CN115952384B 一种运载火箭掉头过程坐标系转换方法及其控制仿真应用 （宁波天擎航天科技有限公司）

一种运载火箭掉头过程坐标系转换方法及本发明涉及一种运载火箭掉头过程坐标系中二级箭体坐标系向末级箭体坐标系的转换时2坐标系为ocnx1oyoz1o，原点oco为二级箭体质心理论位置；二级分离后末级箭体坐标,在中的坐标为，则S2、使用三个欧拉角：俯仰角wpo、偏航角yo和滚动角vo来描述二级箭体坐标系 相对发射惯性坐标系oxyz的方位姿态关系，发射惯性坐标系oxyz经过射惯性坐标系下坐标[xy2]T与二级箭体坐标系下坐标的转换关系式为：A0=S3、设欧拉角p,、、对应的标准四元数为Q0=[q0,qo1q02q03],根据四元数的元素计算出二级箭体坐标系到发射惯性坐标系的转换矩阵A0的表达式为：;S4、二级分离指令发出时刻之时，根据步骤S1中3：；S5、将末级箭体坐标系0xyz1相对发射惯性系oxyz的方位姿态欧拉角记为俯仰;S6、根据步骤S4得到的转换矩阵以及步骤S5使用欧拉角计算得到的转换矩阵，在ye(-n/2,m/2)的条件下由转换矩阵的元素数值得到对应的欧拉角的表达式为：;S7、根据步骤S6得到的末级箭体坐标系0xyz1相对发射惯性坐标系oxyz方位姿。2.一种用于实施权利要求1所述的运载火箭掉头过程坐标系转换方法的控制仿真方真方法包括姿态动力学和运动学计算过程的坐标系转换控制仿真实现过程以及导航计算在坐标系转换时刻之前，在二级箭体坐标系中根据动量矩定理由力4在坐标系转换时刻，根据步骤S1中所述的转换关系式将二级角速率转换为末级箭体坐标系下箭体姿态角速率速率；在坐标系转换时刻，根据步骤S4转换矩阵的表达式来计算末级箭体坐标系oxyz1到发射惯性坐标系oxyz的转换矩阵A，进而根据步骤S6所述的欧拉角表达式和步骤S7所述的四元数表达式来计算在坐标系转换时刻的末级箭体坐标系相对段末级箭体坐标系相对发射惯性坐标系的四元所述导航计算过程的坐标系转换控制仿真实现在坐标系转换时刻之前，使用二级箭体坐标系下的视速度增通道、偏航通道和滚动通道分别沿箭体坐标系坐标轴方向的视速度增量数值和角增量数四元数数值计算对应的当前采样时刻点的四在坐标系转换时刻，将前一采样时刻点的视速度增量数值和二级箭体坐标系四元数qo数值的前一采样时刻点数值Q0(z-1)来计算二级箭体坐标系到发射惯性坐标系oxyz的转换矩阵AO，再根据步骤S4的转换矩阵A的表达式计算末级箭体坐标系0xyz1到发射惯性坐标系oxyz的转换矩阵A，进而根据步骤S6的欧拉角表达式和步骤S7的四元数表达式来计算得到对应的末级箭体坐标系下的四元数Q数值的前一采样时刻点数值Q(Z-1)，从而计算得到末级箭体坐标系四元数的当标系下根据前一采样时刻点的四元数数值计算对应的当前采样时刻点的四元数数值。5一种运载火箭掉头过程坐标系转换方法及其控围姿态调整和稳定后可直接点火/开机进入下一级飞行阶段。为了使箭体具有优异的气动[0003]以三级串联小型运载火箭作为研究对象，采用末级箭体均位于箭体纵向对称面内且方向相同，取与OX轴垂直且箭体平置状态由下方指向上方为6算的输入量为惯组敏感到的箭体视加速度和姿态角速率，输出量为飞行状态参数计算结[0008]本发明所要解决的技术问题是提供一种能够降低飞控计算机以及仿真计算机的箭飞行控制系统运行效率的运载火箭掉头过程坐标系转换方法及其控选定箭体飞行过程中二级箭体坐标系向末级箭体坐标系的转换时刻为二级分离指令发出oz轴与轴方向相反；设定向量在二级箭体坐标系OX10Y10Z10中的坐标为[x10y10z10]T，在末级箭体坐标系OX1Y1Z1中的坐标为[x1y1z1]T，则二者之间转换关系式为：[0011]S2、使用三个欧拉角：俯仰角偏航角ψ0和滚动角γ0来描述二级箭体坐标系7Q0的元素计算出二级箭体坐标系OX10Y10Z10到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A0的表达式述的转换矩阵A0，得到末级箭体坐标系OX1Y1Z1到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A的表达OXYZ的转换矩阵A的表达式为：[0022]S6、根据步骤S4得到的转换矩阵A以及步骤S5使用欧拉角8转换方法的控制仿真应用，所述控制仿真应用在箭体掉头飞行过程控制仿真系统中实现，所述控制仿真应用包括姿态动力学和运动学计算过程的坐标系转换控制仿真实现过程以速率进行积分计算得到四元数和欧拉角；姿态角速率转换为末级箭体坐标系下箭体姿态角速率a(yal",坐标系转换时刻，根据步骤S4转换矩阵A的表达式来计算末级箭体坐标系OX1Y1Z1到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A，进而根据步骤S6所述的欧拉角表达式和步骤S7所述的四元数表达式来计算在坐标系转换时刻的末级箭体坐标系OX1Y1Z1相对发射惯性坐标系OXYZ的欧刻得到的四元数Q为初始值进行积分运算，得到末级飞行段末级箭体坐标系相对发射惯性点的四元数数值计算对应的当前采样时刻点的四9用二级箭体坐标系四元数Q0数值的前一采样时刻点数值Q0(z_1)来计算二级箭体坐标系OX10Y10Z10到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A0，再根据步骤S4的转换矩阵A的表达式计算末级箭体坐标系OX1Y1Z1到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A，进而根据步骤S6的欧拉角表达式和步骤S7的四元数表达式来计算得到对应的末级箭体坐标系下的四元数Q数值的前一刻点的四元数数值计算对应的当前采样时刻点的四[0038]图5为本发明箭体坐标系转换前后飞行过程姿态角速率曲线图；图5(a)为箭体坐关系是基于附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。理解上述术语在本申请中的具体含义。轴与轴方向相反；设定向量在二级箭体坐标系OX10Y10Z10中的坐标为[x10y10z10]T，在末级箭体坐标系OX1Y1Z1中的坐标为[x1y1z1]T，则二者之间转换关系式为：[0045]S2、使用三个欧拉角：俯仰角PO偏航角ψ0和滚动角γ0来描述二级箭体坐标系坐标系OXYZ经过“321”旋转顺序依次绕相应的坐标轴转动POψ0、γ0得到箭体坐标系Q0的元素计算出二级箭体坐标系OX10Y10Z10到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A0的表达式[0051]与欧拉角相比直接使用四元数进行计算的优点在于可以避免三角函数计算以及述的转换矩阵A0，得到末级箭体坐标系OX1Y1Z1到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A的表达偏航角ψ和滚动角γ,则使用欧拉角计算得到末级箭体坐标系OX1Y1Z1到发射惯性坐标系[0056]S6、根据步骤S4得到的转换矩阵A以及步骤S5使用欧拉角度地为飞行控制软件计算和仿真模型程序计算提包括姿态动力学和运动学计算过程的坐标系转换控制仿真实现过程以及导航计算过程的速率进行积分计算得到四元数和欧拉角；姿态角速率转换为末级箭体坐标系下箭体姿态角速率并基于末级箭体坐标系中力矩矢量和转动惯量矩阵，以坐标系坐标系转换时刻，根据步骤S4转换矩阵A的表达式来计算末级箭体坐标系OX1Y1Z1到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A，进而根据步骤S6所述的欧拉角表达式和步骤S7所述的四元数表达式来计算在坐标系转换时刻的末级箭体坐标系OX1Y1Z1相对发射惯性坐标系OXYZ的欧刻得到的四元数Q为初始值进行积分运算，得到末级飞行段末级箭体坐标系相对发射惯性根据前一采样时刻点的四元数数值计算对应的当前采样时刻点的四用二级箭体坐标系四元数Q0数值的前一采样时刻点数值Q0(z_1)来计算二级箭体坐标系OX10Y10Z10到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A0，再根据步骤S4的转换矩阵A的表达式计算末级箭体坐标系OX1Y1Z1到发射惯性坐标系OXYZ的转换矩阵A，进而根据步骤S6的欧拉角表达式和步骤S7的四元数表达式来计算得到对应的末级箭体坐标系下的四元数Q数值的前一刻点的四元数数值计算对应的当前采样时刻点的四二级箭体坐标系与发射惯性坐标系方位姿态关系的欧拉角/四元数/转换矩阵进行算法计型中使用到的积分算法基于二级箭体坐标系设置计算初始值后进行[0072]二级分离指令发出时刻提取表征二级箭体坐标系与发射惯性坐标系方位姿态关标系与发射惯性坐标系关系的欧拉角为俯仰角p、偏航角ψ和滚动角γ,标准四元数为Q=[0079]p=atan2(az,a1),[0084]俯仰、偏航和滚动通道沿箭体坐标系坐标轴方向的视速度增量/角增量进行当前采样时刻点数值减前一采样时刻点数值计算时，坐标系转换时刻视速度增量/角增量前点坐标系转换时刻之前各采样时刻点，使用二级箭体坐标系下的视速度增量/角增量进行当用末级箭体坐标系下的视速度增量/角增量进行当前值减前一采样时[0086]根据上述坐标系转换计算方法，计算得到坐标系转换前后各采样时刻点四元数、[0087]控制系统仿真计算模型中姿态动力学和运动学计算对应的箭体坐标系转换设计[0088]根据动量矩定理由力矩计算箭体姿态角加速率进一步计算姿态角速率时使用到体坐标系箭体姿态角速率转换为末级箭体坐标系箭体姿态角速率坐标系转换时刻开始基于末级箭体坐标系下力矩矢量和转动惯量矩阵，以坐标系转换时刻为初元数Q数值为初始值进行积分运算，计算得到末级飞行段末级箭体坐标系相对发射惯性坐体坐标系进行计算；坐标系转换时刻根据二级箭体坐标系相对发射惯