CN116659321A - 一种火箭起飞漂移量测量系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭起飞漂移量测量系统及方法，属于跟踪测量技术领域，其中，火箭起飞漂移量测量系统包括目标靶镜、激光跟踪仪、支撑平台和火箭；目标靶镜包括靶镜A和靶镜B；火箭竖向置于所述支撑平台上；靶镜A设置于支撑平台上；所述靶镜B设置于所述火箭侧面；在初始状态下，所述测量头、所述靶镜A和所述靶镜B设置于同一水平直线上；跟踪旋转架配置成跟踪测量目标并根据目标跟踪情况驱动测量头旋转；所述支撑平台用于支撑发射前的火箭。本发明利用激光跟踪仪测量目标靶镜的位置得出相应数据，并进行理论计算，获得起飞漂移量，能够精确获得火箭在发射时的偏移量，为起飞漂移量计算值提供了准确的计算依据。

Description

一种火箭起飞漂移量测量系统及方法

技术领域

本发明涉及跟踪测量技术领域，特别涉及一种火箭起飞漂移量测量系统及方法。

背景技术

在运载火箭安放在支撑平台后，火箭点火瞬间，因为各种干扰的作用下，箭体会发生横向位移或绕质心的姿态角运动，使得箭体在水平方向上产生位移，这个位移称为火箭的起飞漂移量。火箭的发射方式一般采用发射塔架发射，无论是地面发射塔架还是竖井，其设备的边界与垂直的火箭的间距不大，因此要求火箭起飞过程中不能与设备发生碰撞。

目前起飞漂移量通过计算得出相应结果，再加上一定的安全系数，以此数据作为设计生产发射塔架或竖井与火箭距离的依据。若该计算值偏于保守，会造成设备与火箭间距的设计制造太大，因而会造成生产成本的增加；但若计算值偏小，会造成火箭与塔架碰撞，因此掌握这种漂移量的较为精确值是很必要的。现有技术中无法准确确定该起飞漂移量，这就需要精确的测量值与计算值之间进行数据修正，依此获得比较精确的设备与火箭之间的间距，为后续改进设备提供依据。

有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。

发明内容

为解决上述技术问题，本申请提供一种火箭起飞漂移量测量系统及方法，能够精确获得火箭在发射时的偏移量，为起飞漂移量计算值提供了准确的计算依据。

一种火箭起飞漂移量测量系统，包括：

目标靶镜，所述目标靶镜包括靶镜A和靶镜B；

激光跟踪仪，所述激光跟踪仪包括跟踪旋转架和具有测量头的激光干涉仪；所述激光干涉仪设置于所述跟踪旋转架上；所述跟踪旋转架配置成跟踪测量目标并根据目标跟踪情况驱动测量头旋转；

支撑平台，所述支撑平台用于支撑发射前的火箭；所述靶镜A设置于所述支撑平台上；

火箭，所述火箭竖向置于所述支撑平台上；所述靶镜B设置于所述火箭侧面；

在初始状态下，所述测量头、所述靶镜A和所述靶镜B设置于同一水平直线上。

优选的，所述火箭起飞漂移量测量系统还包括设置于发射场的减振装置；所述激光跟踪仪固设于所述减振装置上。

优选的，所述火箭起飞漂移量测量系统还包括设置于所述激光跟踪仪与所述目标靶镜之间的热辐射隔离装置。

优选的，所述跟踪旋转架包括光电接收器件、跟踪控制系统和驱动单元；所述跟踪控制系统配置成接收到所述光电接收器件的信号，并发出控制信号控制所述驱动单元运动。

根据本申请的另一方面，还提供一种火箭起飞漂移量测量方法，包括：

将靶镜A安装到支撑平台，将靶镜B安装到火箭，调整靶镜A和靶镜B处于同一水平线上，测量靶镜A与靶镜B之间的距离；

将测量头和跟踪旋转架安装到预设测量位置，调整测量头、靶镜A和靶镜B处于同一水平线上，测量靶镜A与测量头之间的距离；

以测量头为坐标原点，建立激光跟踪仪测量靶镜坐标系；

利用测量头测量起飞后靶镜B的位置参数；

根据起飞后靶镜B的位置参数计算起飞漂移量。

优选的，在所述激光跟踪仪测量靶镜坐标系中,坐标原点位于测量头，X轴和Y轴沿水平方向设置，Z轴沿竖直方向设置。

优选的，火箭在水平方向的偏移距离计算公式为：

；

式中，为t时刻火箭在水平方向的偏移量，/>为t时刻靶镜B与测量头之间在XY面的投影距离，/>为初始状态下靶镜B与火箭之间的直线距离。

优选的，靶镜B与测量头之间在XY面的投影距离为：

；

式中，X为t时刻靶镜B的X轴坐标，Y为t时刻靶镜B的Y轴坐标。

优选的，在所述激光跟踪仪测量靶镜坐标系中，靶镜B位置坐标计算公式为：

；

；

；

式中，X为t时刻靶镜B的X轴坐标，Y为t时刻靶镜B的Y轴坐标，Z为t时刻靶镜B的Z轴坐标，L为t时刻测量头与靶镜B之间的直线距离，为t时刻靶镜B与测量头连线与X轴在水平方向的夹角，/>为t时刻靶镜B与测量头连线与水平面的夹角。

优选的，火箭在水平方向的偏移角度计算公式为：

；

式中，火箭在水平方向的偏移角度，/>为t时刻靶镜B与测量头连线与X轴在水平方向的夹角，/>为初始状态下靶镜B与X轴的夹角。

与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：

本发明能够精确获得火箭在发射时的偏移量，为起飞漂移量计算值提供了准确的计算依据。同时，为后续的发射塔架或发射竖井的设计提供了数据支撑。

附图说明

后文将参照附图以示例性而非限制性的方式详细描述本发明的一些具体实施例。附图中相同的附图标记标示了相同或类似的部件或部分。本领域技术人员应该理解，这些附图未必是按比例绘制的。附图中：

图1为本发明火箭起飞漂移量测量系统的布置示意图；

图2为本发明火箭起飞漂移量测量方法的整体流程示意图；

图3为本发明初始状态下激光跟踪仪测量靶镜坐标系的示意图；

图4为本发明点火状态下激光跟踪仪测量靶镜坐标系的示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

1、发射塔架，2、支撑平台，3、脐带摆杆，4、火箭，5、靶镜B，6、靶镜A，7、测量头，8、激光跟踪仪。

具体实施方式

为使本申请的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请具体实施例及相应的附图对本申请技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通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，都属于本申请保护的范围。

如图1所示，一种火箭起飞漂移量测量系统，包括：目标靶镜、激光跟踪仪8、支撑平台2和火箭4。其中，目标靶镜包括靶镜A6和靶镜B5。激光跟踪仪8包括跟踪旋转架和具有测量头7的激光干涉仪。其中，激光干涉仪设置于跟踪旋转架上，跟踪旋转架配置成跟踪测量目标并根据目标跟踪情况驱动测量头7旋转。跟踪旋转架包括光电接收器件、跟踪控制系统和驱动单元。跟踪控制系统配置成接收到光电接收器件的信号，并发出控制信号控制驱动单元运动。驱动单元优选为能够驱动测量头7沿水平方向和竖直方向旋转的一组驱动电机。

支撑平台2用于支撑发射前的火箭4，靶镜A 6设置于支撑平台2上。火箭4竖向置于支撑平台2上,通过脐带摆杆3与发射塔架1连接。靶镜B 5设置于火箭4侧面。在初始状态下，测量头7、靶镜A 6和靶镜B 5设置于同一水平直线上。

优选的，火箭起飞漂移量测量系统还包括设置于发射场的减振装置，激光跟踪仪8固设于减振装置上。减振装置优选为弹簧减震件或橡胶减震件。

优选的，火箭起飞漂移量测量系统还包括设置于激光跟踪仪8与目标靶镜之间的热辐射隔离装置。热辐射隔离装置优选为透光隔热有机玻璃。

如图2所示，一种火箭起飞漂移量测量方法，依靠火箭起飞漂移量测量系统实现，包括以下步骤：

步骤S1、将靶镜A 6安装到支撑平台2，将靶镜B 5安装到火箭4，调整靶镜A 6和靶镜B 5处于同一水平线上，测量靶镜A 6与靶镜B 5之间的距离。

步骤S2、将测量头7和跟踪旋转架安装到预设测量位置，调整测量头7、靶镜A 6和靶镜B 5处于同一水平线上，测量靶镜A 6与测量头7之间的距离。

步骤S3、以测量头7为坐标原点，建立激光跟踪仪测量靶镜坐标系。

具体的，以测量头7为坐标原点O，建立坐标O-XYZ，其中，X轴和Y轴沿水平方向设置，Z轴沿竖直方向设置。建立的坐标系如图3所示。

步骤S4、利用测量头7测量起飞后靶镜B 5的位置参数。

激光跟踪仪8测量原理为：激光跟踪仪8内部发出激光光束，经过跟踪镜反射到靶镜中心，反射光线安装原路返回，到达分光镜后分成两束光，一部分被位置敏感探测器（PSD）接收，当目标靶镜运动时，返回光束会有所变动，位置敏感探测器输出信号，传递给跟踪控制系统，然后驱动单元驱动伺服电机旋转，同时编码器记录旋转角度α和β，使得跟踪镜反射光线发生偏转，位置敏感探测器输出信号减小，直到输出信号为0，从而对目标的动态实现跟踪；另一部分被激光干涉仪接收，用于测量空间距离。

其中，在t时刻, 靶镜B 5的位置如图4所示。

步骤S5、根据起飞后靶镜B 5的位置参数计算起飞漂移量。

具体的，火箭4在水平方向的偏移距离计算公式为：

；

式中，为t时刻火箭在水平方向的偏移量，/>为t时刻靶镜B 5与测量头7之间在XY面的投影距离，/>为初始状态下靶镜B 5与火箭之间的直线距离。

其中，靶镜B 5与测量头7之间在XY面的投影距离为：

；

式中，X为t时刻靶镜B 5的X轴坐标，Y为t时刻靶镜B 5的Y轴坐标。

其中，在所述激光跟踪仪测量靶镜坐标系中，靶镜B 5位置坐标计算公式为：

；

；

；

式中，X为t时刻靶镜B 5的X轴坐标，Y为t时刻靶镜B 5的Y轴坐标，Z为t时刻靶镜B5的Z轴坐标，L为t时刻测量头7与靶镜B 5之间的直线距离，为t时刻靶镜B 5与测量头7连线与X轴在水平方向的夹角，/>为t时刻靶镜B 5与测量头7连线与水平面的夹角。

其中，火箭在水平方向的偏移角度计算公式为：

；

式中，为火箭在水平方向的偏移角度，/>为t时刻靶镜B 5与测量头7连线与X轴在水平方向的夹角，/>为初始状态下靶镜B 5与X轴的夹角。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、工作、器件、组件和/或它们的组合。

需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本申请的实施方式能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种火箭起飞漂移量测量系统，其特征在于，包括：

目标靶镜，所述目标靶镜包括靶镜A和靶镜B；

激光跟踪仪，所述激光跟踪仪包括跟踪旋转架和具有测量头的激光干涉仪；所述激光干涉仪设置于所述跟踪旋转架上；所述跟踪旋转架配置成跟踪测量目标并根据目标跟踪情况驱动测量头旋转；

支撑平台，所述支撑平台用于支撑发射前的火箭；所述靶镜A设置于所述支撑平台上；

火箭，所述火箭竖向置于所述支撑平台上；所述靶镜B设置于所述火箭侧面；

在初始状态下，所述测量头、所述靶镜A和所述靶镜B设置于同一水平直线上。

2.如权利要求1所述的火箭起飞漂移量测量系统，其特征在于，所述火箭起飞漂移量测量系统还包括设置于发射场的减振装置；所述激光跟踪仪固设于所述减振装置上。

3.如权利要求1或2所述的火箭起飞漂移量测量系统，其特征在于，所述火箭起飞漂移量测量系统还包括设置于所述激光跟踪仪与所述目标靶镜之间的热辐射隔离装置。

4.如权利要求1所述的火箭起飞漂移量测量系统，其特征在于，所述跟踪旋转架包括光电接收器件、跟踪控制系统和驱动单元；所述跟踪控制系统配置成接收到所述光电接收器件的信号，并发出控制信号控制所述驱动单元运动。

5.一种火箭起飞漂移量测量方法，其特征在于，包括：

将靶镜A安装到支撑平台，将靶镜B安装到火箭，调整靶镜A和靶镜B处于同一水平线上，测量靶镜A与靶镜B之间的距离；

将测量头和跟踪旋转架安装到预设测量位置，调整测量头、靶镜A和靶镜B处于同一水平线上，测量靶镜A与测量头之间的距离；

以测量头为坐标原点，建立激光跟踪仪测量靶镜坐标系；

利用测量头测量起飞后靶镜B的位置参数；

根据起飞后靶镜B的位置参数计算起飞漂移量。

6.如权利要求5所述的火箭起飞漂移量测量方法，其特征在于，在所述激光跟踪仪测量靶镜坐标系中,坐标原点位于测量头，X轴和Y轴沿水平方向设置，Z轴沿竖直方向设置。

7.如权利要求6所述的火箭起飞漂移量测量方法，其特征在于，火箭在水平方向的偏移距离计算公式为：

；

式中，为t时刻火箭在水平方向的偏移量，/>为t时刻靶镜B与测量头之间在XY面的投影距离，/>为初始状态下靶镜B与火箭之间的直线距离。

8.如权利要求7所述的火箭起飞漂移量测量方法，其特征在于，靶镜B与测量头之间在XY面的投影距离为：

；

式中，X为t时刻靶镜B的X轴坐标，Y为t时刻靶镜B的Y轴坐标。

9.如权利要求8所述的火箭起飞漂移量测量方法，其特征在于，在所述激光跟踪仪测量靶镜坐标系中，靶镜B位置坐标计算公式为：

；

；

；

式中，X为t时刻靶镜B的X轴坐标，Y为t时刻靶镜B的Y轴坐标，Z为t时刻靶镜B的Z轴坐标，L为t时刻测量头与靶镜B之间的直线距离，为t时刻靶镜B与测量头连线与X轴在水平方向的夹角，/>为t时刻靶镜B与测量头连线与水平面的夹角。

10.如权利要求9所述的火箭起飞漂移量测量方法，其特征在于，火箭在水平方向的偏移角度计算公式为：

；

式中，火箭在水平方向的偏移角度，/>为t时刻靶镜B与测量头连线与X轴在水平方向的夹角，/>为初始状态下靶镜B与X轴的夹角。