【技术实现步骤摘要】
本说明书涉及运载火箭领域，更具体地说，本申请涉及一种运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法及相关设备。
技术介绍
1、运载火箭在主动段加速穿越大气层时气流对箭体产生的气动力、气动力矩对运载火箭飞行的稳定性产生较大的影响，飞行过程中箭体需要承受较大的轴向和侧向过载、动压、热环境，对箭体结构提出了要求。火箭的气动特性决定了主动段飞行的弹道形状、相关运动参数，而这些运动参数作为火箭飞行控制系统的输入，影响飞行控制系统的设计；动压、过载则作为箭体结构系统设计的输入，影响箭体结构的设计。故火箭气动参数的准确性对火箭在大气层内飞行起到关键作用。
技术实现思路
1、在
技术实现思路
部分中引入了一系列简化形式的概念，这将在具体实施方式部分中进一步详细说明。本申请的
技术实现思路
部分并不意味着要试图限定出所要求保护的技术方案的关键特征和必要技术特征，更不意味着试图确定所要求保护的技术方案的保护范围。
2、第一方面，本申请提出一种运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，上述方法包括：
3、根据发射当天的实测风场数据和飞行遥测数据，计算火箭一级飞行段的攻角和侧滑角；
4、根据上述飞行遥测数据中的角速度信息，获取角加速度信息；
5、根据上述角加速度信息和箭体转动惯量计算箭体合力矩信息；
6、根据上述箭体合力矩信息、动压信息和箭体尺寸信息计算箭体力矩系数信息，其中，上述箭体尺寸信息包括箭体参考面积信息和箭体长度信息；
7、根据已知气动参数和上述气动
8、基于上述舵偏控制量和实际飞行时的舵偏进行比较，以对气动参数进行评判。
9、在一种可行的实施方式中，上述方法还包括：
10、在上述舵偏控制量和实际飞行时的舵偏超出预设阈值的情况下，基于上述舵偏控制量和实际飞行时的舵偏的舵偏差和力矩系数修正系数确定力矩系数修正量；
11、基于上述力矩系数修正量对上述气动力矩系数进行修正，以使上述舵偏控制量和实际飞行时的舵偏的舵偏差减小至上述预设阈值以内。
12、在一种可行的实施方式中，上述根据发射当天的实测风场数据和飞行遥测数据，计算火箭一级飞行段的攻角和侧滑角，包括：
13、根据上述发射当天的实测风场数据和飞行遥测数据，计算箭体相对气流的相对速度；
14、根据上述箭体相对气流的相对速度和发射系到箭体的转换矩阵，确定火箭相对气流的速度在箭体系下的分量；
15、根据上述火箭相对气流的速度在箭体系下的分量计算上述攻角和侧滑角。
16、在一种可行的实施方式中，根据上述火箭相对气流的速度在箭体系下的分量计算上述攻角和侧滑角，包括：
17、根据上述火箭相对气流的速度在箭体系下x方向和y方向分量，计算上述攻角；
18、根据上述火箭相对气流的速度在箭体系下x方向、y方向和z方向上的分量计算上述侧滑角。
19、在一种可行的实施方式中，上述根据上述飞行遥测数据中的角速度信息，获取角加速度信息，包括：
20、采用预设滤波器对上述飞行遥测数据中的惯组输出的角速度信息进行滤波，以获取滤波后角速度信息，其中，上述滤波后角速度信息包括滤波后滚动角速度信息、滤波后偏航角速度信息和滤波后俯仰角速度信息；
21、对上述滤波后角速度信息进行求导操作，以获取角加速度信息。
22、在一种可行的实施方式中，上述预设滤波器包括切比雪夫低通滤波器。
23、在一种可行的实施方式中，上述箭体力矩系数信息包括第一力矩信息、第二力矩信息和第三力矩信息，上述第一力矩信息为x方向力矩信息，上述第二力矩信息为y方向力矩信息，上述第三力矩信息为z方向力矩信息，上述箭体尺寸信息；
24、上述根据上述箭体合力矩信息、动压信息和箭体尺寸信息计算箭体力矩系数信息，包括：
25、根据上述箭体合力矩信息在三个方向上的力矩分量；
26、分别根据上述三个方向上的力矩分量、上述动压信息、上述箭体参考面积信息和上述箭体长度信息计算上述第一力矩信息、上述第二力矩信息和上述第三力矩信息。
27、第二方面、本申请实施例提出一种运载火箭一级飞行段气动参数辨识装置，包括：
28、第一计算单元，用于根据发射当天的实测风场数据和飞行遥测数据，计算火箭一级飞行段的攻角和侧滑角；
29、第一获取单元，用于根据上述飞行遥测数据中的角速度信息，获取角加速度信息；
30、第二计算单元，用于根据上述角加速度信息和箭体转动惯量计算箭体合力矩信息；
31、第三计算单元，用于根据上述箭体合力矩信息、动压信息和箭体尺寸信息计算箭体力矩系数信息，其中，上述箭体尺寸信息包括箭体参考面积信息和箭体长度信息；
32、第二获取单元，用于根据已知气动参数和上述气动力矩系数进行反向插值操作，以获取舵偏控制量，其中，上述已知气动参数包括上述攻角、上述侧滑角和马赫数，上述舵偏控制量包括俯仰舵偏控制量、偏航舵偏控制量和滚转舵偏控制量；
33、评判单元，用于基于上述舵偏控制量和实际飞行时的舵偏进行比较，以对气动参数进行评判。
34、第三方面，一种电子设备，包括：存储器、处理器以及存储在上述存储器中并可在上述处理器上运行的计算机程序，上述处理器用于执行存储器中存储的计算机程序时实现如上述的第一方面任一项的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法的步骤。
35、第四方面，本申请还提出一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，上述计算机程序被处理器执行时实现第一方面任一项的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法。
36、综上，本申请实施例的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法包括：根据发射当天的实测风场数据和飞行遥测数据，计算火箭一级飞行段的攻角和侧滑角；根据上述飞行遥测数据中的角速度信息，获取角加速度信息；根据上述角加速度信息和箭体转动惯量计算箭体合力矩信息；根据上述箭体合力矩信息、动压信息和箭体尺寸信息计算箭体力矩系数信息，其中，上述箭体尺寸信息包括箭体参考面积信息和箭体长度信息；根据已知气动参数和上述气动力矩系数进行反向插值操作，以获取舵偏控制量，其中，上述已知气动参数包括上述攻角、上述侧滑角和马赫数，上述舵偏控制量包括俯仰舵偏控制量、偏航舵偏控制量和滚转舵偏控制量；基于上述舵偏控制量和实际飞行时的舵偏进行比较，以对气动参数进行评判。本公开提供一种运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，根据发射当天的实测风场数据和飞行遥测数据计算火箭一级飞行段的攻角和侧滑角；对遥测数据中惯组输出的箭体角速度信息进行滤波后求导，计算箭体角加速度；根据箭体角加速度、转动惯量、动压等计算箭体力矩系数；最后根据已知的气动参数进行反插值，得到辨识的舵偏角，与遥测下传的实际舵本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，还包括：
3.根据权利要求1所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，
4.根据权利要求3所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，根据所述火箭相对气流的速度在箭体系下的分量计算所述攻角和侧滑角，包括：
5.根据权利要求1所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，所述根据所述飞行遥测数据中的角速度信息，获取角加速度信息，包括：
6.根据权利要求1所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，所述预设滤波器包括切比雪夫低通滤波器。
7.根据权利要求1所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，所述箭体力矩系数信息包括第一力矩信息、第二力矩信息和第三力矩信息，所述第一力矩信息为x方向力矩信息，所述第二力矩信息为y方向力矩信息，所述第三力矩信息为z方向力矩信息，所述箭体尺寸信息；
8.一种运载火箭一级飞行段气动参数辨
9.一种电子设备，包括：存储器和处理器，其特征在于，所述处理器用于执行存储器中存储的计算机程序时实现如权利要求1-7中任一项所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-7中任一项所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法的步骤。
...【技术特征摘要】
1.一种运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，包括：
2.根据权利要求1所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，还包括：
3.根据权利要求1所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，
4.根据权利要求3所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，根据所述火箭相对气流的速度在箭体系下的分量计算所述攻角和侧滑角，包括：
5.根据权利要求1所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，所述根据所述飞行遥测数据中的角速度信息，获取角加速度信息，包括：
6.根据权利要求1所述的运载火箭一级飞行段气动参数辨识方法，其特征在于，所述预设滤波器包括切比雪夫低通滤波器。
7.根据...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨凯铜，黄晓平，何漫丽，张修玮，唐梦莹，王志军，罗喜旺，华向东，黎桪，李晓苏，邹延兵，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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