空地制導(dǎo)武器傳遞對(duì)準(zhǔn)及組合導(dǎo)航半實(shí)物實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)

白宏陽(yáng)，段江鋒，熊 凱，蘇文杰

( 1. 南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，南京 210094；2. 第二炮兵駐七一〇七廠軍事代表室，陜西 寶雞721006；3. 北京控制工程研究所，北京 100190 )

空地制導(dǎo)武器傳遞對(duì)準(zhǔn)及組合導(dǎo)航半實(shí)物實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)設(shè)計(jì)

白宏陽(yáng)1，段江鋒2，熊 凱3，蘇文杰1

( 1. 南京理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，南京 210094；2. 第二炮兵駐七一〇七廠軍事代表室，陜西 寶雞721006；3. 北京控制工程研究所，北京 100190 )

針對(duì)空地武器攻擊時(shí)敏目標(biāo)半實(shí)物仿真系統(tǒng)的應(yīng)用需求，以往所采用的純數(shù)字仿真系統(tǒng)及方法已無(wú)法滿足和實(shí)現(xiàn)所需要的功能，現(xiàn)有的半實(shí)物仿真技術(shù)又存在功能單一、接口有限、二次開發(fā)難的缺陷，提出了一種空地武器攻擊時(shí)敏目標(biāo)半實(shí)物仿真系統(tǒng)方案, 重點(diǎn)設(shè)計(jì)了傳遞對(duì)準(zhǔn)算法和GPS/INS組合導(dǎo)航算法。以空地制導(dǎo)炸彈為例，系統(tǒng)仿真功能涵蓋了從載機(jī)掛彈飛行、系統(tǒng)自檢、傳遞對(duì)準(zhǔn)、熱電池激活、數(shù)據(jù)鏈開啟、炸彈投放、彈體姿態(tài)穩(wěn)定、彈翼張開、滑翔中制導(dǎo)、中末交班、導(dǎo)引頭開啟、末制導(dǎo)直到命中時(shí)敏目標(biāo)結(jié)束的全工作流程, 針對(duì)該復(fù)雜系統(tǒng)的時(shí)間統(tǒng)一問題，提出了一種全系統(tǒng)投彈前后的傳遞對(duì)準(zhǔn)時(shí)間同步方法。最后的模擬投彈試驗(yàn)結(jié)果表明：所設(shè)計(jì)的半實(shí)物仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)合理、實(shí)時(shí)性好、功能齊全，可為后期空地制導(dǎo)武器的研制提供一種非常有效的半實(shí)物仿真試驗(yàn)方法。

制導(dǎo)炸彈；半實(shí)物仿真；傳遞對(duì)準(zhǔn)；組合導(dǎo)航

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)的發(fā)展，戰(zhàn)場(chǎng)中的目標(biāo)種類及數(shù)量迅速增加，尤其是移動(dòng)目標(biāo)在戰(zhàn)爭(zhēng)中發(fā)揮的作用日益增強(qiáng)。諸如坦克、導(dǎo)彈發(fā)射車、裝甲車等移動(dòng)速度較快的地面目標(biāo)，大多表現(xiàn)為打打走走、開開停停的時(shí)間敏感特性[1-3]；另一方面，隨著聯(lián)合作戰(zhàn)任務(wù)的提出，未來(lái)的空地制導(dǎo)武器還需要在空中投放后能夠繼續(xù)接收載機(jī)或其它中繼機(jī)通過無(wú)線數(shù)據(jù)鏈路發(fā)送來(lái)的信息以進(jìn)行二次任務(wù)規(guī)劃和目標(biāo)信息裝訂，使得空地制導(dǎo)武器可重新規(guī)劃彈道并進(jìn)行目標(biāo)選擇性打擊，體現(xiàn)制導(dǎo)武器的作戰(zhàn)時(shí)敏特性。機(jī)載航空時(shí)敏制導(dǎo)炸彈即是在上述兩個(gè)任務(wù)背景下提出和設(shè)計(jì)的，在原炸彈的基礎(chǔ)上，通過加裝紅外圖像導(dǎo)引頭、GPS/INS組合導(dǎo)航系統(tǒng)、飛控計(jì)算機(jī)、熱電池、舵機(jī)和多節(jié)點(diǎn)雙向數(shù)據(jù)通訊鏈路等系統(tǒng)而構(gòu)成。因此，研究機(jī)載時(shí)敏目標(biāo)打擊技術(shù)、研制機(jī)載時(shí)敏目標(biāo)打擊武器具有非常重要的戰(zhàn)術(shù)意義和軍事價(jià)值。

與純數(shù)字仿真技術(shù)相比，半實(shí)物仿真試驗(yàn)是將系統(tǒng)中的部分實(shí)物引入仿真回路，能夠反映系統(tǒng)的動(dòng)、靜態(tài)特性，且更加接近實(shí)際，現(xiàn)已成為飛機(jī)和導(dǎo)彈中導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制系統(tǒng)研制與鑒定的重要試驗(yàn)環(huán)節(jié)。本文從實(shí)際工程中的應(yīng)用需求出發(fā)，按照制導(dǎo)炸彈的發(fā)射流程，搭建了航空時(shí)敏制導(dǎo)炸彈分布式半實(shí)物仿真系統(tǒng)。在此基礎(chǔ)上，針對(duì)不同的時(shí)敏目標(biāo)類型進(jìn)行了多次模擬投彈與打靶試驗(yàn)。該半實(shí)物仿真系統(tǒng)的設(shè)計(jì)旨在為機(jī)動(dòng)目標(biāo)打擊用航空精確制導(dǎo)武器導(dǎo)航與飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和試驗(yàn)提供一種有效的試驗(yàn)手段，更真實(shí)地仿真武器實(shí)際打擊時(shí)敏目標(biāo)過程中的動(dòng)態(tài)特性，縮短武器的研制周期。

1 半實(shí)物仿真系統(tǒng)的組成與功能

該半實(shí)物仿真系統(tǒng)主要由仿真總控機(jī)、飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)、機(jī)載火控仿真計(jì)算機(jī)、機(jī)載吊艙、彈載數(shù)據(jù)鏈端機(jī)、導(dǎo)引頭模擬器、目標(biāo)仿真計(jì)算機(jī)、彈道仿真計(jì)算機(jī)、彈載導(dǎo)航系統(tǒng)、三軸轉(zhuǎn)臺(tái)、電動(dòng)舵機(jī)、舵機(jī)負(fù)載模擬器、彈載飛控計(jì)算機(jī)、三維視景演示與數(shù)據(jù)監(jiān)控系統(tǒng)以及1553B通訊卡、串口通訊卡和SBS光纖通訊卡等構(gòu)成，如圖1所示。其中彈道仿真計(jì)算機(jī)包括環(huán)境仿真模塊、彈體動(dòng)力學(xué)及運(yùn)動(dòng)學(xué)模塊和通信模塊；彈載導(dǎo)航系統(tǒng)包括GPS模塊、慣性測(cè)量單元(IMU)模塊和彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)(組合導(dǎo)航計(jì)算機(jī))；彈載飛控計(jì)算機(jī)包括通信模塊、邏輯控制模塊、制導(dǎo)律模塊、控制律模塊和坐標(biāo)轉(zhuǎn)換模塊。

圖1 半實(shí)物仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Architecture of semi-physical simulation system

1.1 目標(biāo)仿真計(jì)算機(jī)

目標(biāo)仿真計(jì)算機(jī)主要用來(lái)模擬時(shí)敏目標(biāo)的靜、動(dòng)態(tài)特性，主要包括靜止、勻速、加速等過程，并將目標(biāo)當(dāng)前的位置、速度、類型、狀態(tài)等信息寫入SBS實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)，分別傳遞給機(jī)載吊艙和導(dǎo)引頭模擬器。機(jī)載吊艙將目標(biāo)信息無(wú)線發(fā)送給彈載數(shù)據(jù)鏈端機(jī)，然后通過RS-422串口發(fā)送至彈載飛控計(jì)算機(jī)。

1.2 導(dǎo)引頭模擬器

導(dǎo)引頭模擬器將接收到的目標(biāo)信息通過共享彈道仿真機(jī)的武器當(dāng)前所在位置信息，轉(zhuǎn)換為彈目視線角和視線角速率，并在距目標(biāo)3 km后開始傳遞給彈載飛控計(jì)算機(jī)，以模擬真實(shí)情況下導(dǎo)引頭的工作過程。

1.3 飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)

飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)主要用來(lái)模擬實(shí)際系統(tǒng)中飛機(jī)的飛行過程，產(chǎn)生相應(yīng)的飛行軌跡和主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)。飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)有兩種模式：自主飛行系統(tǒng)模式和人工操作模式。當(dāng)選用人工操作模式時(shí)，可通過飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)上配置的飛行搖桿控制飛機(jī)的飛行，通過人機(jī)界面可以實(shí)時(shí)顯示當(dāng)前飛機(jī)的飛行姿態(tài)和飛行軌跡參數(shù)等信息。在傳遞對(duì)準(zhǔn)過程中，飛行軌跡信息結(jié)合誤差模型生成模塊，加入對(duì)應(yīng)誤差特性，可模擬生成傳遞對(duì)準(zhǔn)所需的主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)；同時(shí)可以通過飛行搖桿做相應(yīng)的機(jī)動(dòng)（本文主要采用搖翼機(jī)動(dòng)），輔助完成傳遞對(duì)準(zhǔn)解算，更加真實(shí)地再現(xiàn)空中傳遞對(duì)準(zhǔn)過程。

1.4 彈道仿真計(jì)算機(jī)

彈道仿真計(jì)算機(jī)是該半實(shí)物仿真系統(tǒng)的關(guān)鍵，主要用來(lái)模擬傳感器IMU及GPS的原始測(cè)量信息，解算彈道諸元，計(jì)算負(fù)載模擬器的力矩加載信息，并接收舵機(jī)負(fù)載模擬器采樣的舵偏指令，閉環(huán)控制炸彈的當(dāng)前飛行軌跡。彈道仿真計(jì)算機(jī)采用多線程設(shè)計(jì)。在傳遞對(duì)準(zhǔn)過程中，彈道仿真機(jī)實(shí)時(shí)獲取主慣導(dǎo)信息，結(jié)合誤差發(fā)生模塊加入誤差特性，同時(shí)還可以添加安裝誤差和桿臂效應(yīng)等誤差，以便真實(shí)模擬生成傳遞對(duì)準(zhǔn)過程中所需的彈載子慣導(dǎo)測(cè)量信息。當(dāng)按下發(fā)射按鈕后，系統(tǒng)進(jìn)入組合導(dǎo)航流程，彈道仿真機(jī)切換到彈道仿真線程，模擬生成彈載組合導(dǎo)航所需的IMU及GPS測(cè)量信息。

1.5 機(jī)載火控仿真計(jì)算機(jī)

機(jī)載火控仿真計(jì)算機(jī)主要用于模擬載機(jī)投放武器的全指令流程以及向武器裝訂目標(biāo)初始參數(shù)。機(jī)載火控仿真計(jì)算機(jī)主要完成以下功能：全系統(tǒng)自檢、點(diǎn)火準(zhǔn)備、發(fā)射信號(hào)的接收、顯示與執(zhí)行等。在傳遞對(duì)準(zhǔn)過程中，機(jī)載火控仿真機(jī)通過SBS實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)獲取飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)產(chǎn)生的主慣導(dǎo)信息，經(jīng)過處理，通過1553B發(fā)送到彈載飛控計(jì)算機(jī)；在組合導(dǎo)航過程中，火控仿真計(jì)算機(jī)通過SBS實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)獲取目標(biāo)信息，通過1553B總線發(fā)送至彈載飛控計(jì)算機(jī)。

1.6 彈載導(dǎo)航系統(tǒng)

彈載導(dǎo)航系統(tǒng)安裝于三軸轉(zhuǎn)臺(tái)上，用于將接收到的飛機(jī)主慣導(dǎo)信息、彈道仿真計(jì)算機(jī)模擬產(chǎn)生的衛(wèi)星信息和慣性信息進(jìn)行信息融合，以進(jìn)行傳遞對(duì)準(zhǔn)和組合導(dǎo)航。彈載導(dǎo)航系統(tǒng)中所采用的彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)為DSP+FPGA并行架構(gòu)[4-5]。其中DSP采用浮點(diǎn)型數(shù)字信號(hào)處理芯片TMS320C6747，其主要功能是進(jìn)行捷聯(lián)慣導(dǎo)解算、傳遞對(duì)準(zhǔn)解算和組合導(dǎo)航解算等； FPGA主要用于數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)采集和通信，大大減少了數(shù)據(jù)采集和通信對(duì)導(dǎo)航解算的影響。

1.7 彈載飛控計(jì)算機(jī)

彈載飛控計(jì)算機(jī)采用浮點(diǎn)型數(shù)字處理芯片TMS320C6748，具有運(yùn)算速度快、精度高等特點(diǎn)，可快速執(zhí)行和完成相關(guān)計(jì)算任務(wù)。在傳遞對(duì)準(zhǔn)過程中，彈載飛控計(jì)算機(jī)通過航空1553B總線獲取主慣導(dǎo)信息，經(jīng)過處理，通過RS-422串口將主慣導(dǎo)信息發(fā)送到彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)。傳遞對(duì)準(zhǔn)過程結(jié)束后，彈載飛控計(jì)算機(jī)控制系統(tǒng)流程切入組合導(dǎo)航流程。在組合導(dǎo)航流程中，彈載飛控計(jì)算機(jī)通過RS-422串口獲取彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)的導(dǎo)航解算結(jié)果，完成制導(dǎo)、控制律、坐標(biāo)轉(zhuǎn)換和邏輯控制等運(yùn)算，并生成相應(yīng)的指令舵偏，通過D/A數(shù)模轉(zhuǎn)換通道驅(qū)動(dòng)電動(dòng)舵機(jī)進(jìn)行偏轉(zhuǎn)。

1.8 舵機(jī)負(fù)載模擬器

舵機(jī)負(fù)載模擬器根據(jù)彈道仿真計(jì)算機(jī)模擬出的鉸鏈力矩對(duì)舵機(jī)加載相應(yīng)的力矩，然后由舵機(jī)負(fù)載模擬器讀取測(cè)量的實(shí)際舵偏角，并通過舵機(jī)負(fù)載模擬器控制臺(tái)經(jīng)SBS光纖網(wǎng)絡(luò)反饋給彈道仿真計(jì)算機(jī)。

1.9 監(jiān)控計(jì)算機(jī)

監(jiān)控計(jì)算機(jī)的主要任務(wù)是對(duì)半實(shí)物仿真系統(tǒng)的工作過程進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控，在線顯示武器的整個(gè)飛行和攻擊過程以及各參數(shù)狀態(tài)，進(jìn)行性能分析與評(píng)估。其主要功能包括全程數(shù)據(jù)及狀態(tài)實(shí)時(shí)顯示、曲線實(shí)時(shí)顯示、OpenGL投彈全程動(dòng)畫顯示以及仿真結(jié)果存儲(chǔ)等。

1.10 硬件接口部分

由于該半實(shí)物仿真系統(tǒng)中存在設(shè)備較多，各子系統(tǒng)之間的接口復(fù)雜，數(shù)據(jù)傳輸量較大等問題，導(dǎo)致系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性難以保證。針對(duì)上述問題，系統(tǒng)設(shè)計(jì)采用一臺(tái)仿真總控機(jī)控制各路SBS光纖的實(shí)時(shí)通訊，模擬飛機(jī)飛行過程的飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)通過SBS光纖網(wǎng)絡(luò)與模擬載機(jī)外掛物管理器的機(jī)載火控仿真計(jì)算機(jī)相連，機(jī)載火控仿真計(jì)算機(jī)通過航空1553B總線與彈載飛控計(jì)算機(jī)相連，模擬目標(biāo)運(yùn)動(dòng)過程的目標(biāo)仿真計(jì)算機(jī)分別通過兩路SBS光纖網(wǎng)絡(luò)與機(jī)載吊艙和導(dǎo)引頭模擬器相連，機(jī)載吊艙與彈載端機(jī)通過收發(fā)無(wú)線信號(hào)互相進(jìn)行通信，彈載端機(jī)和導(dǎo)引頭模擬器分別通過RS-422串口與彈載飛控計(jì)算機(jī)相連，電動(dòng)舵機(jī)安裝在舵機(jī)負(fù)載模擬器上，舵機(jī)負(fù)載模擬器與舵機(jī)負(fù)載模擬器控制臺(tái)通過SBS光纖網(wǎng)絡(luò)連接，彈載導(dǎo)航系統(tǒng)安裝在三軸轉(zhuǎn)臺(tái)上，三軸轉(zhuǎn)臺(tái)、舵機(jī)負(fù)載模擬器與舵機(jī)負(fù)載模擬器控制臺(tái)通過SBS光纖網(wǎng)絡(luò)與彈道仿真計(jì)算機(jī)互連，彈道仿真計(jì)算機(jī)和彈載導(dǎo)航系統(tǒng)分別通過RS-232和RS-422串口與彈載飛控計(jì)算機(jī)相連，彈載飛控計(jì)算機(jī)通過D/A數(shù)模轉(zhuǎn)換通道與電動(dòng)舵機(jī)相連，并通過RS-232串口與三維視景演示與監(jiān)控系統(tǒng)相連。

2 傳遞對(duì)準(zhǔn)及組合導(dǎo)航算法設(shè)計(jì)

作為制導(dǎo)炸彈的“眼睛”，導(dǎo)航系統(tǒng)的性能直接影響制導(dǎo)炸彈的脫靶量，GPS/SINS組合導(dǎo)航具有精度高、抗干擾性強(qiáng)等特點(diǎn)，目前已得到廣泛的應(yīng)用。由于SINS采用推算式導(dǎo)航方式，故在其開始工作前需要對(duì)其進(jìn)行初始對(duì)準(zhǔn)。傳遞對(duì)準(zhǔn)作為初始對(duì)準(zhǔn)技術(shù)之一，具有可靠性強(qiáng)、對(duì)準(zhǔn)精度高等特點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于航空、航天等領(lǐng)域。傳遞對(duì)準(zhǔn)的精度將直接影響導(dǎo)航系統(tǒng)的精度，因此，設(shè)計(jì)一種針對(duì)機(jī)載航空時(shí)敏制導(dǎo)炸彈的合理和高精度的傳遞對(duì)準(zhǔn)算法尤為關(guān)鍵。

2.1 傳遞對(duì)準(zhǔn)算法設(shè)計(jì)

本文中所設(shè)計(jì)的傳遞對(duì)準(zhǔn)的核心算法為基于速度+姿態(tài)角匹配的傳遞對(duì)準(zhǔn)算法[6-9]，其原理框圖如圖2所示。

系統(tǒng)的狀態(tài)方程為：

式中：

其中，Eφ、Nφ、Uφ為俯仰、滾轉(zhuǎn)、航向姿態(tài)失準(zhǔn)角，δVE、δVN、δVU為東北天速度誤差，xε、yε、zε為機(jī)體系下陀螺的隨機(jī)常值漂移，x▽、y▽、z▽為機(jī)體系下加速度計(jì)的零偏，xλ、yλ、zλ為三個(gè)軸方向的安裝誤差角；F為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣。

圖2 速度+姿態(tài)角匹配的傳遞對(duì)準(zhǔn)算法原理圖Fig.2 Schematic of velocity+attitude matched transfer alignment algorithm

其中，矩陣塊F1與F2如下所示：

系統(tǒng)量測(cè)方程為：

式中：Z為觀測(cè)向量，

V是量測(cè)噪聲，設(shè)定為零均值高斯白噪聲，其協(xié)方差為E[VVT]=R。δv由主子慣導(dǎo)在導(dǎo)航坐標(biāo)系下的速度相減得到；δφ為子慣導(dǎo)與主慣導(dǎo)各自所解算得到的姿態(tài)信息做差得到。

H為量測(cè)矩陣：

式中：

其中，Tij為主慣導(dǎo)系統(tǒng)當(dāng)前姿態(tài)矩陣的元素。

2.2 組合導(dǎo)航算法的設(shè)計(jì)

系統(tǒng)的狀態(tài)方程為：

式中：Φk/k-1為狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，Γk-1為噪聲驅(qū)動(dòng)矩陣，協(xié)方差為E[VVT]=R，Wk-1為零均值高斯白噪聲，Xk為系統(tǒng)狀態(tài)變量。

其中，φE、φN、φU為俯仰、滾轉(zhuǎn)、航向姿態(tài)失準(zhǔn)角，δVE、δVN、δVU為東北天方向速度誤差，δL、δλ、δh分別為緯度、經(jīng)度和高度誤差，εrx、εry、εrz為機(jī)體系下陀螺相關(guān)漂移(用一階馬爾可夫過程描述)，▽x、▽y、▽z為載體系下加速度計(jì)零偏，εx、εy、εz為載體系下陀螺隨機(jī)常值漂移。系統(tǒng)的量測(cè)方程為：

式中：Zk為量測(cè)值，Hk為量測(cè)矩陣，Vk為量測(cè)白噪聲。

其中：Ls、λs、hs為SINS解算得到的載體緯度、經(jīng)度和高度信息，Lg、λg、hg為GPS測(cè)量得到的載體緯度、經(jīng)度和高度信息；VsE、VsN、VsU為SINS解算得到的載體在東、北、天方向的速度，VgE、VgN、VgU為GPS接收機(jī)測(cè)量得到的載體在東、北、天方向的速度；δVgE、δVgN、δVgU為GPS輸出在東、北、天方向上的速度誤差，通?？山茷榘自肼曁幚?；NE、NN、NU為GPS在東北天方向的位置誤差。

在實(shí)際系統(tǒng)中，由于系統(tǒng)中器件誤差、載體機(jī)動(dòng)時(shí)的動(dòng)態(tài)誤差等諸多不確定因素的存在，很難準(zhǔn)確地建立和獲取系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型和噪聲統(tǒng)計(jì)，同時(shí)在大振動(dòng)、高沖擊等情況下，系統(tǒng)中噪聲突變等情況會(huì)影響常規(guī)卡爾曼濾波器(CKF)的穩(wěn)定性和估計(jì)精度，甚至?xí)?dǎo)致濾波器發(fā)散[10-12]。

所以，鑒于上述問題，在常規(guī)卡爾曼濾波的基礎(chǔ)上，引入漸消因子，構(gòu)建漸消自適應(yīng)卡爾曼濾波(AKF）,算法如下：

其中，λ為漸消因子，計(jì)算方法如下：

3 半實(shí)物仿真系統(tǒng)仿真流程

圖3以航空時(shí)敏制導(dǎo)炸彈為例給出了空地制導(dǎo)武器半實(shí)物仿真系統(tǒng)的仿真流程圖，系統(tǒng)總的運(yùn)行流程如下：

步驟1：?jiǎn)?dòng)仿真總控機(jī)，打開并聯(lián)通各分系統(tǒng)的SBS網(wǎng)絡(luò)通訊。

步驟2：自檢、握手流程。機(jī)載火控仿真計(jì)算機(jī)模擬投彈指令流程，并通過1553B總線傳遞至彈載飛控計(jì)算機(jī)。彈載飛控計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)彈載導(dǎo)航系統(tǒng)、舵機(jī)和彈載數(shù)據(jù)鏈、導(dǎo)引頭進(jìn)行自檢，并反饋給機(jī)載火控仿真計(jì)算機(jī)自檢狀態(tài)。若自檢成功，在火控仿真計(jì)算機(jī)仿真界面上顯示自檢完成狀態(tài)。自檢完成后，進(jìn)入握手流程：彈載飛控計(jì)算機(jī)向彈道仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送握手信號(hào)，彈道仿真計(jì)算機(jī)收到握手信號(hào)后在界面上顯示彈載飛控計(jì)算機(jī)握手成功；彈載飛控計(jì)算機(jī)向彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)發(fā)送握手信號(hào)，彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)收到握手信號(hào)后向彈道仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送握手信號(hào)，彈道仿真計(jì)算機(jī)接收彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)的握手信號(hào)后，在其界面上顯示握手成功，同時(shí)返回返握手狀態(tài)。

步驟3：握手完成后，系統(tǒng)首先進(jìn)入傳遞對(duì)準(zhǔn)流程。通過飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)人機(jī)交互界面點(diǎn)擊準(zhǔn)備按鈕，模擬發(fā)送準(zhǔn)備信號(hào)，同時(shí)開始模擬生成主慣導(dǎo)信息，并寫入SBS實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)，供火控仿真計(jì)算機(jī)獲取。火控仿真計(jì)算機(jī)收到準(zhǔn)備信號(hào)后，通過SBS實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)獲取主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)，主慣導(dǎo)信息經(jīng)火控仿真計(jì)算機(jī)和彈載飛控計(jì)算機(jī)最終傳送至彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)。彈道仿真計(jì)算機(jī)收到準(zhǔn)備信號(hào)后，開始模擬生成傳遞對(duì)準(zhǔn)所需的子慣導(dǎo)信息，即通過SBS實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)獲取主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)，經(jīng)過處理，如添加器件誤差、安裝誤差、臂參數(shù)等，模擬生成子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)，然后通過RS-232串口發(fā)送至彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)。彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)收到主、子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)后，對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，根據(jù)傳遞對(duì)準(zhǔn)流程開始進(jìn)行傳遞對(duì)準(zhǔn)解算。此時(shí)通過飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)配置的飛行搖桿，選擇人工操作模式，做相應(yīng)的機(jī)動(dòng)，輔助完成傳遞對(duì)準(zhǔn)運(yùn)算。對(duì)準(zhǔn)完成后，彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)返回對(duì)準(zhǔn)完成信號(hào)。對(duì)準(zhǔn)完成信號(hào)經(jīng)彈載飛控計(jì)算機(jī)最終發(fā)送至火控仿真計(jì)算機(jī)，并在其界面上顯示對(duì)準(zhǔn)成功。

步驟4：機(jī)載火控仿真計(jì)算機(jī)主界面上顯示“對(duì)準(zhǔn)好”狀態(tài)后，可擇時(shí)按動(dòng)機(jī)載火控系統(tǒng)仿真機(jī)上模擬駕駛桿的“投彈”按鈕。此時(shí)，彈道仿真機(jī)通過SBS網(wǎng)絡(luò)接收火控系統(tǒng)傳遞的投彈初始參數(shù)，然后按所規(guī)劃的方案彈道，仿真武器飛行的子慣導(dǎo)量測(cè)角速率和比力信息以及GPS信息。然后將角速率和投彈初始姿態(tài)角發(fā)送至三軸轉(zhuǎn)臺(tái)，驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)臺(tái)旋轉(zhuǎn)，模擬武器的實(shí)際姿態(tài)角變化，將GPS定位信息和子慣導(dǎo)的比力信息發(fā)送至彈載導(dǎo)航系統(tǒng)。然后進(jìn)行組合導(dǎo)航，確定武器的位姿信息，并將組合導(dǎo)航結(jié)果輸出給彈載飛控計(jì)算機(jī)。

步驟5：目標(biāo)仿真計(jì)算機(jī)模擬目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)信息并通過SBS光纖網(wǎng)絡(luò)分別傳遞給機(jī)載吊艙和導(dǎo)引頭模擬器。機(jī)載吊艙將目標(biāo)信息無(wú)線發(fā)送給彈載數(shù)據(jù)鏈端機(jī)，然后通過RS-422串口在武器投放全程中將目標(biāo)類型及坐標(biāo)信息發(fā)送至飛控計(jì)算機(jī)。導(dǎo)引頭模擬器將接收到的目標(biāo)信息通過共享彈道仿真機(jī)的武器當(dāng)前所在位置信息，轉(zhuǎn)換為彈目視線角和視線角速率，并在距目標(biāo)3 km后才開始將彈目視線角和視線角速率傳遞給飛控計(jì)算機(jī)，以模擬真實(shí)情況下導(dǎo)引頭的工作過程。

步驟6：彈載飛控計(jì)算機(jī)接收到目標(biāo)信息和武器的當(dāng)前導(dǎo)航信息后，運(yùn)行邏輯控制程序，每20 ms執(zhí)行一次制導(dǎo)律、控制律和坐標(biāo)轉(zhuǎn)換程序，并生成相應(yīng)的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)通道的指令舵偏；然后將三通道的指令舵偏分解為“X字型”舵機(jī)的四個(gè)舵面對(duì)應(yīng)指令，通過D/A數(shù)模轉(zhuǎn)換通道驅(qū)動(dòng)電動(dòng)舵機(jī)進(jìn)行舵面偏轉(zhuǎn)；舵偏偏轉(zhuǎn)時(shí)，舵機(jī)負(fù)載模擬器根據(jù)彈道仿真機(jī)模擬出的鉸鏈力矩，對(duì)舵機(jī)加載相應(yīng)的力矩，然后由舵機(jī)負(fù)載模擬器讀取測(cè)量的實(shí)際舵偏角，并通過舵機(jī)負(fù)載模擬器控制臺(tái)經(jīng)SBS光纖網(wǎng)絡(luò)反饋給彈道仿真機(jī)。整個(gè)半實(shí)物仿真過程中，彈載飛控計(jì)算機(jī)與三維視景演示與數(shù)據(jù)監(jiān)控系統(tǒng)相連，以動(dòng)畫和曲線圖表的方式實(shí)時(shí)顯示武器的整個(gè)飛行和攻擊過程以及各參數(shù)狀態(tài)。

至此，實(shí)現(xiàn)了雙模制導(dǎo)航空時(shí)敏制導(dǎo)炸彈的半實(shí)物仿真系統(tǒng)的一個(gè)仿真節(jié)拍內(nèi)的閉環(huán)仿真過程。

圖3 系統(tǒng)運(yùn)行流程圖Fig.3 Flow chart of system operation

4 時(shí)間同步方法

在本文所設(shè)計(jì)的半實(shí)物仿真系統(tǒng)傳遞對(duì)準(zhǔn)過程中，主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)經(jīng)火控仿真計(jì)算機(jī)和彈載飛控計(jì)算機(jī)，最終傳送至彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)，傳輸過程中會(huì)存在較大的傳輸延遲。而子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)則由彈道仿真計(jì)算機(jī)直接傳送至彈載導(dǎo)航計(jì)算機(jī)，時(shí)間延遲相對(duì)較小，可忽略不計(jì)。故需對(duì)主、子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)進(jìn)行時(shí)間同步處理。

在傳遞對(duì)準(zhǔn)中，常用的同步方法包括外推法、存儲(chǔ)器移位法、狀態(tài)遞推法等。上述方法均需要主、子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時(shí)標(biāo)已知，而獲取主、子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時(shí)標(biāo)的方法有多種。如在傳遞對(duì)準(zhǔn)過程中，載機(jī)可采用GPS接收機(jī)輸出的GPS精確時(shí)間信息作為主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時(shí)間，同時(shí)結(jié)合定時(shí)器和秒脈沖PPS實(shí)現(xiàn)時(shí)間累加和校準(zhǔn)。在本文所設(shè)計(jì)的半實(shí)物仿真系統(tǒng)中，主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)由飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)在飛行軌跡數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上添加對(duì)應(yīng)實(shí)際中量級(jí)誤差模擬產(chǎn)生，主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時(shí)標(biāo)由飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)配置的定時(shí)脈沖信號(hào)得出。子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)在主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，通過添加相關(guān)誤差得出；子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時(shí)標(biāo)根據(jù)主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)時(shí)標(biāo)，結(jié)合其仿真節(jié)拍推算得出。

本文傳遞對(duì)準(zhǔn)時(shí)間同步方法采用狀態(tài)遞推法。在程序中設(shè)有緩沖區(qū)用來(lái)存儲(chǔ)子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)，緩沖區(qū)大小根據(jù)時(shí)間延遲大小而定。當(dāng)收到主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)后，設(shè)其時(shí)標(biāo)為t1，從緩沖區(qū)中選取同一時(shí)刻的主、子慣導(dǎo)數(shù)據(jù)進(jìn)行傳遞對(duì)準(zhǔn)運(yùn)算獲得誤差狀態(tài)變量的最優(yōu)估計(jì)，并根據(jù)當(dāng)前時(shí)刻的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣將其遞推到當(dāng)前時(shí)刻，以對(duì)慣導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行反饋校正。其原理框圖如圖4所示，其中設(shè)當(dāng)前時(shí)刻為t2，時(shí)間延遲為Δt。

圖4 傳遞對(duì)準(zhǔn)時(shí)間同步原理圖Fig.4 Schematic of time synchronization for transfer alignment

5 系統(tǒng)試驗(yàn)及結(jié)果分析

為了驗(yàn)證該半實(shí)物仿真系統(tǒng)的性能，按照上述運(yùn)行流程進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)主要包括傳遞對(duì)準(zhǔn)精度、組合導(dǎo)航精度以及制導(dǎo)炸彈打擊精度驗(yàn)證。試驗(yàn)開始前，需要對(duì)目標(biāo)信息、飛機(jī)的初始位置、速度、姿態(tài)等信息進(jìn)行設(shè)置，同時(shí)通過彈道仿真計(jì)算機(jī)在X、Y、Z軸方向添加適當(dāng)?shù)陌惭b誤差角模擬生成傳遞對(duì)準(zhǔn)用子慣導(dǎo)信息。

通過飛機(jī)仿真計(jì)算機(jī)的配置文件設(shè)定初始位置為北緯38.758°，東經(jīng)105.61°，高度為12 000 m，初始航向角為0°，在X、Y、Z軸方向各添加-1°的安裝誤差角。為了更真實(shí)地模擬實(shí)際系統(tǒng)中的主、子慣導(dǎo)特性，在初始信息的基礎(chǔ)上疊加相應(yīng)誤差項(xiàng)，具體如下：

器件誤差水平 GPS：水平定位精度為5 m (1σ)，垂直定位精度為10 m (1σ)，水平測(cè)速精度為0.1 m/s (1σ)，垂直測(cè)速精度為0.2 m/s (1σ)；機(jī)載主慣導(dǎo)系統(tǒng)：陀螺常值漂移為0.1 (°)/h (1σ)，加速度計(jì)常值偏置為0.1 mg (1σ)；彈載子慣導(dǎo)系統(tǒng)：陀螺常值漂移為3 (°)/h (1σ)，加速度計(jì)常值偏置為1 mg (1σ)。

為了更真實(shí)地模擬實(shí)際系統(tǒng)中投彈過程，在投彈初始時(shí)刻第0～5 s、130～150 s、280～290 s為丟星時(shí)刻。

設(shè)置完成后按照系統(tǒng)運(yùn)行流程開始仿真，試驗(yàn)結(jié)果如圖5～9所示。

圖5 安裝誤差角估計(jì)曲線Fig.5 Estimation curves of misalignment angles

圖6 傳遞對(duì)準(zhǔn)主子慣導(dǎo)姿態(tài)角曲線Fig.6 Attitude curves of main- and sub-IMU in transfer alignment

圖7 組合導(dǎo)航位置誤差曲線Fig.7 Position error curves of integrated navigation system

圖8 組合導(dǎo)航速度誤差曲線Fig.8 Velocity error curves of integrated navigation system

圖9 制導(dǎo)炸彈與目標(biāo)軌跡曲線Fig.9 Trajectory of the guided bomb and target

需要說(shuō)明的是，仿真系統(tǒng)中實(shí)際航向角定義范圍為0°～360°，由于本仿真算例炸彈朝正北方向飛行，本文為了便于對(duì)曲線進(jìn)行分析，在圖6中航向角曲線顯示范圍設(shè)為-180°～180°。分析上述試驗(yàn)結(jié)果可得出以下結(jié)論：

① 由圖5、圖6可以看出，通過做相應(yīng)的機(jī)動(dòng)，X、Y、Z軸安裝誤差角都能收斂到-1°以內(nèi)，收斂時(shí)間小于10 s，可滿足系統(tǒng)要求。

② 從圖7、圖8可以看出，組合導(dǎo)航系統(tǒng)的位置誤差小于2 m，速度誤差小于0.1 m/s(1σ)；在丟星情況下，組合導(dǎo)航系統(tǒng)依然保持了較高的導(dǎo)航精度，滿足制導(dǎo)炸彈對(duì)導(dǎo)航系統(tǒng)的要求。

③ 從圖9可以看出，制導(dǎo)炸彈能夠精確命中時(shí)敏目標(biāo)。

6 結(jié) 論

本文提出并設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了一種空地武器攻擊時(shí)敏目標(biāo)半實(shí)物仿真系統(tǒng)及時(shí)間同步方法，并對(duì)系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)、傳遞對(duì)準(zhǔn)和組合導(dǎo)航算法設(shè)計(jì)、運(yùn)行流程進(jìn)行了詳細(xì)的介紹。與現(xiàn)有技術(shù)相比，文中所設(shè)計(jì)方法的顯著優(yōu)點(diǎn)是：①系統(tǒng)功能齊全，涵蓋了從載機(jī)掛彈飛行到武器投放后對(duì)時(shí)敏目標(biāo)的整個(gè)打擊過程；②采用了航空總線1553B和RS422/RS232標(biāo)準(zhǔn)串口，與實(shí)際中各分系統(tǒng)之間的連接方式一致，便于模擬真實(shí)狀態(tài)；③武器與載機(jī)之間以及武器內(nèi)各分系統(tǒng)之間采用了與實(shí)際航空標(biāo)準(zhǔn)中一致的數(shù)據(jù)協(xié)議，具有通用性；④具有“數(shù)據(jù)鏈+紅外圖像導(dǎo)引頭”雙模制導(dǎo)仿真功能，可為新型聯(lián)合攻擊武器的研制提供參考；⑤實(shí)時(shí)性好，提高了開發(fā)效率，減少了測(cè)試風(fēng)險(xiǎn)和試驗(yàn)費(fèi)用，為后期工程樣彈的研制提供有效的科學(xué)依據(jù)，縮短了研制周期。最后的試驗(yàn)結(jié)果也表明該半實(shí)物仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)合理，穩(wěn)定可靠，能夠滿足實(shí)際投彈的仿真要求。

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Design of real-time semi-physical simulation system for transfer alignment and integrated navigation of airborne guided weapon

BAI Hong-yang1, DUAN Jiang-feng2, XIONG Kai3, SU Wen-jie3
(1. School of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China; 2. The Second Artillery Presentation Office in No. 7107 Factory, Baoji 721006, China; 3. Beijing Institute of Control Engineering, Beijing 100190, China)

A semi-physical simulation scheme was proposed for air-to-ground time-sensitive target weapon, focusing on the design of transfer alignment and GPS/INS integrated navigation algorithm. It satisfy the practical application and overcomes such problems as traditional digital simulation systems can not provide required functions and existing semi-physical simulation techniques have the disadvantages of single-function, limited interfaces and hard secondary-development. Take air-to-ground guided bomb as an example, the designed simulation system covers the whole attack period from hanging, self test, transfer alignment, thermal battery activation, data chain open, bomb dropping, attitude stabilization, wing open, glide guidance, mid-terminal handover, seeker open, terminal guidance, and target attack. To solve the problem of time delay, a time synchronization algorithm was proposed for the transfer alignment of the designed system. The semi-attack experiment shows that the designed semi-physical simulation system is effective, reliable, adequately real-time and fully functional. It provides an effective semi-practicality simulation method for the design of airborne guided weapons.

guided bomb; semi-physical simulation; transfer alignment; integrated navigation

U666.1

A

1005-6734(2015)02-0224-08

10.13695/j.cnki.12-1222/o3.2015.02.016

2014-11-26；

2015-03-02

總裝預(yù)研基金（9140A31010114JB25465）；國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（1176072）；中國(guó)航天CAST創(chuàng)新基金（CAST2014-27）；中國(guó)航空科學(xué)基金（20145159002）；江蘇省自然科學(xué)基金（BK20140795）

白宏陽(yáng)（1985—），男，講師，碩士生導(dǎo)師，從事衛(wèi)星/慣性導(dǎo)航、圖像導(dǎo)航技術(shù)研究。E-mail：hongyang@njust.edu.cn