惯组输出数据的模拟方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种惯组输出数据的模拟方法及装置。该方法包括：在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度；根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度；根据所述牵连加速度和所述发射点的纬度，计算重力相对坐标系视加速度；利用重力相对坐标系向载体坐标系的滚动角、俯仰角及偏航角，获取坐标转换矩阵；根据所述坐标转换矩阵和所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度；根据所述运载器的射向和发射点的纬度，模拟惯组输出的角速度。本发明专利技术实现了模拟运载器起飞前惯组输出数据的目的。

Method and device for simulating output data of inertial group

The invention discloses a simulation method and a device for the output data of an inertial group. The method includes: in the vehicle before the launch, according to the vehicle and at the launch point latitude, get the radius and the implicated angular velocity; according to the angular velocity of the earth and in radius vector calculation in acceleration; according to the implicated acceleration and the launch point latitude, calculation of gravity relative coordinates the apparent acceleration by gravity; relative coordinates to the coordinates of the carrier rolling angle, pitch angle and yaw angle, obtain the coordinate transformation matrix; according to the coordinate transformation matrix and the relative coordinates as gravity acceleration, inertial acceleration as the output of the simulation group; according to the vehicle at the launch point and latitude. Simulation of inertial angular velocity output group. The invention realizes the purpose of outputting the data of the inertial assembly before the takeoff of the simulated carrier.

【技术实现步骤摘要】
惯组输出数据的模拟方法及装置
本专利技术涉及惯组数据模拟技术，尤其涉及一种惯组输出数据的模拟方法及装置。
技术介绍
运载器需要在飞行前对飞行过程中采用的各项控制技术和单机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运载器飞行过程、制导控制流程和硬件系统进行全面考核。运载器的飞行全过程包括起飞前阶段和起飞后阶段。现有的模拟飞行过程是从起飞以后开始对飞行状态进行模拟，而并没有对运载器起飞前的飞行状态进行模拟。为了获取运载器飞行的全部飞行状态，需模拟运载器起飞前的惯组输出数据，进而利用起飞前的惯组输出数据，对运载器起飞前的飞行状态进行模拟。通过获取运载器飞行的全部飞行状态，考核运载器在飞行控制情况下能否准确入轨。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：相比于现有技术，提供了一种惯组输出数据的模拟方法及装置，实现了模拟运载器起飞前惯组输出数据的目的。本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：第一方面，本专利技术提供了一种惯组输出数据的模拟方法，包括：在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度；根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度；根据所述牵连加速度和所述发射点的纬度，计算重力相对坐标系视加速度；利用重力相对坐标系向载体坐标系的滚动角、俯仰角及偏航角，获取坐标转换矩阵；根据所述坐标转换矩阵和所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度；根据所述运载器的射向和发射点的纬度，模拟惯组输出的角速度。进一步地，所述地心矢径的计算公式为：μ＝B0-tg-1{[1-αE(2-αE)]·tgB0}(2)公式(1)中，为地心矢径，R0为地球半径，μ为纬度变量，A0为运载器的射向；公式(2)中，B0为发射点的纬度，αE为地球扁率。进一步地，所述牵连角速度的计算公式为：公式(3)中，为牵连角速度，ωe为地球自转角速率，A0为运载器的射向，B0为发射点的纬度。进一步地，所述牵连加速度的计算公式为：公式(4)中，为牵连加速度，为地心矢径，ωex、ωey和ωez为牵连角速度，ωe为地球自转角速率。进一步地，所述重力相对坐标系视加速度的计算公式为：公式(5)中，为重力相对坐标系视加速度，和为牵连加速度，B0为发射点的纬度。进一步地，所述坐标转换矩阵的计算公式为：公式(6)中，为重力相对坐标系向载体坐标系的坐标转换矩阵，γ0为滚动角，为俯仰角，ψ0为偏航角。进一步地，所述惯组输出的视加速度的模拟公式为：公式(7)中，为惯组输出的视加速度，为重力相对坐标系视加速度，为重力相对坐标系向载体坐标系的坐标转换矩阵。进一步地，所述惯组输出的角速度的模拟公式为：公式(8)中，为惯组输出的角速度，ωe为地球自转角速率，A0为运载器的射向，B0为发射点的纬度。第二方面，本专利技术还提供了一种惯组输出数据的模拟装置，该模拟装置包括：第一获取模块，用于在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度；第一计算模块，用于根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度；第二计算模块，用于根据所述牵连加速度和所述发射点的纬度，计算重力相对坐标系视加速度；第二获取模块，用于利用重力相对坐标系向载体坐标系的滚动角、俯仰角及偏航角，获取坐标转换矩阵；第一模拟模块，用于根据所述坐标转换矩阵和所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度；第二模拟模块，用于根据所述运载器的射向和发射点的纬度，模拟惯组输出的角速度。进一步地，所述地心矢径的计算公式为：μ＝B0-tg-1{[1-αE(2-αE)]·tgB0}(2)公式(1)中，为地心矢径，R0为地球半径，μ为纬度变量，A0为运载器的射向；公式(2)中，B0为发射点的纬度，αE为地球扁率。进一步地，所述牵连角速度的计算公式为：公式(3)中，为牵连角速度，ωe为地球自转角速率，A0为运载器的射向，B0为发射点的纬度。进一步地，所述牵连加速度的计算公式为：公式(4)中，为牵连加速度，为地心矢径，ωex、ωey和ωez为牵连角速度，ωe为地球自转角速率。进一步地，所述重力相对坐标系视加速度的计算公式为：公式(5)中，为重力相对坐标系视加速度，和为牵连加速度，B0为发射点的纬度。进一步地，所述坐标转换矩阵的计算公式为：公式(6)中，为重力相对坐标系向载体坐标系的坐标转换矩阵，γ0为滚动角，为俯仰角，ψ0为偏航角。进一步地，所述惯组输出的视加速度的模拟公式为：公式(7)中，为惯组输出的视加速度，为重力相对坐标系视加速度，为重力相对坐标系向载体坐标系的坐标转换矩阵。进一步地，所述惯组输出的角速度的模拟公式为：公式(8)中，为惯组输出的角速度，ωe为地球自转角速率，A0为运载器的射向，B0为发射点的纬度。本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：(1)、本专利技术通过在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，模拟运载器起飞前惯组输出的视加速度和角速度，从而实现了模拟运载器起飞前惯组输出数据的目的。(2)、本专利技术模拟了运载器起飞前惯组输出数据，进而完成了运载器起飞前的飞行状态模拟，从而实现了运载器的全飞行状态模拟。(3)、本专利技术能够用于运载器的全飞行状态模拟，提高了运载器入轨控制的精确性和可靠性。(4)、本专利技术算法简单、高效，能够提高模拟飞行的效率。附图说明图1是本专利技术实施例一中的一种惯组输出数据的模拟方法的流程图；图2是本专利技术实施例二中的一种惯组输出数据的模拟装置的结构图。具体实施方式下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本专利技术，而非对本专利技术的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本专利技术相关的部分而非全部结构。实施例一图1是本专利技术实施例一中的一种惯组输出数据的模拟方法的流程图，本实施例可适用于需要对运载器起飞前惯组输出数据进行模拟的情况，该方法可以由惯组输出数据的模拟装置来执行，其中该装置可以由软件和/或硬件实现，该装置可集成于运载器的主控计算机中。参考图1，本实施例提供的惯组输出数据的模拟方法具体可以包括如下步骤：S110、在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度。具体的，在运载器发射前，可获得运载器发射地点的经纬度参数，本实施例中，只需获得运载器发射地点的纬度参数。所述运载器的射向为根据运载器的预定飞行任务预先设置好的射向参数。本实施例中，在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径，以最终模拟出惯组输出的视加速度参数；并且根据运载器的射向和发射点的纬度，获取牵连角速度，以最终模拟出惯组输出的角速度参数。所述地心矢径的计算公式为：μ＝B0-tg-1{[1-αE(2-αE)]·tgB0}(2)公式(1)中，为地心矢径，R0为地球半径，μ为纬度变量，A0为运载器的射向；公式(2)中，B0为发射点的纬度，αE为地球扁率。所述牵连角速度的计算公式为：公式(3)中，为牵连角速度，ωe为地球自转角速率，A0为运载器的射向，B0为发射点的纬度。S120、根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度。具体的，为了最终模拟出惯组输出的视加速度参数，本实施例中，根据S110获取的所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度。所述牵连加速度的计算公式为：公式(本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种惯组输出数据的模拟方法，其特征在于，包括：在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度；根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度；根据所述牵连加速度和所述发射点的纬度，计算重力相对坐标系视加速度；利用重力相对坐标系向载体坐标系的滚动角、俯仰角及偏航角，获取坐标转换矩阵；根据所述坐标转换矩阵和所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度；根据所述运载器的射向和发射点的纬度，模拟惯组输出的角速度。

【技术特征摘要】
1.一种惯组输出数据的模拟方法，其特征在于，包括：在运载器发射前，根据运载器的射向和发射点的纬度，获取地心矢径及牵连角速度；根据所述牵连角速度和所述地心矢径，计算牵连加速度；根据所述牵连加速度和所述发射点的纬度，计算重力相对坐标系视加速度；利用重力相对坐标系向载体坐标系的滚动角、俯仰角及偏航角，获取坐标转换矩阵；根据所述坐标转换矩阵和所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度；根据所述运载器的射向和发射点的纬度，模拟惯组输出的角速度。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述地心矢径的计算公式为：μ＝B0-tg-1{[1-αE(2-αE)]·tgB0}(2)公式(1)中，为地心矢径，R0为地球半径，μ为纬度变量，A0为运载器的射向；公式(2)中，B0为发射点的纬度，αE为地球扁率。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述牵连角速度的计算公式为：公式(3)中，为牵连角速度，ωe为地球自转角速率，A0为运载器的射向，B0为发射点的纬度。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述牵连加速度的计算公式为：公式(4)中，为牵连加速度，为地心矢径，ωex、ωey和ωez为牵连角速度，ωe为地球自转角速率。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述重力相对坐标系视加速度的计算公式为：公式(5)中，为重力相对坐标系视加速度，和为牵连加速度，B0为发射点的纬度。6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述坐标转换矩阵的计算公式为：公式(6)中，为重力相对坐标系向载体坐标系的坐标转换矩阵，γ0为滚动角，为俯仰角，ψ0为偏航角。7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述惯组输出的视加速度的模拟公式为：公式(7)中，为惯组输出的视加速度，为重力相对坐标系视加速度，为重力相对坐标系向载体坐标系的坐标转换矩阵。8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述惯组输出的角速度的模拟公式为：公式(8)中，为惯组输出的角速度，ωe为地球自转角速率，A0为运载器的射向，B0为发射点的纬度。9.一种惯组输出数据的模拟装置，其特征在于，包括：第一获取模块，用...

【专利技术属性】
技术研发人员：徐帆，尚腾，李学锋，曹洁，王辉，张宇，王会霞，吴骁，
申请(专利权)人：北京航天自动控制研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11