CN116243620A - 一种注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法 - Google Patents

一种注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法，属于仿真试验领域。本发明方法采用信号注入的方法跳过惯性测量装置的陀螺仪组件和加速度计组件，通过仿真信息接口将仿真计算机解算出的载体俯仰、偏航、滚转三个方向的角加速度信号以及x向、y向、z向三个方向的加速度信号直接注入给惯性测量装置，激励惯性测量装置进行导航解算，进而得到载体的姿态角信息和位置信息，解决了传统的惯性测量装置半实物仿真试验方法严重依赖转台方可进行试验的问题。

Description

一种注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法
技术领域
本发明属于仿真试验领域，具体涉及一种注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法
背景技术
惯性测量装置主要用于测量载体的姿态角信息和位置信息，这些信息主要包括俯仰角、偏航角、滚转角、俯仰角速度、偏航角速度、滚转角速度、x向位置、y向位置、z向位置、x向速度、y向速度、z向速度、x向加速度、y向加速度、z向加速度等。传统的惯性测量装置半实物仿真试验方法是围绕三轴转台进行设计的，其技术方案为：将被测惯性测量装置安装在三轴转台上，三轴转台能够提供载体载俯仰、偏航、滚转三个方向的角运动，惯性测量装置敏感三轴转台的运动，实时测量出载体的姿态角信息和位置信息，数据记录装置采集并记录惯性测量装置的输出信息，供试验结束后对结果数据进行分析和评估。传统惯性测量装置半实物仿真试验方法需要借助三轴转台这一大型仿真设备，而三轴转台投资巨大，一般来说，三轴转台的建设费用约为300万元左右，一些技术指标要求较高的三轴转台其建设费用高达400多万，对于由于资金紧张而不具备购置三轴转台条件的应用单位来说，此类仿真试验无法开展。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：如何提供一种注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法，以解决传统惯性测量装置半实物仿真试验方法严重依赖转台进行试验的问题。
(二)技术方案
为解决上述技术问题，本发明提供一种注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法，其包括以下步骤：
步骤1：定义载体坐标系，将坐标系的原点o取在载体的质心上，ox轴与载体纵轴重合，指向载体头部为正，oy轴位于载体纵向对称面内与ox轴垂直，指向上为正，oz轴垂直于oxy平面，方向通过右手直角坐标系确定，载体坐标系为动坐标系与载体固连；
步骤2：当载体飞行试验时，仿真计算机实时解算载体坐标系下载体俯仰、偏航、滚转三个方向的角加速度信号以及x向、y向、z向三个方向的加速度信号输出至通讯网络；
步骤3：仿真信息接口从通讯网络上读取步骤3中仿真计算机的输出参量，经过接口转换后注入给被测惯性测量装置，被测惯性测量装置接收到该注入信息后进行解算，获得载体的姿态角信息和位置信息；
步骤4：数据记录装置通过仿真信息接口采集并记录惯性测量装置的输出信息，待试验结束后对结果数据进行分析和评估。
所述步骤2中载体俯仰、偏航、滚转三个方向的角加速度信号以及x向、y向、z向三个方向的加速度信号计算公式如下：
Fzjwx＝step*wx (1)
Fzjwy＝step*wy (2)
Fzjwz＝step*wz (3)
Fzjax＝step*(Fxq+Fxp+Fxk)/mass (4)
Fzjay＝step*(Fyq+Fyp+Fyk)/mass (5)
Fzjaz＝step*(Fzq+Fzp+Fzk)/mass (6)
其中，公式(1)-公式(6)中，Fzjwx、Fzjwy、Fzjwz、Fzjax、Fzjay、Fzjaz为仿真计算机输出的六个参量，Fzjwx、Fzjwy、Fzjwz分别为仿真计算机解算出的载体坐标系下载体的滚转角速度增量、偏航角速度增量、俯仰角速度增量，Fzjax、Fzjay、Fzjaz分别为仿真计算机解算出的载体坐标系下载体的x向速度增量、y向速度增量、z向速度增量，wx、wy、wz分别为载体坐标系下的载体滚转角速度、偏航角速度、俯仰角速度，Fxq、Fyq、Fzq分别为载体坐标系下气动力在x、y、z三个方向上的分量，Fxp、Fyp、Fzp分别为载体坐标系下发动机推力在x、y、z三个方向上的分量，Fxk、Fyk、Fzk分别为载体坐标系下载体控制力在x、y、z三个方向上的分量，step为被测惯性测量装置的解算周期，mass为载体的质量。
当所述载体类型为飞行器时，通过使用公式(1)-公式(6)进行计算可以得到仿真计算机输出的六个参量。
当所述载体类型为弹时，当载体在发射筒外时通过公式(1)-公式(6)进行计算可以得到仿真计算机输出的六个参量；
当载体在发射筒内时在x向上只会受到推力的作用，不受到气动力和控制力的作用，在y向和z向受到发射筒的约束，不受任何其他作用力的作用，在发射筒内的姿态角不会发生变化，此时wx、wy、wz的值为零；
对于弹类型的载体，当其在发射筒内时则仿真计算机通过使用以下公式来计算注入信号：
Fzjwx＝0 (7)
Fzjwy＝0 (8)
Fzjwz＝0 (9)
Fzjax＝step*Fxp/mass (10)
Fzjay＝0 (11)
Fzjaz＝0 (12)
(三)有益效果
与现有技术相比较，本发明具备如下有益效果：解决了传统的惯性测量装置半实物仿真试验方法严重依赖转台方可进行试验的弊端，该方法设计简单、有效、实用、通用性强，具有很好的推广应用空间。
附图说明
图1传统惯性测量装置半实物仿真试验方法工作原理图；
图2本发明载体坐标系示意图；
图3本发明方法工作原理图。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
实施例1
为解决上述技术问题，本实施提供一种注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法，如图1-图3所示，其包括以下步骤：
步骤1：将被测惯性测量装置放置在操作台上，对被测惯性测量装置和仿真设备进行连接，定义载体坐标系，将坐标系的原点o取在载体的质心上，ox轴与载体纵轴重合，指向载体头部为正，oy轴位于载体纵向对称面内与ox轴垂直，指向上为正，oz轴垂直于oxy平面，方向通过右手直角坐标系确定，载体坐标系与载体固连；
步骤2：当载体飞行试验时，仿真计算机实时解算载体坐标系下载体俯仰、偏航、滚转三个方向的角加速度信号以及x向、y向、z向三个方向的加速度信号输出至通讯网络；
步骤3：仿真信息接口从通讯网络上读取步骤3中仿真计算机的输出参量，经过接口转换后注入给被测惯性测量装置，被测惯性测量装置接收到该注入信息后激励其内部姿态解算算法进行解算，获得载体的姿态角信息和位置信息；
步骤4：数据记录装置通过仿真信息接口采集并记录惯性测量装置的输出信息，待试验结束后对结果数据进行分析和评估。
所述步骤2中载体俯仰、偏航、滚转三个方向的角加速度信号以及x向、y向、z向三个方向的加速度信号计算公式如下：
Fzjwx＝step*wx (1)
Fzjwy＝step*wy (2)
Fzjwz＝step*wz (3)
Fzjax＝step*(Fxq+Fxp+Fxk)/mass (4)
Fzjay＝step*(Fyq+Fyp+Fyk)/mass (5)
Fzjaz＝step*(Fzq+Fzp+Fzk)/mass (6)
其中，公式(1)-公式(6)中，Fzjwx、Fzjwy、Fzjwz、Fzjax、Fzjay、Fzjaz为仿真计算机输出的六个参量，Fzjwx、Fzjwy、Fzjwz分别为仿真计算机解算出的载体坐标系下载体的滚转角速度增量、偏航角速度增量、俯仰角速度增量，Fzjax、Fzjay、Fzjaz分别为仿真计算机解算出的载体坐标系下载体的x向速度增量、y向速度增量、z向速度增量，wx、wy、wz分别为载体坐标系下的载体滚转角速度、偏航角速度、俯仰角速度，Fxq、Fyq、Fzq分别为载体坐标系下气动力在x、y、z三个方向上的分量，Fxp、Fyp、Fzp分别为载体坐标系下发动机推力在x、y、z三个方向上的分量，Fxk、Fyk、Fzk分别为载体坐标系下载体控制力在x、y、z三个方向上的分量，step为被测惯性测量装置的解算周期，mass为载体的质量。
当所述载体类型为飞行器时，通过使用公式(1)-公式(6)进行计算可以得到仿真计算机输出的六个参量。
当所述载体类型为弹时，当载体在发射筒外时通过公式(1)-公式(6)进行计算可以得到仿真计算机输出的六个参量；
当载体在发射筒内时在x向上只会受到推力的作用，不受到气动力和控制力的作用，在y向和z向受到发射筒的约束，不受任何其他作用力的作用，在发射筒内的姿态角不会发生变化，此时wx、wy、wz的值为零；
对于弹类型的载体，当其在发射筒内时则仿真计算机通过使用以下公式来计算注入信号：
Fzjwx＝0 (7)
Fzjwy＝0 (8)
Fzjwz＝0 (9)
Fzjax＝step*Fxp/mass (10)
Fzjay＝0 (11)
Fzjaz＝0 (12)
试验开始后，仿真计算机按照式(1)～式(6)实时解算出载体坐标系下的滚转角速度增量、偏航角速度增量、俯仰角速度增量、x向速度增量、y向速度增量、z向速度增量六个注入信号(当其位于炮膛(或发射筒/箱)内时使用式(7)～式(12)进行计算)；仿真信息接口从通讯网络上读取这些参量，经过接口转换后注入给被测惯性测量装置；惯性测量装置受到这些参量的激励而进行导航解算，得到载体的姿态角信息和位置信息；数据记录装置通过仿真信息接口采集并记录惯性测量装置的输出信息，供试验结束后对结果数据进行分析和评估。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法，其特征在于，其包括以下步骤：
步骤1：定义载体坐标系，将坐标系的原点o取在载体的质心上，ox轴与载体纵轴重合，指向载体头部为正，oy轴位于载体纵向对称面内与ox轴垂直，指向上为正，oz轴垂直于oxy平面，方向通过右手直角坐标系确定，载体坐标系为动坐标系与载体固连；
步骤2：当载体飞行试验时，仿真计算机实时解算载体坐标系下载体俯仰、偏航、滚转三个方向的角加速度信号以及x向、y向、z向三个方向的加速度信号输出至通讯网络；
步骤3：仿真信息接口从通讯网络上读取步骤3中仿真计算机的输出参量，经过接口转换后注入给被测惯性测量装置，被测惯性测量装置接收到该注入信息后进行解算，获得载体的姿态角信息和位置信息；
步骤4：数据记录装置通过仿真信息接口采集并记录惯性测量装置的输出信息，待试验结束后对结果数据进行分析和评估。
2.如权利要求1所述的注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法，其特征在于，所述步骤2中载体俯仰、偏航、滚转三个方向的角加速度信号以及x向、y向、z向三个方向的加速度信号计算公式如下：
Fzjwx＝step*wx (1)
Fzjwy＝step*wy (2)
Fzjwz＝step*wz (3)
Fzjax＝step*(Fxq+Fxp+Fxk)/mass (4)
Fzjay＝step*(Fyq+Fyp+Fyk)/mass (5)
Fzjaz＝step*(Fzq+Fzp+Fzk)/mass (6)
其中，公式(1)-公式(6)中，Fzjwx、Fzjwy、Fzjwz、Fzjax、Fzjay、Fzjaz为仿真计算机输出的六个参量，Fzjwx、Fzjwy、Fzjwz分别为仿真计算机解算出的载体坐标系下载体的滚转角速度增量、偏航角速度增量、俯仰角速度增量，Fzjax、Fzjay、Fzjaz分别为仿真计算机解算出的载体坐标系下载体的x向速度增量、y向速度增量、z向速度增量，wx、wy、wz分别为载体坐标系下的载体滚转角速度、偏航角速度、俯仰角速度，Fxq、Fyq、Fzq分别为载体坐标系下气动力在x、y、z三个方向上的分量，Fxp、Fyp、Fzp分别为载体坐标系下发动机推力在x、y、z三个方向上的分量，Fxk、Fyk、Fzk分别为载体坐标系下载体控制力在x、y、z三个方向上的分量，step为被测惯性测量装置的解算周期，mass为载体的质量。
3.如权利要求2所述的注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法，其特征在于，当所述载体类型为飞行器时，通过使用公式(1)-公式(6)进行计算可以得到仿真计算机输出的六个参量。
4.如权利要求2所述的注入式惯性测量装置半实物仿真试验方法，其特征在于，当所述载体类型为弹时，当载体在发射筒外时通过公式(1)-公式(6)进行计算可以得到仿真计算机输出的六个参量；
当载体在发射筒内时在x向上只会受到推力的作用，不受到气动力和控制力的作用，在y向和z向受到发射筒的约束，不受任何其他作用力的作用，在发射筒内的姿态角不会发生变化，此时wx、wy、wz的值为零；
对于弹类型的载体，当其在发射筒内时则仿真计算机通过使用以下公式来计算注入信号：
Fzjwx＝0 (7)
Fzjwy＝0 (8)
Fzjwz＝0 (9)
Fzjax＝step*Fxp/mass (10)
Fzjay＝0 (11)
Fzjaz＝0 (12)
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN116859772A (zh) * 2023-09-04 2023-10-10 西安现代控制技术研究所 一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法
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