一种运载火箭姿态控制系统仿真方法及其系统技术方案

本申请公开了一种运载火箭姿态控制系统仿真方法及其系统，其中运载火箭姿态控制系统仿真方法具体包括以下步骤：上位机编译仿真模型、生成可执行程序下载到仿真计算机；上位机运行仿真模型，选择仿真模式；工控机模拟飞行试验流程，将飞行控制软件上传至飞行控制组合中并启动；上位机控制仿真计算机向飞行控制组合发送点火、起飞指令信号，仿真计算机解算获取姿态角及姿态角速度测量信息，并将其发送给飞行控制组合；飞行控制组合接收点火、起飞指令信号后工作，通过接收的测量信息发出执行机构控制指令。本申请实现了理论控制器、飞控软件算法、飞行控制组合、伺服机构的逐级、分层验证，便于问题定位与分析，保证了试验过程安全、可靠。可靠。可靠。

【技术实现步骤摘要】
一种运载火箭姿态控制系统仿真方法及其系统


[0001]本申请涉及火箭领域，具体地，涉及一种运载火箭姿态控制系统仿真方法及其系统。

技术介绍

[0002]目前火箭中的固体助推运载器通常采用大功率机电伺服机构和末修姿控动力系统，姿控设计在飞行各阶段均采用裕度设计，以实现在各种偏差工况和干扰因素作用下，能够完成整个飞行过程的稳定控制。通过姿控系统等效器仿真、半实物仿真验证姿控设计结果，考核对偏差工况的适应性，对助推运载器研制起到非常重要的作用。但是现有姿态控制系统半实物仿真试验方案，通常存在以下问题：设计环境与开发环境不一致，算法校对困难；等效器仿真或半实物仿真环境与数学仿真环境不兼容，需要重新开发仿真模型或仿真软件；仿真试验流程与飞行试验流程匹配不充分，需要在飞行控制软件增加较多调试用代码或通信接口，增加软件版本控制难度；仿真系统组成没有充分考虑最小化最优配置，造成资源及成本浪费。
[0003]因此，如何提供一种设计流程与验证流程得到极大程度简化与优化的运载火箭姿态控制系统仿真试验方法，是本领域技术人员急需解决的问题。<br/>
技术实现思路
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭姿态控制系统仿真试验系统，其特征在于，包括仿真模型，以及与仿真模型连接的仿真系统；其中仿真模型具体包括：理论控制器模型、能够进行编译的嵌入式软件控制器S函数模型、模拟真实伺服机构和模拟末修姿控动力系统动力学特性的执行机构模型、综合箭体本身的特性及受到的控制力干扰力作用，计算箭体的姿态角与姿态角速度状态信息的箭体动力学模型、进行姿态角及角速度测量的传感器测量模型以及进行接口匹配的通信接口模型；仿真系统具体包括：上位机、工控机、仿真计算机，飞行控制组合，信号调理盒，喷管负载台，伺服机构，角位移传感器，地面电源，以太网交换机、光端机；其中上位机，用于仿真模型的代码生成、编译与下载，控制仿真模型的启动与停止，监控、回传仿真计算机的机运行状态，记录试验数据；工控机，用于运行地面测发控仿真软件，上传飞行控制软件、启动飞行程序及上传飞行诸元文件，控制程控电源上电、断电，完成总线数据监控记录；仿真计算机：通过上位机下载仿真模型可执行程序到仿真计算机中，并运行仿真模型的可执行程序从而进行实时仿真；接收伺服机构角位移输出的反馈信号；向飞行控制组合输出仿真计算机中的箭体动力学模型解算得到的姿态角、角速度及轴向过载的测量信号；飞行控制组合：实时运行内部的飞行控制软件，通过总线接收仿真计算机发出的姿态角和角速度及轴向过载的测量信号，将姿态角与程序角比较从而确定姿态角偏差，并计算修正姿态角偏差执行机构所需要的控制指令；信号调理盒：配合仿真计算机完成有源、无源开关量信号的输入、输出电压转换；喷管负载台：利用摆动喷管填充高压气体模拟发动机点火状态的负载特性，对各级伺服机构进行真实负载情况下的响应特性测试及试验；伺服机构：包括伺服控制器及作动器；伺服控制器接收飞行控制组合发出的控制指令驱动作动器动作，使得负载喷管到达指令摆角，实际摆角由角位移传感器采集反馈给仿真计算机的箭体动力学模型；角位移传感器：通过仿真机A/D采集板卡读取角位移传感器数据，反馈给箭体动力学模型。2.如权利要求1所述的运载火箭姿态控制系统仿真试验系统，其特征在于，还包括，地面电源、以太网交换机以及光端机；地面电源：用于为飞行控制组合、伺服控制器提供低压控制电，为各级伺服作动器提供动力电源；以太网交换机、光端机：以太网交换机、光端机...

【专利技术属性】
技术研发人员：韩冠超，吴炜平，马玉海，张智境，
申请(专利权)人：北京中科宇航技术有限公司，
类型：发明
国别省市：