本發(fā)明涉及運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真領(lǐng)域，特別涉及一種運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真同步評價(jià)系統(tǒng)和方法。

背景技術(shù)：

現(xiàn)有運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真系統(tǒng)中，用仿真機(jī)解算箭體環(huán)節(jié)，其他環(huán)節(jié)例如慣組、箭機(jī)和伺服機(jī)構(gòu)等用真實(shí)產(chǎn)品實(shí)現(xiàn)，通常做完半實(shí)物仿真試驗(yàn)，將試驗(yàn)數(shù)據(jù)和數(shù)學(xué)仿真比對，來評價(jià)半實(shí)物仿真的有效性。由于半實(shí)物仿真是閉環(huán)仿真，這種方法不能實(shí)時發(fā)現(xiàn)半實(shí)物仿真各環(huán)節(jié)數(shù)據(jù)異常問題，從而導(dǎo)致問題節(jié)點(diǎn)判斷困難。半實(shí)物仿真試驗(yàn)設(shè)備包含三軸轉(zhuǎn)臺、火箭發(fā)動機(jī)等大型試驗(yàn)設(shè)備，試驗(yàn)過程中數(shù)據(jù)發(fā)散不能及時發(fā)現(xiàn)，會造成試驗(yàn)設(shè)備損壞，轉(zhuǎn)臺“飛車”等問題還有可能對參試人員的安全造成威脅。因此，在半實(shí)物仿真試驗(yàn)過程中，亟需一種可以實(shí)時監(jiān)控關(guān)鍵環(huán)節(jié)輸出的同步數(shù)學(xué)仿真方法，在輸出異常時及時的發(fā)現(xiàn)并停止半實(shí)物仿真試驗(yàn)，避免造成不必要的損壞。在試驗(yàn)強(qiáng)停后，可以通過對比分析半實(shí)物和同步數(shù)學(xué)仿真各環(huán)節(jié)的數(shù)據(jù)來判斷故障的節(jié)點(diǎn)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的是提供一種運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真同步評價(jià)系統(tǒng)和方法，在現(xiàn)有運(yùn)載火箭半實(shí)物仿真系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，同步引入數(shù)學(xué)模型構(gòu)建的開環(huán)仿真系統(tǒng)，在相同的擺角輸入下，實(shí)時比較半實(shí)物仿真系統(tǒng)和數(shù)學(xué)模型搭建的仿真系統(tǒng)的關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)的輸出數(shù)據(jù)，從而實(shí)現(xiàn)對整個半實(shí)物仿真系統(tǒng)有效性的同步監(jiān)控和評價(jià)。

為了實(shí)現(xiàn)以上目的，本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：

一種運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真同步評價(jià)系統(tǒng)，其特點(diǎn)是，包含：

半實(shí)物仿真系統(tǒng)，用于輸出真實(shí)發(fā)動機(jī)擺角信息；

同步仿真系統(tǒng)，其根據(jù)所述的真實(shí)發(fā)動機(jī)擺角信息生成擺角控制指令；

數(shù)據(jù)采集監(jiān)測系統(tǒng)，其輸入端分別連接半實(shí)物仿真系統(tǒng)和同步仿真系統(tǒng)。

所述的半實(shí)物仿真系統(tǒng)包含：

模型仿真機(jī)，用于解算箭體運(yùn)動模型；

箭體動力學(xué)控制系統(tǒng)，其輸入端連接模型仿真機(jī)，輸出箭體動力學(xué)控制指令；

伺服機(jī)構(gòu)，其輸入端連接箭體動力學(xué)控制系統(tǒng)；

擺角傳感器，其與伺服機(jī)構(gòu)相連，用于輸出真實(shí)發(fā)動機(jī)擺角信息至所述的同步仿真系統(tǒng)。

所述的同步仿真系統(tǒng)為開環(huán)控制。

一種運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真同步評價(jià)方法，其特點(diǎn)是，該方法包含步驟：

S1，通過半實(shí)物仿真系統(tǒng)進(jìn)行運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真時，同步仿真系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真，將半實(shí)物仿真和數(shù)學(xué)仿真各環(huán)節(jié)的輸出數(shù)據(jù)實(shí)時對比，根據(jù)輸出數(shù)據(jù)的偏差情況，實(shí)時評價(jià)半實(shí)物仿真系統(tǒng)的運(yùn)行情況，控制仿真過程的運(yùn)行或停止；

S2，試驗(yàn)后，通過對整個周期半實(shí)物仿真和數(shù)學(xué)仿真各環(huán)節(jié)輸出數(shù)據(jù)的分析，實(shí)現(xiàn)對整個半實(shí)物仿真過程的評價(jià)。

所述的步驟S1包含：

S1.1，運(yùn)行實(shí)時半實(shí)物仿真系統(tǒng)，將每一拍真實(shí)發(fā)動機(jī)擺角信號都作為同步仿真系統(tǒng)的輸入，和半實(shí)物仿真在相同的時鐘條件下同步運(yùn)行同步仿真系統(tǒng)；

S1.2，設(shè)置數(shù)據(jù)采集監(jiān)測系統(tǒng)對實(shí)時仿真數(shù)據(jù)的實(shí)時對比功能，將半實(shí)物仿真和同步數(shù)學(xué)仿真各環(huán)節(jié)輸出每一拍數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時對比，對半實(shí)物仿真各環(huán)節(jié)的異常情況進(jìn)行實(shí)時監(jiān)測；

S1.3，若半實(shí)物仿真和同步數(shù)學(xué)仿真變量的偏差大于門限值，則發(fā)出警報(bào)，強(qiáng)制停止半實(shí)物仿真系統(tǒng)，若半實(shí)物仿真和同步數(shù)學(xué)仿真變量偏差在門限范圍內(nèi)，則繼續(xù)試驗(yàn)，保存試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有以下優(yōu)點(diǎn)：

在進(jìn)行半實(shí)物仿真試驗(yàn)時，將發(fā)動機(jī)伺服擺角信號接入同步數(shù)學(xué)仿真中，設(shè)置數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)對實(shí)時仿真數(shù)據(jù)的實(shí)時對比功能，將半實(shí)物仿真和同步數(shù)學(xué)仿真關(guān)鍵環(huán)節(jié)輸出每一拍數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時對比，實(shí)現(xiàn)對半實(shí)物仿真各環(huán)節(jié)的異常情況的實(shí)時監(jiān)測，在數(shù)據(jù)發(fā)散時及時停止試驗(yàn)，從而避免參試設(shè)備損壞等問題。將真實(shí)伺服機(jī)構(gòu)的擺角信號和同步模擬仿真算出的擺角曲線進(jìn)行實(shí)時比對，仿真人員可以在屏幕上實(shí)時觀測兩種信號的曲線，從而實(shí)現(xiàn)對半實(shí)物仿真過程的實(shí)時監(jiān)測。試驗(yàn)強(qiáng)制停止或者仿真結(jié)束后，對兩種輸出數(shù)據(jù)進(jìn)行比對分析，實(shí)現(xiàn)對故障節(jié)點(diǎn)的判別以及對整個半實(shí)物仿真系統(tǒng)的評價(jià)。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一種運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真同步評價(jià)系統(tǒng)的框圖；

圖2為本發(fā)明一種運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真同步評價(jià)方法的流程圖

具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖，通過詳細(xì)說明一個較佳的具體實(shí)施例，對本發(fā)明做進(jìn)一步闡述。

如圖1所示，一種運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真同步評價(jià)系統(tǒng)，包含：半實(shí)物仿真系統(tǒng)1，用于輸出真實(shí)發(fā)動機(jī)擺角信息；同步仿真系統(tǒng)2，其根據(jù)所述的真實(shí)發(fā)動機(jī)擺角信息生成擺角控制指令；數(shù)據(jù)采集監(jiān)測系統(tǒng)3，其輸入端分別連接半實(shí)物仿真系統(tǒng)和同步仿真系統(tǒng)。半實(shí)物仿真的真實(shí)發(fā)動機(jī)擺角測量信息通過A/D接口接入同步數(shù)學(xué)仿真系統(tǒng)；半實(shí)物仿真系統(tǒng)1的各環(huán)節(jié)輸出信號(包含箭上真實(shí)產(chǎn)品的輸出信號：箭載計(jì)算機(jī)輸出的擺角控制信號、速率陀螺輸出信號、慣組脈沖，仿真機(jī)輸出的模型解算參數(shù)以及真實(shí)發(fā)動機(jī)的擺角信號)通過1553B總線采集，同步仿真系統(tǒng)2的各環(huán)節(jié)輸出信號(同步仿真中控制回路各環(huán)節(jié)的傳遞函數(shù)輸出：箭體模型解算輸出、速率陀螺傳遞函數(shù)輸出、慣組脈沖傳遞函數(shù)脈沖輸出、伺服機(jī)構(gòu)傳遞函數(shù)輸出)通過反射內(nèi)存卡采集，輸出到數(shù)據(jù)采集監(jiān)視系統(tǒng)；數(shù)據(jù)采集監(jiān)測系統(tǒng)3實(shí)時顯示數(shù)據(jù)對比結(jié)果，同時具備后臺數(shù)據(jù)處理、決策并控制仿真運(yùn)行狀態(tài)的功能。

上述的半實(shí)物仿真系統(tǒng)包含：模型仿真機(jī)11，用于解算箭體運(yùn)動模型；箭體動力學(xué)控制系統(tǒng)12，其輸入端連接模型仿真機(jī)11，輸出箭體動力學(xué)控制指令；伺服機(jī)構(gòu)13，其輸入端連接箭體動力學(xué)控制系統(tǒng)；擺角傳感器14，其與伺服機(jī)構(gòu)13相連，用于輸出真實(shí)發(fā)動機(jī)擺角信息至所述的同步仿真系統(tǒng)。

上述的同步仿真系統(tǒng)為開環(huán)控制。

一種運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真同步評價(jià)方法，該方法包含步驟：

S1，通過半實(shí)物仿真系統(tǒng)進(jìn)行運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真時，同步仿真系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)學(xué)仿真，將半實(shí)物仿真和數(shù)學(xué)仿真各環(huán)節(jié)的輸出數(shù)據(jù)實(shí)時對比，根據(jù)輸出數(shù)據(jù)的偏差情況，實(shí)時評價(jià)半實(shí)物仿真系統(tǒng)的運(yùn)行情況，控制仿真過程的運(yùn)行或停止；

S2，試驗(yàn)后，通過對整個周期半實(shí)物仿真和數(shù)學(xué)仿真各環(huán)節(jié)輸出數(shù)據(jù)的分析，實(shí)現(xiàn)對整個半實(shí)物仿真過程的評價(jià)。

上述的步驟S1包含：

步驟S1.1，運(yùn)行實(shí)時半實(shí)物仿真系統(tǒng)，將每一拍真實(shí)發(fā)動機(jī)擺角信號都作為同步仿真系統(tǒng)的輸入，和半實(shí)物仿真在相同的時鐘條件下同步運(yùn)行同步仿真系統(tǒng)；

以俯仰通道為例，對同步數(shù)學(xué)仿真環(huán)節(jié)進(jìn)行說明。

同步數(shù)學(xué)仿真環(huán)節(jié)的輸入信號為真實(shí)伺服機(jī)構(gòu)的擺角進(jìn)入箭體運(yùn)動模型解算，通過慣性測量環(huán)節(jié)(包括慣組和速率陀螺儀)獲得測量信息，箭機(jī)采樣測量信息，經(jīng)校正網(wǎng)絡(luò)差分方程進(jìn)行信息綜合運(yùn)算得到相應(yīng)的控制指令，在經(jīng)過伺服系統(tǒng)傳遞函數(shù)后得到伺服輸出

信息綜合方程為

控制方程為

其中，W_i′(X_PT)為姿態(tài)角測量元件安裝處的i次振型斜率，W_i′(X_ST)為姿態(tài)角速率測量元件安裝處的i次振型斜率；

W_PT(s)為平臺式慣組傳遞函數(shù)；

W_ST(s)為速率陀螺儀傳遞函數(shù)；

W_JL(s)為前置濾波器傳遞函數(shù)；

為Δφ姿態(tài)角通道靜態(tài)放大系數(shù)；

為Δφ姿態(tài)角速度通道靜態(tài)放大系數(shù)；

為Δφ波道數(shù)字校正網(wǎng)絡(luò)經(jīng)連續(xù)化處理后傳遞函數(shù)；

W_SX(s)為伺服系統(tǒng)傳遞函數(shù)；

W₀(s)為零階保持器的傳遞函數(shù)，其中T為實(shí)時控制周期；

W_E(s)為e^-TεS，計(jì)算延遲傳遞函數(shù)。

通過數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)對同步數(shù)學(xué)仿真的輸入、輸出信號進(jìn)行采集，在屏幕上顯示數(shù)據(jù)曲線供試驗(yàn)人員參考。

步驟S1.2，設(shè)置數(shù)據(jù)采集監(jiān)測系統(tǒng)對實(shí)時仿真數(shù)據(jù)的實(shí)時對比功能，將半實(shí)物仿真和同步數(shù)學(xué)仿真各環(huán)節(jié)輸出每一拍數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時對比，對半實(shí)物仿真各環(huán)節(jié)的異常情況進(jìn)行實(shí)時監(jiān)測，具體實(shí)施例中可以只選取兩組仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時對比，δ_G0為慣組俯仰方向速率陀螺偏差門限、δ_A0為俯仰方向速率陀螺偏差門限，如果兩組數(shù)據(jù)以上數(shù)據(jù)偏差值大于相應(yīng)門限，則k_G0_i為1，否則為0，默認(rèn)為0。當(dāng)k_G0_i為1時，強(qiáng)制停止半實(shí)物仿真系統(tǒng)。當(dāng)k_D0_i為0時，半實(shí)物仿真試驗(yàn)進(jìn)行下一周期。

步驟S1.3，若半實(shí)物仿真和同步數(shù)學(xué)仿真變量的偏差大于門限值，則發(fā)出警報(bào)，強(qiáng)制停止半實(shí)物仿真系統(tǒng)，若半實(shí)物仿真和同步數(shù)學(xué)仿真變量偏差在門限范圍內(nèi)，則繼續(xù)試驗(yàn)，保存試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

綜上所述，本發(fā)明一種運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真同步評價(jià)系統(tǒng)和方法，實(shí)現(xiàn)了對半實(shí)物仿真系統(tǒng)的實(shí)時監(jiān)測，提高了系統(tǒng)的可靠性。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實(shí)施例作了詳細(xì)介紹，但應(yīng)當(dāng)認(rèn)識到上述的描述不應(yīng)被認(rèn)為是對本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來限定。