惯组输出数据的模拟方法及装置与流程

本发明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。

背景技术：

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。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题是：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。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

第一方面，本发明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，本发明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。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)、本发明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)、本发明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)、本发明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)、本发明算法简单、高效，能够提高模拟飞行的效率。

附图说明

图1是本发明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是本发明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发明作进一步详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

实施例一

图1是本发明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(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。

s130、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。

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s120计算得出的所述牵连加速度，以及运载器发射地点的纬度参数，计算重力相对坐标系视加速度。

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。

s140、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。

具体的，由于重力相对坐标系与载体坐标系的坐标基准不同，因而需获取重力相对坐标系向载体坐标系的坐标转换矩阵。本实施例中，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。

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。

s150、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。

具体的，为模拟出运载器起飞前惯组输出的视加速度参数，本实施例中，根据s140获取的所述坐标转换矩阵，以及s130计算出的所述重力相对坐标系视加速度，模拟惯组输出的视加速度。

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。

s160、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。

具体的，本实施例中，根据预先设置好的运载器射向参数，以及运载器发射地点的纬度参数，模拟运载器起飞前惯组输出的角速度参数。

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。

本实施例的技术方案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；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；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；算法简单、高效，能够提高模拟飞行的效率。

实施例二

图2是本发明实施例二中的一种惯组输出数据的模拟装置的结构图，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。参考图2，本实施例提供的惯组输出数据的模拟装置具体可以如下：

第一获取模块210，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220，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230，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240，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250，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260，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。

可选的，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。

可选的，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。

可选的，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。

可选的，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。

可选的，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。

可选的，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。

可选的，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。

本实施例提供的惯组输出数据的模拟装置，与本发明任意实施例所提供的惯组输出数据的模拟方法属于同一发明构思，可执行本发明任意实施例所提供的惯组输出数据的模拟方法，具备执行惯组输出数据的模拟方法相应的功能模块和有益效果。未在本实施例中详尽描述的技术细节，可参见本发明任意实施例提供的惯组输出数据的模拟方法。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。