[发明专利]一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法

说明书

本发明公开了一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法，包括设计静态测试、开环测试、闭环测试进行运载火箭箭体模型校核、验证与确认；采用标准化的脚本文件，将制导系统的偏差参数和姿控系统的偏差参数编制为多条试验用例，实现不同偏差注入到简体数学模型中；箭载计算机和地面仿真系统连接形成闭环，分别运行飞行控制软件和箭体模型仿真软件，试验用例进行遍历测试，确定边界试验用例；将主要测试单元连接形成闭环，开展硬件在环仿真试验。本发明的有益效果：通过设计制导、姿控同步仿真验证技术，在同一平台上实现了制导系统与姿控系统不同指标的同步考核，节省了仿真试验资源，节省了人力成本，确保了仿真模型与软件版本更新一致性。

技术领域

本发明涉及运载火箭控制系统的仿真验证与测试方法。

背景技术

在运载火箭控制系统传统研制过程中，制导系统与姿态控制系统由于考核指标不一样，需要研制两套仿真系统以供开展闭路制导仿真试验六自由度姿控仿真试验。在传统仿真试验模式下，需要配备两组试验人员、两套仿真软件，存在试验资源成本高、人力成本较高、试验周期过长、软件版本更新不一致等问题。

针对相关技术中的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

发明内容

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出了一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法，在同一平台上实现制导系统与姿控系统不同指标的同步考核。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法，包括：

1.运载火箭箭体模型校核、验证与确认(VVV&A)。

根据需求，设计基于单机模型模块的静态测试、基于箭体模型的开环测试、基于仿真流程的闭环测试等方法，确保用于仿真试验的数学模型和制导控制率实现的正确性和可靠性。

1)静态测试：运载火箭运动学与动力学模采用Matlab/Simulink与c语言混合编程方式实现，将发动机推力模型、伺服机构模型、惯性器件模型、风场引力场模型以及导航计算、弹道参数计算、迭代制导计算、气动力与力矩计算、导引及关机计算、姿态控制网络计算、控制指令输出计算的编码成c语言函数。将此函数封装为Simulink图形化子模块。给定阶跃信号输入，比较输出实际值与理论值，偏差若在允许范围(一般为0.1％以内)则通过静态测试。

2)开环测试：将通过静态测试的子模块按照信号流搭建运载火箭六自由度仿真模型，顺序为执行机构模型计算→箭体总体参数计算→风场引力场模型计算→攻角侧滑角计算→发动机推力气动力计算→发动机摆角合成计算→力与力矩计算→弹性晃动方程计算→速度位置姿态计算→惯性器件测量方程计算→惯性器件单机模型计算。给定输入，校验输出值的大小和延迟，偏差若在允许范围内则通过开环测试。

3)闭环测试：需将通过开环测试的六自由度仿真模型接入制导控制回路中形成闭环。制导控制的信息流顺序为读取仿真模型的脉冲数→导航参数计算→程序角计算→导引及关机计算→姿控网络计算→控制指令输出。给定输入与停止条件，进行闭环计算，比较理论值与实际值，偏差若在允许范围内则通过闭环测试。

2.箭体模型偏差同步导入。

制导系统主要考核飞行精度指标，姿控系统主要考核飞行稳定性指标，根据不同的考核需求，采用标准化的脚本文件，按照偏差组合规则将制导系统的偏差参数和姿控系统的偏差参数编制为多条试验用例，实现不同偏差导入到简体数学模型中。

1)选定偏差项：综合考虑制导偏差与姿控偏差的铰链与分解情况，编制偏差目录文件，选型的偏差项包括：质量偏差、姿态偏差、质心偏差、位置偏差、速度偏差、角速度偏差、加速度偏差、大气偏差、风场偏差、推力偏差、气动力偏差、惯组偏差、弹性偏差、器件安装偏差。