一种运载火箭六自由度分布式半物理仿真方法及系统与流程

本发明涉及运载火箭六自由度半物理仿真技术领域，具体涉及一种运载火箭六自由度分布式半物理仿真方法及系统。

背景技术：

运载火箭控制系统仿真技术的传统方法采用分离式三自由度仿真，即以质心运动为对象的制导系统仿真和以绕心运动为对象的姿态控制系统仿真。在小扰动、小偏差情况下，制导系统和姿态控制系统之间的耦合并不严重，可以独立分开进行设计和仿真。随着航天运输器复杂性增大，制导精度要求的提高，迭代制导等显式制导的应用，运输器飞行中将面临大姿态、大扰动，姿轨严重耦合问题。制导系统通过导航系统实时测量得到的弹道参数，对各类干扰引起的弹道偏差进行导引并通过控制关机点使火箭精度射向目标，姿态控制根据制导导引指令通过调整推力方式实现质心运动控制，由于导引信号不能准确预估，姿态控制系统对迭代制导的适应性传统试验方法无法考核。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种运载火箭六自由度分布式半物理仿真方法及系统，能够更逼真、更全面地复现运输器运动规律、特性，更好地检验控制系统方案的正确性，参数协调性，对干扰的适应性以及飞行软件的可靠性等。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：一种运载火箭六自由度分布式半物理仿真方法，其特点是，包含以下步骤：

s1、建立运载火箭六自由度分布式半物理仿真模型，并对其中的各模块分别建立仿真模型；

s2、根据运载火箭六自由度分布式半物理仿真模型中各模块之间的输入输出关系，搭建运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统；

s3、建立运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统试验流程，运行运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统，模拟出运载火箭飞行的六自由度数据，完成运载火箭六自由度分布式半物理仿真。

所述的运载火箭六自由度分布式半物理仿真模型包含质心运动模型、绕心运动模型、关机方程模型、导航模型、制导模型、姿控模型、质量方程模型、气动模型、动力模型及执行机构模型。

一种运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统，其特点是，包含：

箭体模型解算模块，用于对箭体动力学模型进行解算，以输出激励信号；

模拟器模块，与所述的箭体模型解算模块连接，用于根据激励信号模拟箭体的质心和绕质心运动；

箭上单机模块，与所述的模拟器模块连接，用于敏感箭体的质心和绕质心运动，获得导航信息，并根据导航信息进行导航解算，根据理论弹道信息，进行制导解算、姿控解算，输出控制指令；

执行模块，与所述的箭上单机模块连接，用于根据控制指令，模拟箭体负载环境，并将负载环境信息反馈至箭体模型解算模块；

数据采集处理模块，用于采集仿真试验过程中的数据，并进行显示及存储。

所述的执行模块包含伺服机构、发动机、喷管模拟器、摆角测量单元、横向加载单元及侧向加载单元，用于根据控制指令驱动伺服机构或发动机，利用摆角测量单元和喷管模拟器获得摆角信息和姿控发动机开关指令，并将摆角信息和姿控发动机开关指令反馈至箭体模型解算模块。

所述的箭上单机包含箭载计算机及分别与之连接的箭上敏感器及控制执行单元，其中，所述的箭上敏感器与所述的模拟器模块连接，所述的控制执行单元与所述的伺服机构连接。

所述的箭上敏感器包含分别与箭载计算机连接的捷联惯组、gnss接收机及速率陀螺，其中，捷联惯组包含激光惯组和光纤惯组，所述的捷联惯组用于敏感箭体姿态信息，所述的gnss接收机用于敏感箭体速度信息、位置信息，所述速率陀螺用于敏感箭体姿态角速度信息。

所述的模拟器模块包含分别与所述的箭体模型解算模块相连的三轴转台、单轴转台、多星座导航接收机模拟器及单机模拟单元，所述单机模拟单元用于模拟箭体模型解算模块输出的视加速度信息，所述三轴转台接收箭体姿态角信息，通过三轴转台转动激励三轴转台上的捷联惯组，所述的捷联惯组将敏感到的姿态信息传递给箭载计算机，所述多星座导航接收机模拟器用于模拟卫星导航信息用于激励gnss接收机，所述单轴转台用于接收箭体角速度信息，通过单轴转台转动激励单轴转台上速率陀螺。

所述的控制执行单元包含综合控制器、伺服控制器，用于接收控制指令，驱动伺服机构或喷管模拟器工作，所述的综合控制器分别与所述的箭载计算机及喷管模拟器连接，所述的伺服控制器与所述的伺服机构连接。

所述的数据采集处理模块包含监控与解析单元、数据装订单元及数据管理单元，其中，所述的监控与解析单元通过总线分别与所述的箭体模型解算模块、综合控制器、伺服控制器、箭载计算机、三轴转台及单轴转台连接，所述的数据装订单元与箭载计算机连接，所述的数据管理单元分别与监控与解析单元及数据装订单元连接，用于存储数据。

所述的运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统还包含一信号综合控制单元，所述的信号综合控制单元与所述的数据管理单元连接，所述的信号综合控制单元包含试验监控设备、主控微机单元及若干个显示终端。

本发明一种运载火箭六自由度分布式半物理仿真方法及系统与现有技术相比具有以下优点：新一代运载火箭关键单机如捷联惯组、箭载计算机、伺服机构、发动机等均为新研单机，本发明可将所有单机接入系统，仿真的置信度高；本发明充分利用总线、网络技术实现系统互联，建成分布式半实物仿真试验系统，系统配置比较灵活，有较好的通用性和扩展性；本发明充分利用了箭上1553b总线及总线单机的智能能力，系统信息获取、故障模拟、信号综合大大简化；本发明采用真实单机和数字模拟相结合的方式，可根据试验需求进行配置，具备模拟各单机故障模式功能，可考核系统故障诊断方案的合理及可行性；本发明采用自动数据判读和实时数据入库的数据管理系统，可由试验数据实时驱动实景仿真，具备自主、生动、便捷等特点；本发明充分考核单机性能及各种模式和干扰下控制系统适应能力和性能；本发明具备通用性、扩展性，可满足多个型号的试验需求，降低研制周期和成本；本发明具有实时数据判断、入库、回放，提高试验工作效率。

附图说明

图1为本发明一种运载火箭六自由度分布式半物理仿真方法的流程图；

图2为运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统的原理图；

图3为运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统的结构框图；

图4试验系统信息综合方案图；

图5六自由度半物理试验流程图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

一种运载火箭六自由度分布式半物理仿真方法，如图1所示，包含以下步骤：

s1、建立运载火箭六自由度分布式半物理仿真模型，并对其中的各模块分别建立仿真模型。

建立正确的运载火箭六自由度分布式半物理仿真模型对运载火箭的数字化仿真具有重要的基础作用。运载火箭六自由度分布式半物理仿真模型包含质心运动模型、绕心运动模型、关机方程模型、导航模型、制导模型、姿控模型、质量方程模型、气动模型、动力模型、执行机构模型等，规模庞大，并且部分模型采用实物闭合连接，构成半实物仿真的回路。

箭体六自由度动力学模型输出姿态角、姿态角速度、速度、位置、视加速度等信息，通过运动模拟单元激励，经过测量装置(捷联惯组和速率陀螺、gnss)，将测量的信号输入到箭载计算机中，在箭载计算机中经导航、制导、控制解算，输出摆角控制指令驱动伺服机构，使发动机做出摆动，输出喷管开关指令驱动喷管模拟器，经摆角测量系统采集发动机摆角，经喷管模拟器输出喷管开关曲线，传递给模型解算计算机，根据运动学模型产生推力、控制力，结合空气动力学以及地球引力对箭体的作用，构成运载火箭的动力模型输入，从而构成整个反馈通路。箭载计算机解算模型由制导和姿控模型组成。箭体动力学模型由质心动力学和绕质心动力学模型组成。而制导模型又由导航模型、飞行程序角模型和显式制导模型组成。姿控模型由捷联惯组模型、速率陀螺模型、gnss模型和控制器模型组成。考虑半物理仿真中箭载计算机作为单机接入，下面给出简化的质心运动方程和绕质心运动学方程如下所示。

质心运动学方程

其中，

式中，为重力加速度，为惯性系下的视加速度，为发惯系下的速度，x^a、y^a、z^a为发惯系下的位置，x,y,z为升力、阻力、侧向力，秒耗量，b为哥氏惯性力矩阵，c为离心惯性力矩阵。

绕质心动力学方程

式中，ψ和γ为姿态动力学解算的三个欧拉角，为姿态解算角速度。

s2、根据运载火箭六自由度分布式半物理仿真模型中各模块之间的输入输出关系，搭建运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统。

运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统的原理图如图2所示。

为了对运载火箭控制系统性能进行验证，设计了运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统，如图3并结合图4所示。运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统包含：箭体模型解算模块10(安装有动力学模拟单元软件)，用于对箭体动力学模型(箭体动力学模型包含质心动力学模型和绕质心动力学模型)进行解算，以输出激励信号；模拟器模块，与所述的箭体模型解算模块10连接，用于根据激励信号模拟箭体的质心和绕质心运动；箭上单机模块，与所述的模拟器模块连接，用于敏感箭体的质心和绕质心运动，获得姿态信息，并根据姿态信息进行导航解算，根据理论弹道信息，进行制导解算、姿控解算，输出控制指令；执行模块，与所述的箭上单机模块连接，用于根据控制指令，模拟箭体负载环境，并将负载环境信息反馈至箭体模型解算模块；数据采集处理模块，用于采集仿真试验过程中的数据，并进行显示及存储。

在本实施例中，较佳地，执行模块(发动机负载台)包含伺服机构21、发动机22、喷管模拟器23、摆角测量单元24、横向加载单元25及侧向加载单元26，用于根据控制指令驱动伺服机构21或发动机22，利用摆角测量单元24和喷管模拟器23获得摆角信息和姿控发动机开关指令，并将摆角信息和姿控发动机开关指令反馈至箭体模型解算模块10。执行模块用于模拟较为真实的负载环境伺服系统，具有模拟器环节，可模拟伺服各种故障状态下，伺服系统故障诊断及处理方案的合理性和对控制系统的影响。

在本实施例中，较佳地，箭上单机包含箭载计算机31及分别与之连接的箭上敏感器及控制执行单元，其中，所述的箭上敏感器与所述的模拟器模块连接，所述的控制执行单元与所述的伺服机构21连接，其中，箭上敏感器包含分别与箭载计算机31连接的捷联惯组、gnss接收机32及速率陀螺33，其中，捷联惯组包含激光惯组34和光纤惯组35，所述的捷联惯组用于敏感箭体姿态信息，所述的gnss接收机32用于敏感箭体速度信息、位置信息，所述速率陀螺33用于敏感箭体姿态角速度信息。箭载计算机31用于箭上导航模块、制导模块、姿控模块解算，接收箭上敏感器信息，输出执行模块控制指令。

模拟器模块包含分别与所述的箭体模型解算模块10相连的三轴转台41、单轴转台42、多星座导航接收机模拟器43及单机模拟单元44，所述单机模拟单元44用于模拟箭体模型解算模块10输出的视加速度信息，单机模拟单元44上安装有单机模拟单元软件(vxworks)，所述三轴转台41接收箭体姿态角信息，通过三轴转台41转动激励三轴转台41上的捷联惯组，所述的捷联惯组将敏感到的姿态信息传递给箭载计算机31，所述多星座导航接收机模拟器43用于模拟卫星导航信息用于激励gnss接收机32，所述单轴转台42用于接收箭体角速度信息，通过单轴转台42转动激励单轴转台42上速率陀螺33。同时捷联惯组、速率陀螺33配置了模拟器，采用反射内存与箭体模型解算模块10相连，这样所有导航单机均可以在模拟器状态下注入故障，考核系统故障诊断及处理方案的合理可行性。

控制执行单元包含综合控制器51、伺服控制器52，用于接收控制指令，驱动伺服机构21或喷管模拟器22工作，所述的综合控制器51分别与所述的箭载计算机31及喷管模拟器22连接，所述的伺服控制器52与所述的伺服机构21连接。

数据采集处理模块包含监控与解析单元61(安装有解析软件及数据监控软件)、数据装订单元62及数据管理单元63(安装有数据库服务器软件、数据转发服务器软件、数据判读软件及显示软件)，其中，所述的监控与解析单元61通过总线分别与所述的箭体模型解算模块10、综合控制器51、伺服控制器52、箭载计算机31、三轴转台41及单轴转台42连接，所述的数据装订单元62与箭载计算机31连接，所述的数据管理单元63分别与监控与解析单元61及数据装订单元62连接，用于存储数据。

在本发明的较佳实施例中，还包含一信号综合控制单元70，所述的信号综合控制单元70与所述的数据管理单元63连接，所述的信号综合控制单元70包含试验监控设备71、主控微机单元72及若干个显示终端73。

试验信息综合方案为箭上产品通过1553b总线互联，仿真设备之间通过光纤网络，数据显示和终端采用千兆以太网互联，由此形成“三网”并立结构，以此利用1553b总线组成产品网，利用vmic光纤网络组成数据网，利用以太网组成试验控制网，三网功能明确。

试验数据采集/管理方案为箭机作为控制核心，一方面采集到大量的单机信息，另一方面作为总线bc，通过调度总线终端，获取各职能终端采集的信号，通过遥测终端的方式获取相应数据；模型解算相关的信息通过模型仿真机获取。试验数据管理系统与遥测终端和仿真机通过vmic光纤网络连接，对仿真试验过程中产生数据、进行处理和实时显示，并将数据打包通过千兆以太网传输给后端数据服务器和操作终端，用于试验完成后试验数据的管理、深度分析比较和试验报告生成。

仿真动画显示软件通过stk提供的接口开发。网络接受专业解析单元的仿真数据，解码后组成stkconnect模块规定的命令格式，实时的向stk转发，建立仿真软件和stk之间的通讯桥梁。操作者也可通过可视化的人机界面向stk发送相关命令，从仿真的结果文件生成所需的文件等。

在半物理仿真试验中，较为关注问题为箭载计算机与动力学模型机的同步问题，本方案采用关键时序信号和机遇1553总体的箭机与仿真同步方法，即利用箭机发出的关键时序信号为基准，如起飞、分离、关机等时序指令，以这些时间基准信号为依据，更新仿真机时间。箭机作为bc，采用总线固定周期(s级)同步方式确保各总线终端的时间，此时，将仿真机配置为mt，接收同步指令，更新仿真机当前时间。

s3、建立运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统试验流程，运行运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统，模拟出运载火箭飞行的六自由度数据，完成运载火箭六自由度分布式半物理仿真。

如图5所示，根据运载火箭实际发射流程，制定运载火箭六自由度分布式半物理仿真系统试验流程，可以分为试验前准备阶段、试验进行阶段和试验结束。本发明介绍的试验准备阶段不包含各单机性能测试环节，仅指设备上电、初始化等，惯组预热后，进行惯组初始对准，等待起飞控制信号。

仿真试验开始后，仿真机首先采集发动机摆角、姿控喷管信号，进行箭体动力学和运动学模型解算，解算得到的姿态参数作为三轴转台的输入，驱动转台运动，、视速度为加表模拟器输入，速度、位置为gnss星座模拟器输入，箭载计算机采集惯组和速率陀螺、gps信息，进行导航计算，然后经过制导、控制模块输出相应的控制指令，驱动伺服机构或姿控喷管工作，使发动机产生摇摆或姿控发动机产生开关动作，形成姿态控制系统闭环，同时时序系统，发出关机指令切换箭体模型和相应单机。

试验过程中相关信息依靠专用信息采集设备和箭上计算机的遥测通道下发，通过仿真试验数据处理系统实现所有试验数据的采集、实时显示和事后分析处理。试验结束后，箭载计算机复位，单机设备复位，设备下电。

本发明有效全面的对运载火箭运动规律、特性进行复现，考核控制系统方案的正确性及对干扰的适应性和飞行软件的可靠性，此方案具备兼容性和拓展性，兼顾实物、基于模型的数字模拟，具备模拟单机各种故障模式下控制系统适应能力，可适应不同型号仿真需求，具备数据实时判断、回放和入库功能，与视景仿真相结合，可完成数字仿真、半物理仿真、视景仿真，具有较高的工程应用价值。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。