專利名稱：基于9km軌道的慣性測量裝置火箭橇過載試驗方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種慣性測量裝置火箭橇過載試驗方法，特別是基于9km軌道的慣性測量裝置火箭橇過載試驗方法，屬于航天試驗技術領域。
背景技術：
火箭橇是采用火箭發(fā)動機作為動力，沿著專門建造的軌道運行的一種可回收式的試驗手段。早在第二次世界大戰(zhàn)后，美國、英國、法國和前蘇聯(lián)等國家為了推動導彈武器、航空航天的的發(fā)展，相繼建造了多種不同類型的試驗場，并開展了包括慣性測量裝置在內(nèi)的一些核心部件的火箭橇綜合試驗工作。隨著信息化作戰(zhàn)的發(fā)展和精確打擊的需求，對慣性制導和導航裝置在可靠性、實用性和精度等方面提出了更高的要求，為此西方軍事強國對火箭橇測試試驗陸續(xù)展開。
美國是世界火箭橇試驗技術最為成熟的國家，試驗研究起身最早、應用最廣、發(fā)展最快，每年試驗200多次，航空救生只占8%，航天導航制導等占90%以上。從上世紀四十年代到七十年代，先后建造了多種不同類型的火箭橇試驗軌道多達25條，并以霍洛曼高速測試火箭橇為基礎建立了中央慣性制導試驗室，專項研究制導、導航、輔助導航和空間定位及系統(tǒng)級領域的專業(yè)測試技術，火箭橇試驗為美國慣性測量裝置精度的提高起了巨大的作用。從1960年至今，僅霍洛曼火箭橇試驗基地共進行試驗多達500余次，在主要試驗洲際戰(zhàn)略武器、洲際戰(zhàn)術武器、載人空天飛行器、運載火箭的基礎上還承擔了飛機、艦船等導航設備的試驗?；鸺劣捎谄浯笸屏?，高過載，使其在運行過程中需要受到精確的控制。不但需要精確控制其點火時刻，運行速度以及橇載負荷等問題，而且需要了解試驗時空氣阻力和軌道摩擦阻力等問題?；鸺吝^載試驗是慣性測量裝置火箭橇試驗的核心，也是難點所在。根本目的是使慣性測量裝置的誤差模型得到充分激勵，驗證慣性測量裝置誤差模型在高動態(tài)條件下的正確性，能夠確定慣性測量裝置高次誤差項對導航性能的影響，是實現(xiàn)慣性測量裝置動態(tài)性能驗證的最佳途徑。目前，我國主要在3km軌道上開展慣性測量裝置火箭橇試驗，在9km軌道上的過載試驗研究還處于空白階段，因此需要設計一種用于9km軌道上的過載試驗方案。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的技術解決問題克服現(xiàn)有技術的不足，提供一種基于9km軌道的慣性測量裝置火箭橇過載試驗方法，驗證了慣性測量裝置的大動態(tài)性能，節(jié)省了試驗準備時間和試驗成本。本發(fā)明的技術解決方案基于9km軌道的慣性測量裝置火箭橇過載試驗方法，火箭橇由橇體和發(fā)動機組成，發(fā)動機安裝在橇體的后端，火箭橇橇體的儀器艙內(nèi)放置慣性測量裝置，步驟如下(I)將至少3個發(fā)動機安裝在橇體的后端，所述至少3個發(fā)動機采用三級時序點火方式；(2)試驗開始時，一級發(fā)動機點火，火箭橇以300m/s以上速度加速運行使慣性測量裝置承受12 18g的正向過載，火箭橇運行2秒后，一級發(fā)動機熄火，火箭橇橇體受到空氣阻力減速運行，使慣性測量裝置承受由空氣阻力引起的負向過載，火箭橇減速運行13秒-15秒后完成第一級過載試驗；(3)火箭橇完成第一級過載試驗后，二級發(fā)動機點火，火箭橇以300m/s以上速度加速運行使慣性測量裝置承受8 IOg的正向過載，火箭橇運行2秒后，二級發(fā)動機熄火，火箭橇橇體受到空氣阻力減速運行，使慣性測量裝置承受由空氣阻力引起的負向過載，火箭橇減速運行13秒-15秒后完成第二級過載試驗；(4)火箭橇完成第二級過載試驗后，三級發(fā)動機點火，火箭橇以300m/s以上速度加速運行使慣性測量裝置承受6 Sg的正向過載，火箭橇運行5秒后，三級發(fā)動機熄火，火箭橇橇體受到空氣阻力減速運行，使慣性測量裝置承受由空氣阻力引起的負向過載，火箭橇減速運行5秒-6秒后采取水剎車制動，使火箭橇橇體承受8-lOg的負向過載直至火箭橇停止，從而完成慣性測量裝置火箭橇過載試驗。本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比的優(yōu)點在于本發(fā)明在一次試驗過程中提供三次豐富的正、負向過載，在每一次交變過程中，試驗開始由發(fā)動機點火提供航向過載，產(chǎn)生航向正向加速度，即主動段；當發(fā)動機停止工作，火箭橇受到軌道的摩擦阻力和空氣阻力，產(chǎn)生航向負向加速度，即自由滑行段；當進入水剎車區(qū)域時，火箭橇受到軌道和空氣的阻力，同時還受到更大的水剎車力，產(chǎn)生更大的航向負向加速度，使橇體減速并安全回收，為驗證慣性測量裝置的大動態(tài)性能提供了依據(jù)，在試驗設備不變的前提下，節(jié)省了試驗準備時間、試驗費用、人力物力，保證了試驗的有效性和連貫性。


圖I為本發(fā)明過載試驗加速度曲線示意圖；圖2為本發(fā)明過載試驗速度曲線示意圖；圖3為本發(fā)明過載試驗位置曲線示意圖；圖4為本發(fā)明的發(fā)動機時序點火工作示意具體實施例方式火箭橇試驗時，根據(jù)受力情況，可分為主動段、自由滑行段和水剎車段。建立合理的火箭橇試驗動力學方程，方便進行受力分析和仿真模擬。(I)主動段動力學方程主動段即為發(fā)動機點火工作，推動火箭橇體沿著軌道滑行，在此過程中由于發(fā)動機的大推力會產(chǎn)生大的航向正向過載，提供橇體大動態(tài)試驗條件。主動段過程中，橇體受到發(fā)動機的推力F(t)、空氣阻力Z(t)和摩擦阻力f(t)的作用，其動力學方程為= F(t) + Z{t) + f{t)(I) dt其速度微分方程為、
致U + Ι(2)
dt M{t) M(t) M{t)(2)自由滑行段動力學方程自由滑行段就是當發(fā)動機工作完畢，火箭橇具有速度，沿著軌道繼續(xù)向前滑行的過程。由于空氣阻力和軌道摩擦阻力，火箭橇受到一個航向負向的力，產(chǎn)生航向負向過載，橇體減速滑行。在此段過程中，火箭橇僅受到空氣阻力和摩擦阻力，其動力學方程為M(t)= Z(0 + /(0( 3 )
dt
其速度微分方程為MlU(4)
dt M(t) M(0(3)水剎車段動力學方程水剎車段即為火箭橇自由滑行，進入水剎車區(qū)域，水剎車用于保證試驗設備和橇體的安全回收，由安裝在火箭橇橇體底部的動量互換型水剎車戽斗來實現(xiàn)剎車。水剎車過程中，橇體受到水剎車力、空氣阻力和軌道摩擦阻力，產(chǎn)生一個更大的航向負向過載，使橇體減速直至靜止。在此過程中，火箭橇受到剎車力、空氣阻力和摩擦阻力，其動力學方程為= + +(5) at其速度微分方程為氣遵十虛 + M)(6)
dt M{t) M{t) M(t)在火箭橇高速進入水剎車預置水槽中時，由戽斗的進水口失去定量的靜態(tài)水，火箭橇將自身的動能轉化成水的動能，以此來降低自身的能量，達到減速、剎車的目的。水剎車力表示為Fb (t) = - P wAb (l-rvcos θ ) v (t)(7)其中，P w為水的質(zhì)量密度，Ab為侵入水中的剎車裝置入口截面積，rv為出口速度與入口速度的比值，Θ為水經(jīng)過的轉角。布設水槽如表I所示，水剎車采用分段布設式剎車，在初始段由于速度較大，水深可以較淺，而在末段，速度較小后，為提高剎車力，可以是吃水深度增加，長度更長，且保留水剎車設計余量200m，以確保絕對安全的回收試驗設備。表I水剎車具體布設方案
權利要求
1.基于9km軌道的慣性測量裝置火箭橇過載試驗方法，火箭橇由橇體和發(fā)動機組成，發(fā)動機安裝在橇體的后端，火箭橇橇體的儀器艙內(nèi)放置慣性測量裝置，其特征在于步驟如下 (1)將至少3個發(fā)動機安裝在橇體的后端，所述至少3個發(fā)動機采用三級時序點火方式； (2)試驗開始時，一級發(fā)動機點火，火箭橇以300m/s以上速度加速運行使慣性測量裝置承受12 18g的正向過載，火箭橇運行2秒后，ー級發(fā)動機熄火，火箭橇橇體受到空氣阻力減速運行，使慣性測量裝置承受由空氣阻カ引起的負向過載，火箭橇減速運行13秒-15秒后完成第一級過載試驗； (3)火箭橇完成第一級過載試驗后，ニ級發(fā)動機點火，火箭橇以300m/s以上速度加速運行使慣性測量裝置承受8 IOg的正向過載，火箭橇運行2秒后，ニ級發(fā)動機熄火，火箭 橇橇體受到空氣阻カ減速運行，使慣性測量裝置承受由空氣阻カ引起的負向過載，火箭橇減速運行13秒-15秒后完成第二級過載試驗； (4)火箭橇完成第二級過載試驗后，三級發(fā)動機點火，火箭橇以300m/s以上速度加速運行使慣性測量裝置承受6 Sg的正向過載，火箭橇運行5秒后，三級發(fā)動機熄火，火箭橇橇體受到空氣阻カ減速運行，使慣性測量裝置承受由空氣阻カ引起的負向過載，火箭橇減速運行5秒-6秒后采取水剎車制動，使火箭橇橇體承受8-lOg的負向過載直至火箭橇停止，從而完成慣性測量裝置火箭橇過載試驗。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于9km軌道的慣性測量裝置火箭橇過載試驗方法，該方法在一次試驗過程中提供三次豐富的正、負向過載，在每一次交變過程中，試驗開始由發(fā)動機點火提供航向過載，產(chǎn)生航向正向加速度，即主動段；當發(fā)動機停止工作，火箭橇受到軌道的摩擦阻力和空氣阻力，產(chǎn)生航向負向加速度，即自由滑行段；當進入水剎車區(qū)域時，火箭橇受到軌道和空氣的阻力，同時還受到更大的水剎車力，產(chǎn)生更大的航向負向加速度，使橇體減速并安全回收，為驗證慣性測量裝置的大動態(tài)性能提供了依據(jù)，在試驗設備不變的前提下，節(jié)省了試驗準備時間、試驗費用、人力物力，保證了試驗的有效性和連貫性。
文檔編號G01C25/00GK102735266SQ201210219169
公開日2012年10月17日 申請日期2012年6月20日 優(yōu)先權日2012年6月20日
發(fā)明者劉建波, 劉生炳, 段宇鵬, 蹤華, 陳東生, 魏宗康 申請人:北京航天控制儀器研究所