CN115903868A - 一种用于测试转弯姿态控制系统的装置及方法 - Google Patents
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Abstract
一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，包括卧式三轴转台(40)和气体模拟发动机(100)，所述的卧式三轴转台(40)包括底座(17)、俯仰机构(60)、偏航机构(70)和滚转机构(80)，其中，俯仰机构(60安装在底座(17)上，在俯仰机构(60)上还安装有偏航机构(70)，在偏航机构(70)上又固定安装有滚转机构(80)；上位机(50将控制卧式三轴转台(40中的俯仰机构(60)、偏航机构(70)和滚转机构(80)的运动；本发明克服了实际测试后，制导飞行器转弯姿态控制系统受损不能投入使用的问题。用模拟实验进行测试，制导飞行器转弯姿态控制系统依然可以投入使用，不造成产品浪费。
Description
背景技术
本发明涉及飞行器工程领域，具体涉及一种用于测试制导动力推进战斗飞行器(简称：制导飞行器)转弯姿态控制系统的方法及装置。
转弯姿态控制系统是制导飞行器调姿的核心装置，测试制导飞行器转弯姿态控制系统的功能和性能主要有两种方法：(1)实际打靶或实际飞行；(2)基于半实物仿真试验设备进行地面测试。打靶试验成本较大，受场地时间等限制，因而对制导飞行器转弯姿态控制系统进行地面测试是十分重要的。
制导飞行器转弯姿态控制系统需进行控制程序测试及姿态运动测试，对控制程序进行测试时，要求试验设备可以进行运动模拟；对姿态运动情况进行测试时，要求试验设备可以支撑制导飞行器运动。因而需要一种能实现两种测试要求的地面试验设备，既能进行运动模拟，又能支撑制导飞行器运动。
三轴转台可以设计为两种运行模式，主动模式和被动模式。主动模式下三轴转台提供转动动力，被动模式下三轴转台不提供转动动力，能支撑制导飞行器运动。双模式三轴转台满足制导飞行器转弯姿态控制系统的地面测试要求。
主动模式下，三轴转台可以模拟制导飞行器的各种姿态角运动，是飞行器姿态仿真的运动模拟器，其将制导飞行器转弯姿态控制系统输入的姿态角电信号转变为可被三轴转台系统识别的机械转角信号，便于制导飞行器转弯姿态控制系统的研发试制和结构优化设计。
被动模式下，三轴转台用于承载被测制导飞行器负载，可支撑制导飞行器进行各种姿态角运动，是制导飞行器的支撑工装，可测量制导飞行器的姿态运动情况，便于制导飞行器转弯姿态控制系统的研发试制和结构优化设计。
不使用三轴转台的运动模拟模式，即制导飞行器转弯姿态控制系统为动力源时，若进行实际的点火测试，由于固体火箭发动机不能重复利用，测试成本将会提高。因而，需要一种既可以实现较大冲量又经济实惠的模拟发动机装置。使用高压气瓶中的高压气体模拟固体火药燃烧后的高压燃气，可以实现较大冲量，且可循环使用，进行多次测试，无场地限制。
发明内容
本发明针对上述现有技术的不足，提供一种用于测试制导飞行器转弯姿态控制系统的方法及装置，能够用同一装置对转弯姿态控制系统进行控制程序测试及姿态运动测试。
一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，包括卧式三轴转台40和气体模拟发动机100，所述的卧式三轴转台40包括底座17、俯仰机构60、偏航机构70和滚转机构80，其中，俯仰机构60安装在底座17上，在俯仰机构60上还安装有偏航机构70，在偏航机构70上又固定安装有滚转机构80；上位机50将控制卧式三轴转台40中的俯仰机构60、偏航机构70和滚转机构80的运动；
所述的俯仰机构60，包括俯仰框架7、俯仰轴组件1、俯仰电机2、俯仰角度测量装置8；俯仰框架7左右两侧竖框的中央各安装有俯仰轴组件1，并使上下对称；两个俯仰轴组件1分别通过支撑件5固定在底座17的两个上；在俯仰框架7左边有俯仰电机2与俯仰轴组件1外侧轴连接，俯仰电机2又通过电机支座3固定安装在底座17上；俯仰角度测量装置8与俯仰框架7右边的俯仰轴组件1的外侧轴连接；
所述偏航机构70包括偏航框架13、偏航轴组件16、偏航电机9和偏航角度测量装置12；其中，两个偏航轴组件16分别安装在偏航框架13上下外壁上，并且保持左右对称；所述的两个偏航轴组件16分别穿过俯仰框架7上下边框中心，并固定在俯仰框架7上；在上面的偏航轴组件16上安装有偏航电机9，所述的偏航电机9通过电机支座10与俯仰框架7固定连接；在下边的偏航轴组件16下端连接有偏航角度测量装置12；
所述滚转机构80包括滚转框架14、滚转电机15和滚转角度测量装置19；其中，滚转框架14安装在偏航框架13内壁上，滚转电机15安装在滚转框架14内壁上。
所述的俯仰轴组件1包括俯仰轴承20和俯仰轴6，俯仰轴组件1置于底座17上方的支撑件5中，俯仰轴组件1连接底座17和俯仰框架7。
所述的偏航轴组件16包括偏航轴承21和偏航轴11，偏航轴组件16置于俯仰框架孔中，并与俯仰框架7和偏航框架13连接。
所述的滚转电机15包括滚转定子151、滚转转子152和滚转永磁体153，滚转定子151与滚转转子152均为圆环型，滚转定子151的外侧与偏航框架13的内侧固定连接，滚转转子152位于滚转定子151内；滚转永磁体153为长条型，水平周向均布于滚转定子151内侧壁面上，滚转永磁体153与滚转转子152间存在空隙；滚转转子152通电后在滚转永磁体153的磁场作用下进行转动。
所述气体模拟发动机100包括高压气瓶27、充气接口29、单向阀30、第一压力传感器22、管路28、自锁阀23、减压阀24、多个电磁阀25和多个尾喷管26；所述的多个电磁阀包括滚转电磁阀251、滚转止动电磁阀252、俯仰电磁阀253、俯仰止动电磁阀254，偏航电磁阀255，偏航止动电磁阀256；
所述高压气瓶27安装在模拟制导飞行器18内，高压气瓶27内充装高压气体，气体可以是氮气或干燥空气；高压气瓶27通过管路28分别与单向阀30和自锁阀23连接；单向阀30又连接有充气接口29，自锁阀23又与减压阀24连接；
所述单向阀30用于控制气体单向流动，连接在充气接口29与高压气瓶27之间，充气结束后，保证气体不会反冲；
在高压气瓶27出口处还安装有第一压力传感器22，第一压力传感器22用于监测气瓶27压力值并反馈给控制器；
所述自锁阀23用于控制出口高压气路的通断并保护下游组部件安全；
所述减压阀24对高压气体进行减压，控制高压气体的压强值为合适值，维持压力精度并稳定输出到下流管路中；
所述减压阀24出口经管路28分为多条气路通道，每一通道末端安装有一个发动机尾喷管26，每一个发动机尾喷管26前连接一个电磁阀25，根据姿态控制系统中固体火箭发动机的点火时序来控制相应通道的开闭；滚转电磁阀251控制滚转通道，滚转止动电磁阀252控制滚转止动通道，俯仰电磁阀253控制俯仰通道，俯仰止动电磁阀254控制俯仰止动通道，偏航电磁阀255控制偏航通道，偏航止动电磁阀256控制偏航止动通道；
还有多个第二压力传感器222与多个电磁阀相连，用于监测多个尾喷管26的入口压强，对经过减压阀减压后的高压气体进行健康监测；
所述多个尾喷管26有四个控制滚转运动的尾喷管，其中两个提供正力矩，两个提供反力矩；所述反力矩为止动力矩；
所述尾喷管26有两个控制俯仰运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩。所述反力矩为止动力矩。
所述尾喷管26有两个控制偏航运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩。所述反力矩为止动力矩。
一种用于测试转弯姿态控制系统的方法，利用上述的用于测试转弯姿态控制系统的装置，对安装有气体模拟发动机100的模拟制导飞行器体18内的转弯姿态控制系统进行控制程序测试及姿态运动测试；
步骤一、将气体模拟发动机固定安装在模拟制导飞行器体18头部，再将模拟制导飞行器体18固定安装在卧式三轴转台的滚转机构80中；
下面是对转弯姿态控制系统的控制程序测试：
步骤二、在上位机中输入制导飞行器瞄准目标的方位信息，上位机解算出制导飞行器姿态运动的时序、转动角度、转动时长等信息，生成控制指令。上位机将控制指令传递到卧式三轴转台40，转台控制系统90将指令转换为对电机的控制指令，俯仰电机2/偏航电机9/滚转电机15按照转台控制系统90的指令在对应时序输出相应的电机转速，电机转动带动制导飞行器转动，进而控制制导飞行器18各自由度方向的运动；
步骤四、俯仰角度测量装置8、偏航角度测量装置12和滚转电机15对各自由度方向的角度转动情况进行测量，并将测量数据传递至上位机50和转台控制系统90中；
步骤五、上位机50对测量数据进行计算，判断制导飞行器转动角度-时间曲线、角速度-时间曲线与上位机初始解算值之间的误差是否在设定范围内，如果在设定范围，则继续按原控制指令运行，如果不在设定范围，上位机重新解算制导飞行器的转动信息，实时修改原控制指令；
步骤六、同时，上位机判断俯仰/偏航/滚转方向的转动角度是否达到最终目标值，达到目标值后俯仰/偏航/滚转电机停止转动；当上位机判断制导飞行器按照时序完成所有方位的运动后，控制程序测试结束，转入下一步的姿态运动测试；
步骤七、上位机50指令启动模拟制导飞行器18的气体模拟发动机100，启动的气体模拟发动机100按照上位机50的指令产生设定量以及对应方位的正向推力，模拟制导飞行器18在气体模拟发动机100的正向推力作用下进行运动，转台框架被动跟随模拟制导飞行器18转动；
步骤八、制导飞行器转弯姿态控制系统中的惯性测量模块对模拟制导飞行器18在各自由度方向的角度转动情况进行测量，并将测量数据传递至上位机50中；
步骤九、上位机50对测量数据进行计算，如果计算的结果符合转弯姿态控制系统的要求，转入下一步骤，如果计算的结果不符合要求，对上次的指令进行修改，产生新的控制指令；转至步骤八；
步骤十、制导飞行器转弯姿态控制系统控制止动阀门打开产生反向力矩抑制制导飞行器在对应的俯仰方位、偏航方位或滚转方位的转动。
步骤十一、上位机判断本次对应方位的转动完成情况，若符合上位机软件的预期计算值，则依据制导飞行器的转动时序进行下一方位的转动控制。
所述的上位机解算出制导飞行器姿态运动的时序为俯仰、偏航、滚转运动的顺序。
有益效果：
1.本发明用模拟实验的方式解决了制导飞行器转弯姿态控制系统用实际实验来测试的场地及成本限制问题。
2.本发明克服了实际测试后，制导飞行器转弯姿态控制系统受损不能投入使用的问题。用模拟实验进行测试，制导飞行器转弯姿态控制系统依然可以投入使用，不造成产品浪费。
3.本发明的装置能同时用于对模拟制导飞行器体18内的转弯姿态控制系统进行控制程序测试及姿态运动测试；节省了设备和测试时间。
4.本发明在两种模式下均可使用角度测量装置对负载的角度变化情况进行监测，可与转弯姿态控制系统惯性测量模块的测量数据进行对比，相互形成冗余备份关系、具有健康监测、故障诊断等功用。
5.本发明的气体模拟发动机100使用的高压气体与固定火箭发动机燃烧后产生的高压燃气具有相似性，且气体模拟发动机100和固体火箭发动机的推力计算公式相同，使用气体模拟发动机100能有较好的模拟效果。
气体模拟发动机100可产生较大的冲量及推力，能输出不同的推力值，使用范围大。
6.本发明气体模拟发动机100使用的高压气瓶输出的高压气体没有高温烧蚀影响，无火工品，安全可靠，试验成本低，不受场地环境限制，方便进行多次试验验证。
7.本发明气体模拟发动机100可以验证制导飞行器转弯姿态控制系统的模块化布局的可行性，可以验证制导飞行器转弯姿态控制系统的发动机布局的可靠性，可以验证制导飞行器转弯姿态控制系统的点火时序和姿态运动时序。
8.本发明气体模拟发动机100可以验证预设固体火箭发动机输出推力值的作用效果，并根据试验结果对其进行修正，可以很好地指导发动机的选型工作。
附图说明
图1、本发明卧式三轴转台结构示意图；
图2、本发明卧式三轴转台详细结构示意图；
图3、本发明俯仰机构结构示意图；
图4、本发明偏航机构结构示意图；
图5、本发明滚转机构结构示意图；
图6、本发明滚转机构结构示意图；
图7、本发明气体模拟发动机100原理示意图；
图8、本发明尾喷管结构示意图；
图9、本发明尾喷管结构设计流程图；
图10、本发明结构示意图；
图11、本发明控制原理图。
其中，1为俯仰轴组件、2为俯仰电机，3为俯仰电机支座，4为联轴器，5为支撑件，6为俯仰轴，7为俯仰框架、8为俯仰角度测量装置，9为偏航电机，10为偏航电机支座，11为偏航轴，12为偏航角度测量装置，13为偏航框架，14为滚转框架、15为滚转电机，16为偏航轴组件，17为底座，19为滚转角度测量装置，20为俯仰轴承，21为偏航轴承，22为压力传感器，23为自锁阀，24为减压阀，25为电磁阀，26为尾喷管，27为高压气瓶，28为管路，29为充气接口，30为单向阀，40为卧式三轴转台，50为上位机，60为俯仰机构，70为偏航机构，80为滚转机构，90为转台控制系统,100为气体模拟发动机，151为滚转定子，152为滚转转子，153为滚转永磁体，191为滚转角编码器定子，192为滚转角编码器转子，251为滚转电磁阀、252为滚转止动电磁阀，253俯仰电磁阀、254俯仰止动电磁阀，255偏航电磁阀，256偏航止动电磁阀。
具体实施方式
一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，包括卧式三轴转台40和气体模拟发动机100，所述的卧式三轴转台40包括底座17、俯仰机构60、偏航机构70和滚转机构80，其中，俯仰机构60安装在底座17上，在俯仰机构60上还安装有偏航机构70，在偏航机构70上又固定安装有滚转机构80；上位机50将控制卧式三轴转台40中的俯仰机构60、偏航机构70和滚转机构80的运动；
所述的俯仰机构60，包括俯仰框架7、俯仰轴组件1、俯仰电机2、俯仰角度测量装置8；俯仰框架7左右两侧竖框的中央各安装有俯仰轴组件1，并使上下对称；两个俯仰轴组件1分别通过支撑件5固定在底座17的两个上；在俯仰框架7左边有俯仰电机2与俯仰轴组件1外侧轴连接，俯仰电机2又通过电机支座3固定安装在底座17上；俯仰角度测量装置8与俯仰框架7右边的俯仰轴组件1的外侧轴连接；
所述偏航机构70包括偏航框架13、偏航轴组件16、偏航电机9和偏航角度测量装置12；其中，两个偏航轴组件16分别安装在偏航框架13上下外壁上，并且保持左右对称；所述的两个偏航轴组件16分别穿过俯仰框架7上下边框中心，并固定在俯仰框架7上；在上面的偏航轴组件16上安装有偏航电机9，所述的偏航电机9通过电机支座10与俯仰框架7固定连接；在下边的偏航轴组件16下端连接有偏航角度测量装置12；
所述滚转机构80包括滚转框架14、滚转电机15和滚转角度测量装置19；其中，滚转框架14安装在偏航框架13内壁上，滚转电机15安装在滚转框架14内壁上。
所述的俯仰轴组件1包括俯仰轴承20和俯仰轴6，俯仰轴组件1置于底座17上方的支撑件5中，俯仰轴组件1连接底座17和俯仰框架7。
所述的偏航轴组件16包括偏航轴承21和偏航轴11，偏航轴组件16置于俯仰框架孔中，并与俯仰框架7和偏航框架13连接。
所述的滚转电机15包括滚转定子151、滚转转子152和滚转永磁体153，滚转定子151与滚转转子152均为圆环型，滚转定子151的外侧与偏航框架13的内侧固定连接，滚转转子152位于滚转定子151内；滚转永磁体153为长条型，水平周向均布于滚转定子151内侧壁面上，滚转永磁体153与滚转转子152间存在空隙；滚转转子152通电后在滚转永磁体153的磁场作用下进行转动。
所述气体模拟发动机100包括高压气瓶27、充气接口29、单向阀30、第一压力传感器22、管路28、自锁阀23、减压阀24、多个电磁阀25和多个尾喷管26；所述的多个电磁阀包括滚转电磁阀251、滚转止动电磁阀252、俯仰电磁阀253、俯仰止动电磁阀254，偏航电磁阀255，偏航止动电磁阀256；
所述高压气瓶27安装在模拟制导飞行器18内，高压气瓶27内充装高压气体，气体可以是氮气或干燥空气；高压气瓶27通过管路28分别与单向阀30和自锁阀23连接；单向阀30又连接有充气接口29，自锁阀23又与减压阀24连接；
所述单向阀30用于控制气体单向流动，连接在充气接口29与高压气瓶27之间，充气结束后，保证气体不会反冲；
在高压气瓶27出口处还安装有第一压力传感器22，第一压力传感器22用于监测气瓶27压力值并反馈给控制器；
所述自锁阀23用于控制出口高压气路的通断并保护下游组部件安全；
所述减压阀24对高压气体进行减压，控制高压气体的压强值为合适值，维持压力精度并稳定输出到下流管路中；
所述减压阀24出口经管路28分为多条气路通道，每一通道末端安装有一个发动机尾喷管26，每一个发动机尾喷管26前连接一个电磁阀25，根据姿态控制系统中固体火箭发动机的点火时序来控制相应通道的开闭；滚转电磁阀251控制滚转通道，滚转止动电磁阀252控制滚转止动通道，俯仰电磁阀253控制俯仰通道，俯仰止动电磁阀254控制俯仰止动通道，偏航电磁阀255控制偏航通道，偏航止动电磁阀256控制偏航止动通道；
还有多个第二压力传感器222与多个电磁阀相连，用于监测多个尾喷管26的入口压强，对经过减压阀减压后的高压气体进行健康监测；
所述多个尾喷管26有四个控制滚转运动的尾喷管，其中两个提供正力矩，两个提供反力矩；所述反力矩为止动力矩；
所述尾喷管26有两个控制俯仰运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩。所述反力矩为止动力矩。
所述尾喷管26有两个控制偏航运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩。所述反力矩为止动力矩。
一种用于测试转弯姿态控制系统的方法，利用上述的用于测试转弯姿态控制系统的装置，对安装有气体模拟发动机100的模拟制导飞行器体18内的转弯姿态控制系统进行控制程序测试及姿态运动测试；
步骤一、将气体模拟发动机固定安装在模拟制导飞行器体18头部，再将模拟制导飞行器体18固定安装在卧式三轴转台的滚转机构80中；
下面是对转弯姿态控制系统的控制程序测试：
步骤二、在上位机中输入制导飞行器瞄准目标的方位信息，上位机解算出制导飞行器姿态运动的时序、转动角度、转动时长等信息，生成控制指令。上位机将控制指令传递到卧式三轴转台40，转台控制系统90将指令转换为对电机的控制指令，俯仰电机2/偏航电机9/滚转电机15按照转台控制系统90的指令在对应时序输出相应的电机转速，电机转动带动制导飞行器转动，进而控制制导飞行器18各自由度方向的运动；
步骤四、俯仰角度测量装置8、偏航角度测量装置12和滚转电机15对各自由度方向的角度转动情况进行测量，并将测量数据传递至上位机50和转台控制系统90中；
步骤五、上位机50对测量数据进行计算，判断制导飞行器转动角度-时间曲线、角速度-时间曲线与上位机初始解算值之间的误差是否在设定范围内，如果在设定范围，则继续按原控制指令运行，如果不在设定范围，上位机重新解算制导飞行器的转动信息，实时修改原控制指令；
步骤六、同时，上位机判断俯仰/偏航/滚转方向的转动角度是否达到最终目标值，达到目标值后俯仰/偏航/滚转电机停止转动；当上位机判断制导飞行器按照时序完成所有方位的运动后，控制程序测试结束，转入下一步的姿态运动测试；
步骤七、上位机50指令启动模拟制导飞行器18的气体模拟发动机100，启动的气体模拟发动机100按照上位机50的指令产生设定量以及对应方位的正向推力，模拟制导飞行器18在气体模拟发动机100的正向推力作用下进行运动，转台框架被动跟随模拟制导飞行器18转动；
步骤八、制导飞行器转弯姿态控制系统中的惯性测量模块对模拟制导飞行器18在各自由度方向的角度转动情况进行测量，并将测量数据传递至上位机50中；
步骤九、上位机50对测量数据进行计算，如果计算的结果符合转弯姿态控制系统的要求，转入下一步骤，如果计算的结果不符合要求，对上次的指令进行修改，产生新的控制指令；转至步骤八；
步骤十、制导飞行器转弯姿态控制系统控制止动阀门打开产生反向力矩抑制制导飞行器在对应的俯仰方位、偏航方位或滚转方位的转动。
步骤十一、上位机判断本次对应方位的转动完成情况，若符合上位机软件的预期计算值，则依据制导飞行器的转动时序进行下一方位的转动控制。
所述的上位机解算出制导飞行器姿态运动的时序为俯仰、偏航、滚转运动的顺序。
本发明测试方法使用卧式三轴转台的主动模式模拟制导飞行器姿态运动，测试控制系统的控制程序，转台电机转速可调，适用范围广。
本发明测试方法使用卧式三轴转台的被动模式作为制导飞行器运动的支撑架，并采用气体模拟发动机100模拟制导飞行器转弯姿态控制系统的固体火箭发动机，测试制导飞行器转弯姿态控制系统的发动机布局合理性、点火时序控制、推力输出效果等。
本发明测试方法通过气体模拟发动机100产生较大的冲量及推力，能输出不同的推力值，使用范围大，满足测试制导飞行器转弯姿态控制系统的要求。模拟发动机以高压空气或氮气为推进剂，没有高温烧蚀影响，安全可靠，不受场地限制，方便多次进行试验。
实施例：
本发明涉及一种用于测试制导飞行器转弯姿态控制系统的方法及装置，所述装置包括卧式三轴转台和气体模拟发动机100。
卧式三轴转台包括固定安装在底座上的俯仰机构，固定安装在俯仰机构上的偏航机构，固定安装在偏航机构上的滚转机构。
所述卧式三轴转台可以采用两种使用模式，所述两种模式为主动模式和被动模式，所述主动模式使用电机分别驱动俯仰机构、偏航机构、滚转机构转动来带动模拟制导飞行器体18进行运动；所述被动模式下可将俯仰电机2、偏航电机9拆卸，此时俯仰机构、偏航机构、滚转机构跟随模拟制导飞行器体18进行运动。所述卧式三轴转台如图1所示。
所述俯仰机构如图3所示，包括俯仰框架7、俯仰轴组件1、俯仰电机2、俯仰角度测量装置8。所述偏航机构如图4所示，包括偏航框架13、偏航轴组件16、偏航电机9、偏航角度测量装置12。所述滚转机构如图5、图6所示，包括滚转框架14、滚转电机15、滚转角度测量装置19。
所述俯仰框架7为外框，所述俯仰框架7的四端均设有框架孔，所述框架孔分别用于放置俯仰轴组件1和偏航轴组件16。所述偏航框架13为中框，所述偏航框架13的两端设有螺纹孔，所述螺纹孔用于连接偏航轴组件16。所述滚转框架14为内框，所述滚转框架14与偏航框架13同轴。
所述俯仰轴组件包括俯仰轴承20、俯仰轴6，俯仰轴组件1置于底座17上方的支撑件5中，连接底座17和俯仰框架7。所述偏航轴组件包括偏航轴承21、偏航轴11，偏航轴组件16置于俯仰框架孔中，连接俯仰框架7和偏航框架13。
所述俯仰电机2固定连接在俯仰轴组件1上，驱动俯仰轴6转动，俯仰轴组件1带动俯仰框架7实现俯仰自由度的调节。所述偏航电机9固定连接在偏航轴组件16上，驱动偏航轴11转动，偏航轴组件16带动偏航框架13实现偏航自由度的调节。所述滚转电机15位于偏航框架13内侧，包括滚转定子151、滚转转子152、滚转永磁体153，滚转定子151与滚转转子152均为圆环型，滚转定子151的外侧与偏航框架13的内侧固定连接，滚转转子152位于滚转定子151内；滚转永磁体153为长条型，水平周向均布于滚转定子151内侧壁面上，滚转永磁体153与滚转转子152间存在空隙；滚转转子152通电后在滚转永磁体153的磁场作用下进行转动。
所述俯仰角度测量装置包括用于对俯仰角进行测量的俯仰角度传感器8，所述俯仰角度传感器8与控制系统进行通讯，所述俯仰角度测量装置可替换为光栅等测量装置。所述偏航角度测量装置包括用于对偏航角进行测量的偏航角度传感器12，所述偏航角度传感器12与控制系统进行通讯，所述偏航角度测量装置可替换为光栅等测量装置。所述滚转角度测量装置包括用于对滚转角进行测量的滚转角编码器19，所述滚转角编码器19与控制系统进行通讯。所述滚转角编码器19包括与滚转定子151固连的滚转角编码器定子191，与滚转转子152连接的滚转角编码器转子192。
所述气体模拟发动机100如图7所示，包括高压气瓶27、充气接口29、单向阀30、压力传感器22、管路28、自锁阀23、减压阀24、电磁阀25、尾喷管26。
所述高压气瓶27安装在模拟制导飞行器18内，高压气瓶27内充装高压气体作为“燃料”，气体可以是氮气或干燥空气。
所述单向阀30用于控制气体单向流动，连接在充气接口29与高压气瓶27之间，充气结束后，保证气体不会反冲，方便操作，同时起到二次密封作用。
所述第一压力传感器22安装在高压气瓶27出口，用于监测气瓶27压力值并反馈给控制器。
所述自锁阀23用于控制出口高压气路的通断并保护下游组部件安全。
所述减压阀24对高压气体进行减压，控制高压气体的压强值为合适值，维持压力精度并稳定输出到下流管路中。
所述电磁阀25对输入的高压气体进行分流控制，每一个发动机尾喷管26前连接一个电磁阀25，根据姿态控制系统中固体火箭发动机的点火时序来控制相应通道的开闭。电磁阀251控制滚转通道，电磁阀252控制滚转止动通道，电磁阀253控制俯仰通道，电磁阀254控制俯仰止动通道，电磁阀255控制偏航通道，电磁阀256控制偏航止动通道。
所述第二压力传感器222与电磁阀25相连，用于监测尾喷管26的入口压强，对经过减压阀减压后的高压气体进行健康监测。
所述尾喷管26有四个控制滚转运动的尾喷管，其中两个提供正力矩，两个提供反力矩。所述反力矩为止动力矩。
所述尾喷管26有两个控制俯仰运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩。所述反力矩为止动力矩。
所述尾喷管26有两个控制偏航运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩。所述反力矩为止动力矩。
所述尾喷管如图8所示，包括稳流段34、收缩段33、扩张段31，稳流段34用于稳定输入的高压气体，收缩段33与扩张段31的交接处形成尾喷管的喉部32。尾喷管前端连接有进气段35，避免气流方向与发动机尾喷管方向不一致。
所述尾喷管的结构参数根据所需发动机推力值确定：依据所需推力值选择输入高压气体的压力值，根据推力和输入压力确定喉部面积，进一步的，计算高压气体质量流量、尾喷管出口气流速度、扩张比、收缩比等参数。所述结构参数确定流程如图9所示。
一种用于测试制导飞行器转弯姿态控制系统的方法如图11所示，包括如下步骤。
1、将模拟制导飞行器体放置于卧式三轴转台的内框中，制导飞行器转弯姿态控制系统上位机将控制指令传递到转台控制系统90中，并按照制导飞行器姿态运动的时序、转速、转动角度来控制各自由度方向的电机转动，各自由度方向的角度测量装置测量角度转动情况并将信息传递至制导飞行器转弯姿态控制系统上位机中，制导飞行器转弯姿态控制系统根据测量信息修正控制指令，形成控制闭环。同时，制导飞行器转弯姿态控制系统中的惯性测量模块将采集的制导飞行器体姿态信息传递至上位机中，与转台角度测量装置的测量数据进行对比，相互形成冗余备份关系，具有健康监测、故障诊断等功用。
2、将模拟制导飞行器体放置于卧式三轴转台的内框中，上位机按照制导飞行器姿态运动的时序、转动角度控制自锁阀、电磁阀的开闭，模拟制导飞行器在气体模拟发动机100的推力作用下进行运动，三轴转台的框架跟随模拟制导飞行器转动。通过制导飞行器转弯姿态控制系统中的惯性测量模块监测模拟制导飞行器的姿态变化过程并将信息传递至上位机中，上位机根据测量信息修正控制指令，形成控制闭环。同时，转台角度测量装置将采集的制导飞行器体姿态信息传递至上位机中，与制导飞行器转弯姿态控制系统中的惯性测量模块的测量数据进行对比，相互形成冗余备份关系，具有健康监测、故障诊断等功用。
以下通过具体实施案例，对本发明作进一步描述。
实施例1：启用卧式三轴转台的主动模式，进行系统电子学硬件调试、控制软件功能验证等。
上位机解算制导飞行器体应先后在0.5s内滚转100°、1s内俯仰60°，上位机将控制指令传递至转台控制系统90中。转台控制系统90将指令转换为对电机的控制指令，滚转电机在转台控制系统90控制下输出相应转速，带动模拟制导飞行器体滚转。滚转角度编码器实时监测角度变化数据并将信息分别传递给转台控制系统90和制导飞行器体上位机，转台控制系统90判断电机转动情况并及时修正，制导飞行器体上位机判断制导飞行器体姿态变化情况并及时修正。检测到制导飞行器体滚转100°时，制导飞行器体上位机及转台控制系统90均做出运动停止的判断，电机停止工作。
俯仰电机在转台控制系统90控制下输出相应转速，带动模拟制导飞行器体俯仰。俯仰角度传感器实时监测角度变化数据并将信息分别传递给转台控制系统90和上位机，转台控制系统90判断电机转动情况并及时修正，上位机判断制导飞行器体姿态变化情况并及时修正。检测到制导飞行器体俯仰60°时，上位机及转台控制系统90均做出运动停止的判断，电机停止工作。
同时，制导飞行器转弯姿态控制系统中的惯性测量模块将采集的制导飞行器体姿态信息传递至上位机中，与转台角度测量装置的测量数据进行对比，相互形成冗余备份关系，具有健康监测、故障诊断等功用。
示例2：启用卧式三轴转台的被动模式，并卸载俯仰电机及偏航电机，模拟真实发动机工作时长，验证控制软件设计合理性、可行性，验证整套系统功能及性能。
上位机解算制导飞行器体应先后在0.5s内滚转30°、0.5s内俯仰50°。减压阀将高压气体减压至对应压强，上位机控制自锁阀打开，然后打开滚转通道对应阀门。气体模拟滚转发动机推动制导飞行器体转动，三轴转台的框架跟随模拟制导飞行器转动。制导飞行器转弯姿态控制系统中的测量模块监测模拟制导飞行器的姿态变化过程并将信息传递至上位机中，上位机根据测量信息修正控制指令。
控制系统根据惯性测量模块实时采集的制导飞行器体姿态加速度、速度等参数计算出达到目标方位值的时间、滚转阀门与止动阀门开启间隔时间，控制止动阀门打开产生反向力矩抑制制导飞行器滚转。其中，控制系统依据固体火箭发动机点火时间控制滚转阀门及止动阀门的开启时长。
上位机控制俯仰通道对应阀门打开，气体模拟俯仰发动机推动模拟制导飞行器俯仰运动，三轴转台的框架跟随模拟制导飞行器转动。制导飞行器转弯姿态控制系统中的测量模块监测模拟制导飞行器的姿态变化过程并将信息传递至上位机中，上位机根据测量信息修正控制指令。
控制系统根据惯性测量模块实时采集的制导飞行器体姿态加速度、速度参数计算出达到目标方位值的时间、俯仰阀门与止动阀门开启间隔时间，控制止动阀门打开产生反向力矩抑制制导飞行器俯仰。其中，控制系统依据固体火箭发动机点火时间控制俯仰阀门及止动阀门的开启时长。
同时，转台角度测量装置将采集的制导飞行器体姿态信息传递至上位机中，与制导飞行器转弯姿态控制系统中的惯性测量模块的测量数据进行对比，相互形成冗余备份关系，具有健康监测、故障诊断等功用。
本发明实施例的效果
卧式三轴转台支持两种运行模式，其在主动模式下可模拟负载的姿态运动，调试系统电子学硬件，验证控制软件功能等；在被动模式下可支撑模拟制导飞行器体进行滚转、俯仰、偏航运动，模拟真实发动机工作时长、验证控制软件设计合理性、可行性，验证整套系统功能及性能。
卧式三轴转台的俯仰电机、偏航电机可拆卸，降低被动模式下的转动阻力。
卧式三轴转台所使用的电机转速可调，适用范围广。
卧式三轴转台在两种模式下均可使用角度测量装置对负载的角度变化情况进行监测，可与姿态控制系统惯性测量模块的测量数据进行对比，相互形成冗余备份关系、具有健康监测、故障诊断等功用。
气体模拟发动机100使用的高压气体与固定火箭发动机燃烧后产生的高压燃气具有相似性，且气体模拟发动机100和固体火箭发动机的推力计算公式相同，使用气体模拟发动机100能有较好的模拟效果。
气体模拟发动机100可产生较大的冲量及推力，能输出不同的推力值，使用范围大。
高压气瓶输出的高压气体没有高温烧蚀影响，无火工品，安全可靠，试验成本低，不受场地环境限制，方便进行多次试验验证。
气体模拟发动机100可以验证制导飞行器转弯姿态控制系统的模块化布局的可行性。
气体模拟发动机100可以验证制导飞行器转弯姿态控制系统的发动机布局的可靠性。
气体模拟发动机100可以验证制导飞行器转弯姿态控制系统的点火时序和姿态运动时序。
气体模拟发动机100可以验证预设固体火箭发动机输出推力值的作用效果，并根据试验结果对其进行修正，可以很好地指导发动机的选型工作。
本发明技术方案的关键点
双模式卧式三轴转台可以实现制导飞行器转弯姿态控制系统的控制程序测试和姿态运动测试。
在被动模式下，可拆卸卧式三轴转台的俯仰电机、偏航电机，降低制导飞行器转动的负载。
气体模拟发动机100使用的高压气体与固定火箭发动机燃烧后产生的高压燃气具有相似性，使用气体模拟发动机100能有较好的模拟效果。
气体模拟发动机100能产生较大的冲量及推力，通过调节高压气体压力值，模拟发动机能输出不同的推力值，使用范围大。
使用气体模拟发动机100没有高温烧蚀影响，无火工品，安全可靠，试验成本低不受场地环境限制，可进行多次试验。
Claims (7)
1.一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，包括卧式三轴转台(40)和气体模拟发动机(100)，所述的卧式三轴转台(40)包括底座(17)、俯仰机构(60)、偏航机构(70)和滚转机构(80)，其中，俯仰机构(60)安装在底座(17)上，在俯仰机构(60)上还安装有偏航机构(70)，在偏航机构(70)上又固定安装有滚转机构80)；上位机(50)将控制卧式三轴转台(40)中的俯仰机构(60v、偏航机构(70)和滚转机构(80)的运动；
所述的俯仰机构(60)，包括俯仰框架(7)、俯仰轴组件(1)、俯仰电机(2)、俯仰角度测量装置(8)；俯仰框架(7)左右两侧竖框的中央各安装有俯仰轴组件(1)，并使上下对称；两个俯仰轴组件(1)分别通过支撑件(5)固定在底座(17)的两个上；在俯仰框架(7)左边有俯仰电机(2)与俯仰轴组件(1)外侧轴连接，俯仰电机(2)又通过电机支座(3)固定安装在底座(17)上；俯仰角度测量装置(8)与俯仰框架(7)右边的俯仰轴组件(1)的外侧轴连接；
所述偏航机构(70)包括偏航框架(13)、偏航轴组件(16)、偏航电机(9)和偏航角度测量装置(12)；其中，两个偏航轴组件(16)分别安装在偏航框架(13)上下外壁上，并且保持左右对称；所述的两个偏航轴组件(16)分别穿过俯仰框架(7)上下边框中心，并固定在俯仰框架(7)上；在上面的偏航轴组件(16)上安装有偏航电机(9)，所述的偏航电机(9)通过电机支座(10)与俯仰框架(7)固定连接；在下边的偏航轴组件(16)下端连接有偏航角度测量装置(12)；
所述滚转机构(80)包括滚转框架(14)、滚转电机(15)和滚转角度测量装置(19)；其中，滚转框架(14)安装在偏航框架(13)内壁上，滚转电机(15)安装在滚转框架(14)内壁上。
2.根据权利要求1所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，所述的俯仰轴组件(1)包括俯仰轴承(20)和俯仰轴(6)，俯仰轴组件(1)置于底座(17)上方的支撑件(5)中，俯仰轴组件(1)连接底座(17)和俯仰框架(7)。
3.根据权利要求1或2所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，所述的偏航轴组件(16)包括偏航轴承(21)和偏航轴(11)，偏航轴组件(16)置于俯仰框架孔中，并与俯仰框架(7)和偏航框架(13)连接。
4.根据权利要求3所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，所述的滚转电机(15)包括滚转定子(151)、滚转转子(152)和滚转永磁体(153)，滚转定子(151)与滚转转子(152)均为圆环型，滚转定子(151)的外侧与偏航框架(13)的内侧固定连接，滚转转子(152)位于滚转定子(151)内；滚转永磁体(153)为长条型，水平周向均布于滚转定子(151)内侧壁面上，滚转永磁体(153)与滚转转子(152)间存在空隙；滚转转子(152)通电后在滚转永磁体(153)的磁场作用下进行转动。
5.根据权利要求4所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，其特征在于，所述气体模拟发动机(100)包括高压气瓶(27)、充气接口(29)、单向阀(30)、第一压力传感器(22)、管路(28)、自锁阀(23)、减压阀(24)、多个电磁阀(25)和多个尾喷管(26)；所述的多个电磁阀包括滚转电磁阀(251)、滚转止动电磁阀(252)、俯仰电磁阀(253)、俯仰止动电磁阀(254)，偏航电磁阀(255)，偏航止动电磁阀(256)；
所述高压气瓶(27)安装在模拟制导飞行器(18)内，高压气瓶(27)内充装高压气体，气体可以是氮气或干燥空气；高压气瓶(27)通过管路(28)分别与单向阀(30)和自锁阀(23)连接；单向阀(30)又连接有充气接口(29)，自锁阀(23)又与减压阀(24)连接；
所述单向阀(30)用于控制气体单向流动，连接在充气接口(29)与高压气瓶(27)之间，充气结束后，保证气体不会反冲；
在高压气瓶(27)出口处还安装有第一压力传感器(22)，第一压力传感器(22用于监测气瓶(27)压力值并反馈给控制器；
所述自锁阀(23)用于控制出口高压气路的通断并保护下游组部件安全；
所述减压阀(24)对高压气体进行减压，控制高压气体的压强值为合适值，维持压力精度并稳定输出到下流管路中；
所述减压阀(24)出口经管路(28)分为多条气路通道，每一通道末端安装有一个发动机尾喷管(26)，每一个发动机尾喷管(26)前连接一个电磁阀(25)，根据姿态控制系统中固体火箭发动机的点火时序来控制相应通道的开闭；滚转电磁阀(251)控制滚转通道，滚转止动电磁阀(252)控制滚转止动通道，俯仰电磁阀(253)控制俯仰通道，俯仰止动电磁阀(254)控制俯仰止动通道，偏航电磁阀(255)控制偏航通道，偏航止动电磁阀(256)控制偏航止动通道；
还有多个第二压力传感器(222)与多个电磁阀相连，用于监测多个尾喷管26的入口压强，对经过减压阀减压后的高压气体进行健康监测；
所述多个尾喷管(26)有四个控制滚转运动的尾喷管，其中两个提供正力矩，两个提供反力矩；所述反力矩为止动力矩；
所述尾喷管(26)有两个控制俯仰运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩；所述反力矩为止动力矩；
所述尾喷管(26)有两个控制偏航运动的尾喷管，其中一个提供正力矩，一个提供反力矩；所述反力矩为止动力矩。
6.一种用于测试转弯姿态控制系统的方法，其特征在于，利用权利要求1所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的装置，对安装有气体模拟发动机(100)的模拟制导飞行器体(18)内的转弯姿态控制系统进行控制程序测试及姿态运动测试；
步骤一、将气体模拟发动机固定安装在模拟制导飞行器体(18)头部，再将模拟制导飞行器体(18)固定安装在卧式三轴转台的滚转机构(80)中；
下面是对转弯姿态控制系统的控制程序测试：
步骤二、在上位机中输入制导飞行器瞄准目标的方位信息，上位机解算出制导飞行器姿态运动的时序、转动角度、转动时长等信息，生成控制指令；上位机将控制指令传递到卧式三轴转台(40)，转台控制系统(90)将指令转换为对电机的控制指令，俯仰电机(2)/偏航电机(9)/滚转电机(15)按照转台控制系统(90)的指令在对应时序输出相应的电机转速，电机转动带动制导飞行器转动，进而控制制导飞行器(18)各自由度方向的运动；
步骤四、俯仰角度测量装置(8)、偏航角度测量装置(12)和滚转电机(15)对各自由度方向的角度转动情况进行测量，并将测量数据传递至上位机(50)和转台控制系统(90)中；
步骤五、上位机(50)对测量数据进行计算，判断制导飞行器转动角度-时间曲线、角速度-时间曲线与上位机初始解算值之间的误差是否在设定范围内，如果在设定范围，则继续按原控制指令运行，如果不在设定范围，上位机重新解算制导飞行器的转动信息，实时修改原控制指令；
步骤六、同时，上位机判断俯仰/偏航/滚转方向的转动角度是否达到最终目标值，达到目标值后俯仰/偏航/滚转电机停止转动；当上位机判断制导飞行器按照时序完成所有方位的运动后，控制程序测试结束，转入下一步的姿态运动测试；
步骤七、上位机(50)指令启动模拟制导飞行器(18)的气体模拟发动机(100)，启动的气体模拟发动机(100)按照上位机(50)的指令产生设定量以及对应方位的正向推力，模拟制导飞行器(18)在气体模拟发动机(100)的正向推力作用下进行运动，转台框架被动跟随模拟制导飞行器(18)转动；
步骤八、制导飞行器转弯姿态控制系统中的惯性测量模块对模拟制导飞行器(18在各自由度方向的角度转动情况进行测量，并将测量数据传递至上位机(50中；
步骤九、上位机(50)对测量数据进行计算，如果计算的结果符合转弯姿态控制系统的要求，转入下一步骤，如果计算的结果不符合要求，对上次的指令进行修改，产生新的控制指令；转至步骤八；
步骤十、制导飞行器转弯姿态控制系统控制止动阀门打开产生反向力矩抑制制导飞行器在对应的俯仰方位、偏航方位或滚转方位的转动；
步骤十一、上位机判断本次对应方位的转动完成情况，若符合上位机软件的预期计算值，则依据制导飞行器的转动时序进行下一方位的转动控制。
7.根据权利要求6所述的一种用于测试转弯姿态控制系统的方法，其特征在于，所述的上位机解算出制导飞行器姿态运动的时序为俯仰、偏航、滚转运动的顺序。
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