一种姿态角大范围变化条件下的半实物仿真试验方法与流程

本发明属于系统仿真的技术领域，具体涉及一种姿态角大范围变化条件下的半实物仿真试验方法。

背景技术：

半实物仿真又称硬件在回路仿真，是一种在仿真系统中嵌入被仿真系统的部分组件以及这部分组件与仿真设备接口设备的仿真，这类仿真通常是仿真系统时间推进与真实系统时间推进严格相同的实时仿真。

在进行半实物仿真试验时，将惯性导航装置固定在三轴转台上，三轴转台可以做偏航、滚转和俯仰方向运动，仿真机通过实施网络系统给转台发送指令，使转台按照导弹控制模型进行相对运动。

传统的仿真试验方法是通过三轴转台在仿真试验的弹道飞行模拟中模拟导弹的俯仰、偏航和滚转这三个姿态角，惯性组合导航装置接收注入计算机注入的x、y、z三个方向的速度增量从而计算出制导火箭的加速度和位置信息。

但是传统的仿真试验，在模拟导弹进行姿态角大范围(-75°至-90°或75°至90°)变化时，超出了三轴转台的使用边界，姿态角受限，姿态角产生歧义点，无法完成弹道模拟。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供了一种姿态角大范围变化条件下的半实物仿真试验方法，能够完成制导火箭姿态角大范围变化时的仿真试验。

实现本发明的技术方案如下：

一种姿态角大范围变化条件下的半实物仿真试验方法，当-75°≤制导火箭俯仰角≤75°时，利用三轴转台的姿态运动模拟制导火箭的俯仰姿态角、偏航姿态角、滚转姿态角和对应的姿态角速度；将制导火箭在x、y、z三个方向的速度增量注入惯性导航装置，惯性导航装置解算得到制导火箭的加速度与位置信息；

当-90°≤制导火箭俯仰角＜-75°或75°＜制导火箭俯仰角≤90°时，将制导火箭在x、y、z三个方向的速度增量，以及俯仰角速度增量、偏航角速度增量和滚转角速度增量均注入惯性导航系装置，惯性导航装置解算得到制导火箭的加速度和位置信息。

进一步地，仿真计算机根据三轴转台的姿态角度向实时网的设定地址发送状态标志，注入计算机读取状态标志并执行对应的试验模式。

有益效果：

本发明在三轴转台使用边界受限时，注入计算机识别实时网设定地址的标志位，控制对惯性导航装置注入量的切换，实现转台停机但仿真试验继续，从而完成制导火箭姿态角大范围变化时的半实物仿真试验。

附图说明

图1为本发明方法所搭建的仿真系统。

图2为本发明方法流程图。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种姿态角大范围变化条件下的半实物仿真试验方法，主要流程如图2；

1、搭建如图1的仿真系统，制导火箭各部件连接正常，准备进行仿真试验。惯性导航装置初始状态标志位bz＝0。

2、bz为状态标志位，在本发明中，bz为仿真计算机写入实时网设定地址的状态标志，注入计算机读取实时网设定地址上的标志位后，进行三分量注入模式或切换至六分量注入模式。

3、启动仿真系统进行仿真试验，在制导火箭俯仰角-75°到75°变化区间内，惯性导航装置状态标志位bz＝1。制导火箭俯仰、偏航、滚转姿态角和姿态角速度通过转台姿态运动进行模拟，仿真计算机输出制导火箭x、y、z三个方向的速度增量(即ax、ay、az)，发送至实时网，注入计算机接收各速度增量并进行数据转换，然后通过串口发送给惯性导航装置，惯性导航装置根据三轴转台的姿态运动以及接收到的各速度增量解算得到制导火箭的加速度与位置信息。

4、当制导火箭飞行弹道要求的姿态角超过转台使用边界时(即-90°≤制导火箭俯仰角＜-75°或75°＜制导火箭俯仰角≤90°)，转台停止运行并维持边界角度不变，此时，注入计算机读取实时网预设地址上的bz标志，此时惯性导航装置状态标志位bz＝2，注入计算机由三分量注入模式切换至六分量注入模式，除了x、y、z三个方向的速度增量注入之外，还需增加俯仰角速度增量、偏航角速度增量和滚转角速度增量(即ωx、ωy、ωz)的注入，姿态角通过角速率积分实现，惯性导航装置根据各注入数据解算得到制导火箭的加速度与位置信息，从而完成仿真试验。

本发明在制导火箭姿态角大范围变化时，进行标志位切换，由三分量注入切换至六分量注入。完成制导火箭姿态角大范围变化时的仿真试验。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：

1.一种姿态角大范围变化条件下的半实物仿真试验方法，其特征在于，当-75°≤制导火箭俯仰角≤75°时，利用三轴转台的姿态运动模拟制导火箭的俯仰姿态角、偏航姿态角、滚转姿态角和对应的姿态角速度；将制导火箭在x、y、z三个方向的速度增量注入惯性导航装置，惯性导航装置解算得到制导火箭的加速度与位置信息；

当-90°≤制导火箭俯仰角＜-75°或75°＜制导火箭俯仰角≤90°时，将制导火箭在x、y、z三个方向的速度增量，以及俯仰角速度增量、偏航角速度增量和滚转角速度增量均注入惯性导航系装置，惯性导航装置解算得到制导火箭的加速度和位置信息。

2.如权利要求1所述的一种姿态角大范围变化条件下的半实物仿真试验方法，其特征在于，仿真计算机根据三轴转台的姿态角度向实时网的设定地址发送状态标志，注入计算机读取状态标志并执行对应的试验模式。

技术总结
本发明公开了一种姿态角大范围变化条件下的半实物仿真试验方法，在制导火箭姿态角大范围变化，超过三轴转台的工作角度范围时，进行标志位的切换，由三分量注入切换至六分量注入，本发明能够完成制导火箭姿态角大范围变化时的仿真试验。

技术研发人员：肖堃;王娇;陈炜;高晓波;王鹏;张欣;刘梦焱;刘琦;张翔;朱克炜;方莉;李毅;周群凯
受保护的技术使用者：西安现代控制技术研究所
技术研发日：2020.01.23
技术公布日：2020.06.02