[发明专利]一种基于外测加速度的箭上动力情况判决方法

说明书

本发明公开了一种基于外测加速度的箭上动力情况判决方法，该判决方法包括以下步骤：(1)、对火箭发射过程中的各个相关参数进行初始赋值；(2)、根据外测加速度同动力参数的关联模型计算事前动力判决安全区域；(3)、根据步骤(2)计算得到的事前动力安全区域，实时比较外测加速度测量结果同所述事前动力安全区域的位置关系，当外测加速度超出所述事前动力安全区域时判决“动力异常”，否则判决为“动力正常”。本发明提供的基于外测加速度的箭上动力情况判决方法建立动力参数同外测加速度的融合关联模型，并通过此模型计算相应的事前判决安全区域，实时通过此安全区域判决动力情况，满足无遥测参数时地面安控系统动力情况的判决需求。

技术领域

本发明涉及航天地面安全控制领域，具体涉及一种基于外测加速度的箭上动力情况判决方法。

背景技术

地面安全控制系统是航天发射中不可或缺的重要组成部分，是最大限度保护人民生命财产安全的有效手段，地面安控判决作为安控实施的主要依据，要求在使用外测信息源进行判决时应参考遥测信息源进行确认，其中箭上动力系统参数是主要的遥测信息源。

目前地面安控系统对箭上动力情况的判决方法是比较实时下传发动机动力遥测参数和事前计算动力安全区域的大小，当实时参数大小超出事前安全区域时判断为“异常”，当实时参数没有超出事前安全区域时判断为“正常”。某些箭上目标由于装备发展往往需要不安装遥测发射设备或者不向地面下传遥测动力参数，从而导致无法进行箭上动力情况的判决。

发明内容

本发明的目的就是为了解决上述问题，提供了一种基于外测加速度的箭上动力情况判决方法。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种基于外测加速度的箭上动力情况判决方法，所述判决方法包括如下步骤：

(1)、对火箭发射过程中的理论俯仰角φ、理论偏航角ψ、理论弹道倾角θ、理论弹道偏角σ、理论攻角α、理论侧滑角β、气动特性系数C_x和飞行速度V、目标瞬时质量m、目标最大截面积S_m、发动机喷口截面积S_a、发动机推力特性参数a₀与b₀、发动机压力参数允许变化范围ΔP_r进行初始赋值；

(2)、外测加速度同动力参数(发动机压力)的关联模型为：

其中P_r为理论动力参数(发动机压力)，g_i、分别为引力加速度、柯氏加速度和牵连加速度在i方向(x、y、z)的分量，q为速度头，p_a为发动机喷管口燃气压强，p为大气压强(随着高度的变化而变化)；

(3)、假设a₀＞0，通过步骤(2)中所述外测加速度同动力参数的关联模型计算事前动力判决安全区域存在以下关系：

事前动力安全区域为：

(4)、利用步骤(3)中计算得到的事前动力安全区域，实时比较外测加速度测量结果同所述事前动力安全区域的位置关系，当外测加速度超出所述事前动力安全区域时判决“动力异常”，当外测加速度未超出所述事前动力安全区域时判决为“动力正常”。

进一步的，所述步骤(2)中空气密度ρ和大气压强p采用1976年美国标准大气模型计算得到。

进一步的，所述步骤(2)中所述速度头q的计算公式为

进一步的，所述理论动力参数P_r为6兆帕斯卡，所述发动机压力参数允许变化范围ΔP_r为[-3，3]兆帕斯卡。