[发明专利]全捷联导弹制导控制系统双转台半实物仿真系统及方法

权利要求书

1.一种全捷联导弹制导控制系统双转台半实物仿真方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：进行全系统通信状态检查确认：确认弹载计算机和数据采集计算机的RS232串口通信，实时主控仿真机、数据采集计算机、姿态模拟转台和体视线模拟转台之间的光纤网通信协议；

步骤2：在实时主控仿真机中设置初始仿真参数及仿真场景：包括惯性系下目标的初始参数：初始位置x_T(0),y_T(0),z_T(0)、初始速度V_T(0)、初始弹道倾角θ_T(0)和初始弹道偏角ψ_VT(0)；惯性系下导弹的初始参数：初始位置x_M(0),y_M(0),z_M(0)、初始姿态θ_M(0),ψ_M(0),γ_M(0)、初始姿态角速度ω_Mx(0),ω_My(0),ω_Mz(0)、初始速度V_M(0)、初始弹道倾角θ_M(0)和初始弹道偏角ψ_VM(0)；

步骤3：将姿态模拟转台和体视线模拟转台切入远程仿真模式；

步骤4：惯组、导引头、目标模拟器、舵机、舵机加载系统上电；

步骤5：数据采集计算机进行初始化，并打开数据采集线程；

步骤6：实时主控仿真机进行系统的初始化，姿态模拟转台和体视线模拟转台运行至初始位置；其中，姿态模拟转台基于弹体姿态信息驱动，体视线模拟转台基于体视线信息驱动；公式(1)给出了弹体姿态动力学方程，公式(2)给出了体视线模拟转台三轴角度指令解算公式：

式(1)中，θ_M,ψ_M,γ_M分别为导弹真实的俯仰角、偏航角和滚转角，ω_Mx,ω_My,ω_Mz分别为导弹真实的三轴姿态角速度；Angle_P,Angle_y,Angle_z分别为体视线模拟转台俯仰、偏航和滚转通道的角度指令，变量X,Y,Z计算公式如下：

其中，q_α,q_β为真实的惯性系视线高低角和视线方位角，其计算公式如下：

其中，x_T,y_T,z_T为目标在地面坐标系下的位置，x_M,y_M,z_M为导弹在地面坐标系下的位置；

步骤7：实时主控仿真机控制仿真开始运行，直至仿真结束，整个运行过程保存仿真数据，便于进行仿真后的数据分析；在每个仿真循环中，需要完成四个方面的工作：

(1)进行捷联姿态解算，根据测量姿态角速度ω_cMx,ω_cMy,ω_cMz解算姿态角θ_cM,ψ_cM,γ_cM；

(2)根据测量得到的体视线角度q_cλ,q_cγ以及姿态角θ_cM,ψ_cM,γ_cM计算得到惯性系视线角q_cα,q_cβ，计算方法如下

其中，变量A,B,C计算公式如下：

(3)根据惯性系视线角q_cα,q_cβ计算惯性系视线角速度，计算方法如下

其中，q_cα,q_cβ分别为解耦得到的惯性系视线高低角和方位角；分别为惯性系视线高低角速度和方位角速度；q₁,q₂分别为微分算法的过程变量；k0为仿真的迭代步数；h为步长；r为调节参数；

(4)根据比例导引律，得到弹体的过载指令n_yc,n_zc，计算方法如下

其中，N_y,N_z分别为纵向通道和侧向通道的比例系数；

(6)根据过载指令n_yc,n_zc和实际过载n_y,n_z、三轴测量姿态角速度ω_cMx,ω_cMy,ω_cMz、滚转角γ_cM解算三通道数学舵偏角指令δ_xc,δ_yc,δ_zc，计算方法如下

其中，K_ωx,K_p,K_l,K_R,ω_I,K_A,K₀为可调的自动驾驶仪参数，为一阶积分器；

(7)根据三通道数学舵偏角指令δ_xc,δ_yc,δ_zc计算四通道物理舵指令δ_1c,δ_2c,δ_3c,δ_4c，计算方法如下