[发明专利]运载火箭滚动姿态确定方法

摘要

本发明提供一种运载火箭滚动姿态确定方法，属于航天测量与控制领域。该方法采用三台高速电影摄影仪完成跟踪测量火箭垂直起飞段的测量任务。在三个测站跟踪测量的成像中均看不清一连串的红色小标志块的情况下，充分利用箭体上可以利用的成像标记长方形来完成运载火箭滚动姿态的确定。通过实战检验，该计算方法的研发，不仅准确地实现了运载火箭滚动姿态的确定，还为型号部分改进箭体结构、完善测发系统性能和提高发射过程的安全性提供了重要支持。

主权项

运载火箭滚动姿态确定方法，其特征在于，包括如下过程：定义s为高速电影摄影仪跟踪设备的投影中心；测量数据选取位置一m为箭体上长方形标记的上边沿或下边沿在箭体边缘处的成像位置点，sm′为投影中心到火箭边缘的方向；测量数据选取位置二n为长方形另一边缘点，sn′为目标的判读点方向；r为火箭半径；R为测站到发射原点的距离；认为s、o、m、n四点为同一平面；o点为箭体横截面的中心点，e为由s点至o点连线与箭体边缘的交点，g点为由n点向so连线作垂线的交点；由于：∠mse＝arcsin(r/R)利用判读系统，获得m、n两点测角测量数据，即式中，Aj,Ej分别为判读m、n两点时获取的目标测角数据；f为摄影焦距；xj,yj分别为m、n两点在像平面坐标系中的跟踪误差；将式(1)进行系统误差修正，获取m、n两点方位角数据，即A″j＝A′j+ΔA0+tg(E′j+ΔE0)[b+Isin(AH‑A′j‑ΔA0)]+csec(E′j+ΔE0) j＝m,n   (2)式中，ΔA0、ΔE0为零值误差；b为水平轴误差；I为垂直轴误差；AH为垂直轴倾斜方向的方位角；c为照准差；求得：∠m′sn′＝A″m‑A″n   (3)则ΔA＝arcsin(r/R)‑∠m′sn′   (4)令go＝a，gn＝k,sn＝l，∠gon＝γ，则：r2＝l2+R2‑2R·l·cosΔA解出在(5)中，第二项前的±符号只能取“‑”；由此确定滚动角大小αi＝γi‑γ0   (7) 。