(12)发明专利申请
(10)申请公布号 CN 112810834 A(43)申请公布日 2021.05.18
(21)申请号 202011542965.5(22)申请日 2020.12.23
(71)申请人 北京航天自动控制研究所
地址 100854 北京市海淀区北京142信箱
402分箱(72)发明人 徐帆 吕建强 吕新广 冯昊
邹军 王光辉 (74)专利代理机构 中国航天科技专利中心
11009
代理人 任林冲(51)Int.Cl.
B64F 5/60(2017.01)G01C 21/16(2006.01)
权利要求书2页 说明书4页 附图1页
(54)发明名称
一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法(57)摘要
本发明涉及一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，步骤包括：确定模拟飞行初始参数；获取初始时刻测试地点导航初始参数；通过推力曲线模拟轨道飞行；根据实测主从惯性测量组合实时输出的数据和测试点的初始速度、位置和姿态信息为初值以及主从惯性导航设备实时测量的陀螺数据和加表数据，主从惯组分别使用一套导航进行惯性导航解算，第一套导航获得主惯性测量组合导航结果，第二套导航获得从惯性测量组合导航结果，用于考核主从惯组的导航精度；由此，获得三套导航结果，第三套导航完成的飞行器推力曲线飞行模拟用于飞行控制。本发明采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，使地面试验更加真实可靠。
CN 112810834 ACN 112810834 A
权 利 要 求 书
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1.一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，其特征在于，具体步骤如下：S1、确定模拟飞行初始参数获取轨道起点的初始速度V0、位置S0和姿态信息θ并且获取标准轨道所有点的程序角0；ψγcx和发动机推力Pmf及飞行器质量Mmf0；cx、
S2、获取初始时刻测试地点导航初始参数根据测试地点的纬度B0、射向A0，获得惯性导航初值：初始速度VG、位置SG和姿态信息θG；S3、通过推力曲线模拟轨道飞行
采用推力曲线模拟得到飞行器角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf和飞行器体坐标系下的视速度增量δWx1_mf、δWy1_mf、δWz1_mf，使用第三套导航完成飞行器推力曲线飞行模拟；
S4、根据实测主从惯性测量组合实时输出的数据和测试点的初始速度、位置和姿态信息为初值以及主从惯性导航设备实时测量的陀螺数据和加表数据，主从惯组分别使用一套导航进行惯性导航解算，第一套导航获得主惯性测量组合导航结果，第二套导航获得从惯性测量组合导航结果，用于考核主从惯组的导航精度；
S5、由此，获得三套导航结果，第三套导航完成的飞行器推力曲线飞行模拟用于飞行控制，第一套导航获得的主惯性测量组合导航结果和第二套导航获得从惯性测量组合导航结果用于考核主从惯组的导航精度。
2.根据权利要求1所述的一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，其特征在于，S3中，飞行器体坐标系下角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf通过如下方法得到：
程序角角增量＝本周期程序角－上周期程序角通过如下公式得到飞行器的程序角角增量：
Δψψψcx_mf＝cx‑cx,‑1
Δγcx_mf＝γcx‑γcx,‑1其中，
ψcx、γcx分别为导航坐标系下本周期俯仰、偏航、滚动方向的程序角，
Δψcx_mf、Δ
ψcx，γcx，偏航、滚动方向的程序角，‑1、‑1为导航坐标系下上周期俯仰、
γcx_mf为导航坐标系下俯仰、偏航、滚动方向的程序角角增量。
3.根据权利要求2所述的一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，其特征在于，由飞行器导航坐标系下的程序角角增量
ΔψΔγcx_mf，通过如下公式得到cx_mf、
飞行器体坐标系下的三方向角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf：
4.根据权利要求1所述的一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，其特征在于，S3中，飞行器体坐标系下视速度增量δWx1_mf、δWy1_mf、δWz1_mf通过如下方法得到：
飞行器质量Mmf通过如下公式获得：Mmf＝Mmf‑1‑dmCD_mf*T，其中Mmf‑1为上一制导周期的飞行器质量，dmCD_mf为飞行器质量消耗率，T为制导周期；质量初值为Mmf0。
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CN 112810834 A
权 利 要 求 书
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5.根据权利要求4所述的一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，其特征在于，根据飞行器推力Pmf与飞行器质量Mmf，通过如下公式得到飞行器视速度增量δWx1_mf、δWy1_mf、δWz1_mf：
6.根据权利要求1所述的一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，其特征
位置和姿态信息，以在于，S3中，以Vt、St、θt作为推力曲线段模拟使用的初始惯性导航速度、
及飞行器体坐标系下角增量δθδθδθδWx1_mf、δx_mf、y_mf、z_mf和飞行器体坐标系下视速度增量Wy1_mf、δWz1_mf，使用第三套导航进行惯性导航解算，直至飞行结束，获得推力曲线段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。
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CN 112810834 A
说 明 书
一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法
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技术领域
[0001]本发明涉及一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，属于运载火箭控制技术领域。
背景技术
[0002]飞行器研制过程中需要在飞行前对飞行过程中的各项控制过程和惯性测量组合产品进行地面模拟飞行的验证，因此，需要采用模拟飞行试验对飞行器制导控制流程和惯性测量组合硬件系统的全面考核，现有模拟飞行方法主要采用推力曲线或1g模拟飞行方法，而推力曲线模拟飞行主要采用软件计算模拟控制流程，没有考虑真实的惯组信息不能考核惯组精度，1g模拟飞行方法引入了真实的惯组信息，但不能完全模拟制导控制流程，两
无法同时实现高效并采用惯组实测数据考核的目的。种方法各有优缺点，
发明内容
[0003]本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，建立三套导航，主从惯组分别使用一套导航，第三套导航方程参与模拟飞行控制，实现一次同时考核惯组和完成制导控制。[0004]本发明解决技术的方案是：
[0005]一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，具体步骤如下：[0006]S1、确定模拟飞行初始参数[0007]获取轨道起点的初始速度V、θ并且获取标准轨道所有点的程0位置S0和姿态信息0；序角
[0008][0009]
ψγcx和发动机推力Pmf及飞行器质量Mmf0；cx、
S2、获取初始时刻测试地点导航初始参数
根据测试地点的纬度B0、射向A0，获得惯性导航初值：初始速度VG、位置SG和姿态信
息θG；
S3、通过推力曲线模拟轨道飞行
[0011]采用推力曲线模拟得到飞行器角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf和飞行器体坐标系下的
δWx1_mf、δWy1_mf、δWz1_mf，使用第三套导航完成飞行器推力曲线飞行模拟；视速度增量
[0012]S4、根据实测主从惯性测量组合实时输出的数据和测试点的初始速度、位置和姿态信息为初值以及主从惯性导航设备实时测量的陀螺数据和加表数据，主从惯组分别使用一套导航进行惯性导航解算，第一套导航获得主惯性测量组合导航结果，第二套导航获得从惯性测量组合导航结果，用于考核主从惯组的导航精度；[0013]S5、由此，获得三套导航结果，第三套导航完成的飞行器推力曲线飞行模拟用于飞行控制，第一套导航获得的主惯性测量组合导航结果和第二套导航获得从惯性测量组合导航结果用于考核主从惯组的导航精度。[0014]进一步的，S3中，飞行器体坐标系下角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf通过如下方法得到：[0015]程序角角增量＝本周期程序角－上周期程序角
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[0010]
CN 112810834 A[0016][0017][0018][0019][0020]
说 明 书
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通过如下公式得到飞行器的程序角角增量：Δψψψcx_mf＝cx‑cx,‑1
Δγcx_mf＝γcx‑γcx,‑1其中，
ψcx、γcx分别为导航坐标系下本周期俯仰、偏航、滚动方向的程序角，
Δψcx_mf、
ψγcx，偏航、滚动方向的程序角，cx，‑1、‑1为导航坐标系下上周期俯仰、Δγcx_mf为导航坐标系下俯仰、偏航、滚动方向的程序角角增量。
[0021]
进一步的，由飞行器导航坐标系下的程序角角增量
ΔψΔγcx_mf，通过cx_mf、
如下公式得到飞行器体坐标系下的三方向角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf：
[0022]
[0023]
进一步的，S3中，飞行器体坐标系下视速度增量δWx1_mf、δWy1_mf、δWz1_mf通过如下方
法得到：
[0024]飞行器质量M通过如下公式获得：mf[0025]M＝M其中Mmf‑1为上一制导周期的飞行器质量，dmCD_mf为飞行器质量mfmf‑1‑dmCD_mf*T，消耗率，T为制导周期；质量初值为Mmf0。[0026]进一步的，根据飞行器推力Pmf与飞行器质量Mmf，通过如下公式得到飞行器视速度增量δWx1_mf、δWy1_mf、δWz1_mf：
[0027]
[0028]
进一步的，S3中，以Vt、St、θ位置t作为推力曲线段模拟使用的初始惯性导航速度、和姿态信息，以及飞行器体坐标系下角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf和飞行器体坐标系下视速度增量δWx1_mf、δWy1_mf、δWz1_mf，使用第三套导航进行惯性导航解算，直至飞行结束，获得推力曲线段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟。[0029]本发明与现有技术相比的有益效果是：[0030](1)本发明采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，使地面试验更加真实可靠；[0031](2)本发明两套惯组的惯性导航可以测试惯性测量组合硬件精度，相比于传统的模拟方法可实现软件复用且完成惯组考核；[0032](3)本发明的模拟方法简单、效率高。
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说 明 书
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附图说明
[0033]图1为本发明方法流程图。
具体实施方式
[0034]下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
[0035]一种同时考核惯性导航和模拟飞行的地面试验方法，如图1所示，具体步骤如下：[0036]S1、确定模拟飞行初始参数[0037]获取轨道起点的初始速度V、θ并且获取标准轨道所有点的程0位置S0和姿态信息0；序角
[0038][0039]
ψγcx和发动机推力Pmf及飞行器质量Mmf0；cx、
S2、获取初始时刻测试地点导航初始参数
根据测试地点的纬度B0、射向A0，获得惯性导航初值：初始速度VG、位置SG和姿态信
息θG；
S3、通过推力曲线模拟轨道飞行
[0041]采用推力曲线模拟得到飞行器角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf和飞行器体坐标系下的视速度增量δWx1_mf、δWy1_mf、δWz1_mf，使用第三套导航完成飞行器推力曲线飞行模拟，其中：[0042]S3.1飞行器体坐标系下角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf通过如下方法得到：[0043]程序角角增量＝本周期程序角－上周期程序角[0044]通过如下公式得到飞行器的程序角角增量：
[0045][0046][0047][0048][0040]
Δψψψcx_mf＝cx‑cx,‑1
Δγcx_mf＝γcx‑γcx,‑1其中，
ψcx、γcx分别为导航坐标系下本周期俯仰、偏航、滚动方向的程序角，
Δψcx_mf、
ψγcx，偏航、滚动方向的程序角，cx，‑1、‑1为导航坐标系下上周期俯仰、Δγcx_mf为导航坐标系下俯仰、偏航、滚动方向的程序角角增量；
[0049]
由飞行器导航坐标系下的程序角角增量
ΔψΔγcx_mf通过如下公式得cx_mf、
到飞行器体坐标系下的三方向角增量δθδθδθx_mf、y_mf、z_mf：
[0050]
S3.2飞行器体坐标系下视速度增量δWx1_mf、δWy1_mf、δWz1_mf通过如下方法得到：
[0052]飞行器质量M通过如下公式获得：mf[0053]M＝M其中Mmf‑1为上一制导周期的飞行器质量，dmCD_mf为飞行器质量mfmf‑1‑dmCD_mf*T，消耗率，T为制导周期；质量初值为Mmf0；
[0054]根据飞行器推力P与飞行器质量M通过如下公式得到飞行器视速度增量δWx1_mf、mfmfδWy1_mf、δWz1_mf：
[0051]
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说 明 书
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[0055]
S3.3以Vt、St、θ位置和姿态信息，t作为推力曲线段模拟使用的初始惯性导航速度、
以及飞行器体坐标系下角增量δθδθδθδWx1_mf、δx_mf、y_mf、z_mf和飞行器体坐标系下视速度增量Wy1_mf、δWz1_mf，使用第三套导航进行惯性导航解算，直至飞行结束，获得推力曲线段轨道数据，完成接入推力曲线后飞行模拟；[0057]S4、采用实测主从惯性测量组合输出的飞行模拟
[0058]采用实测主从惯性测量组合实时输出的数据和测试点的初始速度、位置和姿态信息为初值，采用主从惯性导航设备实时测量的陀螺数据和加表数据，主从惯组分别使用一套导航进行惯性导航解算，第一套导航获得主惯性测量组合导航结果，第二套导航获得从惯性测量组合导航结果，用于考核主从惯组的导航精度；[0059]S5、由此，获得三套导航结果，第三套导航完成的飞行器推力曲线飞行模拟用于飞行控制，第一套导航获得的主惯性测量组合导航结果和第二套导航获得从惯性测量组合导航结果用于考核主从惯组的导航精度。[0060]本发明采用推力曲线模拟，既可以模拟真实轨道，又反应了真实的惯组特性，使地面试验更加真实可靠；
[0061]本发明两套惯组的惯性导航可以测试惯性测量组合硬件精度，相比于传统的模拟方法可实现软件复用且完成惯组考核；本发明的模拟方法简单、效率高。[0062]本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
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说 明 书 附 图
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图1
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