本發(fā)明涉及半實(shí)物仿真技術(shù)領(lǐng)域，更具體地說，涉及一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法及仿真系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

制導(dǎo)系統(tǒng)的應(yīng)用領(lǐng)域主要包括導(dǎo)彈目標(biāo)制導(dǎo)、衛(wèi)星發(fā)射、無人機(jī)飛行以及實(shí)現(xiàn)不同任務(wù)需求的飛行器系統(tǒng)等。制導(dǎo)的定義是導(dǎo)引和控制飛行器按照一定規(guī)律飛向目標(biāo)或預(yù)定軌道的技術(shù)和方法。制導(dǎo)系統(tǒng)主要包括導(dǎo)引系統(tǒng)、飛行器及飛行器控制系統(tǒng)，其工作過程是，導(dǎo)引系統(tǒng)不斷測(cè)定飛行器與目標(biāo)或預(yù)定軌道的相對(duì)位置關(guān)系，發(fā)出制導(dǎo)信息，傳遞給飛行器控制系統(tǒng)，以控制飛行器的飛行過程。

制導(dǎo)系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)飛行器目標(biāo)導(dǎo)引的關(guān)鍵，因此，對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能測(cè)試是研發(fā)過程中必不可少的一個(gè)環(huán)節(jié)。而根據(jù)導(dǎo)引系統(tǒng)的導(dǎo)引方式的不同，所述制導(dǎo)系統(tǒng)又可以分為主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)和非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)，其中，對(duì)于主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)，其導(dǎo)引系統(tǒng)的導(dǎo)引方法一般為比例導(dǎo)引法，現(xiàn)有技術(shù)中對(duì)利用比例導(dǎo)引法進(jìn)行目標(biāo)導(dǎo)引的主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能測(cè)試的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖1所示，包括：設(shè)置于五軸轉(zhuǎn)臺(tái)30上的目標(biāo)模擬器10、與所述目標(biāo)模擬器10連接的導(dǎo)引系統(tǒng)20、與所述導(dǎo)引系統(tǒng)20連接的飛行器控制系統(tǒng)50以及與所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)30和所述飛行器控制系統(tǒng)50連接的運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)40；在測(cè)試過程中，利用所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)40生成目標(biāo)實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng)模型和飛行器實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng)模型，利用所述目標(biāo)模擬器10提供目標(biāo)的物理特性，利用所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)40控制所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)30的運(yùn)動(dòng)， 從而實(shí)現(xiàn)利用所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)30的內(nèi)三軸的運(yùn)動(dòng)模擬飛行器三個(gè)姿態(tài)的運(yùn)動(dòng)，利用所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)30的外兩軸模擬飛行器與目標(biāo)之間的視線角的兩個(gè)方向的運(yùn)動(dòng)，進(jìn)而使所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)40獲得目標(biāo)視線(飛行器與目標(biāo)的連線)與水平面的夾角和飛行器的速度矢量，以使所述導(dǎo)引系統(tǒng)20可以根據(jù)所述目標(biāo)視線與水平面的夾角、飛行器的速度矢量和制導(dǎo)律向所述飛行器控制系統(tǒng)50發(fā)送制導(dǎo)信息以控制飛行器的飛行軌跡，實(shí)現(xiàn)對(duì)所述制導(dǎo)系統(tǒng)的測(cè)試。

但是對(duì)于非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)而言，現(xiàn)有技術(shù)中卻缺乏能夠?qū)ζ溥M(jìn)行完整的功能和性能測(cè)試的半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法和仿真系統(tǒng)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明提供了一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法及仿真系統(tǒng)，以實(shí)現(xiàn)提供一種能夠?qū)τ诜侵鲃?dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能進(jìn)行測(cè)試的半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法和仿真系統(tǒng)的目的。

為實(shí)現(xiàn)上述技術(shù)目的，本發(fā)明實(shí)施例提供了如下技術(shù)方案：

一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法，應(yīng)用于包括制導(dǎo)站、導(dǎo)引系統(tǒng)、飛行器控制系統(tǒng)、飛行器模擬器、多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)和運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)；所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法包括：

將所述制導(dǎo)站的觀瞄器放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的兩個(gè)軸上；

將所述飛行器模擬器放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)除放置所述觀瞄器的兩個(gè)軸以外的任意兩個(gè)軸上；

向所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)輸入目標(biāo)角度信息，所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)根據(jù)所述目標(biāo)角度信息控制所述觀瞄器在兩個(gè)方向上的角度運(yùn)動(dòng)和所述飛行器模擬器在兩個(gè)方向上的角度運(yùn)動(dòng)；

通過所述制導(dǎo)站獲取所述飛行器模擬器的飛行器角度信息；

根據(jù)所述目標(biāo)角度信息、飛行器角度信息和三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令。

可選的，所述目標(biāo)角度信息包括目標(biāo)高低角和目標(biāo)方位角；

所述飛行器角度信息包括飛行器高低角和飛行器方位角。

可選的，所述根據(jù)所述目標(biāo)角度信息、飛行器角度信息和三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令包括：

判斷所述目標(biāo)高低角、目標(biāo)方位角、飛行器高低角和飛行器方位角是否滿足三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程，如果否，則根據(jù)所述目標(biāo)高低角與所述飛行器高低角之間的關(guān)系以及所述目標(biāo)方位角與所述飛行器方位角的關(guān)系向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令；

所述三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程為：ε_M＝ε_T，β_M＝β_T；其中，ε_M代表所述飛行器高低角、ε_T代表所述目標(biāo)高低角，β_M代表所述飛行器方位角，β_T代表所述目標(biāo)方位角。

可選的，所述根據(jù)所述目標(biāo)角度信息、飛行器角度信息和三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令之后還包括：

所述飛行器控制系統(tǒng)接收到所述控制指令后，根據(jù)所述控制指令向所述飛行器模擬器發(fā)送制導(dǎo)信息，以使所述飛行器模擬器根據(jù)所述制導(dǎo)信息調(diào)整飛行路徑。

一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)，包括：

多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)；

設(shè)置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的兩個(gè)軸上的制導(dǎo)站的觀瞄器；

設(shè)置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)除放置所述觀瞄器的兩個(gè)軸以外的任意兩個(gè)軸上的飛行器模擬器；

與所述觀瞄器、飛行器模擬器和飛行器控制系統(tǒng)連接的導(dǎo)引系統(tǒng)；

與所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)和所述飛行器控制系統(tǒng)連接的運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)。

可選的，所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)為五軸轉(zhuǎn)臺(tái)；

所述觀瞄器設(shè)置于所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)的內(nèi)三軸中的兩個(gè)軸上；

所述飛行器模擬器設(shè)置于所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)的外兩軸上。

可選的，還包括：

用于供所述觀瞄器觀測(cè)的目標(biāo)。

可選的，所述目標(biāo)為實(shí)體目標(biāo)或所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)生成的虛擬目標(biāo)。

從上述技術(shù)方案可以看出，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法和仿真系統(tǒng)，其中，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法首先通過將所述制導(dǎo)站的觀瞄器放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的兩個(gè)軸上，以通過所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的這兩個(gè)軸的運(yùn)動(dòng)模擬所述觀瞄器和目標(biāo)之間的角度位置關(guān)系，利用等效變換原理，將所述觀瞄器和目標(biāo)之間的角度位置關(guān)系作為所述目標(biāo)角度信息；然后，通過將所述飛行器模擬器放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)除放置所述觀瞄器的兩個(gè)軸以外的任意兩個(gè)軸上，以通過所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的該兩軸的運(yùn)動(dòng)改變所述飛行器模擬器與所述觀瞄器之間的角度位置關(guān)系，同樣的，利用等效變換原理，將所述飛行器模擬器與所述觀瞄器之間的角度位置關(guān)系作為所述飛行器角度信息；最后所述導(dǎo)引系統(tǒng)根據(jù)獲取的目標(biāo)角度信息、飛行器角度信息和三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的制導(dǎo)過程的仿真模擬，進(jìn)而達(dá)到對(duì)非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試，并且在半實(shí)物仿真測(cè)試過程中不需要人工控制所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的運(yùn)動(dòng)，降低了人工操作引入的誤差，提升了對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試的精度。

另外，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法利用的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)經(jīng)過簡(jiǎn)單轉(zhuǎn) 換和對(duì)所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整后，同樣可以滿足對(duì)主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試要求，從而大大減少了對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行半實(shí)物仿真測(cè)試的費(fèi)用。

進(jìn)一步的，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法利用的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)只需要滿足所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的安裝基地面積要求即可，通常長(zhǎng)度小于5米，所占面積較小。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作簡(jiǎn)單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)提供的附圖獲得其他的附圖。

圖1為現(xiàn)有技術(shù)中對(duì)利用比例導(dǎo)引法進(jìn)行目標(biāo)導(dǎo)引的主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能測(cè)試的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例提供的一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法的流程示意圖；

圖3為以制導(dǎo)站、飛行器和目標(biāo)建立的測(cè)量坐標(biāo)系；

圖4為本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例提供的半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法的流程示意圖；

圖5為本發(fā)明另一個(gè)實(shí)施例提供的半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法的流程示意圖；

圖6為數(shù)學(xué)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中導(dǎo)彈和目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)距離圖；

圖7為數(shù)學(xué)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中飛行器實(shí)現(xiàn)高低角與目標(biāo)視線高低角變化過程圖；

圖8為數(shù)學(xué)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中導(dǎo)彈視線方位角與目標(biāo)視線方位角的變化過程圖；

圖9為半實(shí)物制導(dǎo)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中導(dǎo)彈和目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)距離圖；

圖10為半實(shí)物制導(dǎo)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中飛行器實(shí)現(xiàn)高低角與目標(biāo)視 線高低角變化過程圖；

圖11為半實(shí)物制導(dǎo)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中導(dǎo)彈視線方位角與目標(biāo)視線方位角的變化過程圖；

圖12為本發(fā)明另一個(gè)實(shí)施例提供的一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實(shí)施方式

下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例僅僅是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。基于本發(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

本發(fā)明實(shí)施例提供了一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法，應(yīng)用于包括制導(dǎo)站、導(dǎo)引系統(tǒng)、飛行器控制系統(tǒng)、飛行器模擬器、多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)和運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)；如圖2所示，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法包括：

S101：將所述制導(dǎo)站的觀瞄器放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的兩個(gè)軸上；

S102：將所述飛行器模擬器放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)除放置所述觀瞄器的兩個(gè)軸以外的任意兩個(gè)軸上；

S103：向所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)輸入目標(biāo)角度信息，所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)根據(jù)所述目標(biāo)角度信息控制所述觀瞄器在兩個(gè)方向上的角度運(yùn)動(dòng)和所述飛行器模擬器在兩個(gè)方向上的角度運(yùn)動(dòng)；

S104：通過所述制導(dǎo)站獲取所述飛行器模擬器的飛行器角度信息；

S105：根據(jù)所述目標(biāo)角度信息、飛行器角度信息和三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令。

需要說明的是，在步驟S103中，所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)在接收到輸入的目標(biāo)角度信息后可以根據(jù)所述目標(biāo)角度信息控制所述觀瞄器在兩個(gè)方向上的角度運(yùn)動(dòng)，從而改變所述觀瞄器和目標(biāo)之間的角度位置關(guān)系，利用等效變換原理，即可將所述觀瞄器和目標(biāo)之間的角度位置關(guān)系作為所述目標(biāo)角度信息；同樣的，所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)根據(jù)所述目標(biāo)角度信息控制所述飛行器模擬器在兩個(gè)方向上的運(yùn)動(dòng)，從而改變所述飛行器模擬器與所述觀瞄器之間的角度位置關(guān)系，利用等效變換原理，即可將所述飛行器模擬器與所述觀瞄器之間的角度位置關(guān)系作為所述飛行器角度信息。另外，在本發(fā)明實(shí)施例中，所述目標(biāo)可以通過設(shè)置實(shí)體目標(biāo)實(shí)現(xiàn)，也可以通過所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)生成虛擬目標(biāo)。所述實(shí)體目標(biāo)可以是燈泡或目標(biāo)模擬器，本發(fā)明對(duì)所述目標(biāo)種類和設(shè)置目標(biāo)的具體方式并不做限定，具體視實(shí)際情況而定。

還需要說明的是，理論上來說，所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的自由度大于等于4即可，但優(yōu)選為五軸轉(zhuǎn)臺(tái)。本發(fā)明對(duì)所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的具體種類并不做限定，具體視實(shí)際情況而定。

本發(fā)明實(shí)施例提供的所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法主要用于實(shí)現(xiàn)對(duì)于非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試。對(duì)于非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)而言，其導(dǎo)引方式為三點(diǎn)法。下面將對(duì)三點(diǎn)法的導(dǎo)引原理進(jìn)行簡(jiǎn)單說明：

在三點(diǎn)法中，通常將飛行器簡(jiǎn)化為一個(gè)質(zhì)點(diǎn)，以研究理想情況下，飛行器質(zhì)心的變化情況。建立如圖3所示的測(cè)量坐標(biāo)系，使用三點(diǎn)法對(duì)飛行器進(jìn)行導(dǎo)引時(shí)，飛行器和目標(biāo)的運(yùn)動(dòng)參數(shù)均由制導(dǎo)站測(cè)量，三者的關(guān)系如圖3所示的Ox_Ry_Rz_R來表示。

在附圖3中，M表示飛行器，T表示目標(biāo)，Vt代表目標(biāo)速度，V代表飛行器速度，原點(diǎn)O與制導(dǎo)站的位置C重合，Ox_R軸有兩條，分別為由制導(dǎo)站指向飛行器的一條Ox_RM軸和由制導(dǎo)站指向目標(biāo)的一條Ox_RT軸；同樣的Oy_R軸也有兩條，分別為垂直于Ox_RM軸的一條Oy_RM軸和垂直于Ox_RT軸的一條Oy_RT軸；相應(yīng) 的，Oz_R軸也有兩條，分別為與Ox_RM軸和Oy_RM軸構(gòu)成右手垂直坐標(biāo)系的Oz_RM軸，以及與Ox_RT軸和Oy_RT軸構(gòu)成右手垂直坐標(biāo)系的Oz_RT軸。當(dāng)制導(dǎo)站、飛行器和目標(biāo)處于同一條直線時(shí)只有一條Ox_R軸、Oy_R和Oz_R(附圖3中以此情況為例)。

所述測(cè)量坐標(biāo)系與地面坐標(biāo)系的關(guān)系可以使用兩個(gè)角度：高低角ε和方位角β(并未在附圖3中示出)。其中，所述高低角ε是指Ox_R軸與地面坐標(biāo)系Oxz之間的夾角，具體地，Ox_RM軸與地面坐標(biāo)系Oxz之間的夾角稱之為飛行器高低角ε_M，Ox_RT軸與地面坐標(biāo)系Oxz之間的夾角稱之為飛行器高低角ε_T。當(dāng)Ox_RM軸與Ox_RT軸重合時(shí)，ε_M＝ε_T。

所述方位角β是指Ox_R軸在地平面上的投影與地面坐標(biāo)系Ox之間的夾角。若從Ox軸逆時(shí)針轉(zhuǎn)到Ox_R軸上，則β為正。同樣的，Ox_RM軸在地平面上的投影與地面坐標(biāo)系Ox之間的夾角稱之為飛行器方位角β_M，Ox_RT軸在地平面上的投影與地面坐標(biāo)系Ox之間的夾角稱之為飛行器方位角β_T。當(dāng)Ox_RM軸與Ox_RT軸重合時(shí)，β_M＝β_T。

飛行器在攻擊目標(biāo)或飛向目的地的導(dǎo)引過程中，飛行器始終處于制導(dǎo)站與目標(biāo)之間的連線上。也就是說制導(dǎo)站與飛行器的連線CM和制導(dǎo)站與目標(biāo)的連線重合在一起是導(dǎo)引的目標(biāo)，所以三點(diǎn)法的導(dǎo)引關(guān)系方程為：

ε_M＝ε_T，β_M＝β_T；

本發(fā)明實(shí)施例提供的所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法首先通過將所述制導(dǎo)站的觀瞄器放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的兩個(gè)軸上，以通過所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的這兩個(gè)軸的運(yùn)動(dòng)改變所述觀瞄器和目標(biāo)之間的角度位置關(guān)系，利用等效變換原理，將所述觀瞄器和目標(biāo)之間的角度位置關(guān)系作為所述目標(biāo)角度信息(ε_T和β_T)；然后，通過將所述飛行器模擬器放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)除放置所述觀瞄器的兩個(gè)軸以外的任意兩個(gè)軸上，以通過所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的該兩軸的運(yùn)動(dòng)改變所述飛行器模擬器與所述觀 瞄器之間的角度關(guān)系，同樣的，利用等效變換原理，將所述飛行器模擬器與所述觀瞄器之間的角度位置關(guān)系作為所述飛行器角度信息(ε_M和β_M)；最后所述導(dǎo)引系統(tǒng)根據(jù)獲取的目標(biāo)角度信息、飛行器角度信息和三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程(ε_M＝ε_T，β_M＝β_T)向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的制導(dǎo)過程的仿真模擬，進(jìn)而達(dá)到對(duì)非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試，并且在半實(shí)物仿真測(cè)試過程中不需要人工控制所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的運(yùn)動(dòng)，降低了人工操作引入的誤差，提升了對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試的精度。

另外，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法利用的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)經(jīng)過簡(jiǎn)單轉(zhuǎn)換和對(duì)所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整后，同樣可以滿足對(duì)主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試要求，從而大大減小對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行半實(shí)物仿真測(cè)試的費(fèi)用。

現(xiàn)有技術(shù)中對(duì)非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的簡(jiǎn)易半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)包括：在平面兩自由度運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)上安裝燈泡，在距離所述燈泡一定距離(例如20m)上放置制導(dǎo)站設(shè)備，通過所述平面兩自由度運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的運(yùn)動(dòng)模擬飛行器相對(duì)制導(dǎo)站的兩個(gè)軸向角運(yùn)動(dòng)，并通過所述制導(dǎo)站的觀瞄器觀測(cè)所述燈泡的運(yùn)動(dòng)作為飛行器角位置信息；導(dǎo)引系統(tǒng)根據(jù)所述飛行器角位置信息向所述飛行器控制系統(tǒng)發(fā)送制導(dǎo)信息，以使所述飛行器控制系統(tǒng)控制飛行器的位置發(fā)生變化(體現(xiàn)為放置在所述平面兩自由度運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)上的燈泡的運(yùn)動(dòng))。這樣的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)僅能夠用于考查飛行器控制系統(tǒng)是否能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)飛行器的角度指令控制，而無法對(duì)飛行器是否偏離目標(biāo)或預(yù)定軌道進(jìn)行測(cè)試。而在本實(shí)施例中，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法不僅可以完成對(duì)非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能測(cè)試，而且所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法利用的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)只需要滿足所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)的安裝基地面積要求即可，通常長(zhǎng)度小于5米，所占面積相較現(xiàn)有技術(shù)中的簡(jiǎn)易半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)的體積而言較 小。

在上述實(shí)施例的基礎(chǔ)上，在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，如圖4所示，所述目標(biāo)角度信息包括目標(biāo)高低角和目標(biāo)方位角；

所述飛行器角度信息包括飛行器高低角和飛行器方位角；

所述根據(jù)所述目標(biāo)角度信息、飛行器角度信息和三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令包括：

S1051：判斷所述目標(biāo)高低角、目標(biāo)方位角、飛行器高低角和飛行器方位角是否滿足三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程，如果否，則根據(jù)所述目標(biāo)高低角與所述飛行器高低角之間的關(guān)系以及所述目標(biāo)方位角與所述飛行器方位角的關(guān)系向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令；

所述三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程為：ε_M＝ε_T，β_M＝β_T；其中，ε_M代表所述飛行器高低角、ε_T代表所述目標(biāo)高低角，β_M代表所述飛行器方位角，β_T代表所述目標(biāo)方位角。

需要說明的是，在本發(fā)明的一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例中，當(dāng)所述目標(biāo)高低角、目標(biāo)方位角、飛行器高低角和飛行器方位角滿足三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程時(shí)，不對(duì)所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令，從而使所述飛行器控制系統(tǒng)不對(duì)飛行器模擬器的飛行方向進(jìn)行調(diào)整，以使飛行器模擬器保持原飛行方向飛行。在本發(fā)明的另一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例中，當(dāng)所述目標(biāo)高低角、目標(biāo)方位角、飛行器高低角和飛行器方位角滿足三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程時(shí)，也可以對(duì)所述飛行器控制系統(tǒng)輸出保持狀態(tài)指令，以使所述飛行器控制系統(tǒng)控制飛行器模擬器不改變飛行方向。

在上述實(shí)施例的基礎(chǔ)上，在本發(fā)明的另一個(gè)實(shí)施例中，如圖5所示，所述根據(jù)所述目標(biāo)角度信息、飛行器角度信息和三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程向所述飛行器控制系統(tǒng)輸出控制指令之后還包括：

S106：所述飛行器控制系統(tǒng)接收到所述控制指令后，根據(jù)所述控制指令向所述飛行器模擬器發(fā)送制導(dǎo)信息，以使所述飛行器模擬器根據(jù)所述制導(dǎo)信息調(diào)整飛行路徑。

為了驗(yàn)證本發(fā)明實(shí)施例提供的所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法的正確性，以導(dǎo)彈攻擊目標(biāo)為例，根據(jù)三點(diǎn)法導(dǎo)引原理搭建了純數(shù)學(xué)模型和根據(jù)所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法搭建的半實(shí)物制導(dǎo)仿真模型進(jìn)行對(duì)比實(shí)驗(yàn)。

首先利用純數(shù)學(xué)模型進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn)，設(shè)置仿真的初始參數(shù)如下：

導(dǎo)彈初始位置(20,1,0)；初始速度170m/s；初始姿態(tài)角ψ＝0，γ＝0；初始姿態(tài)角速度初始彈道傾角θ＝2°，彈道偏角ψ_V＝-1°。

假設(shè)目標(biāo)在水平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，初始位置(5000,0,200)；速度(20,0,0)。

得出的仿真結(jié)果如圖6、7和8所示；

圖6為數(shù)學(xué)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中導(dǎo)彈和目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)距離圖；圖7為數(shù)學(xué)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中飛行器實(shí)現(xiàn)高低角與目標(biāo)視線高低角變化過程圖，在圖7中，曲線M表示飛行器(導(dǎo)彈)視線的高低角，曲線T表示目標(biāo)視線的高低角，前16秒采用方案導(dǎo)引，目的是使飛行器升至一定高度，避免直接采用三點(diǎn)法導(dǎo)引出現(xiàn)墜地情況，第16秒之后采用三點(diǎn)法導(dǎo)引，從圖7中可以看出，在飛行器發(fā)射16秒之后，采用三點(diǎn)法對(duì)飛行器進(jìn)行導(dǎo)引，使其高低角迅速向目標(biāo)高低角進(jìn)行靠攏，以使飛行器高低角和目標(biāo)高低角滿足三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程中的高低角關(guān)系，即ε_M＝ε_T；圖8為數(shù)學(xué)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中導(dǎo)彈視線方位角與目標(biāo)視線方位角的變化過程，在附圖8中，曲線M表示飛行器(導(dǎo)彈)視線的方位角，曲線T表示目標(biāo)視線的方位角，同樣的，在飛行器發(fā)射16秒之后，飛行器的方位角迅速向目標(biāo)方位角進(jìn)行靠攏，以使飛行器方位角和目標(biāo)方位角滿足三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程中的方位角關(guān)系，即β_M＝β_T；從圖6、圖7和圖8的仿真結(jié)果來看，數(shù)學(xué)仿真模型中三點(diǎn)法導(dǎo)引能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)目標(biāo)的攻擊過程。

為了與數(shù)學(xué)仿真模型的仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，設(shè)置相同的仿真參數(shù)輸入所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真模型中進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn)；

仿真參數(shù)不變：導(dǎo)彈初始位置(20,1,0)；初始速度170m/s；初始姿態(tài)角 ψ＝0，γ＝0；初始姿態(tài)角速度初始彈道傾角θ＝2°，彈道偏角ψ_V＝-1°。

假設(shè)目標(biāo)在水平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)，初始位置(5000,0,200)；速度(20,0,0)。

得出的仿真結(jié)果如圖9、10和11所示；

圖9為所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中導(dǎo)彈和目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)距離圖；圖10為所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中飛行器實(shí)現(xiàn)高低角與目標(biāo)視線高低角變化過程圖，在圖10中，曲線M表示飛行器(導(dǎo)彈)視線的高低角，曲線T表示目標(biāo)視線的高低角，前16秒采用方案導(dǎo)引，目的是使飛行器升至一定高度，避免直接采用三點(diǎn)法導(dǎo)引出現(xiàn)墜地情況，第16秒之后采用三點(diǎn)法導(dǎo)引，從圖10中可以看出，在飛行器發(fā)射16秒之后，采用三點(diǎn)法對(duì)飛行器進(jìn)行導(dǎo)引，使其高低角迅速向目標(biāo)高低角進(jìn)行靠攏，以使飛行器高低角和目標(biāo)高低角滿足三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程中的高低角關(guān)系，即ε_M＝ε_T；圖11為所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真模型仿真實(shí)驗(yàn)過程中導(dǎo)彈視線方位角與目標(biāo)視線方位角的變化過程，在附圖8中，曲線M表示飛行器(導(dǎo)彈)視線的方位角，曲線T表示目標(biāo)視線的方位角，同樣的，在飛行器發(fā)射16秒之后，飛行器的方位角迅速向目標(biāo)方位角進(jìn)行靠攏，以使飛行器方位角和目標(biāo)方位角滿足三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程中的方位角關(guān)系，即β_M＝β_T；從以上仿真結(jié)果可以看出，通過所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真模型實(shí)現(xiàn)三點(diǎn)法仿真，導(dǎo)彈運(yùn)動(dòng)的仿真結(jié)果與通過數(shù)學(xué)仿真模型的仿真結(jié)果是一致的(圖6和圖9比較，圖7和圖10比較，圖8和圖11比較)，能夠滿足半實(shí)物仿真的需求。

相應(yīng)的，本發(fā)明實(shí)施例還提供了一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)，如圖12所示，包括：

多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400；

設(shè)置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400的兩個(gè)軸上的制導(dǎo)站的觀瞄器100；

設(shè)置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400除放置所述觀瞄器100的兩個(gè)軸以外的任意兩個(gè)軸上的飛行器模擬器200；

與所述觀瞄器100、飛行器模擬器200和飛行器控制系統(tǒng)600連接的導(dǎo)引系統(tǒng)300；

與所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400和所述飛行器控制系統(tǒng)600連接的運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)500。

需要說明的是，理論上來說，所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400的自由度大于等于4即可，但優(yōu)選為五軸轉(zhuǎn)臺(tái)。本發(fā)明對(duì)所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400的具體種類并不做限定，具體視實(shí)際情況而定。

在上述實(shí)施例的基礎(chǔ)上，在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述觀瞄器100設(shè)置于所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)的內(nèi)三軸中的兩個(gè)軸上；

所述飛行器模擬器200設(shè)置于所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)的外兩軸上。

但在本發(fā)明的其他實(shí)施例中，所述觀瞄器100還可以設(shè)置于所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)的外兩軸上，所述飛行器模擬器200還可以設(shè)置于所述五軸轉(zhuǎn)臺(tái)的內(nèi)三軸中的兩個(gè)軸上。本發(fā)明對(duì)此并不做限定，具體視實(shí)際情況而定。

在上述實(shí)施例的基礎(chǔ)上，在本發(fā)明的一個(gè)優(yōu)選實(shí)施例中，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)還包括：

用于供所述觀瞄器100觀測(cè)的目標(biāo)。

所述目標(biāo)可以是燈泡或目標(biāo)模擬器。本發(fā)明對(duì)所述目標(biāo)的具體種類并不做限定，具體視實(shí)際情況而定。那么在本發(fā)明的其他實(shí)施例中，供所述觀瞄器100觀測(cè)的目標(biāo)可以是通過所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)500生成的虛擬目標(biāo)。本發(fā)明對(duì)所述目標(biāo)的具體形態(tài)并不做限定，具體視實(shí)際情況而定。

綜上所述，本發(fā)明實(shí)施例提供了一種半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法和仿真系統(tǒng)，其中，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法首先通過將所述制導(dǎo)站的觀瞄器100放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400的兩個(gè)軸上，以通過所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400的這兩個(gè)軸的運(yùn)動(dòng)模擬所述觀瞄器100和目標(biāo)之間的角度位置關(guān)系，利用等效變換原理，將所述觀瞄器100和目標(biāo)之間的角度位置關(guān)系作為所述目標(biāo)角度信息；然后，通過將所述飛行器模擬器200放置于所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400除放置所述觀瞄器100的兩個(gè)軸以外的任意兩個(gè)軸上，以通過所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400的該兩軸的運(yùn)動(dòng)改變所述飛行器模擬器200與所述觀瞄器100之間的角度位置關(guān)系，同樣的，利用等效變換原理，將所述飛行器模擬器200與所述觀瞄器100之間的角度位置關(guān)系作為所述飛行器角度信息；最后所述導(dǎo)引系統(tǒng)300根據(jù)獲取的目標(biāo)角度信息、飛行器角度信息和三點(diǎn)法導(dǎo)引關(guān)系方程向所述飛行器控制系統(tǒng)600輸出控制指令，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的制導(dǎo)過程的仿真模擬，進(jìn)而達(dá)到對(duì)非主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試，并且在半實(shí)物仿真測(cè)試過程中不需要人工控制所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400的運(yùn)動(dòng)，降低了人工操作引入的誤差，提升了對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)的功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試的精度。

另外，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法利用的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)經(jīng)過簡(jiǎn)單轉(zhuǎn)換和對(duì)所述運(yùn)動(dòng)仿真控制系統(tǒng)500進(jìn)行調(diào)整后，同樣可以滿足對(duì)主動(dòng)尋的制導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行功能和性能的半實(shí)物仿真測(cè)試要求，從而大大減少了對(duì)制導(dǎo)系統(tǒng)進(jìn)行半實(shí)物仿真測(cè)試的費(fèi)用。

進(jìn)一步的，所述半實(shí)物制導(dǎo)仿真方法利用的半實(shí)物制導(dǎo)仿真系統(tǒng)只需要滿足所述多自由度運(yùn)動(dòng)模擬平臺(tái)400的安裝基地面積要求即可，通常長(zhǎng)度小于5米，所占面積較小。

本說明書中各個(gè)實(shí)施例采用遞進(jìn)的方式描述，每個(gè)實(shí)施例重點(diǎn)說明的都 是與其他實(shí)施例的不同之處，各個(gè)實(shí)施例之間相同相似部分互相參見即可。對(duì)所公開的實(shí)施例的上述說明，使本領(lǐng)域技術(shù)人員能夠?qū)崿F(xiàn)或使用本發(fā)明。對(duì)這些實(shí)施例的多種修改對(duì)本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說將是顯而易見的，本文中所定義的一般原理可以在不脫離本發(fā)明的精神或范圍的情況下，在其它實(shí)施例中實(shí)現(xiàn)。因此，本發(fā)明將不會(huì)被限制于本文所示的這些實(shí)施例，而是要符合與本文所公開的原理和新穎特點(diǎn)相一致的最寬的范圍。