近炸引信半实物仿真控制系统

温竞龙，郑 宾

(1.中北大学仪器科学与动态测试教育部重点实验室，山西 太原 030051；2.电子测试技术重点实验室，山西 太原 030051)



近炸引信半实物仿真控制系统

温竞龙1,2，郑 宾1,2

(1.中北大学仪器科学与动态测试教育部重点实验室，山西 太原 030051；2.电子测试技术重点实验室，山西 太原 030051)

针对近炸引信交会试验中目标等效靶体设计相对复杂和成本高的问题，为了测试导弹引信对目标姿态及方位探测能力是否满足设计要求，提出了近炸引信半实物仿真控制系统。该系统是利用吊挂方法将目标靶体悬于空中，通过改变吊绳的长短以及转盘转动方向，使目标靶体满足设定的姿态，并利用C++Builder编制系统控制软件，实现目标靶体姿态的自动化调整。实验测试结果与仿真误差分析表明，测试结果与建模仿真相符，且在姿态、角度调整误差要求范围之内，准确地实现半实物仿真控制系统对目标等效靶体的姿态调整。

近炸引信；半实物仿真；姿态；角度调整

0 引言

近炸引信交会试验系统的研发由于高技术、高投入、高风险等特点，迫切需求半实物仿真试验系统对引信系统性能进行详细测试和试验验证，根据引信交会模型生成详细技术参数，完成调整飞行体设定的不同姿态[1-3]。半实物仿真技术是伴随着自动化武器系统的研制以及计算机技术的发展而迅速发展起来的，能为武器的研制试验提供最优手段，大多数半实物仿真精力主要集中在技术层次[4-6]，如英国SowerBy研究中心的红外成像制导仿真系统，美国的红外成像制导仿真系统AGSL[7]。近炸引信交会试验中目标等效靶体设计相对复杂且成本很高，为了测试导弹引信对目标姿态及方位探测能力是否满足设计要求，本文针对此问题，提出了近炸引信半实物仿真控制系统。

1 半实物仿真控制系统组成

近炸引信半实物仿真控制系统由顶部吊挂转盘、两个PLC可编程控制器、五个增量式编码器、五个交流变频器、六个交流电机、位置开关、卷筒吊绳、电控柜及相关系统软件组成。该飞行体的吊挂姿态调整是由俯仰吊绳、两根滚转吊绳共同作用于飞行体来实现飞行体姿态角度的任意调整；中心绳单独由一台蜗轮蜗杆减速电机、一个单层卷筒组成，在姿态调整时不参与飞行体姿态的调整，只起到安全绳的作用。偏航驱动装置由两个蜗轮蜗杆减速电机和链轮传动组成，电机通过传动链轮来驱动固定在吊盘上的走轮，进而带动吊盘转动，实现目标模型偏航角的任意调整。近炸引信半实物仿真控制系统的结构组成如图1所示，其半实物仿真控制系统原理图如图2所示。

图1 近炸引信半实物仿真控制系统结构图Fig.1 Structure of the HILS control system

图2 近炸引信半实物仿真控制系统原理图Fig.2 Schematic diagram of the HILS control system

2 数学模型建立

飞行体姿态模型解决的问题是：如何使用吊挂方法让飞行体达到所设定的姿态角度。当绳长缩短或升长时，飞行体发生倾斜，模型物体所受的合力矩发生变化，会使模型物体由原来的静止开始摆动，导致飞行体物体偏离原坐标系，其静止后的姿态如果单以几何学考虑，则更加复杂难以解决。基于以上分析，应当结合相关的静力学知识，分析飞行体物体的受力情况，列出模型物体在静止时需满足的力学方程式，解此方程即可。根据以上分析，该飞行体吊挂姿态算法模型的确定是建立在空间刚体的力学模型上，通过空间刚体在任一位置时的力平衡与力矩平衡的充分必要条件[8]，即：

∑F合=0

(1)

∑M合=0

(2)

数学模型建立的关键是未知数设定及方程组的建立，该仿真模型算法的未知数为：飞行体重心位置水平方向的未知偏移量(a,b)，各姿态吊绳的受力大小(fA,fB,fC)及飞行体的附加偏航角度η，故需六个独立方程这样才能满足方程中未知数求解的条件。

首先列出飞行体头部、左部、右部上的挂点A、B、C在重心O处的坐标：A(a1a2a3)，B(b1b2b3)，C(c1c2c3)，并定义这一小坐标系为OXYZ坐标系，其单位向量为r(i;j;k)。其次，写出吊环上对应于A、B、C的挂点A1、B1、C1、D1、E1、F1在吊环中心O1处的坐标，A1(a11a12a13)、B1(b11b12b13)、C1(c11c12c13)、D1(d11d12d13)、E1(e11e12e13)、F1(f11f12f13)并定义这一大坐标系为O1X1Y1Z1坐标系，其单位向量为r1(i1;j1;k1)。其中近炸引信半实物仿真控制系统吊挂位置示意图如图3所示。

图3 飞行体姿态仿真系统吊挂位置示意图Fig.3 Hanging position of the flight attitude simulation system

当飞行体姿态变化时，先假设重心O在大坐标系的坐标为(a,b,h)，(a,b)为重心的未知水平偏移，h为已知高度，附加偏航角为η，并建立两坐标系间的转换关系。滚转角φ、俯仰角θ、偏航角η发生改变，其对应的转换矩阵为：

由此，易得出O1A、O1B、O1C在大坐标系下的表达式：

(3)

(4)

(5)

设E=E1E2E3，则：

其中：d1=cos ηcos φ-sin ηsin θsin φ，

d2=sin ηcos φ+cos ηsin θsin φ，

d3=-cos θsin φ，d4=-sin ηcos θ，

d5=cos ηcos θ，d6=sin θ，

d7=cos ηsin φ+sin ηsin θcos φ，

d8=sin ηsin φ-cos ηsin θcos φ，d9=cos θcos φ

将简化后的E代入式(3)、(4)、(5)并展开得：

O1A=(a1d1+a2d4+a3d7+a)i1+

(a1d2+a2d5+a3d8+b)j1+

(a1d3+a2d6+a3d9+h)k1

(6)

O1B=(b1d1+b2d4+b3d7+a)i1+

(b1d2+b2d5+b3d8+b)j1+

(b1d3+b2d6+b3d9+h)k1

(7)

O1C=(c1d1+c2d4+c3d7+a)i1+

(c1d2+c2d5+c3d8+b)j1+

(c1d3+c2d6+c3d9+h)k1

(8)

设力的大小分别为fA,fB,fC为未知，而力的方向分别为AA1、AB1、BC1、BD1、CE1、CF1的方向，AA1、AB1、BC1、BD1、CE1、CF1的模(即绳长)可求出，则沿各吊绳方向的力为：

当姿态调整后静止时，作用于飞行体的合力与合力矩平衡，以上吊盘中心点为大坐标原点O1，飞行体的重心为力矩作用点，则(1)式分解为以下两式：

FA1+FB1+FC1+FD1+FE1+FF1+G=0

(9)

(10)

因此，将FA1、FB1、FC1、FD1、FE1、FF1、G、O1A、O1B、O1C分别代入式(9)和式(10)，并将代入后的两个矢量方程关于X、Y、Z轴三个方向上的标量方程分别列出，就可以得到含有六个未知数的六元标量方程组。可利用数学仿真软件Matlab中的多元方程组的求解算法，确定目标调整姿态参数[9-10]，解出在此确定姿态下的六个未知量(a,b,η,fA,fB,fC)，从而得到确定姿态下的重心坐标水平方向的偏移(a,b)，附加偏航角η，飞行体上各吊绳吊点在大坐标系下的坐标值，飞行体确定姿态时的各吊绳的准确长度，最后结合各个电机滚筒的周长计算出在该姿态下各个吊挂电机转数。

3 系统软件设计

近炸引信半实物仿真控制系统软件是利用面向对象语言C++Builder进行编制。 C++Builder集成开发环境(IDE)提供了可视化窗体设计器、对象观察器、控件板、工程管理器、集成编辑器和调试器等一系列可视化快速应用程序开发(RAD)工具，使开发者可以很轻松地建立和管理自己的程序和资源。仿真控制系统的流程图如图4所示。

近炸引信半实物仿真控制系统软件主要采用控制系统主模块与子模块间调用来完成系统所需测试任务，实时处理采集的数据，计算相应的指标，在出现异常的情况下对控制系统及时修复处理，通过串口读写控制信号，控制飞行体姿态的自动调整。近炸引信半实物仿真控制系统软件界面如图5所示。

图4 近炸引信半实物仿真控制系统流程图Fig.4 Flow chart of the hils control system

图5 近炸引信半实物仿真控制系统软件软件主界面Fig.5 Main software interface of the hils control system

4 实验测试结果与仿真误差分析

近炸引信半实物仿真控制系统调试完成后，根据上位机软件生成飞行体交会仿真所要求的确定姿态，在半实物仿真试验室内，对该系统进行了验收测试，试验仿真分析结果及误差分析如下：

1)确定飞行体在5 m、6 m、9 m、10 m高度时，单俯仰角项目测试。目标偏航角η为0°及目标滚转角φ为0°时，目标俯仰角θ在-60°～+60°范围内仿真模型实验测试结果误差分析如图6所示。

图6 目标俯仰角仿真实验测试结果误差分析Fig.6 Simulation test results and error analysis of the target pitch angle

2)确定飞行体在5 m、6 m、9 m、10 m高度时，单滚转角项目测试。目标偏航角η为0°及目标俯仰角θ为0°时，目标滚转角φ在-70°～+70°范围内仿真模型实验测试结果误差分析如图7所示。

5 结论

本文提出了近炸引信半实物仿真控制系统。该系统是利用吊挂方法将目标靶体悬于空中，通过改变吊绳的长短以及转盘转动方向， 使目标靶体满足设定的姿态， 并利用C++Builder编制系统控制软件，实现目标靶体姿态的自动化调整。实验测试结果与仿真误差分析表明，测试结果与建模仿真相符，且在姿态、角度调整误差要求范围之内，准确地实现半实物仿真控制系统对目标等效靶体的姿态调整。该系统已经成功通过某制导武器引信的半实物仿真试验验收。

图7 目标滚转角仿真实验测试结果误差分析Fig.7 Simulation test results and error analysis of the target roll angle

[1]王占平,唐小宏,王亚非，等. 高速飞行的旋转体姿态识别技术研究[J].电子科技大学学报,2007,36(2):203-206.

[2]杨小军,施坤林,汪仪林，等. 基于磁传感器/GPS组合制导飞行弹体的姿态和位置估计[J].兵工学报,2008,29(2):169-173.

[3]杨阳,崔金峰,余毅，等. 三旋翼飞行器动力学分析及建模[J].光学精密工程,2013,21(7):1873-1880.

[4]范世鹏,林德福,路宇龙，等. 激光导引头跟踪回路的设计与半实物仿真[J].红外与激光工程,2014(11):3603-3607.

[5]崔占忠.引信发展若干问题[J].探测与控制学报,2008,30(2):1-4.

[6]郑晨皓,王学敏,杨波，等. 基于PXI总线的引信低频半实物仿真系统[J].探测与控制学报,2014,36(6):85-88.

[7]纪永祥,刘社锋,陈维波，等. 对空近炸引信试验与结果评定方法研究[J].探测与控制学报,2006,28(6):14-16.

[8]GANS N R, DIXON W E, LIND R.A hardware in the loop simulation platform for vision-based control of unmanned air vehicles[J].Mechatronics, 2009(19):1043-1056.

[9]PENG L, GENG Q B.Real-time simulation system for UAV based on Matlab/Simulink [C]// 2011 IEEE 2nd International Conference on Computing,Control and Industrial Engineering, Wuhan, China,2011:399-404.

[10]TARHAN M,ALTUG E.EKF Based attitude estimation and stabilization of a quadrotor UAV using vanishing points in catadioptric images[J].Journal of Intelligent & Robotic Systems,2011(62):587-607.

Hardware-in-the-loop Simulation Control System for Proximity Fuze

WEN Jinglong1,2，ZHENG Bin1,2

(1. Key Laboratory of Instrumentation Science & Dynamic Measurement, North University of China, Taiyuan 030051,China; 2. Ministry of Education, Science and Technology on Electronic Test & Measurement Laboratory,Taiyuan 030051,China)

The equivalent target body of the proximity fuze is complicated and costly in the real intersection test. For this situation, a proximity fuze hardware-in-loop simulation(HILS) system aimed at testing whether the target gesture and the azimuth detection capabilities was proposed in this paper to meet the design requirements provided by the missile fuze. In this system, the target body hanged in the sky to satisfy the setting gesture by changing the length of the sling and the rotation direction of the turntable. Then, C++Builder was used to draw up the control software to adjust the target body attitude automatically. The test results matched the modeling and the simulation result. Within the range of the angular and the attitude adjustment errors, the HILS system regulated the equivalent target body accurately.

proximity fuze；hardware-in-the-loop simulation；attitude；angle adjustment

2016-03-03

温竞龙(1988—)，男，山西太原人，博士研究生，研究方向：动态测试。E-mail：wen-jing-long@163.com。

TJ430

A

1008-1194(2016)05-0022-05