一种使用卧式三轴转台验证2-3-1转序飞行运动模型的半实物仿真方法与流程

1.本发明一种使用卧式三轴转台验证2-3-1转序飞行运动模型的半实物仿真方法，属飞行器控制仿真领域，涉及飞行器绕心运动模型和姿控系统的半实物仿真。


背景技术：

2.对于飞行器姿态控制系统等的检验主要依靠飞行试验，为确保飞行试验成功，飞行试验前的半实物仿真必不可少。半实物仿真是将所验证系统的部分硬件接入到回路当中，这部分硬件，通常包括：弹载计算机、惯组、舵系统等。对于惯组在控制系统中性能的验证往往需要三轴转台。
3.三轴转台一般分为卧式转台和立式转台，其中卧式转台一般用于使用3-2-1转序飞行运动模型的姿控系统性能验证，而立式转台一般用于使用2-3-1转序运动模型的姿控系统性能验证。卧式转台外框轴是俯仰轴，中框轴是偏航轴，内框轴是滚转轴。由于企业资质、转台性能、资金、人力等限制，有时会使用卧式转台进行2-3-1转序的半实物仿真。此时，常用的方法有两个，一是直接将仿真机解算的弹体姿态角给转台，二是将卧式转台的外框作为偏航框，中框作为俯仰框，即将仿真机解算的俯仰角给中框，偏航角给内框。
4.事实上，若惯组采用的三轴陀螺(角度陀螺)，则方法二是可行的。若采用的是角度率陀螺，则这两种方法都是不准确的，方法误差较大。而随着mems技术的发展，越来越多的微机电角速率陀螺被用于导弹中，此时，若使用卧式转台进行2-3-1转序半实物仿真，则传统的两种方法误差不可再被忽略。


技术实现要素：

5.本发明提出一种使用卧式三轴转台验证2-3-1转序飞行运动模型的半实物仿真方法，能很好的减小上述方法误差。该发明在不考虑地球自转时理论上无方法误差。但是在实际使用时由于惯性器件精度、转台精度、安装偏差、截断误差等诸多因素，导航组件按照此方法解算的姿态角与原始姿态角之间仍存在一定偏差，尽管如此，相比传统的两种方法，该偏差较小。
6.本发明的技术解决方案是：
7.本发明与传统的两种方法相比优点在于：
8.(1)本文提出的方法在不考虑地球自转时，理论上不存在方法误差。但是实际上由于地球自转、转台精度、惯组安装偏差、惯组元件零漂、初始对准偏差、四阶l-k方法误差、数据截断误差等一系列因素影响，按照本文方法进行半实物仿真最终的导航结果与原始数据之间仍然存在一定偏差；
9.(2)对于近程导弹而言，往往忽略地球曲率和自转，且往往使用2-3-1转序运动模型，因此本文提出的方法对于近程导弹而言有极大的契合度；
10.(3)本文提出的卧式转台转台验证2-3-1运动模型的半实物仿真方法，需要根据弹
体三轴角速度实时解算转台转角，使用四阶l-k法解算，运算量较小，不会再半实物仿真时额外增加系统的链路传输延时；
11.(4)相比于传统两种方法，本文提出的方法适用性更高。例如弹体进行大俯仰大偏航机动时，按照传统的两种方法使用卧式三轴转台进行半实物仿真验证可能不适合，而本提出的方法仍是可行的。
附图说明
12.图1：按照后文具体步骤，使用卧式转台进行2-3-1转序弹体运动模型半实物仿真流程图
13.图中
14.核心算法1-具体实施方式的步骤(2)；
15.黑色箭体-箭头指向表征数据流关系，箭头尾部是数据发出端，箭头指向数据接收端。
16.图2：验证上述步骤的数学仿真流程图
17.图中
18.①
、
②
、
③‑
为验证本文所提方法可行性的三种数学仿真流程，
①
为本文所提方法复现，
②
、
③
为对照流程；
19.②
中，直接将俯仰、偏航、滚转角给对应的转台各框；
20.③
中，将卧式转台的外框轴视为偏航轴，中框轴视为俯仰轴，转台的初始零位也要做对应调整；
21.图3、图4：部分数学仿真验证数据；
22.图4a：三种流程与滚转角速度与原始角速度对比；
23.图4b：图4a的局部放大。
具体实施方式
24.一种使用卧式三轴转台验证2-3-1转序飞行运动模型的半实物仿真方法：
25.(1)单机(仿真机)使用四阶l-k法解算2-3-1转序下弹体绕心的运动模型：
[0026][0027][0028]
其中m
x
、my、mz是弹体所受的合外力矩，j
x
、jy、jz是弹体绕三个惯性主轴的转动惯量，ω
x
、ωy、ωz是弹体的三轴角速度，θ、ψ、γ分别是俯仰角、偏航角、滚转角。
[0029]
(2)将从(1)中解算的三个角速度作为公式(2)的输入，解算下列微分方程组：
[0030][0031]
其中，θ
zt_w
、ψ
zt_w
、γ
zt_w
是根据弹体三个角速度重新解算的卧式转台应转的角度，θ
zt_w
是卧式三轴转台外框转角，ψ
zt_w
是卧式三轴转台中框转角，γ
zt_w
是卧式三轴转台内框转角。
[0032]
(3)按照(2)中解算的转角驱动转台转动，并由转台上的角速率陀螺对转台三轴角速度进行敏感，在不考虑地球自转时，角速率陀螺敏感的角速度方程数学模型如下：
[0033][0034]
其中，ω
x_w
、ω
y_w
、ω
z_w
是转台上的角速率陀螺敏感到的“弹体”角速度。
[0035]
(4)使用初始对准值、(3)中的“弹体”角速度应用四元数法进行“弹体”姿态角解算，如果俯仰、偏航角不会接近90
°
，则可以使用如下解耦矩阵进行“弹体”姿态角解算：
[0036][0037]
其中θ
js
、ψ
js
、γ
js
为导航解算的弹体姿态角。
[0038]
由此即实现了一种使用卧式三轴转台验证2-3-1转序飞行运动模型的半实物仿真方法，理论上该方法不存在方法误差，但是在实际使用时由于惯性器件精度、转台精度、安装偏差、截断误差等诸多因素，导航组件按照此方法解算的姿态角与原始姿态角之间仍存在一定偏差，但是相比传统的两种方法，该偏差较小，且适用性更强。
[0039]
为充分验证本文所提方法的准确性，本文设置了两个对照流程，对照流程实现步骤如下：
[0040]
(5)重复(1)；
[0041]
(6)将(5)解算的俯仰角给卧式转台外框，偏航角给卧式转台中框，滚转角给卧式转台内框；
[0042]
(7)重复(3)和(4)，获得导航结果；
[0043]
(8)重复(1)；
[0044]
(9)将(8)解算的俯仰角给卧式转台中框，偏航角给卧式转台外框，滚转角给卧式转台内框。并将卧式转台中框轴作为俯仰轴，外框轴作为偏航轴来设定初始姿态；
[0045]
(10)重复(3)和(4)，获得导航结果。
[0046]
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。