[发明专利]一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法

权利要求书

1.一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一：使用控制系统解算火箭箭体六自由度的动力学和运动学模型并生成飞控指令；

步骤二：所述飞控指令通过控制系统转换成驱动信号，所述驱动信号用于驱动伺服执行机构；所述伺服执行机构和模态激励设备共同作用，使火箭箭体发生晃动；

步骤三：将箭体的特性信息回传到步骤一中，形成数据闭环。

2.根据权利要求1所述的一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法，其特征在于：所述控制系统包括飞行控制组合、信号转发装置和伺服综控装置；所述飞行控制组合包含飞行控制软件，用于解算火箭箭体六自由度的动力学和运动学模型。

3.根据权利要求1所述的一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法，其特征在于：所述飞控指令通过信号转发装置和伺服综控装置转换成驱动信号；所述信号转发装置包括时序转发器和综合控制器等，用于将飞控指令翻译成可执行数字指令并分发到伺服综控装置；所述伺服综控装置包含控制器和驱动器，用于将接收到数字指令翻译成电压/电流的驱动信号。

4.根据权利要求1所述的一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法，其特征在于：所述箭体的特性信息通过信号采集装置回传到步骤一中；所述信号采集装置包括用于模态测量装置、惯性测量装置和信号处理单元；所述模态测量装置、惯性测量装置用于进行数据采集；所述信号处理单元用于处理采集后含有噪声的数据，并生成可用的箭体特性信息，回传到步骤一中形成数据闭环。

5.根据权利要求1所述的一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法，其特征在于：还包括步骤四：采用数学仿真方法将典型实验偏差注入到步骤一中，并将全部的试验用例完成遍历仿真，得到试验基线数据；根据“田口”试验法，选取性能边界的试验用例进行仿真试验。

6.根据权利要求5所述的一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法，其特征在于：所述典型实验偏差包括极性偏差E1、精度偏差E2、环境偏差E3、安装偏差E4；设定组合偏差的总数目为E_total，则有：

7.根据权利要求6所述的一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法，其特征在于：所述极性偏差E1包括箭体质量质心偏差、飞行姿态位置偏差；所述精度偏差E2包括速度偏差、角速度偏差、加速度偏差；所述环境偏差E3包括大气偏差、风场偏差、推力偏差、气动力偏差，所述安装偏差E4包括器件安装偏差、惯组偏差、弹性偏差。

8.根据权利要求1至7任一项所述的一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法，其特征在于：所述控制系统与仿真实时监控系统相连接；所述仿真实时监控系统由上下位机架构而成，设置有RTOS操作系统，用于实时数据的采集与监控。

9.根据权利要求1所述的一种用于检测火箭控制系统的“模拟飞行”仿真方法，其特征在于：所述飞行控制组合通过预留的箭地通信接口与仿真实时监控系统相连接；所述信号转发装置、伺服综控装置通过备用的RS422接口与仿真实时监控系统相连接；所述仿真实时监控系统内设置有采集装置，用于获取伺服执行机构的实际摆角位置。