[发明专利]基于飞行试验数据的弹道重构方法

说明书

本发明提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该方法包括：获取飞行器的实际飞行参数；根据实际飞行参数分别解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识；根据实际飞行参数分别解算飞行器的理论受力和理论受力矩；根据飞行器的实际受力和理论受力解算飞行器受力的天地差异，并根据飞行器的实际受力矩和理论受力矩解算飞行器受力矩的天地差异；根据飞行器受力的天地差异和飞行器受力矩的天地差异进行弹道重构，并根据弹道重构的结果判断飞行器是否正确执行制导控制策略以及力学特性辨识是否正确以验证重构弹道。应用本发明的技术方案，以解决现有技术中弹道重构方法通用性和可靠性低的技术问题。

技术领域

本发明涉及飞行试验数据分析技术领域，尤其涉及一种基于飞行试验数据的弹道重构方法。

背景技术

完成飞行试验后，制导控制专业需要对飞行试验数据进行分析，一方面对制导控制系统在整个飞行试验过程中工作是否正常，控制规律是否符合预期等进行确认，另一方面，需要对飞行器实际飞行过程中的受力情况进行离线辨识，为总体、结构、气动等相关专业的试验结果分析提供基础。通过飞行试验数据重构飞行弹道是进行制导控制系统设计有效性验证和为其他专业提供飞行试验结果分析依据的重要手段，是飞行试验数据分析的重要前提。

现有技术中各型号之间没有统一的飞行试验弹道重构方法，且对飞行试验数据分析的一般是通过动力学模型辨识飞行器力学特性，进而分析天地差异，现有技术中的弹道重构方法往往缺少对辨识结果的验证，以及对飞行试验过程中制导控制策略是否正确执行的全面分析，这导致弹道重构方法通用性和可靠性较低。

发明内容

本发明提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，能够解决现有技术中弹道重构方法通用性和可靠性低的技术问题。

本发明提供了一种基于飞行试验数据的弹道重构方法，该弹道重构方法包括：获取飞行器根据制导控制策略在实际飞行过程中的实际飞行参数；根据实际飞行参数分别解算飞行器的实际受力和实际受力矩以完成飞行器的力学特性辨识；根据实际飞行参数分别解算飞行器的理论受力和理论受力矩；根据飞行器的实际受力和理论受力解算飞行器受力的天地差异，并根据飞行器的实际受力矩和理论受力矩解算飞行器受力矩的天地差异；根据飞行器受力的天地差异和飞行器受力矩的天地差异进行弹道重构，并根据弹道重构的结果判断飞行器是否正确执行制导控制策略以及力学特性辨识是否正确以验证重构弹道。

进一步地，实际飞行参数包括飞行器的质量、速度、角速度、纬度、高度、舵偏角和喷管摆角。

进一步地，飞行器的实际受力根据解算，其中，和分别为飞行器的实际受力在弹体系各轴的分量，a_x、a_y和a_z分别为根据飞行器的速度获得的在弹体系各轴的加速度分量，m为飞行器的质量。

进一步地，飞行器的实际受力矩根据解算，其中，M_{x_r}、M_{y_r}和M_{z_r}分别为飞行器的实际受力矩在弹体系各轴的分量，J_x、J_y和J_z分别为飞行器相对于弹体系各轴的转动惯量，和分别为飞行器的角速度在弹体系各轴的分量，t为飞行器的实际飞行时间。

进一步地，根据实际飞行参数解算飞行器的理论受力和理论受力矩具体包括：根据飞行器的速度解算飞行器的马赫数、攻角、侧滑角和动压；根据飞行器的纬度和高度解算飞行器的重力加速度；根据飞行器的马赫数、攻角、侧滑角、动压、重力加速度、质量、舵偏角和喷管摆角解算飞行器的理论受力和理论受力矩。

进一步地，飞行器的马赫数根据解算，其中，Ma为飞行器的马赫数，和分别为飞行器的速度经过风修正后在地理系各轴的分量，T为大气静温。

进一步地，飞行器的攻角和侧滑角根据解算，其中，α为飞行器的攻角，β为飞行器的侧滑角，和分别为飞行器的速度经过风修正后在弹体系各轴的分量。