CN114636357B - 一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法。所述方法包括：根据惯组测量坐标系，设置转台中框对应火箭俯仰角、内框对应滚转姿态角、外框对应偏航姿态角；在试验中将模拟的晃动角施加于转台中框，以及分别旋转转台外框、内框；根据试验状态进行试验，解算模型标准值，根据解算后的姿态及试验获取数据分析试验误差情况及精度。本发明在满足试验仅有立式转台的前提下，不需更改惯组的平面安装工装，设计了一种可进行晃动基座初始对准的方法，能够实现在仅有立式转台和惯组平面安装工装的状态下，进行可分析的晃动基座初始对准试验，以实现立式转台在航天各类试验中的应用。

Description

一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法
技术领域
本发明涉及航天运载试验领域，尤其涉及一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法。
背景技术
航天运载器一般为垂直发射，采用发射惯性坐标系为基本坐标系，该坐标系下姿态角采用“3-2-1”欧拉角转动顺序来定义姿态角。现有火箭瞄准初始对准试验设计一般采用卧式转台，且根据惯组设计L型安装工装进行。转对立式转台，存在转台外框与内框姿态耦合问题，从而引入较大的姿态偏差，更甚至于导致转台出现姿态奇异无法进行试验的现象，对火箭导航制导半实物试验带来干扰，因此，针对立式转台设计相关试验方法，可提高对试验场地的选择性，同时减少工装加工耗时，提高试验效率。
目前市场上转台一般为立式转台和卧式转台两种，为避免姿态耦合，传统晃动瞄准试验采用与发射坐标系姿态欧拉角转动顺序一致的“3-2-1”转序的卧式转台进行，然而，卧式转台相比立式转台，其体积和重量大很多，成本较高，因此试验场合有所限制。
发明内容
本发明提供了一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法，包括：
步骤S110、根据惯组测量坐标系，设置转台中框对应火箭俯仰角、内框对应滚转姿态角、外框对应偏航姿态角；
步骤S120、在试验中将模拟的晃动角施加于转台中框，以及分别旋转转台外框、内框；
步骤S130、根据试验状态进行试验，解算模型标准值，根据解算后的姿态及试验获取数据分析试验误差情况及精度。
如上所述的一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法，其中，将模拟的晃动角施加于转台中框，解算模型标准值：
惯组中框的晃动曲线为βmid，其中，/>为定值表示中框倾斜角度，A为晃动幅度，ω为晃动频率；
投影到惯组Zm轴向的偏航不水平度角度为Δψ，Δψ＝atan(tan(βmid)·sinγ0)；其中，γ0为外框旋转角度；
投影到惯组Ym轴向的俯仰不水平度角度为
如上所述的一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法，其中，当晃动仅施加在俯仰方向时，解算模型标准值：
此时γ0＝0；
惯组中框的晃动曲线为βmid，其中，/>为定值，A为晃动幅度，ω为晃动频率；
投影到惯组Ym轴向的俯仰不水平度角度为
投影到惯组Zm轴向的偏航不水平度角度为Δψ，Δψ＝0。
如上所述的一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法，其中，当晃动仅施加在偏航方向时，解算模型标准值：
惯组中框的晃动曲线为βmid，其中，/>为定值，A为晃动幅度，ω为晃动频率；
投影到惯组Ym轴向的俯仰不水平度角度为
投影到惯组Zm轴向的偏航不水平度角度为Δψ，Δψ＝βmid。
本发明实现的有益效果如下：
(1)在满足试验仅有立式转台的前提下，不需更改惯组的平面安装工装，设计了一种可进行晃动基座初始对准的方法。
(2)实现在仅有立式转台和惯组平面安装工装的状态下，进行可分析的晃动基座初始对准试验，以实现立式转台在航天各类试验中的应用。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例一提供的一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法流程图；
图2是惯组测量坐标系与铅垂线示意图；
图3是特殊情况下晃动叠加在俯仰方向时惯组测量坐标系与铅垂线示意图；
图4是特殊情况下晃动叠加在偏航方向时惯组测量坐标系与铅垂线示意图。
具体实施方式
下面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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域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，都属于本发明保护的范围。
实施例一
如图1所示，本发明实施例一提供一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法，包括：
步骤110、根据惯组测量坐标系，设置转台中框对应火箭俯仰角、内框对应滚转姿态角、外框对应偏航姿态角；
步骤120、在试验中将模拟的晃动角施加于转台中框，以及分别旋转转台外框、内框；
步骤130、根据试验状态进行试验，解算模型标准值，根据解算后的姿态及试验获取数据分析试验误差情况及精度；
图2为惯组测量坐标系OXmYmZm，为当地重力加速度矢量；
如图2所示，将模拟的晃动角施加于转台中框(图中晃动在Y轴上的分量为sin(βmid)·cosγ0，晃动在Z轴上的分量为sin(βmid)·sinγ0)，解算模型标准值：
惯组中框的晃动曲线为βmid，其中，/>为定值表示中框倾斜角度，A为晃动幅度，ω为晃动频率；
投影到惯组Zm轴向的偏航不水平度角度为Δψ，Δψ＝atan(tan(βmid)·sinγ0)；其中，γ0为外框旋转角度；
投影到惯组Ym轴向的俯仰不水平度角度为
如图3所示，当晃动仅施加在俯仰方向时，解算模型标准值：
此时γ0＝0；
惯组中框的晃动曲线为βmid，
投影到惯组Ym轴向的俯仰不水平度角度为
投影到惯组Zm轴向的偏航不水平度角度为Δψ，Δψ＝0。
如图4所示，当晃动仅施加在偏航方向时，解算模型标准值：
惯组中框的晃动曲线为βmid，
投影到惯组Ym轴向的俯仰不水平度角度为
投影到惯组Zm轴向的偏航不水平度角度为Δψ，Δψ＝βmid。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的技术方案的基础之上，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的保护范围之内。

Claims (3)

1.一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法，其特征在于，包括：
步骤S110、根据惯组测量坐标系，设置转台中框对应火箭俯仰角、内框对应滚转姿态角、外框对应偏航姿态角；
步骤S120、在试验中将模拟的晃动角施加于转台中框，以及分别旋转转台外框、内框；
步骤S130、根据试验状态进行试验，解算模型标准值，根据解算后的姿态及试验获取数据分析试验误差情况及精度；
将模拟的晃动角施加于转台中框，解算模型标准值：
惯组中框的晃动曲线为，/>；其中，/>为定值表示中框倾斜角度，A为晃动幅度，/>为晃动频率；
投影到惯组轴向的偏航不水平度角度为/>，/>；其中，为外框旋转角度；
投影到惯组轴向的俯仰不水平度角度为/>，/>。
2.如权利要求1所述的一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法，其特征在于，当晃动仅施加在俯仰方向时，解算模型标准值：
此时；
惯组中框的晃动曲线为，；其中，/>为定值表示中框倾斜角度，A为晃动幅度，/>为晃动频率；
投影到惯组轴向的俯仰不水平度角度为/>，/>；
投影到惯组轴向的偏航不水平度角度为/>，/>。
3.如权利要求1所述的一种针对立式转台晃动状态瞄准试验设计方法，其特征在于，当晃动仅施加在偏航方向时，解算模型标准值：
惯组中框的晃动曲线为，/>；其中，/>为定值表示中框倾斜角度，A为晃动幅度，/>为晃动频率；
投影到惯组轴向的俯仰不水平度角度为/>，/>；
投影到惯组轴向的偏航不水平度角度为/>，/>。
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