CN116244836A - 基于adams的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，包含仿真设计阶段和实物仿真验证阶段。仿真设计阶段：建立发射台、防护塔、起竖臂以及运载火箭的三维模型并导入ADAMS软件；获取运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间第一最小间隙的曲线图。实物仿真验证阶段：完成真实的发射台、防护塔和起竖臂建设并建全局坐标系；获取仿真设计阶段第一最小间隙时的各部件与实物仿真验证对应关键点的三维坐标，拟合关键点包络，建立设备模型；将设备模型导入ADAMS中与运载火箭的三维模型进行仿真；获取运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间的第二最小间隙的曲线图；通过第一、第二最小间隙，获取最优火箭飞漂移安全间隙的数据。

Description

基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法

技术领域

本发明涉及火箭发射支持技术领域，特别涉及一种基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法。

背景技术

火箭起飞过程中，可能会受到各种结构干扰，加上发动机自身的推力偏差，导致箭体发生横向漂移和沿着轴线的滚转运动。在研制火箭发射支持设备时，往往需要根据火箭姿控系统计算的漂移数据对火箭起飞过程的安全间隙进行设计。

亟需开发一种火箭起飞漂移安全间隙设计方法，以在火箭姿控系统漂移量数据频繁迭代的情况下，快速获取地面发射支持设备与火箭结构之间最优火箭飞漂移安全间隙的数据，为发射设备的设计提供参考。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，该方法能够在火箭姿控系统漂移量数据频繁迭代的情况下，快速获取地面发射支持设备与火箭结构的最优火箭飞漂移安全间隙的数据，为研制地面发射设备提供参考。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，包含仿真设计阶段和实物仿真验证阶段，其中，

仿真设计阶段包含：

建立发射台、防护塔、起竖臂以及运载火箭的三维模型，并将三维模型导入ADAMS软件；

对所述运载火箭进行运动仿真，获取所述运载火箭在起飞过程中与所述发射台、所述防护塔和所述起竖臂之间的第一最小间隙的曲线图；

所述实物仿真验证阶段包含：

完成真实的发射台、防护塔和起竖臂建设，并建立包括发射台、防护塔和起竖臂的全局坐标系；

获取仿真设计阶段运载火箭在起飞过程中与发射台、防护塔和起竖臂之间具有第一最小间隙的各个位置与实物仿真验证中真实的发射台、防护塔和起竖臂一一对应的关键点的三维坐标，并拟合关键点包络，建立设备模型；将设备模型导入ADAMS中，与运载火箭的三维模型进行运动仿真试验；

获取运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间的第二最小间隙的曲线图；

对比运载火箭分别在仿真设计阶段和实物仿真验证阶段时运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间的第一、第二最小间隙，获取最优火箭起飞漂移安全间隙的数据，用以评估火箭起飞漂移安全性。

进一步的，仿真设计阶段过程中将三维模型导入ADAMS软件之后包括：

建立所述起竖臂的后倒角度与所述起竖臂的后倒时间运动关系的模拟函数；

建立所述运载火箭起飞高度H与起飞时间、所述运载火箭的横向漂移量D与起飞时间以及运载火箭滚转运动的模拟函数。

进一步的，对所述运载火箭进行运动仿真具体包含：

通过向所述模拟函数输入漂移量D和起飞高度获得箭体结构相对于时间的第一飞行轨迹，其中设定火箭起竖后的理论中心的初始偏差Δd，每个起飞高度对应的漂移量应为D+Δd；

根据所述起竖臂的后倒角度与所述起竖臂的后倒时间运动关系，获取起竖臂在运载火箭起飞后的第二运动轨迹；

根据运载火箭的所述第一飞行轨迹和起竖臂的所述第二运动轨迹，建立运载火箭与三维模型中起竖臂、防护塔和发射台之间时间-间隙的测量任务；

实时提取运载火箭与各部件之间最小间隙与仿真时间的变化曲线。

进一步的，设定运载火箭按照γcos(A×T1)进行滚转运动，其中，γ取姿控系统输出的滚转角绝对值的最大值，T1取值火箭的起飞时间。

进一步的，对所述运载火箭进行运动仿真还包括：按照正弦或余弦函数模拟发动机喷管的摆动。

进一步的，建立发射台、防护塔、起竖臂以及运载火箭的三维模型过程中；

对发射台、防护塔、起竖臂和运载火箭建立三维坐标，使发射台、防护塔、起竖臂和运载火箭按照6个自由度分开设定，其中漂移量与起飞时间的输入根据姿控不同方向投影结果沿发射台的水平面X轴方向和Y轴方向平动；Z轴方向为飞行高度和起飞时间输入。

进一步的，在仿真设计阶段之前，包括确定设计限界；

在获取最优火箭起飞漂移安全间隙的数据之后包括：评估设计安全间隙，其中当最优火箭起飞漂移安全间隙与设计限界有交叉时，更改地面设备方案或与姿控系统协调漂移量数据的安全余量，保证仿真间隙与设计限界不交叉，以避免起飞过程发生碰撞的风险。

进一步的，拟合关键点包络，建立设备模型具体如下：

拟合关键点包络，建立设备模型之前包括：

使用全站仪或者激光跟踪仪建立全局坐标系、测量关键点三维坐标；

将测量的三维坐标值平移至全局坐标系上，所述全局坐标系以发射台的发射中心为原点，以发射台第一象限、第三象限中心连接线为X轴，以发射台第二象限、第四象限中心连接线为Y轴，根据坐标系符合右手法则，Z轴为垂直发射台向上。

进一步的，拟合关键点设备包络，建立设备模型还包括：

通过ADAMS软件直接建立设备模型并进行仿真计算或将三维建模软件AutoCAD导入三维坐标并建立设备模型，之后将设备模型导入ADAMS中仿真计算。

进一步的，所述关键点包括运载火箭向外突出的凸点，以及运载火箭起竖到位后，起竖臂、防护塔及发射台向运载火箭侧靠近的凸点。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：该种基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法：通过对比运载火箭分别在仿真设计阶段和实物仿真验证阶段时运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间的第一、第二最小间隙，在火箭姿控系统漂移量数据频繁迭代的情况下，获得火箭飞行到不同高度时地面发射支持设备与火箭结构的最优火箭飞漂移安全间隙的数据，以评估火箭起飞漂移安全性，从而确保火箭安全起飞。另外，该方法还可以为火箭在“三平”测发模式下研制0秒后倒的起竖设备时，做出更优的地面设备方法和后倒策略，有助于提高工作效率、降低制造成本。

附图说明

图1为本发明基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法的流程图；

图2为本发明设计阶段漂移安全间隙计算的示意图；

图3为本发明地面设备建造后漂移安全计算的示意图；

图4为本发明箭体结构运动参数设定的示意图；

图5为本发明关注部件间最小间隙与飞行时间关系的示意图；

图6为本发明初期设计中仿真间隙与设计限界关系的示意图；

图7为本发明实物仿真验证阶段的示意图；

图8为本发明建立测量直角坐标系的示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、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发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精神与范围。

本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。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，也非用以限定本发明，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方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

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。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

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。

为了避免火箭起飞时与相关设备发生干扰，目前的设计方法是将火箭起飞过程的漂移量数据结合尾翼几何外形扫描式建立三维模型，检查该三维模型与发射支持设备间的安全间隙，并对发射支持设备进行优化。

这种设计方法存在多项缺点。例如，火箭各设计阶段参数变化后都会有一组漂移量数据生成，频繁的迭代导致上述三维模型构建工作繁重，且漂移量模型与地面设备模型装配后需要较高性能的计算机才能开展工作；另外，火箭设计阶段与地面支持设备研制节奏往往不同，在地面设备研制中经常因缺少输入而评估一个漂移量包络数据进行方案设计，当使用上述三维模型装配检查时，要么发现预留间隙太大而没有将地面设备方案做到最优，要么因为火箭设计后期漂移量数据太大，后知后觉不得不更改地面设备，导致设计效率降低和增加成本问题；此外，在测量上述三维模型与地面设备间隙时，只能测得起飞全程的最小值，无法获得火箭飞行到不同高度(不同时刻)与地面设备的安全间隙，从而影响全面量化评估起飞安全性。

本发明的实施例提供了一种基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法。如图1、图2、图3、图5和图7所示，包含仿真设计阶段和实物仿真验证阶段，其中，

仿真设计阶段包含：

建立发射台、防护塔、起竖臂以及运载火箭的三维模型，并将三维模型导入ADAMS软件；

对运载火箭进行运动仿真，获取运载火箭在起飞过程中与发射台、所述防护塔和起竖臂之间的第一最小间隙的曲线图；

实物仿真验证阶段包含：

完成真实的发射台、防护塔和起竖臂建设，并建立包括发射台、防护塔和起竖臂的全局坐标系；

获取仿真设计阶段运载火箭在起飞过程中与发射台、防护塔和起竖臂之间具有第一最小间隙的各个位置与实物仿真验证中真实的发射台、防护塔和起竖臂一一对应的关键点的三维坐标(实物仿真验证中选取关键点的部位与仿真设计阶段在第一最小间隙时的各部件的部位对应)，并拟合关键点包络，建立设备模型；将设备模型导入ADAMS中，与运载火箭的三维模型进行运动仿真试验；

获取运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间的第二最小间隙的曲线图；

对比运载火箭分别在仿真设计阶段和实物仿真验证阶段时运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间的第一、第二最小间隙，获取最优火箭起飞漂移安全间隙的数据，用以评估火箭起飞漂移安全性。

具体的说：该种基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法：通过对比运载火箭分别在仿真设计阶段和实物仿真验证阶段时运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间的第一、第二最小间隙，在火箭姿控系统漂移量数据频繁迭代的情况下，获得火箭飞行到不同高度时地面发射支持设备与火箭结构的最优火箭飞漂移安全间隙的数据，以评估火箭起飞漂移安全性，从而确保火箭安全起飞。另外，该方法还可以为火箭在“三平”测发模式下研制0秒后倒的起竖设备提供更优的地面设备方法和后倒策略，有助于提高工作效率、降低制造成本。

在本实施方式中，仿真设计阶段过程中将三维模型导入ADAMS软件之后包括：

建立所述起竖臂的后倒角度与起竖臂的后倒时间运动关系的模拟函数，模拟起竖臂后倒运动时，需要设计后倒角度α和后倒时间T2之间关系；为了便于控制起竖臂移动，以保证起竖臂平稳的后倒，例如，起竖臂后倒运动为均加速-匀速-匀减速运动，在ADAMS中可直接输入函数驱动或根据运动曲线插值后列表输入运动函数(根据起竖臂后倒角度α的运动曲线获得起竖臂后倒角度α与时间的运动函数)。值得一提的是，设计要求起竖臂0秒后倒时，需要T2取值与火箭起飞时间T1相同。其中，α：起竖臂后倒角度[Deg]；T1：火箭起飞时间[s]；T2：起竖臂后倒时间[s]。

对运载火箭进行运动仿真具体包含：

建立运载火箭起飞高度H与起飞时间T1、运载火箭的横向漂移量D与起飞时间T1以及运载火箭滚转运动的模拟函数。

其中，在水平两个方向(X轴、Y轴的漂移方向)的位移分别通过模拟函数输入漂移量D相对于起飞时间运动约束，设定火箭起竖后的理论中心的初始偏差Δd，每个起飞高度对应的漂移量应为D+Δd，在垂直方向(起飞方向)的位移通过模拟函数输入起飞高度H相对于起飞时间的运动约束，在绕垂直方向的旋转运动通过模拟函数输入火箭滚转角度γ相对于起飞时间的运动约束，从而获得运载火箭的第一飞行轨迹。

例如，在一个实施例中，可以设定箭体滚转运动使用正弦或余弦函数驱动。在本实施方式中，箭体滚转运动使用余弦函数驱动进行说明，例如，箭体滚转运动设计为γcos(A×T1)，其中，γ取姿控系统输出的滚转角绝对值的最大值，T1取值火箭的起飞时间，A取值根据计算精度而定，越大精度越高。在模拟过程中，起飞高度插值根据火箭起飞时间而定，其中时间T1、高度H和漂移量D为一一对应关系。

另外，建立发射台、防护塔、起竖臂以及运载火箭的三维模型过程中，参见图4参数设置，对发射台、防护塔、起竖臂和运载火箭建立三维坐标，使得发射台、防护塔、起竖臂和运载火箭按照6个自由度分开设定。其中漂移量与起飞时间的输入根据姿控不同方向投影结果沿发射台的水平面X轴方向和Y轴方向平动；Z轴方向为飞行高度和起飞时间输入。滚转模拟输入沿着Z轴旋转运动的函数，且X轴方向和Y轴方向输入0。例外，为了方便对各部件进行模拟，需要忽略所有部件的重力影响。

另外，在火箭飞行过程时还需要考虑发动机喷管摆动影响时，运动输入参数设定与箭体滚转运动类似，以正弦函数或余弦函数驱动。例如，发动机喷管摆动使用余弦函数βcos(B×T1)驱动进行说明，其中β取发动机喷管设计最大摆角。B取值根据计算精度而定，越大精度越高，一般不能小于A,T1取值火箭的起飞时间。

上述所有变量意义如下，α：起竖臂后倒角度[Deg]；T1：火箭起飞时间[s]；T2：起竖臂后倒时间[s]；D：箭体水平漂移量[mm]；Δd：火箭初始中心点偏差[mm]；H：火箭起飞高度[mm]；γ:箭体滚转角度最大值[Deg]；β:发动机摆动角度最大值[Deg]；A：模拟箭体滚转运动的角频率；B：模拟发动机摆动的角频率。

根据所述起竖臂的后倒角度与所述起竖臂的后倒时间运动关系，获取起竖臂在运载火箭起飞后的第二运动轨迹。为了方便对各部件进行模拟，需要忽略所有部件的重力影响。

根据运载火箭的所述第一飞行轨迹和起竖臂的所述第二运动轨迹，建立运载火箭与三维模型中起竖臂、防护塔和发射台之间时间-间隙的测量任务；

实时提取运载火箭与各部件之间最小间隙与仿真时间的变化曲线，便于使用者观察，以便时时了解最小间隙的测量状况。

应用时，在火箭姿控系统漂移量数据更新后，只需要快速更新输入参数，即可仿真出新的安全间隙，可以提高后期设计迭代中的工作效率。

此外，在初期研制输入不明确时，地面设备方案设计可以和火箭姿控系统协同进行。在仿真设计阶段之前，需要确定设计限界，即在仿真设计阶段之前，包括确定设计限界。在获取最优火箭起飞漂移安全间隙的数据之后包括：评估设计安全间隙。评估安全间隙时，当最优火箭起飞漂移安全间隙与设计限界有交叉时，可以更改地面设备方案或与姿控系统协调漂移量数据的安全余量，保证仿真间隙与设计限界不交叉，以避免起飞过程发生碰撞的风险。

例如，如图6所示，设计限界用黑色实线(例如：黑色实线取值为750mm)表示。根据本申请的方法，可以通过上述快速仿真方法可以实时计算火箭起飞漂移安全间隙，当仿真安全间隙与750mm的位置有交叉情况时，则更改地面设备方案或与姿控系统协调漂移量数据的安全余量。总体上，需要保证仿真安全间隙与750mm不交叉以避免起飞过程发生碰撞的风险。

进一步需要指出的是，拟合关键点包络，建立设备模型具体如下：

拟合关键点包络，建立设备模型之前包括：

使用全站仪或者激光跟踪仪建立全局坐标系、测量关键点三维坐标；

将测量的三维坐标值平移至全局坐标系上，全局坐标系以发射台的发射中心为原点，以发射台第一象限、第三象限中心连接线为X轴，以发射台第二象限、第四象限中心连接线为Y轴，根据坐标系符合右手法则，Z轴为垂直发射台向上。具体的说，建立包括发射台、防护塔和起竖臂的全局坐标系时，如图8所示，首先建立测量关键点的直角坐标系。例如：测量发射台北侧两铰接座回转轴内圆中心的坐标点，间接求得测量坐标系的原点，以大地平面为参考水平面建立局部坐标系。其中，Y’轴与铰接座内圆中心连线基准轴共线，由东指向西为正向。X’轴的测定方法是测得勤务臂上第二象限、第四象限端轴径处的轴线及发射台上各箭脚支撑盘的圆心确定，由南指向北为正向。坐标系符合右手法则，Z’轴垂直向上。之后确立关键点位置，使用球形靶标测量关键点三维坐标值，并基于发射台发射中心的实际距离关键点的尺寸(X1、Y1、Z1)，将测量三维坐标值(X’、Y’、Z’)平移至以以发射台的发射中心为原点的坐标系为(X’+X1、Y’+Y1、Z’+Z1)。本申请的关键点包括运载火箭向外突出的凸点，以及运载火箭起竖到位后，起竖臂、防护塔及发射台向运载火箭侧靠近的凸点。

特别需要注意的是，拟合关键点设备包络，建立设备模型还包括：

通过ADAMS软件直接建立设备模型并进行仿真计算或将三维建模软件AutoCAD导入三维坐标并建立设备模型，之后将设备模型导入ADAMS中仿真计算。本发明适用于本技术方案的实施实例中，在ADAMS运动学仿真时，对于箭体结构和起竖臂驱动设置了部分参数，如将参数更改即可视为对本技术方案的变形。

在建立全局测量直角坐标系时，本实施实例指出了一种实施方法。如果根据发射设备现状，建立了其他直角坐标系但是目的不变，即视为本技术方案的变形。例如，移动坐标原点、更改坐标轴方向。

另外，为了测量发射设备关键点坐标，使用全站仪或激光跟踪仪进行测量，如使用其他类似工具达到相同的测量目的或者采用自动化测量方式，也应该视为对本技术方案的变形。

以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明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，均应属于本发明保护的范围。

Claims (10)

1.一种基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：包含仿真设计阶段和实物仿真验证阶段，其中，

仿真设计阶段包含：

建立发射台、防护塔、起竖臂以及运载火箭的三维模型，并将三维模型导入ADAMS软件；

对所述运载火箭进行运动仿真，获取所述运载火箭在起飞过程中与所述发射台、所述防护塔和所述起竖臂之间的第一最小间隙的曲线图；

所述实物仿真验证阶段包含：

完成真实的发射台、防护塔和起竖臂建设，并建立包括发射台、防护塔和起竖臂的全局坐标系；

获取仿真设计阶段运载火箭在起飞过程中与发射台、防护塔和起竖臂之间具有第一最小间隙的各个位置与实物仿真验证中真实的发射台、防护塔和起竖臂对应的关键点的三维坐标，并拟合关键点包络，建立设备模型；

将设备模型导入ADAMS中，与运载火箭的三维模型进行运动仿真试验；

获取运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间的第二最小间隙的曲线图；

对比运载火箭分别在仿真设计阶段和实物仿真验证阶段时运载火箭与发射台、防护塔和起竖臂之间的第一、第二最小间隙，获取最优火箭起飞漂移安全间隙的数据，用以评估火箭起飞漂移安全性。

2.根据权利要求1所述的基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：

仿真设计阶段过程中将三维模型导入ADAMS软件之后包括：

建立所述起竖臂的后倒角度与所述起竖臂的后倒时间运动关系的模拟函数；

建立所述运载火箭起飞高度H与起飞时间、所述运载火箭的横向漂移量D与起飞时间以及运载火箭滚转运动的模拟函数。

3.根据权利要求2所述的基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：

对所述运载火箭进行运动仿真具体包含：

通过向所述模拟函数输入漂移量D和起飞高度获得箭体结构相对于时间的第一飞行轨迹，其中设定火箭起竖后的理论中心的初始偏差Δd，每个起飞高度对应的漂移量应为D+Δd；

根据所述起竖臂的后倒角度与所述起竖臂的后倒时间运动关系，获取起竖臂在运载火箭起飞后的第二运动轨迹；

根据运载火箭的所述第一飞行轨迹和起竖臂的所述第二运动轨迹，建立运载火箭与三维模型中起竖臂、防护塔和发射台之间时间-间隙的测量任务；

实时提取运载火箭与各部件之间最小间隙与仿真时间的变化曲线。

4.根据权利要求3所述的基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：

设定运载火箭按照γcos(A×T1)进行滚转运动，其中，A取值根据计算精度而定，γ取姿控系统输出的滚转角绝对值的最大值，T1取值火箭的起飞时间。

5.根据权利要求3所述的基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：

对所述运载火箭进行运动仿真还包括：按照正弦或余弦函数模拟发动机喷管的摆动。

6.根据权利要求3所述的基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：

建立发射台、防护塔、起竖臂以及运载火箭的三维模型包括：

对发射台、防护塔、起竖臂和运载火箭建立三维坐标，使发射台、防护塔、起竖臂和运载火箭按照6个自由度分开设定，其中漂移量与起飞时间的输入根据姿控不同方向投影结果沿发射台的水平面X轴方向和Y轴方向平动；Z轴方向为飞行高度和起飞时间输入。

7.根据权利要求1所述的基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：

在仿真设计阶段之前，包括确定设计限界；

在获取最优火箭起飞漂移安全间隙的数据之后包括：评估设计安全间隙，其中当最优火箭起飞漂移安全间隙与设计限界有交叉时，更改地面设备方案或与姿控系统协调漂移量数据的安全余量，保证仿真间隙与设计限界不交叉，以避免起飞过程发生碰撞的风险。

8.根据权利要求1所述的基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：

拟合关键点包络，建立设备模型之前包括：

使用全站仪或者激光跟踪仪建立全局坐标系、测量关键点三维坐标；

将测量的三维坐标值平移至全局坐标系上，其中所述全局坐标系以发射台的发射中心为原点，以发射台第一象限、第三象限中心连接线为X轴，以发射台第二象限、第四象限中心连接线为Y轴，根据坐标系符合右手法则，Z轴为垂直发射台向上。

9.根据权利要求8所述的基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：拟合关键点设备包络，建立设备模型还包括：

通过ADAMS软件直接建立设备模型并进行仿真计算或在三维建模软件AutoCAD导入三维坐标并建立设备模型，之后将设备模型导入ADAMS中仿真计算。

10.根据权利要求1所述的基于ADAMS的运载火箭起飞漂移安全间隙设计方法，其特征在于：所述关键点包括运载火箭向外突出的凸点，以及运载火箭起竖到位后，起竖臂、防护塔及发射台向运载火箭侧靠近的凸点。

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