本发明专利技术提供了一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法和装置，包括：建立箭体三维坐标系；基于箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器；基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值；根据压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据；根据箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。从而能够解决卫星整流罩分离对压力测点位置的约束影响，通过解算算法冗余设计和温度补偿设计，提高运载火箭主动段飞行攻角测量的精度和稳定性。行攻角测量的精度和稳定性。行攻角测量的精度和稳定性。
【技术实现步骤摘要】
运载火箭主动飞行段的攻角测量方法和装置
[0001]本专利技术涉及航天测控
，具体地，涉及一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法和装置。
技术介绍
[0002]嵌入式大气数据系统(Flush Air Data System)是利用飞行状态与飞行器表面压力分布之间的相关关系进行大气数据测量的，通过分布在飞行器前端的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布，并按照一定的算法解算，间接获得飞行大气参数。可实时测量飞行器的攻角、侧滑角、马赫数、动压等大气参数信息，为大气层内飞行器的飞行控制提供实时的高精度飞行来流参数。对于运载火箭而言，准确地测量出其飞行攻角、马赫数和静压等大气数据参数对运载火箭姿控和载荷设计是至关重要的，可以合理地采用减载控制技术减小火箭飞行攻角，在保证高空风场干扰飞行的安全可靠基础上，降低飞行气动载荷，进而降低结构强度设计要求，减轻结构质量，从而提高运载能力，降低发射成本。
[0003]传统大气数据测量系统(Air data sensing)是以空速管为基础进行角度测量的，探针式测量技术发展比较成熟。由于采用探针式的外置传感器测量方案，随着航空航天技术的发展，该技术方案的局限性愈加明显，在全箭气动布局、热防护及生存环境等方面难以满足航天高性能和高可靠性的任务需求。
[0004]运载火箭的飞行特点是从地面以较大的推力加速、用很短的时间穿过稠密的大气层上升到外层空间，中间经历了低速(Ma＜0.3)、亚声速(0.3≤Ma＜0.75)、跨声速(0.75≤Ma＜1.2)、超声速(1.2≤Ma＜5)和高超声速(Ma≥5)等阶段，整个飞行速域和飞行空域跨度比较大，面临严酷的气动载荷和气动加热现象；同时火箭卫星整流罩涉及分离和抛罩等程序指令，因此采用传统探针式大气数据系统测量飞行攻角在运载火箭上难以实现。虽然采用嵌入式大气数据系统，可以在不改变运载火箭气动外形前提下实现飞行攻角的测量和解算，但如何建立一套高精度的运载火箭嵌入式大气数据系统设计方法，提高测量系统可靠性，是提高运载火箭性能和运载能力的关键。
技术实现思路
[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法和装置。
[0006]第一方面，本申请实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，包括：
[0007]步骤1：建立箭体三维坐标系；
[0008]步骤2：基于所述箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器；
[0009]步骤3：基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值；
[0010]步骤4：根据所述压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据；
[0011]步骤5：根据所述箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。
[0012]可选地，所述步骤1包括：
[0013]设置坐标系的原点O位于星整流罩实际尖点，X轴沿箭体轴线指向发动机，Y轴在中纵平面内且指向上方，Z轴垂直于中纵平面，其中，坐标轴的指向根据右手法则确定。
[0014]可选地，所述步骤2包括：
[0015]在坐标系原点O左右偏置50mm处设置2个压力传感器测点，用于测量总压的变化情况；
[0016]在YOZ平面内的卫星整流罩母线上，水平左右对称布置4个压力传感器测点，用于测量侧滑角方向的压力变化情况；
[0017]在XOY平面内的卫星整流罩母线上，竖直上下对称布置4个压力传感器测点，用于测量攻角方向的压力变化情况；
[0018]在XOY平面内的卫星整流罩筒段母线上，竖直上下对称布置2个压力传感器测点，用于测量静压的变化情况。
[0019]可选地，所述步骤3中采用独立于火箭电气和遥测系统之外的回收式采集系统进行单独供配电和数据采集、存储、传输。
[0020]可选地，所述步骤2中的各个测点位置处的压力传感器采用冗余方式配置，当存在测点数据采集故障时，通过冗余的压力传感器获取压力信号值。
[0021]可选地，还包括：
[0022]步骤6：根据所述箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算火箭主动飞行段的大气数据，并对解算的精度及有效性进行评估；其中，所述大气数据包括：马赫数、动压。
[0023]第二方面，本申请实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量装置，包括：
[0024]坐标系构建模块，用于建立箭体三维坐标系；
[0025]压力测点布设模块，用于基于所述箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器；
[0026]采集模块，用于基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值；
[0027]数据修正模块，用于根据所述压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据；
[0028]数据解算模块，用于根据所述箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。
[0029]可选地，所述坐标系构建模块，具体用于：
[0030]设置坐标系的原点O位于星整流罩实际尖点，X轴沿箭体轴线指向发动机，Y轴在中纵平面内且指向上方，Z轴垂直于中纵平面，其中，坐标轴的指向根据右手法则确定。
[0031]可选地，所述压力测点布设模块，具体用于：
[0032]在坐标系原点O左右偏置50mm处设置2个压力传感器测点，用于测量总压的变化情况；
[0033]在YOZ平面内的卫星整流罩母线上，水平左右对称布置4个压力传感器测点，用于测量侧滑角方向的压力变化情况；
[0034]在XOY平面内的卫星整流罩母线上，竖直上下对称布置4个压力传感器测点，用于测量攻角方向的压力变化情况；
[0035]在XOY平面内的卫星整流罩筒段母线上，竖直上下对称布置2个压力传感器测点，用于测量静压的变化情况。
[0036]可选地，所述采集模块中采用独立于火箭电气和遥测系统之外的回收式采集系统进行单独供配电和数据采集、存储、传输。
[0037]可选地，所述压力测点布设模块中的各个测点位置处的压力传感器采用冗余方式配置，当存在测点数据采集故障时，通过冗余的压力传感器获取压力信号值。
[0038]可选地，所述数据解算模块，还用于：根据所述箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算火箭主动飞行段的大气数据，并对解算的精度及有效性进行评估；其中，所述大气数据包括：马赫数、动压。
[0039]第三方面，本申请实施例提供一种运载火箭主动飞行段的攻角测量设备，包括：处理器和存储器，所述存储器中存储有可执行的程序指令，所述处理器调用所述存储器中的程序指令时，所述处理器用于：
[0040]执行如第一方面中任一项所述的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法的步骤。
[0041]第四方面，本申请实施例本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，其特征在于，包括：步骤1：建立箭体三维坐标系；步骤2：基于所述箭体三维坐标系，在运载火箭卫星整流罩球头顶点、水平锥面和垂直锥面上的测点位置处设置压力传感器；步骤3：基于独立设置的采集系统，获取各个测点位置处的压力信号值；步骤4：根据所述压力信号值进行温度和测量管损效应修正，得到箭体表面压力数据；步骤5：根据所述箭体表面压力数据、地面校准试验或气动仿真预示拟合给出的系数矩阵，解算出火箭的飞行攻角。2.根据权利要求1所述的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，其特征在于，所述步骤1包括：设置坐标系的原点O位于星整流罩实际尖点，X轴沿箭体轴线指向发动机，Y轴在中纵平面内且指向上方，Z轴垂直于中纵平面，其中，坐标轴的指向根据右手法则确定。3.根据权利要求2所述的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，其特征在于，所述步骤2包括：在坐标系原点O左右偏置50mm处设置2个压力传感器测点，用于测量总压的变化情况；在YOZ平面内的卫星整流罩母线上，水平左右对称布置4个压力传感器测点，用于测量侧滑角方向的压力变化情况；在XOY平面内的卫星整流罩母线上，竖直上下对称布置4个压力传感器测点，用于测量攻角方向的压力变化情况；在XOY平面内的卫星整流罩筒段母线上，竖直上下对称布置2个压力传感器测点，用于测量静压的变化情况。4.根据权利要求1所述的运载火箭主动飞行段的攻角测量方法，其特征在于，所述步骤3中采用独立于火箭电气和遥测系统之外的回收式采集系统进行单独供配电和数据采集、存储、传输。5.根据权利要求1
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【专利技术属性】
技术研发人员：程川，朱亮聪，毛玉明，刘锦凡，王吉飞，王亚博，宣传伟，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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