運載火箭滾動姿態(tài)確定方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種運載火箭滾動姿態(tài)確定方法，屬于航天測量與控制領(lǐng)域。該方法采用三臺高速電影攝影儀完成跟蹤測量火箭垂直起飛段的測量任務(wù)。在三個測站跟蹤測量的成像中均看不清一連串的紅色小標(biāo)志塊的情況下，充分利用箭體上可以利用的成像標(biāo)記：長方形來完成運載火箭滾動姿態(tài)的確定。通過實戰(zhàn)檢驗，該計算方法的研發(fā)，不僅準(zhǔn)確地實現(xiàn)了運載火箭滾動姿態(tài)的確定，還為型號部分改進(jìn)箭體結(jié)構(gòu)、完善測發(fā)系統(tǒng)性能和提高發(fā)射過程的安全性提供了重要支持。
【專利說明】運載火箭滾動姿態(tài)確定方法
[0001] 所屬領(lǐng)域
[0002] 本發(fā)明專利屬于航天測量與控制領(lǐng)域，涉及一種基于運載火箭箭體上特殊標(biāo)志的 跟蹤測量的運載火箭滾動姿態(tài)確定方法。

【背景技術(shù)】
[0003] 火箭姿態(tài)測量計算主要是為型號部門分析火箭在垂直起飛時的慣性制導(dǎo)系統(tǒng)中 三軸平臺的穩(wěn)定性提供重要的技術(shù)支持，也被用來評定火箭垂直起飛段（即火箭從起飛觸 點接通到飛出塔架的一段時間）的飛行安全和飛行性能。通過對箭體的姿態(tài)的分析和處 理，可從中發(fā)現(xiàn)和分析型號運載火箭的飛行情況，對改進(jìn)箭體結(jié)構(gòu)、完善測發(fā)系統(tǒng)性能、提 高發(fā)射過程的安全性提供支持。但在實戰(zhàn)任務(wù)中，由于大氣擾動、儀器指向與太陽的夾角偏 小、目標(biāo)和背景的對比度降低等因素的影響，使得火箭的箭體上用于測量滾動姿態(tài)的一連 串紅色小標(biāo)志塊的邊緣線變得模糊不清，嚴(yán)重影響紅色標(biāo)記測量數(shù)據(jù)的提取，更無法計算 和確定箭體滾動姿態(tài)。為了完成箭體滾動姿態(tài)的計算和確定，必須另開途徑。本項目給出 了一種基于火箭箭體上的其他成像標(biāo)志信息實現(xiàn)箭體滾動姿態(tài)的計算方法。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 在航天靶場試驗中，采用三臺高速電影攝影儀完成跟蹤測量火箭垂直起飛段的測 量任務(wù)。在三個測站跟蹤測量的成像中均看不清一連串的紅色小標(biāo)志塊的情況下，可以充 分利用箭體上可以利用的成像標(biāo)記：長方形。利用長方形成像的特殊測量數(shù)據(jù)來完成運載 火箭滾動姿態(tài)的確定。
[0005] 滾動姿態(tài)計算具體過程如下：
[0006] 測量數(shù)據(jù)位置選取的主要思想是利用箭體成像的側(cè)面和長方形側(cè)面的特征位置， 參閱圖1。建立這種數(shù)據(jù)采集的方法是基于：一是跟蹤火箭垂直起飛段設(shè)備的特殊布站情 況，二是利用圖像處理中的邊緣增強提取方法，可以很容易地提取出長方形側(cè)面的測量信 息。圖1為其中兩個跟蹤測量設(shè)備測量到的箭體上長方形標(biāo)志成像示意圖。
[0007] 參閱圖2,s為高速電影攝影儀跟蹤設(shè)備的投影中心；測量數(shù)據(jù)選取位置一m為長 方形上邊沿或下邊沿在箭體邊緣處的成像位置點，sm'為投影中心到火箭邊緣的方向；測 量數(shù)據(jù)選取位置二n為長方形另一邊緣點（上邊沿或下邊沿的選取同m-致），sn'為目 標(biāo)的判讀點方向；r為火箭半徑；R為測站到發(fā)射原點的距離。由于測站與發(fā)射中心距離足 夠遠(yuǎn)，則可認(rèn)為s、o、m、n四點為同一平面。
[0008] 由于：Zmse=arcsin(r/R)
[0009] 利用判讀系統(tǒng)，獲得m、n兩點測角測量數(shù)據(jù)，即
[0010]
[0011] 式中，Aj，Ej分別為判讀m、n兩點時獲取的目標(biāo)測角數(shù)據(jù)；f為攝影焦距；\^_分 別為m、n兩點在像平面坐標(biāo)系中的跟蹤誤差。
[0012] 將式（1)進(jìn)行系統(tǒng)誤差修正，獲取m、n兩點方位角數(shù)據(jù)，即
[0013]

【權(quán)利要求】
1.運載火箭滾動姿態(tài)確定方法，其特征在于，包括如下過程： 定義S為高速電影攝影儀跟蹤設(shè)備的投影中心；測量數(shù)據(jù)選取位置一m為箭體上長 方形標(biāo)記的上邊沿或下邊沿在箭體邊緣處的成像位置點，sm'為投影中心到火箭邊緣的方 向；測量數(shù)據(jù)選取位置二η為長方形另一邊緣點，sn'為目標(biāo)的判讀點方向；r為火箭半徑； R為測站到發(fā)射原點的距離；認(rèn)為s、〇、m、n四點為同一平面。 由于：Zmse=arcsin(r/R) 利用判讀系統(tǒng)，獲得m、η兩點測角測量數(shù)據(jù)，即
式中，Ap分別為判讀m、η兩點時獲取的目標(biāo)測角數(shù)據(jù)；f為攝影焦距；\，t分別為m、n兩點在像平面坐標(biāo)系中的跟蹤誤差。 將式（1)進(jìn)行系統(tǒng)誤差修正，獲取m、η兩點方位角數(shù)據(jù)，即A" = A1j + ΑΛ() +ig(^E'. +Δ￡,,)[/? 4-1sini/i,/ -A'.- )] +cscc(E' + AEtt)j - m,n (2) 式中，ΔApAEtl為零值誤差；b為水平軸誤差；i為垂直軸誤差；AH為垂直軸傾斜方向 的方位角；c為照準(zhǔn)差。 求得： Zm'sn、A:-A:(3) 則 ΔΑ=arcsin(r/R)-Zm/sn' (4) 結(jié)合圖 2 所示，令go=a,gn=b,sn=c，Zgon=γ，則：r2 =c2+R2_2R·c·cosΔA 解出 c = cosΔ/?土v/'- _ /?2 sinJ Δ/? (5) .,b. , sinΔΑ c. , sin A/i(/?cosA^-^r1 - R1 sin2A.4) γ= sm - = sm -= sm -- r r r (6) 在（5)中，第二項前的土符號只能取 由此確定滾動角大小 Qi=Yi-Y0 (?)。
【文檔編號】G01C21/00GK104236541SQ201410389951
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年8月11日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月11日
【發(fā)明者】崔書華, 劉軍, 王家松, 李果, 宋衛(wèi)紅, 趙樹強, 王敏 申請人:中國西安衛(wèi)星測控中心