CN112668107B - 基于立式转台的航天运载器试验方法、装置及存储介质 - Google Patents

基于立式转台的航天运载器试验方法、装置及存储介质 Download PDF

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Abstract

本申请提供了一种基于立式转台的航天运载器试验方法、装置及存储介质，试验方法包括：以3‑2‑1欧拉角转动顺序确定发射坐标系姿态角，并构造发射坐标系姿态角的方向余弦阵；根据立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系以及发射坐标系姿态角的方向余弦阵得到立式转台零位坐标系；根据立式转台零位坐标系以及立式转台零位坐标系与发射坐标系之间的转换关系得到立式转台模拟姿态矩阵；按照2‑3‑1欧拉角转动顺序从立式转台模拟姿态矩阵中重新提取姿态角，并将重新提取的姿态角作为立式转台的模拟姿态指令。本申请能够利用立式转台实现航天运载器的姿态模拟，并且能够适应航天运载器垂直发射时的姿态运动。

Description

基于立式转台的航天运载器试验方法、装置及存储介质
技术领域
本申请属于航天运载器技术领域，具体涉及一种基于立式转台的航天运载器试验方法、装置及存储介质。
背景技术
航天运载器一般为垂直发射，采用发射坐标系作为基本坐标系，在此坐标系下进行导航制导与控制；根据标准《航天产品常用坐标系》（QJ 1028B-2008）的规定，发射坐标系下姿态角采用“3-2-1”欧拉角转动顺序来定义三个姿态角。
在航天运载器综合测试和半实物仿真试验中，测试时需要将惯组安装在转台上，通过指令控制转台转动来模拟航天运载器的姿态运动。用于模拟航天运载器发射坐标系姿态的转台，一般采用与发射坐标系姿态欧拉角转动顺序一致的“3-2-1”转序的卧式转台。然而，与采用“2-3-1”转序的立式转台相比，卧式转台的体积和重量大很多，成本较高；而且卧式转台的发射方位固定，无法进行调整，进场携带也多有不便。
本申请发明人在研发过程中发现，虽然与卧式转台相比立式状态具有自身的优势，但是由于立式转台采用“2-3-1”的欧拉角转序，因此其用于发射坐标系姿态模拟时，只能进行简单的单轴运动模拟，无法实现复杂姿态运动的模拟。因此，如果想将立式转台用于航天运载器的综合测试和半实物仿真，还需要设计专门的试验使用方法，以实现立式转台在航天运载器综合测试和半实物仿真试验中的应用。
发明内容
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种基于立式转台的航天运载器试验方法、装置及存储介质。
根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种基于立式转台的航天运载器试验方法，其包括以下步骤：
以3-2-1欧拉角转动顺序确定发射坐标系姿态角，并构造发射坐标系姿态角的方向余弦阵；
根据立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系以及发射坐标系姿态角的方向余弦阵得到立式转台零位坐标系；
根据立式转台零位坐标系以及立式转台零位坐标系与发射坐标系之间的转换关系得到立式转台模拟姿态矩阵；
按照2-3-1欧拉角转动顺序从立式转台模拟姿态矩阵中重新提取姿态角，并将重新提取的姿态角作为立式转台的模拟姿态指令。
上述基于立式转台的航天运载器试验方法中，所述以3-2-1欧拉角转动顺序确定发射坐标系姿态角，并构造发射坐标系姿态角的方向余弦阵的具体过程为：
以3-2-1欧拉角转动顺序，确定发射坐标系姿态角，所述发射坐标系姿态角包括： 发射坐标系俯仰角
Figure DEST_PATH_IMAGE001
、发射坐标系偏航角
Figure DEST_PATH_IMAGE002
和发射坐标系滚动角
Figure DEST_PATH_IMAGE003
；
利用发射坐标系姿态角构造发射坐标系姿态角的方向余弦阵
Figure DEST_PATH_IMAGE004
：
Figure DEST_PATH_IMAGE005
。
进一步地，所述根据立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系以及发射坐标系姿态角的方向余弦阵得到立式转台零位坐标系的过程为：
设置立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系
Figure DEST_PATH_IMAGE006
；
根据立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系
Figure DEST_PATH_IMAGE007
以及发射坐标系姿态 角的方向余弦阵
Figure DEST_PATH_IMAGE008
得到立式转台零位坐标系
Figure DEST_PATH_IMAGE009
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE010
。
更进一步地，所述立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系
Figure DEST_PATH_IMAGE011
设置为：
Figure DEST_PATH_IMAGE012
。
更进一步地，所述根据立式转台零位坐标系以及立式转台零位坐标系与发射坐标系之间的转换关系得到立式转台模拟姿态矩阵的具体过程为：
计算立式转台零位坐标系与发射坐标系之间相差的方位角
Figure DEST_PATH_IMAGE013
，方位角
Figure 794258DEST_PATH_IMAGE013
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE014
。
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE015
表示需要模拟的航天运载器的发射方位角，
Figure DEST_PATH_IMAGE016
表示立式转台零位坐标系 所指方位与真实北向之间的夹角；
立式转台零位坐标系绕发射坐标系的y轴转动，得到立式转台零位坐标系与发射 坐标系之间的转换关系
Figure DEST_PATH_IMAGE017
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE018
；
根据立式转台零位坐标系
Figure DEST_PATH_IMAGE019
以及立式转台零位坐标系与发射坐标系之间的转换 关系
Figure DEST_PATH_IMAGE020
得到立式转台模拟姿态矩阵
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE021
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE022
。
更进一步地，所述按照2-3-1欧拉角转动顺序从立式转台模拟姿态矩阵中重新提取姿态角，并将重新提取的姿态角作为立式转台的模拟姿态指令的具体过程为：
将转台模拟姿态矩阵
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE023
用含有方位角
Figure DEST_PATH_IMAGE024
的矩阵表示，转台模拟姿态矩阵
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE025
中的 各元素分别为：
Figure DEST_PATH_IMAGE026
；
立式转台的模拟姿态指令包括偏航框的姿态指令、俯仰框的姿态指令和滚动框的姿态指令，其中，
偏航框的姿态指令
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE027
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE028
；
俯仰框的姿态指令
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE029
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE030
；
滚动框的姿态指令
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE031
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE032
。
根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种基于立式转台的航天运载器试验装置，其包括：处理器和用于存储能够在处理器上运行的计算机程序的存储器；
所述处理器用于运行所述计算机程序时，执行上述任一项所述的基于立式转台的航天运载器试验方法中的各步骤。
根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请通过坐标转换实现立式转台对发射系姿态角的模拟，并能够适应垂直发射时的姿态运动；本申请能够采用立式转台对航天运载器进行相关测试和试验，相较于使用卧式转台的传统方法，本申请在投入成本和使用便利性上都具有较大的优势。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。
附图说明
下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。
图1为本申请实施例提供的一种基于立式转台的航天运载器试验方法的流程图。
图2为本申请实施例提供的一种基于立式转台的航天运载器试验方法中需要模拟的航天运载器的发射方位角、立式转台零位坐标系所指方位与真实北向之间的相对位置关系示意图。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。
本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。
本申请基于立式转台的航天运载器试验方法，通过坐标转换实现立式转台对发射坐标系姿态角的模拟，并能够适应垂直发射时的姿态运动；通过本申请，能够采用立式转台能够进行航天运载器的相关测试及试验，与使用卧式转台进行试验相比，使用立式转台在投入成本和使用便利性上都具有较大优势。
图1为本申请实施例提供的一种基于立式转台的航天运载器试验方法的流程图。
如图1所示，本申请实施例提供的基于立式转台的航天运载器试验方法包括以下步骤：
S1、以3-2-1欧拉角转动顺序确定发射坐标系姿态角，并构造发射坐标系姿态角的方向余弦阵；
航天运载器的弹道姿态信息一般都定义在发射坐标系下，以3-2-1欧拉角转动顺 序，确定发射坐标系姿态角，其中发射坐标系姿态角包括：发射坐标系俯仰角
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE033
、发射坐标 系偏航角
Figure DEST_PATH_IMAGE034
和发射坐标系滚动角
Figure 327657DEST_PATH_IMAGE035
。
其中，欧拉角表示物体绕坐标系的三个坐标轴（x轴、y轴和z轴）的旋转角度。
利用发射坐标系姿态角可以构造发射坐标系姿态角的方向余弦阵
Figure DEST_PATH_IMAGE036
：
Figure DEST_PATH_IMAGE037
。
S2、根据立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系以及发射坐标系姿态角的方向余弦阵得到立式转台零位坐标系。
由于立式转台的俯仰框旋转90°后，会出现其偏航框和滚动框自锁，缺失一个转动 自由度，因此惯组在转台上需要进行换轴安装。具体地，可以将立式转台零位坐标系与惯组 测量系之间的安装关系
Figure DEST_PATH_IMAGE038
设置为：
Figure DEST_PATH_IMAGE039
。
需要说明的是，立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系
Figure DEST_PATH_IMAGE040
还可以根据 需要采用其他形式，但需要保证转台零位坐标系的X轴水平时，惯组测量坐标系的X轴垂直 于地面向上。
根据立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系
Figure DEST_PATH_IMAGE041
以及发射坐标系姿态 角的方向余弦阵
Figure DEST_PATH_IMAGE042
得到立式转台零位坐标系
Figure DEST_PATH_IMAGE043
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE044
。
S3、根据立式转台零位坐标系以及立式转台零位坐标系与发射坐标系之间的转换关系得到立式转台模拟姿态矩阵。
如图2所示，根据航天运载器的实际发射方向的不同，立式转台零位坐标系与发射 坐标系之间相差一个方位角
Figure DEST_PATH_IMAGE045
，方位角
Figure 872998DEST_PATH_IMAGE045
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE046
。
式中，
Figure DEST_PATH_IMAGE047
表示需要模拟的航天运载器的发射方位角，
Figure DEST_PATH_IMAGE048
表示立式转台零位坐标系 所指方位与真实北向之间的夹角。
立式转台零位坐标系绕发射坐标系的y轴转动，得到立式转台零位坐标系与发射 坐标系之间的转换关系
Figure DEST_PATH_IMAGE049
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE050
。
根据立式转台零位坐标系
Figure DEST_PATH_IMAGE051
以及立式转台零位坐标系与发射坐标系之间的转换 关系
Figure DEST_PATH_IMAGE052
得到立式转台模拟姿态矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE053
为：
Figure 470725DEST_PATH_IMAGE054
。
S4、按照2-3-1欧拉角转动顺序从立式转台模拟姿态矩阵中重新提取姿态角，并将重新提取的姿态角作为立式转台的模拟姿态指令。
立式转台采用2-3-1欧拉角转动顺序，则立式转台模拟姿态矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE055
可以用含有方 位角
Figure 621084DEST_PATH_IMAGE056
的矩阵表示，其中，转台模拟姿态矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE057
为：
Figure 29063DEST_PATH_IMAGE058
，转台模拟姿态 矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE059
中的各元素分别为：
Figure 103329DEST_PATH_IMAGE060
。
按照2-3-1欧拉角转动顺序从转台模拟姿态矩阵
Figure 788520DEST_PATH_IMAGE061
中重新提取姿态角，并将重新 提取的姿态角作为立式转台的模拟姿态指令，其中，
偏航框的姿态指令
Figure 844200DEST_PATH_IMAGE062
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE063
；
俯仰框的姿态指令
Figure 473896DEST_PATH_IMAGE064
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE065
；
滚动框的姿态指令
Figure 86274DEST_PATH_IMAGE066
为：
Figure DEST_PATH_IMAGE067
。
本申请采用立式转台来模拟航天运载器的发射系姿态角运动，并通过调整惯组与转台的安装关系，能够避免立式转台不适用垂直发射航天运载器的问题，实现立式转台进行垂直发射段姿态运动的模拟。
与使用卧式转台进行试验相比，本申请通过利用立式转台的偏航框转动来模拟航天运载器发射的真实射向，模拟的环境条件更为真实。
通过本申请提供的基于立式转台的航天运载器试验方法能够对航天运载器进行综合测试和半实物仿真，能够利用立式转台实现航天运载器的姿态模拟，并且能够适应航天运载器垂直发射时的姿态运动。
为了实现本申请实施例提供的基于立式转台的航天运载器试验方法，本申请实施例还提供了一种基于立式转台的航天运载器试验装置，其包括：处理器和用于存储能够在处理器上运行的计算机程序的存储器。其中，所述处理器用于运行所述计算机程序时，执行上述基于立式转台的航天运载器试验方法中的各步骤。
在示例性实施例中，本申请实施例还提供了一种计算机存储介质，是计算机可读存储介质，例如，包括计算机程序的存储器，上述计算机程序可由基于立式转台的航天运载器试验装置中的处理器执行，以完成上述基于立式转台的航天运载器试验方法中的所述步骤。计算机可读存储介质可以是磁性随机存取存储器、只读存储器、可编程只读存储器、可擦除可编程只读存储器、电可擦除可编程只读存储器、快闪存储器、磁表面存储器、光盘、或只读光盘等存储器。
以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (7)

1.一种基于立式转台的航天运载器试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
以3-2-1欧拉角转动顺序确定发射坐标系姿态角，并构造发射坐标系姿态角的方向余弦阵；
根据立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系以及发射坐标系姿态角的方向余弦阵得到立式转台零位坐标系；
根据立式转台零位坐标系以及立式转台零位坐标系与发射坐标系之间的转换关系得到立式转台模拟姿态矩阵，其过程为：
计算立式转台零位坐标系与发射坐标系之间相差的方位角
Figure 922328DEST_PATH_IMAGE001
，方位角
Figure 733027DEST_PATH_IMAGE001
为：
Figure 298001DEST_PATH_IMAGE002
；
式中，
Figure 337501DEST_PATH_IMAGE003
表示需要模拟的航天运载器的发射方位角，
Figure 937109DEST_PATH_IMAGE004
表示立式转台零位坐标系所指方位与真实北向之间的夹角；
立式转台零位坐标系绕发射坐标系的y轴转动，得到立式转台零位坐标系与发射坐标系之间的转换关系
Figure 420174DEST_PATH_IMAGE005
为：
Figure 472444DEST_PATH_IMAGE006
；
根据立式转台零位坐标系
Figure 315635DEST_PATH_IMAGE007
以及立式转台零位坐标系与发射坐标系之间的转换关系
Figure 769750DEST_PATH_IMAGE008
得到立式转台模拟姿态矩阵
Figure 922252DEST_PATH_IMAGE009
为：
Figure 461818DEST_PATH_IMAGE010
；
式中，
Figure 108700DEST_PATH_IMAGE011
表示立式转台零位坐标系；
按照2-3-1欧拉角转动顺序从立式转台模拟姿态矩阵中重新提取姿态角，并将重新提取的姿态角作为立式转台的模拟姿态指令。
2.根据权利要求1所述的基于立式转台的航天运载器试验方法，其特征在于，所述以3-2-1欧拉角转动顺序确定发射坐标系姿态角，并构造发射坐标系姿态角的方向余弦阵的具体过程为：
以3-2-1欧拉角转动顺序，确定发射坐标系姿态角，所述发射坐标系姿态角包括：发射坐标系俯仰角
Figure 417321DEST_PATH_IMAGE012
、发射坐标系偏航角
Figure 242189DEST_PATH_IMAGE013
和发射坐标系滚动角
Figure 3471DEST_PATH_IMAGE014
；
利用发射坐标系姿态角构造发射坐标系姿态角的方向余弦阵
Figure 454044DEST_PATH_IMAGE015
：
Figure 617172DEST_PATH_IMAGE016
。
3.根据权利要求2所述的基于立式转台的航天运载器试验方法，其特征在于，所述根据立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系以及发射坐标系姿态角的方向余弦阵得到立式转台零位坐标系的过程为：
设置立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系
Figure 105617DEST_PATH_IMAGE017
；
根据立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系
Figure 619775DEST_PATH_IMAGE017
以及发射坐标系姿态角的方向余弦阵
Figure 608460DEST_PATH_IMAGE018
得到立式转台零位坐标系
Figure 360515DEST_PATH_IMAGE019
为：
Figure 792765DEST_PATH_IMAGE020
。
4.根据权利要求3所述的基于立式转台的航天运载器试验方法，其特征在于，所述立式转台零位坐标系与惯组测量系之间的安装关系
Figure DEST_PATH_IMAGE021
设置为：
Figure 856535DEST_PATH_IMAGE022
。
5.根据权利要求1所述的基于立式转台的航天运载器试验方法，其特征在于，所述按照2-3-1欧拉角转动顺序从立式转台模拟姿态矩阵中重新提取姿态角，并将重新提取的姿态角作为立式转台的模拟姿态指令的具体过程为：
将转台模拟姿态矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE023
用含有方位角
Figure 632599DEST_PATH_IMAGE024
的矩阵表示，转台模拟姿态矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE025
为：
Figure 98216DEST_PATH_IMAGE026
，其中，转台模拟姿态矩阵
Figure DEST_PATH_IMAGE027
中的各元素分别为：
Figure 170208DEST_PATH_IMAGE028
；
立式转台的模拟姿态指令包括偏航框的姿态指令、俯仰框的姿态指令和滚动框的姿态指令，其中，
偏航框的姿态指令
Figure DEST_PATH_IMAGE029
为：
Figure 721275DEST_PATH_IMAGE030
；
俯仰框的姿态指令
Figure DEST_PATH_IMAGE031
为：
Figure 769871DEST_PATH_IMAGE032
；
滚动框的姿态指令
Figure DEST_PATH_IMAGE033
为：
Figure 355574DEST_PATH_IMAGE034
。
6.一种基于立式转台的航天运载器试验装置，其特征在于，包括：处理器和用于存储能够在处理器上运行的计算机程序的存储器；
所述处理器用于运行所述计算机程序时，执行如权利要求1-5任一项所述的基于立式转台的航天运载器试验方法中的各步骤。
7.一种存储介质，其特征在于，存储计算机可执行程序，在所述计算机可执行程序被调用时，执行如权利要求1-5任一项所述的基于立式转台的航天运载器试验方法。
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