以根据采集的飞行器速度、纬度和高度等等数据进行数据筛选，剔除野值，以提高数据准确性和弹道重构的准确度。

进一步地，在本发明中，获取筛选后的飞行器实际飞行数据之后，根据实际飞行参数分别解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识。

作为本发明的一个具体实施例，飞行器的实际受力可根据解算，其中，/>和/>分别为飞行器的实际受力在弹体系各轴的分量，a_x、a_y和a_z分别为根据飞行器的速度获得的在弹体系各轴的加速度分量，m为飞行器的质量。在该实施例中，飞行器实际受力存在一定误差，误差主要来源于以下两方面：1.导航系统对弹体系三方向加速度的解算误差，其误差一般很小，可以忽略；2.飞行器质量解算误差，其误差大小主要取决于质量流量解算或采集精度。上述受力计算方法误差源少且可控，准确性高。

作为本发明的一个具体实施例，飞行器的实际受力矩可根据解算，其中，M_{x_r}、M_{y_r}和M_{z_r}分别为飞行器的实际受力矩在弹体系各轴的分量，J_x、J_y和J_z分别为飞行器相对于弹体系各轴的转动惯量，和/>分别为飞行器的角速度在弹体系各轴的分量，t为飞行器的实际飞行时间。在该实施例中，将导航系统解算的飞行器角速度数据对时间求微分，即可求解出飞行器的角加速度。上述实际受力矩存在一定误差，误差主要来源于以下三方面：1.导航系统解算的飞行器姿态角速度误差，其误差一般很小，可以忽略；2.飞行器姿态角加速度解算误差，其误差大小主要取决于离散数据微分精度，当数据时间间隔较短时，该误差一般较小；3.飞行器转动惯量误差，其误差主要取决于飞行器质量和质心的解算精度。同样，上述受力矩计算方法误差源少且可控，准确性高。

此外，在本发明中，在获取飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识之后，根据实际飞行参数分别解算飞行器的理论受力和理论受力矩。作为本发明的一个具体实施例，可根据飞行器的马赫数、攻角、侧滑角、动压、重力加速度、质量、舵偏角和喷管摆角解算飞行器的理论受力和理论受力矩。

首先，当飞行器配备有大气传感系统时，可直接通过大气传感系统实测数据解算马赫数、攻角、侧滑角和动压；当飞行器不配备有大气传感系统时，不考虑导航系统测量和解算偏差，可根据飞行器上的导航系统实测数据进行解算以获取马赫数、攻角、侧滑角和动压。作为本发明的一个具体实施例，飞行器的马赫数可根据解算，其中，Ma为飞行器的马赫数，/>和/>分别为飞行器的速度经过风修正后在地理系各轴的分量，T为大气静温。在该实施例中可根据大气参数对导航系统解算的速度进行风修正。飞行器的攻角和侧滑角根据/>解算，其中，α为飞行器的攻角，β为飞行器的侧滑角，/>和/>分别为飞行器的速度经过风修正后在弹体系各轴的分量。飞行器的动压根据/>解算，其中，q为飞行器的动压，P为大气静压，常数R＝287.05287。在本发明中，飞行器的马赫数、攻角、侧滑角和动压均指飞行器在飞行过程中相对于实际大气来流的马赫数、攻角、侧滑角和动压。

其次，在本发明中，可根据g＝9.7803(1+0.00527sin²B)-0.3086×10^-5h解算飞行器的重力加速度，其中，g为飞行器的重力加速度，B为飞行器的纬度，h为飞行器的高度。

最后，在本发明中，在获取飞行器的重力加速度之后，根据飞行器的马赫数、攻角、侧滑角、动压、重力加速度、质量、舵偏角和喷管摆角解算飞行器飞行试验弹道状态下的理论受力和理论受力矩。

进一步地，在本发明中，在获取飞行器的理论受力和理论受力矩之后，根据飞行器的实际受力和理论受力解算飞行器受力的天地差异。将基于飞行试验数据获得的飞行器力学特性辨识结果中的实际受力与理论受力结果作差，将实际受力矩与理论受力矩结果作差，即可得到飞行器受力的天地差异和受力矩的天地差异分别随时间变化的规律，以下简称为飞行器力学特性天地差异。

此外，在本发明中，在获取飞行器力学特性天地差异之后，将飞行试验实测数据飞行零点对应状态作为弹道重构的参数初始状态，并将飞行器力学特性天地差异附加到飞行器上，作为弹道重构的附加干扰力和力矩。在此基础上，通过飞行器动力学模型与制导控制算法模型进行六自由度弹道计算，实现弹道重构。

进一步地，在实现弹道重构之后，将弹道重构结果与飞行试验实测弹道数据对比，进行一致性分析，以判断飞行器是否确认执行制导控制策略以符合预期制导控制，同时校验力学特性辨识结果的正确性，至此，完成基于飞行试验数据的弹道重构。

本发明基于飞行试验数据的弹道重构方法通过将弹道重构结果与飞行试验实测弹道数据对比，能够全面对比分析制导控制策略的执行情况，验证飞行试验过程中制导控制策略是否正确执行；同时能够复核飞行器所受力和力矩情况，校验飞行器力学特性辨识结果是否正确。本发明提供的弹道重构方法能够对飞行试验数据进行全面、准确、高效、便捷的分析，通用性强，误差源少且可控，准确性高，步骤简单，可操作性强。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1至图3对本发明所提供的基于飞行试验数据的弹道重构方法进行详细说明。

如图1至图3所示，根据本发明的具体实施例提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该基于飞行试验数据的弹道重构方法具体包括以下步骤。

步骤一，飞行器根据接收的制导控制策略进行实际飞行，并获取飞行器在实际飞行过程中的实际飞行参数。针对附图2中的飞行俯仰角速度数据，在550s附近有明显一帧超出了正常数据范围，需要将其从该组数据中剔除。

步骤二，以某一时刻为例，导航系统解算的飞行器弹体系三方向加速度分别为0.1m/s²、0.04m/s²、0.01m/s²，飞行器质量为1500kg，根据可求解飞行器弹体系下三方向实际受力分别为150N、60N、15N。导航系统解算的飞行器弹体系三方向姿态角速度分别为0.02°/s、0.01°/s、0.03°/s，对应角加速度分别为-0.13°/s²、-0.05°/s²、-0.2°/s²，飞行器相对于弹体系三轴转动惯量分别为210kgm²、6180kgm²、6150kgm²，根据可求解飞行器弹体系下三方向实际受力矩分别为-27Nm、-312.5Nm、-1228.8Nm。

步骤三，假设飞行器不配备大气传感系统，以某一时刻为例，导航系统解算的速度经过风修正后在地理系的分量分别为300m/s、5m/s、1000m/s，导航系统解算的速度经过风修正后在弹体系的分量分别为1041m/s、78.6m/s、9m/s，大气静温220K，大气静压为2.5kPa，根据可求解出飞行器马赫数为3.5，根据可求解攻角为4.3°，侧滑角为0.5°，根据可求解动压为21.4kPa。以某一时刻为例，导航系统解算的飞行器纬度为35.5°，高度为25km，求解出重力加速度为9.72。将附图2中的俯仰角速度数据对时间求微分，从而求解出飞行器俯仰角加速度，见附图3。根据上述数据可求解该时刻飞行器弹体系下三方向理论受力分别为500N、150N、80N，在弹体系下三方向的理论受力矩分别为50Nm、100Nm、500Nm。

步骤四，以某一时刻为例，飞行器所受力在弹体系下三方向的天地差异为-350N、-90N、-65N，飞行器所受力矩在弹体系下三方向的天地差异为77Nm、412.5Nm、1728.8Nm。将飞行试验实测数据飞行零点对应状态作为弹道重构的参数初始状态，将飞行器力学特性天地差异作为弹道重构的附加干扰力和力矩。在此基础上，通过飞行器动力学模型与制导控制算法模型进行六自由度弹道计算，将弹道重构结果与飞行试验实测弹道数据对比，进行一致性分析，以判断飞行器是否确认执行制导控制策略以符合预期制导控制，同时校验力学特性辨识结果的正确性，至此，完成基于飞行试验数据的弹道重构。

综上所述，本发明提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该导弹重构方法根据飞行器的实际飞行试验数据解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识，根据力学特性的天地差异进行弹道重构，根据弹道重构的结果判断飞行器是否正确执行制导控制策略以及力学特性辨识是否正确以验证重构弹道，本发明的弹道重构方法误差源少且可控，准确性高，步骤简单，可操作性强。与现有技术相比，本发明的弹道重构方法能够解决现有技术中弹道重构方法通用性和可靠性低的技术问题。

在本发明的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

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

Claims (9)

1.一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，其特征在于，所述弹道重构方法包括：

获取飞行器根据制导控制策略在实际飞行过程中的实际飞行参数；

根据所述实际飞行参数分别解算所述飞行器的实际受力和实际受力矩以完成所述飞行器的力学特性辨识；

根据所述实际飞行参数分别解算所述飞行器的理论受力和理论受力矩；

根据所述飞行器的所述实际受力和所述理论受力解算所述飞行器受力的天地差异，并根据所述飞行器的所述实际受力矩和所述理论受力矩解算所述飞行器受力矩的天地差异；

根据所述飞行器受力的天地差异和所述飞行器受力矩的天地差异进行弹道重构，并根据所述弹道重构的结果判断所述飞行器是否正确执行所述制导控制策略以及所述力学特性辨识是否正确以验证重构弹道；

其中，根据所述飞行器受力的天地差异和所述飞行器受力矩的天地差异进行弹道重构具体包括：将飞行试验实测数据飞行零点对应状态作为弹道重构的参数初始状态，并将飞行器力学特性天地差异附加到飞行器上，作为弹道重构的附加干扰力和力矩，通过飞行器动力学模型与制导控制算法模型进行六自由度弹道计算，实现弹道重构。

2.根据权利要求1所述的基于飞行试验数据的弹道重构方法，其特征在于，所述实际飞行参数包括所述飞行器的质量、速度、角速度、纬度、高度、舵偏角和喷管摆角。

3.根据权利要求2所述的基于飞行试验数据的弹道重构方法，其特征在于，所述飞行器的实际受力根据解算，其中，/>和/>分别为所述飞行器的实际受力在弹体系各轴的分量，a_x、a_y和a_z分别为根据所述飞行器的所述速度获得的在弹体系各轴的加速度分量，m为所述飞行器的所述质量。

4.根据权利要求2所述的基于飞行试验数据的弹道重构方法，其特征在于，所述飞行器的实际受力矩根据解算，其中，M_{x_r}、M_{y_r}和M_{z_r}分别为所述飞行器的实际受力矩在弹体系各轴的分量，J_x、J_y和J_z分别为所述飞行器相对于弹体系各轴的转动惯量，/>和/>分别为所述飞行器的所述角速度在弹体系各轴的分量，t为所述飞行器的实际飞行时间。

5.根据权利要求2至4中任一项所述的基于飞行试验数据的弹道重构方法，其特征在于，根据所述实际飞行参数解算所述飞行器的理论受力和理论受力矩具体包括：

根据所述飞行器的所述速度解算所述飞行器的马赫数、攻角、侧滑角和动压；

根据所述飞行器的所述纬度和所述高度解算所述飞行器的重力加速度；

根据所述飞行器的所述马赫数、所述攻角、所述侧滑角、所述动压、所述重力加速度、所述质量、所述舵偏角和所述喷管摆角解算所述飞行器的理论受力和理论受力矩。

6.根据权利要求5所述的基于飞行试验数据的弹道重构方法，其特征在于，所述飞行器的马赫数根据解算，其中，Ma为所述飞行器的马赫数，和/>分别为所述飞行器的所述速度经过风修正后在地理系各轴的分量，T为大气静温。

7.根据权利要求5所述的基于飞行试验数据的弹道重构方法，其特征在于，所述飞行器的攻角和侧滑角根据解算，其中，α为所述飞行器的攻角，β为所述飞行器的侧滑角，/>和/>分别为所述飞行器的所述速度经过风修正后在弹体系各轴的分量。

8.根据权利要求6所述的基于飞行试验数据的弹道重构方法，其特征在于，所述飞行器的动压根据解算，其中，q为所述飞行器的动压，P为大气静压，常数R＝287.05287。

9.根据权利要求5所述的基于飞行试验数据的弹道重构方法，其特征在于，所述飞行器的重力加速度根据g＝9.7803(1+0.00527sin²B)-0.3086×10^-5h解算，其中，g为所述飞行器的重力加速度，B为所述飞行器的纬度，h为所述飞行器的高度。