【技術實現步驟摘要】
本說明書涉及運載火箭領域，更具體地說，本申請涉及一種運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法及相關設備。
技術介紹
1、運載火箭在主動段加速穿越大氣層時氣流對箭體產生的氣動力、氣動力矩對運載火箭飛行的穩定性產生較大的影響，飛行過程中箭體需要承受較大的軸向和側向過載、動壓、熱環境，對箭體結構提出了要求。火箭的氣動特性決定了主動段飛行的彈道形狀、相關運動參數，而這些運動參數作為火箭飛行控制系統的輸入，影響飛行控制系統的設計；動壓、過載則作為箭體結構系統設計的輸入，影響箭體結構的設計。故火箭氣動參數的準確性對火箭在大氣層內飛行起到關鍵作用。
技術實現思路
1、在
技術實現思路
部分中引入了一系列簡化形式的概念，這將在具體實施方式部分中進一步詳細說明。本申請的
技術實現思路
部分并不意味著要試圖限定出所要求保護的技術方案的關鍵特征和必要技術特征，更不意味著試圖確定所要求保護的技術方案的保護范圍。
2、第一方面，本申請提出一種運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，上述方法包括：
3、根據發射當天的實測風場數據和飛行遙測數據，計算火箭一級飛行段的攻角和側滑角；
4、根據上述飛行遙測數據中的角速度信息，獲取角加速度信息；
5、根據上述角加速度信息和箭體轉動慣量計算箭體合力矩信息；
6、根據上述箭體合力矩信息、動壓信息和箭體尺寸信息計算箭體力矩系數信息，其中，上述箭體尺寸信息包括箭體參考面積信息和箭體長度信息；
7、根據已知氣動參數和上述氣動
8、基于上述舵偏控制量和實際飛行時的舵偏進行比較，以對氣動參數進行評判。
9、在一種可行的實施方式中，上述方法還包括：
10、在上述舵偏控制量和實際飛行時的舵偏超出預設閾值的情況下，基于上述舵偏控制量和實際飛行時的舵偏的舵偏差和力矩系數修正系數確定力矩系數修正量；
11、基于上述力矩系數修正量對上述氣動力矩系數進行修正，以使上述舵偏控制量和實際飛行時的舵偏的舵偏差減小至上述預設閾值以內。
12、在一種可行的實施方式中，上述根據發射當天的實測風場數據和飛行遙測數據，計算火箭一級飛行段的攻角和側滑角，包括：
13、根據上述發射當天的實測風場數據和飛行遙測數據，計算箭體相對氣流的相對速度；
14、根據上述箭體相對氣流的相對速度和發射系到箭體的轉換矩陣，確定火箭相對氣流的速度在箭體系下的分量；
15、根據上述火箭相對氣流的速度在箭體系下的分量計算上述攻角和側滑角。
16、在一種可行的實施方式中，根據上述火箭相對氣流的速度在箭體系下的分量計算上述攻角和側滑角，包括：
17、根據上述火箭相對氣流的速度在箭體系下x方向和y方向分量，計算上述攻角；
18、根據上述火箭相對氣流的速度在箭體系下x方向、y方向和z方向上的分量計算上述側滑角。
19、在一種可行的實施方式中，上述根據上述飛行遙測數據中的角速度信息，獲取角加速度信息，包括：
20、采用預設濾波器對上述飛行遙測數據中的慣組輸出的角速度信息進行濾波，以獲取濾波后角速度信息，其中，上述濾波后角速度信息包括濾波后滾動角速度信息、濾波后偏航角速度信息和濾波后俯仰角速度信息；
21、對上述濾波后角速度信息進行求導操作，以獲取角加速度信息。
22、在一種可行的實施方式中，上述預設濾波器包括切比雪夫低通濾波器。
23、在一種可行的實施方式中，上述箭體力矩系數信息包括第一力矩信息、第二力矩信息和第三力矩信息，上述第一力矩信息為x方向力矩信息，上述第二力矩信息為y方向力矩信息，上述第三力矩信息為z方向力矩信息，上述箭體尺寸信息；
24、上述根據上述箭體合力矩信息、動壓信息和箭體尺寸信息計算箭體力矩系數信息，包括：
25、根據上述箭體合力矩信息在三個方向上的力矩分量；
26、分別根據上述三個方向上的力矩分量、上述動壓信息、上述箭體參考面積信息和上述箭體長度信息計算上述第一力矩信息、上述第二力矩信息和上述第三力矩信息。
27、第二方面、本申請實施例提出一種運載火箭一級飛行段氣動參數辨識裝置，包括：
28、第一計算單元，用于根據發射當天的實測風場數據和飛行遙測數據，計算火箭一級飛行段的攻角和側滑角；
29、第一獲取單元，用于根據上述飛行遙測數據中的角速度信息，獲取角加速度信息；
30、第二計算單元，用于根據上述角加速度信息和箭體轉動慣量計算箭體合力矩信息；
31、第三計算單元，用于根據上述箭體合力矩信息、動壓信息和箭體尺寸信息計算箭體力矩系數信息，其中，上述箭體尺寸信息包括箭體參考面積信息和箭體長度信息；
32、第二獲取單元，用于根據已知氣動參數和上述氣動力矩系數進行反向插值操作，以獲取舵偏控制量，其中，上述已知氣動參數包括上述攻角、上述側滑角和馬赫數，上述舵偏控制量包括俯仰舵偏控制量、偏航舵偏控制量和滾轉舵偏控制量；
33、評判單元，用于基于上述舵偏控制量和實際飛行時的舵偏進行比較，以對氣動參數進行評判。
34、第三方面，一種電子設備，包括：存儲器、處理器以及存儲在上述存儲器中并可在上述處理器上運行的計算機程序，上述處理器用于執行存儲器中存儲的計算機程序時實現如上述的第一方面任一項的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法的步驟。
35、第四方面，本申請還提出一種計算機可讀存儲介質，其上存儲有計算機程序，上述計算機程序被處理器執行時實現第一方面任一項的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法。
36、綜上，本申請實施例的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法包括：根據發射當天的實測風場數據和飛行遙測數據，計算火箭一級飛行段的攻角和側滑角；根據上述飛行遙測數據中的角速度信息，獲取角加速度信息；根據上述角加速度信息和箭體轉動慣量計算箭體合力矩信息；根據上述箭體合力矩信息、動壓信息和箭體尺寸信息計算箭體力矩系數信息，其中，上述箭體尺寸信息包括箭體參考面積信息和箭體長度信息；根據已知氣動參數和上述氣動力矩系數進行反向插值操作，以獲取舵偏控制量，其中，上述已知氣動參數包括上述攻角、上述側滑角和馬赫數，上述舵偏控制量包括俯仰舵偏控制量、偏航舵偏控制量和滾轉舵偏控制量；基于上述舵偏控制量和實際飛行時的舵偏進行比較，以對氣動參數進行評判。本公開提供一種運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，根據發射當天的實測風場數據和飛行遙測數據計算火箭一級飛行段的攻角和側滑角；對遙測數據中慣組輸出的箭體角速度信息進行濾波后求導，計算箭體角加速度；根據箭體角加速度、轉動慣量、動壓等計算箭體力矩系數；最后根據已知的氣動參數進行反插值，得到辨識的舵偏角，與遙測下傳的實際舵本文檔來自技高網...
【技術保護點】
1.一種運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，還包括：
3.根據權利要求1所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，
4.根據權利要求3所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，根據所述火箭相對氣流的速度在箭體系下的分量計算所述攻角和側滑角，包括：
5.根據權利要求1所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，所述根據所述飛行遙測數據中的角速度信息，獲取角加速度信息，包括：
6.根據權利要求1所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，所述預設濾波器包括切比雪夫低通濾波器。
7.根據權利要求1所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，所述箭體力矩系數信息包括第一力矩信息、第二力矩信息和第三力矩信息，所述第一力矩信息為x方向力矩信息，所述第二力矩信息為y方向力矩信息，所述第三力矩信息為z方向力矩信息，所述箭體尺寸信息；
8.一種運載火箭一級飛行段氣動參數辨
9.一種電子設備，包括：存儲器和處理器，其特征在于，所述處理器用于執行存儲器中存儲的計算機程序時實現如權利要求1-7中任一項所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法的步驟。
10.一種計算機可讀存儲介質，其上存儲有計算機程序，其特征在于，所述計算機程序被處理器執行時實現如權利要求1-7中任一項所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法的步驟。
...【技術特征摘要】
1.一種運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，包括：
2.根據權利要求1所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，還包括：
3.根據權利要求1所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，
4.根據權利要求3所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，根據所述火箭相對氣流的速度在箭體系下的分量計算所述攻角和側滑角，包括：
5.根據權利要求1所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，所述根據所述飛行遙測數據中的角速度信息，獲取角加速度信息，包括：
6.根據權利要求1所述的運載火箭一級飛行段氣動參數辨識方法，其特征在于，所述預設濾波器包括切比雪夫低通濾波器。
7.根據...
【專利技術屬性】
技術研發人員：楊凱銅，黃曉平，何漫麗，張修瑋，唐夢瑩，王志軍，羅喜旺，華向東，黎桪，李曉蘇，鄒延兵，
申請(專利權)人：航天科工火箭技術有限公司，
類型：發明
國別省市：
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