[发明专利]一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法

权利要求书

1.一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统，其特征在于：包括动力学仿真机、伺服控制系统、舵机加载系统、三轴转台、光纤惯组、GNSS模拟器；

动力学仿真机根据发射的初始条件、箭体姿态、速度、位置、实际舵偏角进行箭体运动方程解算，并计算出下一节拍箭体受力及力矩情况，根据箭体质量及箭体转动惯量计算得出箭体下一节拍加速度及角速度增量信息，将计算的子级箭体质心加速度发送至综合控制器，根据计算的角速度增量更新当前节拍姿态四元数，计算箭体子级坐标系转发射惯性坐标系姿态转换矩阵，并根据姿态转换矩阵计算当前节拍发射惯性坐标系下的姿态角信息，根据仿真时间，将发射惯性坐标系下姿态角信息转换为发射坐标系姿态角信息，将该姿态角信息发送至三轴转台，将解算的箭体质心速度、位置、姿态信息发送至舵机加载系统，将解算的箭体质心位置发送给GNSS模拟器；

光纤惯组置于三轴转台上，三轴转台根据姿态角信息控制转台旋转，光纤惯组敏感转台动作，输出角速度信号给综合控制器；

综合控制器采样子级箭体质心加速度信息以及光纤惯组角速度信息，根据控制律给出程序摆角信号，并输出至伺服控制系统，同时接收GNSS模拟器射频信号，将位置信息用于组合导航；

舵机加载系统，根据动力学仿真机给出的箭体速度、位置、姿态，根据空气动力学模型输出阻尼力矩并加载至舵机；

伺服控制系统根据程序摆角信号控制舵机动作、并采集实际舵偏角，将采集的实际舵偏角通过综合控制器发送至动力学仿真机；

GNSS模拟器根据动力学仿真机输出位置信息模拟卫星导航星座信号，通过射频设备对外发射。

2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的动力学仿真机通过下述递推方程计算子级箭体质心速度位置：

其中，为子级箭体在当前节拍下受到的气动力；当前节拍重力，m为子级箭体质量，子级箭体质心位置矢量，Ma马赫数、α气动攻角，δ等效舵偏角。

3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：所述的动力学仿真机通过下述递推方程计算箭体子级坐标系下角速度增量：

其中，为在当节节拍子级箭体相对于质心受到外力矩，I为子级箭体的惯性张量，为子级箭体绕质心角速度矢量。

4.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：伺服控制系统与综合控制器之间通过CAN总线连接，接收程序摆角信号，并通过CAN总线网络返回实际舵偏角信息。

5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于：舵机加载系统与伺服控制系统通过机械结构刚性连接，根据CAN网络中动力学仿真机下发的子级箭体质心位置、速度、姿态及根据拉偏实验需求设置风速、风向约束，实时输出阻尼力矩，该阻尼力矩通过所述机械结构加载至舵机。

6.一种火箭子级回收综合控制器半实物仿真测试方法，其特征在于通过下述方式实现：

步骤一，动力学仿真机根据发射的实际初始条件、火箭子级当前时刻速度、位置，姿态和实际舵偏角进行箭体姿态计算，将计算的发射惯性系下箭体姿态角发送至三轴转台，将计算的子级箭体质心加速度信息发送至综合控制器；将子级箭体质心位置发送给GNSS模拟器，三轴转台根据发射惯性系下箭体姿态角信号控制转台旋转，安装在三轴转台上的光纤惯组敏感转台动作，输出角速度信号给综合控制器；

步骤二，综合控制器采样GNSS模拟器输出子级箭体位置、动力学仿真机输出加速度信息、光纤惯组输出角速度信号,根据控制律给出控制时序及程序摆角信号，并输出至伺服控制系统；伺服控制系统控制舵机工作；经舵机加载系统模拟飞行过程所受的气动力后，伺服控制系统采集舵偏角度给综合控制器，并发转给动力学仿真计算机；

步骤三，舵机加载系统根据动力学仿真机解算的箭体位置、箭体速度、箭体姿态输出阻尼力矩并加载到舵机；

步骤四，迭代步骤一到步骤三，根据阶段控制要求开始导航控制；满足距离目标点距离及近垂直地面姿态要求后停止仿真；根据仿真结果对控制率设计、制导方法和落点回收精度的可行性进行分析和验证。