本發(fā)明涉及慣組數(shù)據(jù)模擬技術(shù)，尤其涉及一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法及裝置。

背景技術(shù)：

運(yùn)載器需要在飛行前對飛行過程中采用的各項(xiàng)控制技術(shù)和單機(jī)產(chǎn)品進(jìn)行地面模擬飛行的驗(yàn)證。因此，需要采用模擬飛行試驗(yàn)對運(yùn)載器飛行過程、制導(dǎo)控制流程和硬件系統(tǒng)進(jìn)行全面考核。

運(yùn)載器的飛行全過程包括起飛前階段和起飛后階段?，F(xiàn)有的模擬飛行過程是從起飛以后開始對飛行狀態(tài)進(jìn)行模擬，而并沒有對運(yùn)載器起飛前的飛行狀態(tài)進(jìn)行模擬。為了獲取運(yùn)載器飛行的全部飛行狀態(tài)，需模擬運(yùn)載器起飛前的慣組輸出數(shù)據(jù)，進(jìn)而利用起飛前的慣組輸出數(shù)據(jù)，對運(yùn)載器起飛前的飛行狀態(tài)進(jìn)行模擬。通過獲取運(yùn)載器飛行的全部飛行狀態(tài)，考核運(yùn)載器在飛行控制情況下能否準(zhǔn)確入軌。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：相比于現(xiàn)有技術(shù)，提供了一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法及裝置，實(shí)現(xiàn)了模擬運(yùn)載器起飛前慣組輸出數(shù)據(jù)的目的。

本發(fā)明目的通過以下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)：

第一方面，本發(fā)明提供了一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法，包括：

在運(yùn)載器發(fā)射前，根據(jù)運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，獲取地心矢徑及牽連角速度；

根據(jù)所述牽連角速度和所述地心矢徑，計(jì)算牽連加速度；

根據(jù)所述牽連加速度和所述發(fā)射點(diǎn)的緯度，計(jì)算重力相對坐標(biāo)系視加速度；

利用重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的滾動角、俯仰角及偏航角，獲取坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣；

根據(jù)所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣和所述重力相對坐標(biāo)系視加速度，模擬慣組輸出的視加速度；

根據(jù)所述運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，模擬慣組輸出的角速度。

進(jìn)一步地，所述地心矢徑的計(jì)算公式為：

μ＝b0-tg^-1{[1-αe(2-αe)]·tgb0}(2)

公式(1)中，為地心矢徑，r0為地球半徑，μ為緯度變量，a0為運(yùn)載器的射向；公式(2)中，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度，αe為地球扁率。

進(jìn)一步地，所述牽連角速度的計(jì)算公式為：

公式(3)中，為牽連角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率，a0為運(yùn)載器的射向，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

進(jìn)一步地，所述牽連加速度的計(jì)算公式為：

公式(4)中，為牽連加速度，為地心矢徑，ωex、ωey和ωez為牽連角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率。

進(jìn)一步地，所述重力相對坐標(biāo)系視加速度的計(jì)算公式為：

公式(5)中，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，和為牽連加速度，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

進(jìn)一步地，所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣的計(jì)算公式為：

公式(6)中，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，γ0為滾動角，為俯仰角，ψ0為偏航角。

進(jìn)一步地，所述慣組輸出的視加速度的模擬公式為：

公式(7)中，為慣組輸出的視加速度，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

進(jìn)一步地，所述慣組輸出的角速度的模擬公式為：

公式(8)中，為慣組輸出的角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率，a0為運(yùn)載器的射向，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

第二方面，本發(fā)明還提供了一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬裝置，該模擬裝置包括：

第一獲取模塊，用于在運(yùn)載器發(fā)射前，根據(jù)運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，獲取地心矢徑及牽連角速度；

第一計(jì)算模塊，用于根據(jù)所述牽連角速度和所述地心矢徑，計(jì)算牽連加速度；

第二計(jì)算模塊，用于根據(jù)所述牽連加速度和所述發(fā)射點(diǎn)的緯度，計(jì)算重力相對坐標(biāo)系視加速度；

第二獲取模塊，用于利用重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的滾動角、俯仰角及偏航角，獲取坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣；

第一模擬模塊，用于根據(jù)所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣和所述重力相對坐標(biāo)系視加速度，模擬慣組輸出的視加速度；

第二模擬模塊，用于根據(jù)所述運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，模擬慣組輸出的角速度。

進(jìn)一步地，所述地心矢徑的計(jì)算公式為：

μ＝b0-tg^-1{[1-αe(2-αe)]·tgb0}(2)

公式(1)中，為地心矢徑，r0為地球半徑，μ為緯度變量，a0為運(yùn)載器的射向；公式(2)中，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度，αe為地球扁率。

進(jìn)一步地，所述牽連角速度的計(jì)算公式為：

公式(3)中，為牽連角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率，a0為運(yùn)載器的射向，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

進(jìn)一步地，所述牽連加速度的計(jì)算公式為：

公式(4)中，為牽連加速度，為地心矢徑，ωex、ωey和ωez為牽連角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率。

進(jìn)一步地，所述重力相對坐標(biāo)系視加速度的計(jì)算公式為：

公式(5)中，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，和為牽連加速度，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

進(jìn)一步地，所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣的計(jì)算公式為：

公式(6)中，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，γ0為滾動角，為俯仰角，ψ0為偏航角。

進(jìn)一步地，所述慣組輸出的視加速度的模擬公式為：

公式(7)中，為慣組輸出的視加速度，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

進(jìn)一步地，所述慣組輸出的角速度的模擬公式為：

公式(8)中，為慣組輸出的角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率，a0為運(yùn)載器的射向，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下有益效果：

(1)、本發(fā)明通過在運(yùn)載器發(fā)射前，根據(jù)運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，模擬運(yùn)載器起飛前慣組輸出的視加速度和角速度，從而實(shí)現(xiàn)了模擬運(yùn)載器起飛前慣組輸出數(shù)據(jù)的目的。

(2)、本發(fā)明模擬了運(yùn)載器起飛前慣組輸出數(shù)據(jù)，進(jìn)而完成了運(yùn)載器起飛前的飛行狀態(tài)模擬，從而實(shí)現(xiàn)了運(yùn)載器的全飛行狀態(tài)模擬。

(3)、本發(fā)明能夠用于運(yùn)載器的全飛行狀態(tài)模擬，提高了運(yùn)載器入軌控制的精確性和可靠性。

(4)、本發(fā)明算法簡單、高效，能夠提高模擬飛行的效率。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實(shí)施例一中的一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法的流程圖；

圖2是本發(fā)明實(shí)施例二中的一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬裝置的結(jié)構(gòu)圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明?？梢岳斫獾氖?，此處所描述的具體實(shí)施例僅僅用于解釋本發(fā)明，而非對本發(fā)明的限定。另外還需要說明的是，為了便于描述，附圖中僅示出了與本發(fā)明相關(guān)的部分而非全部結(jié)構(gòu)。

實(shí)施例一

圖1是本發(fā)明實(shí)施例一中的一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法的流程圖，本實(shí)施例可適用于需要對運(yùn)載器起飛前慣組輸出數(shù)據(jù)進(jìn)行模擬的情況，該方法可以由慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬裝置來執(zhí)行，其中該裝置可以由軟件和/或硬件實(shí)現(xiàn)，該裝置可集成于運(yùn)載器的主控計(jì)算機(jī)中。參考圖1，本實(shí)施例提供的慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法具體可以包括如下步驟：

s110、在運(yùn)載器發(fā)射前，根據(jù)運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，獲取地心矢徑及牽連角速度。

具體的，在運(yùn)載器發(fā)射前，可獲得運(yùn)載器發(fā)射地點(diǎn)的經(jīng)緯度參數(shù)，本實(shí)施例中，只需獲得運(yùn)載器發(fā)射地點(diǎn)的緯度參數(shù)。所述運(yùn)載器的射向?yàn)楦鶕?jù)運(yùn)載器的預(yù)定飛行任務(wù)預(yù)先設(shè)置好的射向參數(shù)。本實(shí)施例中，在運(yùn)載器發(fā)射前，根據(jù)運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，獲取地心矢徑，以最終模擬出慣組輸出的視加速度參數(shù)；并且根據(jù)運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，獲取牽連角速度，以最終模擬出慣組輸出的角速度參數(shù)。

所述地心矢徑的計(jì)算公式為：

μ＝b0-tg^-1{[1-αe(2-αe)]·tgb0}(2)

公式(1)中，為地心矢徑，r0為地球半徑，μ為緯度變量，a0為運(yùn)載器的射向；公式(2)中，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度，αe為地球扁率。

所述牽連角速度的計(jì)算公式為：

公式(3)中，為牽連角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率，a0為運(yùn)載器的射向，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

s120、根據(jù)所述牽連角速度和所述地心矢徑，計(jì)算牽連加速度。

具體的，為了最終模擬出慣組輸出的視加速度參數(shù)，本實(shí)施例中，根據(jù)s110獲取的所述牽連角速度和所述地心矢徑，計(jì)算牽連加速度。

所述牽連加速度的計(jì)算公式為：

公式(4)中，為牽連加速度，為地心矢徑，ωex、ωey和ωez為牽連角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率。

s130、根據(jù)所述牽連加速度和所述發(fā)射點(diǎn)的緯度，計(jì)算重力相對坐標(biāo)系視加速度。

具體的，為了最終模擬出慣組輸出的視加速度參數(shù)，本實(shí)施例中，根據(jù)s120計(jì)算得出的所述牽連加速度，以及運(yùn)載器發(fā)射地點(diǎn)的緯度參數(shù)，計(jì)算重力相對坐標(biāo)系視加速度。

所述重力相對坐標(biāo)系視加速度的計(jì)算公式為：

公式(5)中，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，和為牽連加速度，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

s140、利用重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的滾動角、俯仰角及偏航角，獲取坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

具體的，由于重力相對坐標(biāo)系與載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)基準(zhǔn)不同，因而需獲取重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。本實(shí)施例中，利用重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的滾動角、俯仰角及偏航角，獲取坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣的計(jì)算公式為：

公式(6)中，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，γ0為滾動角，為俯仰角，ψ0為偏航角。

s150、根據(jù)所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣和所述重力相對坐標(biāo)系視加速度，模擬慣組輸出的視加速度。

具體的，為模擬出運(yùn)載器起飛前慣組輸出的視加速度參數(shù)，本實(shí)施例中，根據(jù)s140獲取的所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，以及s130計(jì)算出的所述重力相對坐標(biāo)系視加速度，模擬慣組輸出的視加速度。

所述慣組輸出的視加速度的模擬公式為：

公式(7)中，為慣組輸出的視加速度，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

s160、根據(jù)所述運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，模擬慣組輸出的角速度。

具體的，本實(shí)施例中，根據(jù)預(yù)先設(shè)置好的運(yùn)載器射向參數(shù)，以及運(yùn)載器發(fā)射地點(diǎn)的緯度參數(shù)，模擬運(yùn)載器起飛前慣組輸出的角速度參數(shù)。

所述慣組輸出的角速度的模擬公式為：

公式(8)中，為慣組輸出的角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率，a0為運(yùn)載器的射向，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

本實(shí)施例的技術(shù)方案通過在運(yùn)載器發(fā)射前，根據(jù)運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，模擬運(yùn)載器起飛前慣組輸出的視加速度和角速度，從而實(shí)現(xiàn)了模擬運(yùn)載器起飛前慣組輸出數(shù)據(jù)的目的；模擬了運(yùn)載器起飛前慣組輸出數(shù)據(jù)，進(jìn)而完成了運(yùn)載器起飛前的飛行狀態(tài)模擬，從而實(shí)現(xiàn)了運(yùn)載器的全飛行狀態(tài)模擬；能夠用于運(yùn)載器的全飛行狀態(tài)模擬，提高了運(yùn)載器入軌控制的精確性和可靠性；算法簡單、高效，能夠提高模擬飛行的效率。

實(shí)施例二

圖2是本發(fā)明實(shí)施例二中的一種慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬裝置的結(jié)構(gòu)圖，本實(shí)施例可適用于需要對運(yùn)載器起飛前慣組輸出數(shù)據(jù)進(jìn)行模擬的情況。參考圖2，本實(shí)施例提供的慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬裝置具體可以如下：

第一獲取模塊210，用于在運(yùn)載器發(fā)射前，根據(jù)運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，獲取地心矢徑及牽連角速度；

第一計(jì)算模塊220，用于根據(jù)所述牽連角速度和所述地心矢徑，計(jì)算牽連加速度；

第二計(jì)算模塊230，用于根據(jù)所述牽連加速度和所述發(fā)射點(diǎn)的緯度，計(jì)算重力相對坐標(biāo)系視加速度；

第二獲取模塊240，用于利用重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的滾動角、俯仰角及偏航角，獲取坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣；

第一模擬模塊250，用于根據(jù)所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣和所述重力相對坐標(biāo)系視加速度，模擬慣組輸出的視加速度；

第二模擬模塊260，用于根據(jù)所述運(yùn)載器的射向和發(fā)射點(diǎn)的緯度，模擬慣組輸出的角速度。

可選的，所述地心矢徑的計(jì)算公式為：

μ＝b0-tg^-1{[1-αe(2-αe)]·tgb0}(2)

公式(1)中，為地心矢徑，r0為地球半徑，μ為緯度變量，a0為運(yùn)載器的射向；公式(2)中，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度，αe為地球扁率。

可選的，所述牽連角速度的計(jì)算公式為：

公式(3)中，為牽連角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率，a0為運(yùn)載器的射向，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

可選的，所述牽連加速度的計(jì)算公式為：

公式(4)中，為牽連加速度，為地心矢徑，ωex、ωey和ωez為牽連角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率。

可選的，所述重力相對坐標(biāo)系視加速度的計(jì)算公式為：

公式(5)中，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，和為牽連加速度，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

可選的，所述坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣的計(jì)算公式為：

公式(6)中，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣，γ0為滾動角，為俯仰角，ψ0為偏航角。

可選的，所述慣組輸出的視加速度的模擬公式為：

公式(7)中，為慣組輸出的視加速度，為重力相對坐標(biāo)系視加速度，為重力相對坐標(biāo)系向載體坐標(biāo)系的坐標(biāo)轉(zhuǎn)換矩陣。

可選的，所述慣組輸出的角速度的模擬公式為：

公式(8)中，為慣組輸出的角速度，ωe為地球自轉(zhuǎn)角速率，a0為運(yùn)載器的射向，b0為發(fā)射點(diǎn)的緯度。

本實(shí)施例提供的慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬裝置，與本發(fā)明任意實(shí)施例所提供的慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法屬于同一發(fā)明構(gòu)思，可執(zhí)行本發(fā)明任意實(shí)施例所提供的慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法，具備執(zhí)行慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法相應(yīng)的功能模塊和有益效果。未在本實(shí)施例中詳盡描述的技術(shù)細(xì)節(jié)，可參見本發(fā)明任意實(shí)施例提供的慣組輸出數(shù)據(jù)的模擬方法。

注意，上述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例及所運(yùn)用技術(shù)原理。本領(lǐng)域技術(shù)人員會理解，本發(fā)明不限于這里所述的特定實(shí)施例，對本領(lǐng)域技術(shù)人員來說能夠進(jìn)行各種明顯的變化、重新調(diào)整和替代而不會脫離本發(fā)明的保護(hù)范圍。因此，雖然通過以上實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行了較為詳細(xì)的說明，但是本發(fā)明不僅僅限于以上實(shí)施例，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的情況下，還可以包括更多其他等效實(shí)施例，而本發(fā)明的范圍由所附的權(quán)利要求范圍決定。