一种标准测试模型生成方法、生成装置及存储介质制造方法及图纸

本申请实施例中提供了一种标准测试模型生成方法、生成装置及存储介质。标准测试模型的生成方法通过根据仿真模型提取模型原始解算输入数据；然后将模型原始解算输入数据的加速度转换为发射惯性坐标系下加速度；再然后根据模型原始解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度；其次根据模型原始解算输入数据的制导指令姿态角以及发射惯性坐标系下加速度生成箭体坐标系下的视加速度；最后根据角速度以及箭体坐标系下的视加速度形成标准测试模型。可实现在一次测试中覆盖多个测试科目，减少了测试次数，解决了现有技术中需要多次不同测试对飞行器器件进行覆盖性测试的问题。对飞行器器件进行覆盖性测试的问题。对飞行器器件进行覆盖性测试的问题。

【技术实现步骤摘要】
一种标准测试模型生成方法、生成装置及存储介质


[0001]本申请属于航空航天
，具体地，涉及一种标准测试模型生成方法、生成装置及存储介质。

技术介绍

[0002]商业固体运载火箭是一个复杂的系统，为了保障飞行的可靠性，主要涉及到固体运载火箭电气系统联调、总装测试、靶场测试的测试有效性、充分性和覆盖性。其中，需要在地面尽可能的完成对所有器件的覆盖性测试，包括各个设备的功能、性能、时序特性等参数，因此设定有很多的测试科目，包括单向测试、极性测试、综合测试等等需要对器件进行多次测试。这样，较多的测试科目可以满足测试覆盖性的要求，然而会增加测试时间，难以满足快速发射的需求，同时，部分产品有测试次数要求，也不能频繁测试。
[0003]因此，如何在保证测试覆盖性要求下，优化测试项目减少测试次数成为商业固体运载火箭亟待解决的问题。

技术实现思路

[0004]本专利技术提出了一种标准测试模型生成方法、生成装置及存储介质，旨在解决现有技术中需要多次不同测试对飞行器器件进行覆盖性测试的问题。
[0005]根据本申请实施例的第一个方面，提供了一种标准测试模型生成方法，包括以下步骤：
[0006]根据仿真模型提取模型原始解算输入数据；
[0007]将模型原始解算输入数据的加速度转换为发射惯性坐标系下加速度；
[0008]根据模型原始解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度；
[0009]根据模型原始解算输入数据的制导指令姿态角以及所述发射惯性坐标系下加速度生成箭体坐标系下的视加速度；
[0010]根据角速度以及箭体坐标系下的视加速度形成标准测试模型。
[0011]根据本申请实施例的第二个方面，提供了一种标准测试模型生成装置，具体包括：
[0012]提取模块，用于根据仿真模型提取模型原始解算输入数据；
[0013]坐标系转换模块，用于将所述模型原始解算输入数据的加速度转换为发射惯性坐标系下加速度；
[0014]角速度生成模块，用于根据所述模型原始解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度；
[0015]视加速度生成模块，用于根据所述模型原始解算输入数据的制导指令姿态角以及所述发射惯性坐标系下加速度生成箭体坐标系下的视加速度；
[0016]标准测试模型模块，用于根据所述角速度以及箭体坐标系下的视加速度形成标准测试模型。
[0017]根据本申请实施例的第三个方面，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有
计算机程序；计算机程序被处理器执行以实现标准测试模型生成方法。
[0018]采用本申请实施例中的标准测试模型生成方法、生成装置及存储介质，通过根据仿真模型提取模型原始解算输入数据；然后将所述模型原始解算输入数据的加速度转换为发射惯性坐标系下加速度；再然后根据所述模型原始解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度；其次根据所述模型原始解算输入数据的制导指令姿态角以及所述发射惯性坐标系下加速度生成箭体坐标系下的视加速度；最后根据所述角速度以及箭体坐标系下的视加速度形成标准测试模型。通过本申请实施例中的标准测试模型生成方法可实现在一次测试中覆盖多个测试科目，减少了测试次数，解决了现有技术中需要多次不同测试对飞行器器件进行覆盖性测试的问题。
附图说明
[0019]此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
[0020]图1中示出了根据本申请实施例的一种标准测试模型生成方法的步骤流程图；
[0021]图2中示出了根据本申请实施例的一种标准测试模型生成流程图；
[0022]图3中示出了根据本申请另一实施例的一种标准测试模型生成方法的步骤流程图；
[0023]图4中示出了根据本申请另一实施例的标准测试模型配置方法的俯仰角偏差曲线图；
[0024]图5中示出了根据本申请实施例的飞行器姿态角控制装置的结构示意图。
具体实施方式
[0025]在实现本申请的过程中，专利技术人发现在固体运载火箭系统为了保障飞行的可靠性，需要在地面尽可能的完成对所有器件的覆盖性测试，需要设定很多的测试科目对器件进行多次测试。而较多的测试科目会增加测试时间，难以满足快速发射的需求，且部分产品有测试次数要求，也不能频繁测试。因此，如何在保证测试覆盖性要求下，优化测试项目减少测试次数成为商业固体运载火箭亟待解决的问题。
[0026]针对上述问题，本申请实施例中提供了一种标准测试模型的生成方法，在所需测试的模型的基础上，通过数据变换，将测试模型转换为与制导指令无偏差的惯性导航输入数据，形成标准测试模型；通过设计标准测试模型，并在测试模型中配置入测试选项达到不同的测试目的；基于标准测试模型不同测试需求下的模型配置技术，明确了多个测试科目相互集成的方法与步骤。本申请标准测试模型的生成方法、生成装置以及配置方法可实现在一次测试中覆盖多个测试科目，便于测试开展，减少了测试次数，同时减少了测试科目和测试时间，解决了现有技术中需要多次不同测试对飞行器器件进行覆盖性测试的问题。方法可广泛应用于固体运载火箭的综合测试。
[0027]为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0028]实施例1
[0029]图1中示出了根据本申请实施例的一种标准测试模型生成方法的步骤流程图。
[0030]如图1所示，本实施例的标准测试模型生成方法具体包括以下步骤：
[0031]S101，根据仿真模型提取模型原始解算输入数据。
[0032]S102，将所述模型原始解算输入数据的加速度转换为发射惯性坐标系下加速度。
[0033]S103，根据所述模型原始解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度。
[0034]S104，根据所述模型原始解算输入数据的制导指令姿态角以及所述发射惯性坐标系下加速度生成箭体坐标系下的视加速度。
[0035]S105，根据所述角速度以及箭体坐标系下的视加速度形成标准测试模型。
[0036]固体运载火箭系统的测试原始模型是由仿真生成，是一个接近实际飞行的仿真轨迹，若采用此模型用于各种测试，则对应的控制系统执行机构将按照实际飞行执行。如此会面临控制曲线难以有效判断，对于含姿控喷管的系统来说，会产生喷管频繁开关的问题，影响测试寿命。因此该模型较难复用，比较局限，而且对飞行的部分时序判断带来了一定的困难，也不能用于测试的复用和可配置。
[0037]因此需要将该模型转换为标准测试模型，该转换的机理是让导航解算结果与制导指令相同，比如采用的是姿态控制，则导航解算的姿态角与指令程序角相同，这样全程均能按照时序完整飞行，同时不输出控制指令，因为全程无本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种标准测试模型生成方法，其特征在于，包括以下步骤：根据仿真模型提取模型原始解算输入数据；将所述模型原始解算输入数据的加速度转换为发射惯性坐标系下加速度；根据所述模型原始解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度；根据所述模型原始解算输入数据的制导指令姿态角以及所述发射惯性坐标系下加速度生成箭体坐标系下的视加速度；根据所述角速度以及箭体坐标系下的视加速度形成标准测试模型。2.根据权利要求1所述的标准测试模型生成方法，其特征在于，所述模型原始解算输入数据包括角速度、加速度、姿态速度、位置以及制导指令。3.根据权利要求1所述的标准测试模型生成方法，其特征在于，所述将所述模型原始解算输入数据的加速度转换为发射惯性坐标系下加速度，发射惯性坐标系下加速度计算公式为：其中，a
xb
，a
yb
，a
zb
为箭体系下惯组测量的固定周期内的视加速速度，a
xa
，a
ya
，a
za
：为发射惯性坐标系下的视速度增量，为箭体系到惯性系的转换矩阵；为箭体系到惯性系的转换矩阵；的计算公式如下：其中，为导航解算俯仰角，ψ
a
为导航解算方位角，γ
a
为导航解算滚转角。4.根据权利要求1所述的标准测试模型生成方法，其特征在于，所述根据所述模型原始解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度，所述角速度的计算公式为：解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度，所述角速度的计算公式为：解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度，所述角速度的计算公式为：解算输入数据的制导指令姿态角生成角速度，所述角速度的计算公式为：其中，ψ
c
、γ
c
为当前时刻的俯仰、方位、滚转制导指令，i表示是当前时刻，i-1表示的是上一个时刻，Δt表示是制导指令周期。5.根据权利要求1所述的标准测试模型生成方法，其特征在于，所述根据所述模型原始
解算输入数据的制导指令姿态角以及所述发射惯性坐标系下加速度生成箭体坐标系下的视加速度，所述箭体坐标系下的视加速度计算公式为：视加速度，所述箭体坐标系下的视加速度计算公式为：视加速度，所述箭体坐标系下的视加速度计算公式为：的计算公式如下：其中，为俯仰角，ψ
a
为方位角，γ
a
为滚转角。6.根据权利要求1所述的标准测试模型生成方法，其特征在于，根据所述角速度以及箭体坐标系下的视加速度形成标准测试模型之后还包括以下步骤：根据测试需求得到测试模型；将测试模型与标准测试模型的制导指令相叠加形成配置制...

【专利技术属性】
技术研发人员：涂海峰，严大卫，陈喆，宋志国，梁卓，葛云鹏，吕瑞，姜春旺，杜肖，谭清科，胡骁，李浩，张亚琳，潘彦鹏，王凯旋，李迎博，陈旭东，薛晨琛，杨立杰，谭黎立，李烨，张雪婷，丁禹，赵楠，陈铁凝，郝仁杰，丘岳诗，孟文霞，张沁生，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：