通用化姿态控制地面试验系统的制作方法

1.本发明涉及导弹总体技术领域，具体地，涉及一种通用化姿态控制地面试验系统。


背景技术：

2.为满足全方位姿态快速调转和高机动快响应需求，导弹往往采用直接力姿态控制方式。为验证该控制方式，通常需要在地面对其进行试验。传统的地面姿态控制试验系统通用性不佳，研制新型号的同时需要新研一套地面试验系统。
3.公开号为cn107861386b的发明专利，公开了一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制地面验证系统及其控制方法，地面验证系统包括台下主控模块、台载控制计算机、姿态确定模块、执行机构模块以及三轴气浮台；所述地面验证系统是一类通用化验证系统，姿态确定模块选择该模块内不同敏感器组合验证敏感器失效等多种工况，通过台下主控模块选择台载控制计算机中姿态控制算法，完成不同姿态控制算法对比分析。所述基于角速度观测器的抗干扰姿态控制方法运行于台载控制计算机，能解决角速度信息缺失、载荷扰动情况下姿态控制系统可靠性差、抗干扰能力弱的问题。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种通用化姿态控制地面试验系统。
5.根据本发明提供的一种通用化姿态控制地面试验系统，所述方案如下：
6.一种通用化姿态控制地面试验系统，所述系统包括：试验台、测控设备、摄录设备和遥测设备；
7.所述试验台用于安装试验弹，所述试验弹和测控设备电连接，测控设备用于向试验弹提供工作电源，并驱动试验弹运行试验程序，姿态控制装置按照程序要求进行工作；
8.所述摄录设备通过线缆与测控设备相连，实验开始后，测控设备向摄录设备发送时统信号，高速摄像机接收到信号后开始记录试验影像信息，遥测设备也同时记录试验遥测信息；
9.通过回放试验影像信息，获得姿态控制装置工作情况；通过试验遥测信息，获得导弹转弯时间、转弯到位精度、姿控发动机响应时间和弹体响应时间在内的相关参数。
10.优选地，所述试验弹由前弹身、转动关节和后弹身组成，通过替换转动关节适应不同弹径的导弹。
11.优选地，所述前弹身安装有被试姿态控制装置、飞行控制设备、弹上电缆以及对外电气接口；所述试验弹通过对外电气接口和测控设备相连。
12.优选地，所述后弹身内部设置有配重块，通过调节配重块，保证试验弹和导弹产品的转动惯量一致，并且重心通过转动关节转动轴。
13.优选地，所述转动关节安装于试验台上，所述试验台上设置有水平调节垫块，用于调平试验台，并通过水平仪进行检验。
14.优选地，所述转动关节分别通过上法兰和下法兰，与前弹身和后弹身相连，上法兰
和下法兰通过滚转滚动轴承与转动关节本体相连，实现滚动方向自由度。
15.优选地，所述转动关节包含俯仰支架，俯仰支架通过俯仰滚动轴承与试验台相连，实现俯仰方向自由度。
16.优选地，所述俯仰方向活动范围为-80度至80度，滚动方向不限。
17.优选地，各自由度方向转轴处有量角装置。
18.优选地，试验开始前，滚动、俯仰自由度均由剪切销锁死。
19.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
20.1、本发明能够获取导弹转弯时间、转弯到位精度、姿控发动机响应时间、弹体响应时间等多种参数，为姿态控制装置设计提供试验保障；
21.2、本发明中同一套系统可应用于不同弹径导弹，可显著降低研制周期和成本。
附图说明
22.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
23.图1为本发明实施例提供的一种通用化姿态控制地面试验系统示意图；
24.图2为本发明实施例提供的转动关节示意图。
具体实施方式
25.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
26.本发明实施例提供了一种通用化姿态控制地面试验系统，参照图1所示，该系统具体包括试验台、测控设备、摄录设备和遥测设备。
27.试验台用于安装试验弹，所述试验弹和测控设备电连接，测控设备用于向试验弹提供工作电源，并驱动试验弹运行试验程序，姿态控制装置按照程序要求进行工作；
28.摄录设备通过线缆与测控设备相连，实验开始后，测控设备向摄录设备发送时统信号，高速摄像机接收到信号后开始记录试验影像信息，遥测设备也同时记录试验遥测信息；
29.通过回放试验影像信息，获得姿态控制装置工作情况；通过试验遥测信息，获得导弹转弯时间、转弯到位精度、姿控发动机响应时间和弹体响应时间在内的相关参数。本实施例中摄录设备可选用高速摄像机。
30.参照图1和图2所示，试验弹由前弹身、转动关节和后弹身组成，通过替换转动关节可以适应不同弹径的导弹，实现通用化。
31.前弹身安装有被试姿态控制装置、飞行控制设备、弹上电缆以及对外电气接口；姿态控制装置提供试验弹姿态运动所需的力矩；飞行控制设备用于试验弹的信息处理；弹上电缆连接弹上各设备，使之组成一个整体；试验弹通过对外电气接口和测控设备相连；测控设备向试验弹提供工作电源，向试验弹发送预装参数并驱动试验弹运行试验程序，姿态控制装置按程序工作，带动试验弹完成滚转拐弯动作。
32.后弹身内部设置有配重块，通过调节配重块，保证试验弹和导弹产品的转动惯量一致，并且重心通过转动关节转动轴。
33.转动关节分别通过上法兰和下法兰，与前弹身和后弹身相连，上法兰和下法兰通过低阻力的滚转滚动轴承与转动关节本体相连，实现滚动方向自由度。转动关节包含俯仰支架，俯仰支架通过低阻力俯仰滚动轴承与试验台相连，实现俯仰方向自由度。转动关节具有俯仰方向和滚动方向两个自由度，不仅可用于验证俯偏通道姿控响应，也可用于验证滚转拐弯初制导，俯仰方向可活动范围为-80度至80度，滚动方向不限。
34.该系统可用于验证多类型姿态控制装置，如脉冲发动机组合式姿态控制装置或燃气阀门调节式姿态控制装置，因此，同一套系统可应用于不同姿态控制方式的导弹。
35.转动关节安装于试验台上，试验台上设置有水平调节垫块，用于调平试验台，并通过水平仪进行检验。根据试验要求，调整试验弹姿态，使之处于滚转拐弯前的初始姿态，并通过转轴处量角装置进行定位。试验开始前，滚动、俯仰自由度均由剪切销锁死，保证试验弹姿态稳定。各自由度方向转轴处有量角装置。试验开始前，滚动、俯仰自由度均由剪切销锁死，保证试验弹姿态稳定。
36.接下来，对本发明进行更为具体的说明。
37.实施原理：
38.正式试验前，完成试验台的固定及调平工作；完成试验弹的总装测试；将试验弹吊装至试验台；敷设、连接试验电缆；并根据试验要求，调整试验弹的初始姿态。
39.正式试验开始后，测控设备进行加电；通过测控设备对试验弹进行加电并和试验弹建立通信；测控设备接收到试验弹准备好信号后，按下发射按钮；试验弹收到发射信号后转入飞行控制程序；姿态控制装置点火工作并带动试验弹完成滚转拐弯动作；同时，高速摄像记录下姿态控制装置的工作情况、试验弹的滚转拐弯动作，遥测设备记录下试验弹转弯时间、转弯到位精度、姿控发动机响应时间、弹体响应时间等多种参数。
40.试验结束后，试验弹回平，拔出电缆，吊离试验台。单次试验结束。
41.本发明实施例提供了一种通用化姿态控制地面试验系统，可应用于多类型姿态控制装置，比如脉冲发动机组合式、燃气阀门调节式；也可应用于多种姿态控制场景，比如初制导滚转拐弯、末制导直接力姿态控制。系统能获取导弹转弯时间、转弯到位精度、姿控发动机响应时间、弹体响应时间等多种参数，为姿态控制装置设计提供试验保障。同时，同一套系统可应用于不同弹径导弹，可显著降低研制周期和成本。
42.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
43.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。