[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

说明书

本发明涉及一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法，系统包括动力学仿真机、伺服控制系统、舵机加载系统、三轴转台、光纤惯组、GNSS模拟器；动力学仿真机用于箭体姿态解算；伺服控制系统用于舵机动作控制、实际舵偏角采集；舵机加载系统用于阻尼力矩输出；三轴转台用于接收动力学仿真机发射坐标系姿态角信息，驱动转台旋转；光纤惯组测量自身惯性信息；GNSS模拟器，接收动力学仿真机位置信息，用于模拟卫星导航星座信息，利用本发明，可提高返回式运载火箭自主导航、姿态控制过程的仿真及算法验证问题。

技术领域

本发明涉及仿真技术领域，尤其是一种返回式火箭综合控制器仿真测试技术及算法验证。

背景技术

火箭子级降落回收综合控制器(简称综合控制器)是火箭返回控制的核心控制部件，它采集火箭子级分离信号、光纤惯组信号，GNSS导航接收机信号，根据制导方法及控制率输出栅格翼舵机摆角信号，它对火箭返回子级位置精度，制导算法、姿态稳定性控制起着决定性的作用。因此，对其自身算法的设计验证工作必不可少。

目前对子级降落回收控制器的测试可以分为硬件功能测试、软件模型仿真测试。由于火箭子级降落的高动态特性，上述、软件模型仿真测试无法考核火箭子级返回过程的完整过程及控制信息，且栅格翼偏角反馈无法应用于稳定控制，不能覆盖降落回收过程约束条件，导致火箭子级降落回收控制算法得不到充分验证。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提供一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法，利用本发明，可提高返回式运载火箭自主导航、姿态控制过程的仿真及算法验证问题。

本发明解决技术的方案是：一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统，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。

优选的，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。

优选的，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：