二维弹道修正引信制导控制系统半实物仿真

王毅 宋卫东 宋谢恩 吴汉洲

摘 要：为给固定鸭舵式二维弹道修正引信设计适用的半实物仿真系统，在掌握修正引信工作原理和研究引信运动状态的基础上，采用两部电机实时模拟引信修正组件和弹体滚转通道的姿态角信息，并使用光电码盘标定地磁测角模块的测角准确度，在过程控制软件的协调下实现弹上计算机和仿真计算机的数据交互，实现弹上机对固定舵制动控制的有效模拟。研究二维弹道修正引信半实物仿真试验的试验步骤，并针对某型迫弹进行仿真试验。仿真试验表明：所设计的半实物仿真系统可有效检验引信制导控制系统各分系统和整机的性能。该半实物仿真系统适用于安装该型引信的所有尾翼稳定弹箭，对其他类型的采用双旋结构的制导弹箭具有借鉴意义。

关键词：二维弹道修正引信；半实物仿真；固定鸭舵；制导控制系统

文献标志码：A 文章编号：1674-5124（2016）09-0083-05

0 引 言

炮兵制导弹药的发展受到各国军队的高度重视，库存常规弹药的信息化改造是当前面临的重要课题。固定鸭舵式二维弹道修正引信具有活动部件少、可靠性高、成本低、可实现连续修正等特点，替换传统的常规引信即可实现弹箭的信息化改造。

半实物仿真是支持制导弹药研究的一种可行手段，涵盖制导弹药的全寿命周期，可在缩短研发周期的同时节约研发成本[1-2]。美国在长弓/海尔法导弹的研发过程中，利用半实物仿真进行了200多万次的导弹模拟飞行，节约了多次导弹的实弹飞行，并发现了40多处研发过程中的错误模式，大大缩短了导弹的研发周期[3-4]。国内对半实物仿真也进行了深入的研究。西北工业大学、北京理工大学、南京理工大学、航天二院等单位设计并应用了半实物仿真系统，但其所设计的仿真系统针对末制导中的红外目标模拟、激光目标模拟、毫米波目标模拟等[5-9]。

固定鸭舵式二维弹道修正引信采用双旋结构，即修正组件和安装在弹体上的引信尾部以不同的滚转角速度绕弹轴旋转。在安装该型引信的某型弹箭的飞行过程中，引信修正组件和弹体以相反的角速度滚转，而常规的三轴转台和五轴转台不能同时输出两个滚转角速度来模拟该型弹箭的实际飞行状态，并且模拟弹箭滚动状态的内轴的最大滚转角速度小于飞行状态下弹箭的滚转角速度。

为满足二维弹道修正引信制导控制系统研究的迫切需要，本文依据引信的工作原理和弹箭实际工作状态设计了半实物仿真系统，并通过试验验证半实物仿真系统设计的合理性。

1 二维弹道修正引信简介

固定鸭舵式二维弹道修正引信采用“北斗+地磁”的制导体制。引信除含有常规引信的功能部件之外，集成了天线、固定舵、GPS模块、地磁模块、弹上机、制动器等组件，如图1所示。固定舵由一对差动舵和一对操纵舵构成，差动舵舵偏方向不同，使引信修正组件在来流作用下相对于弹体以相反的角速度滚转（引信修正组件左旋，弹体右旋）；操纵舵舵偏方向相同，可在来流作用下提供修正控制力，从而调整弹丸姿态实现弹道修正。

制导控制系统工作原理如图2所示。起控后，GPS模块通过天线获取弹箭实时的速度、位置信息并将其传送给弹上机，同时，地磁模块实时测量固定舵的滚转角。弹上机实时接收导航信息后，依据所设计的制导率通过制动器将固定舵稳定在相应的控制角度上，从而改变弹体受力实现弹道修正。

2 半实物仿真系统组成

2.1 系统组成

半实物仿真系统由仿真计算机、旋转试验台、数据记录仪、被测引信、数据接口及电缆组成。各部分功能如下：

1）仿真计算机：运行半实物仿真软件。向弹上机发送模拟的GPS信息；接收弹上机传送的控制标志位和固定舵的实际滚转角，进行有控弹道解算；记录软件运行所需的仿真试验数据；保证仿真试验的实时性。

2）旋转试验台：模拟弹箭飞行过程中固定舵的控制过程。如图3所示，修正引信通过螺纹连接安装在引信安装盘上，通过尾部摇架使引信修正组件卡在修正组件卡盘上；旋转试验台上有头部电机和尾部电机，分别用于模拟引信修正组件和弹体的滚转运动；试验台头部电机与引信修正组件连接的传动杆上安装有光电码盘，用于标定引信地磁模块的测角准确度。

3）被测引信：接收仿真计算机发送的GPS信息，实时测量固定舵的滚转角，解算控制信号后对固定舵进行控制，同时向仿真计算机发送控制标志位和固定舵的滚转角信息。

4）数据接口及电缆：连接相关试验设备进行通信。

5）数据记录仪：记录弹上机解算控制信号过程中的相关数据。

2.2 工作原理

二维弹道修正引信半实物仿真的核心在于模拟弹上机对固定舵的制动控制。半实物仿真系统由软件系统和硬件系统组成，硬件系统包括弹上计算机、仿真计算机、修正引信、旋转试验台等，软件系统包括弹上机软件、弹道解算软件、过程控制软件等，其工作原理如图4所示：仿真试验启动后，旋转试验台依据弹箭固定舵和弹体的滚转角速度控制试验台两电机的滚转，从而模拟弹箭的真實滚转状态；仿真计算机依据相应的仿真初始条件进行弹道解算，并向弹上机传送GPS信息（84系速度位置信息）；弹上机实时采集地磁模块测量的固定舵滚转角信息，并在接收GPS信息后，依据制导率进行控制信号解算，并通过制动器将固定舵稳定在相应的控制角度，同时将控制标志位和固定舵滚转角传送给仿真计算机；仿真计算机接收控制标志位和固定舵滚转角后进行弹道解算，从而实现闭环仿真，直至满足仿真结束条件。

仿真试验过程中，弹箭速度、位置信息和俯仰通道及偏航通道的姿态信息均由仿真计算机生成并直接应用于下一步的迭代计算。

3 仿真试验

3.1 试验步骤

1）干扰因素的确定。半实物仿真试验的试验条件应涵盖在内的各种扰动因素，包含极限条件。扰动因素包括风干扰、初始扰动、初速偏差、气动参数偏差、弹箭静态参数偏差、制导工具误差等。扰动因素的偏差依据弹箭的发射条件、制造工艺、制导工具的具体情况确定。

2）开环控制试验。开环控制试验是指弹上机输出固定的控制角以验证固定舵的控制效果是否满足设计要求，即检验固定舵控制的准确度和响应速度是否满足要求。固定舵的响应速度由制动器的PID控制参数决定，试验中可不断优化其控制参数。

3）闭环控制试验。闭环控制试验用于验证制导率控制参数设计的合理性。

4）制导控制系统数学模型的修正。通过制导控制系统的输入和输出建立制动控制系统的数学模型，对数学仿真模型进行修正，然后通过蒙特卡洛打靶验证弹箭的动稳定性和制导控制精度。

3.2 试验结果

本文以安装固定鸭舵式二维弹道修正引信的某型迫弹为例，介绍某型二维弹道修正引信的制导控制系统的半实物仿真试验。

1）干扰因素。依据气动参数计算误差、制造工艺误差等，制定半实物仿真试验中干扰因素的偏差范围如表1所示，且干扰因素偏差满足均值为0的正态分布。

2）开环控制试验结果。开环控制试验中，弹上机对以某角速度滚转的固定舵进行控制，分别将其稳定在0°、90°、180°、-90° 4个角度，控制时间为5 s。制动器对固定舵的控制环节为惯性较强的一阶环节，加入PID控制后将其调整为阻尼在0.7左右的二阶环节，试验结果如图5所示。图中，有控状态下的固定舵稳定在弹上机输出的控制角附近，控制误差≤10°。在固定舵滚转角曲线密集的区域，固定舵处于无控状态，其转速约为16 r/s；有控状态下，固定舵经过约2 s的调节时间后稳定在给定的控制角附近，该指标满足系统要求（可通过软件中的补偿使闭环控制中固定舵的控制特性满足准确度要求）。需要指出的是，定义固定舵滚转角的数值变化范围为-180°～180°，即±180°为同一位置。

依据试验结果得到固定舵的响应传递函数，将其带入仿真数学模型中，重新设计制导控制参数，主要是固定舵控制信号的补偿和比例导引参数的调整。

3）闭环控制试验结果。为充分验证制导控制系统的控制精度，需要将所有干扰因素进行排列组合并设置相应偏差后进行半实物仿真试验。然而由于组合较多，采用正交试验设计的方法进行了试验安排。试验结果表明所设计的制导控制系统满足准确度要求，圆概率误差CEP<10 m。

图6（a）表明，无风条件下弹上机输出的控制信号与仿真机输出的控制信号保持了高度的一致，地磁组件测得的固定舵滚转角曲线能跟随弹上机控制信号的变化。图6（b）中，由于弹上机和仿真机字长和截断误差的不同，20～30 s之间弹上机输出的控制信号与仿真机控制信号出现了一定的偏差，该偏差在允许范围内。在弹道末段，弹上机输出的控制信号在180°附近，则固定舵在该位置附近抖动，由于固定舵滚转角定义的原因，其滚转角曲线出现了±180°附近的大幅值跳动。总体上，弹上机输出的控制信号、仿真计算机输出的控制信号和固定舵测得的滚转角信息具有较好的一致性。

4）数学模型的修改及蒙特卡洛打靶结果。将固定舵传递函数带入数学模型并调整制导控制参数后，在各种干扰条件下进行了100次蒙特卡洛打靶试验，打靶散点图如图7所示。经统计，CEP为4.67 m，满足制导控制系统战技指标要求，验证了参数设计的正确性和系统的稳定性。

4 结束语

本文设计了固定鸭舵式二维弹道修正引信的半实物仿真系统，研究仿真试验的试验步骤，并通过仿真试验检验了半实物仿真系统设计的合理性和有效性，可得到以下结论：

1）该半实物仿真系统可有效模拟二维弹道修正引信的实时工作状态，可有效检验引信制导控制系统功能和准确度。

2）通过仿真试验可对引信制导控制系统进行有效验证，满足了某型弹箭的战术技术指标要求。

本文设计的半实物仿真系统可通用于包括火箭弹在内的尾翼稳定弹箭，对其他双旋结构弹箭的制导控制系统半实物仿真具有借鉴意义。

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（编辑：刘杨）