CN106643348A

CN106643348A - 一种导弹半物理仿真装置

Info

Publication number: CN106643348A
Application number: CN201710095274.7A
Authority: CN
Inventors: 夏红伟; 祝月; 马广程; 王常虹; 张大力
Original assignee: Harbin Institute of Technology
Current assignee: Harbin Institute of Technology
Priority date: 2017-02-22
Filing date: 2017-02-22
Publication date: 2017-05-10
Anticipated expiration: 2037-02-22
Also published as: CN106643348B

Abstract

本发明提供了一种导弹半物理仿真装置，属于导弹仿真装置技术领域。所述摄像头的信号输出端与导引头的信号输入端相连接，仿真计算机的输出端分别与三轴转台的输入端和地轨系统的输入端相连接，三轴转台的输出端与角速率陀螺的输入端相连接，地轨系统的输出端与加速度计的输入端相连接，导引头的输出端、角速率陀螺的输出端以及加速度计的输出端分别与自动驾驶仪的输入端相连接，自动驾驶仪的输出端与舵系统的输入端相连接，舵系统的输出端与仿真计算机输入端相连接。仿真计算机产生的加速度信号并不是直接输入给加速度计，而是输入给地轨系统。通过地轨系统控制系统模拟实际导弹的运动，再由与转台固连的加速度计来敏感转台的加速度。

Description

一种导弹半物理仿真装置

技术领域

本发明涉及一种导弹半物理仿真装置，属于导弹仿真装置技术领域。

背景技术

导引头是图像制导武器的核心部分，其性能直接影响导弹的制导及飞行控制信号，对导弹的精确末制导打击性能起着关键作用。随着计算机技术、系统工程、控制技术与信息技术处理技术等领域的发展，仿真技术以其迅速高效、直观形象、安全有效和高可控性的优点成为新型武器装备优化设计和性能研究的必要手段。

一方面，全数字仿真简单易行，但精度不高。另一方面，物理仿真作为最逼近真实的试验实时性高，结果可信度高，但真实实验有很大的局限性，其规模大、时间长、技术复杂、成本高，限制了试验次数，不可能以足够的试验次数来收集系统的性能数据，导致无法系统地解释系统及整体的本质特征。另外，真实的打靶试验也不能考核战术指标所要求的多种复杂的作战环境和条件，这些局限性主要是由武器系统试验的破坏性和试验环境的可控性差决定的。因此，在工程设计阶段的仿真采用半实物仿真试验既能反映实际，又能达到试验的目的。

根据制导武器的工作原理，要求武器半实物仿真系统为提供合适的试验环境。其中包括：弹体的角度运动环境、激光导引头或检测电路的弹目相对角度运动和光学环境、线加速度传感器的过载环境、舵机的气动铰链力矩环境、导引头的弹目相对平移运动环境和目标背景特性环境。这些条件的实现需要满足相似原则，包括动态过程的实施复现、几何相似和物理相似。

现有导弹半物理仿真系统由仿真计算机、导引头、自动驾驶仪、陀螺仪、加速度计、舵机、转台等设备组成。

导引头的输入信号为仿真计算机输入的视线角q_ε,输出信号为视线角速度信号并将该信号传递给自动驾驶仪。其传递函数为：其中，K_s，T_s和ξ_s分别为导引头传递函数的增益、固有周期和阻尼比。

三轴转台的输入信号为仿真计算机通过舵机信号解算出的姿态角信号θ，输出信号为转台实际转动的角度φ。该角度作为输入信号传递给弹上角速度陀螺仪。其传递函数可以近似简化为二阶环节：其中，K_t，T_t和ξ_t分别为转台传递函数的增益、固有周期和阻尼比。

角速度陀螺仪的输入信号为转台框架的转动角速度ω_φ，输出信号为其实际敏感到的角速度I_ω(s)，并将该角速度传递给自动驾驶仪。其传递函数为：其中，K_g，T_g和ξ_g分别为陀螺仪传递函数的增益、固有周期和阻尼比。

加速度计的输入信号为仿真计算机通过舵信号解算出的加速度信号α，输出信号为经加速度计后输出的加速度I_a，并将该加速度传递给自动驾驶仪。其传递函数为：其中，K_a，T_a和ξ_a分别为加速度计传递函数的增益、固有周期和阻尼比。

自动驾驶仪的数学模型为根据导引律建立的数学模型。其输入信号为陀螺仪的输出角速度I_ω(s)、视线角速度信号及加速度计输出的加速度I_a。其输出信号U作为输入信号传递给自动驾驶仪(现有导弹半物理仿真系统的结构框图如图1所示)。

现有的导弹半物理仿真系统通过使用基座固定与地面的三轴转台，实现了导弹姿态角的物理仿真。但是其加速度的仿真是通过将计算机的加速度输出信号直接传递给加速度计完成的，并没有经过物理结构实体化，对于导弹加速度的仿真和测试不够真实准确。另外，导引头的输入信号也是由计算机经计算得到，并未实现物理仿真。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述现有技术存在的问题，本申请提出一种能够同时模拟导弹加速度和姿态角变化和目标信号的结构，使得半物理仿真更加真实准确。进而提供一种导弹半物理仿真装置。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

一种导弹半物理仿真装置，包括：摄像头、导引头、仿真计算机、三轴转台、角速率陀螺、自动驾驶仪和舵系统，还包括地轨系统和加速度计，所述摄像头的信号输出端与导引头的信号输入端相连接，仿真计算机的输出端分别与三轴转台的输入端和地轨系统的输入端相连接，三轴转台的输出端与角速率陀螺的输入端相连接，地轨系统的输出端与加速度计的输入端相连接，导引头的输出端、角速率陀螺的输出端以及加速度计的输出端分别与自动驾驶仪的输入端相连接，自动驾驶仪的输出端与舵系统的输入端相连接，舵系统的输出端与仿真计算机输入端相连接。

传统的导弹物理仿真结构能够实现对导弹姿态的物理仿真，但是其加速度的仿真是通过将计算机的加速度输出信号直接传递给加速度计完成的，并没有经过物理结构实体化，对于导弹加速度的仿真和测试不够真实准确。另外，其目标信号的变化是由仿真计算机直接产生，并不是通过对实际运动目标的测量得到。

本发明提出的导弹半物理仿真装置中，仿真计算机产生的加速度信号并不是直接输入给加速度计，而是输入给地轨系统。通过地轨控制系统模拟实际导弹的运动，再由与转台固连的加速度计来敏感转台的加速度。目标物体通过地轨系统实现三自由度平动，由安装在转台上的摄像头测量目标的位置变化。这种结构使得系统能够同时对导弹姿态和位置以及目标信号进行物理模拟，令导弹半物理仿真更加真实和准确。

附图说明

图1为现有导弹半物理仿真系统的结构框图。

图2为本发明导弹半物理仿真装置的结构框图。

图3为位置姿态模拟器装置结构示意图。

图4为标志点位置示意图。

图5为摄像机三维成像模型图。

图6为相机位置示意图。

图3和图4中的附图标记，1为纵向地轨，2为横向地轨，3为竖直导轨，4为丝杠，5为电机，6为滑块，7为转台外环，8为转台外环轴，9为转台中环，10为转台中环轴，11为转台内环，12为转台内环轴，13为加速度计，14为陀螺仪，15为摄像头，16为圆形滑块，17为标志点。T1、T2和T3分别表示三个标志点17。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明做进一步的详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式，但本发明的保护范围不限于下述实施例。

如图2～图4所示，本实施例所涉及的一种导弹半物理仿真装置，包括：摄像头15、导引头、仿真计算机、三轴转台、角速率陀螺14、自动驾驶仪和舵系统，还包括地轨系统和加速度计13，所述摄像头15的信号输出端与导引头的信号输入端相连接，仿真计算机的输出端分别与三轴转台的输入端和地轨系统的输入端相连接，三轴转台的输出端与角速率陀螺14的输入端相连接，地轨系统的输出端与加速度计13的输入端相连接，导引头的输出端、角速率陀螺14的输出端以及加速度计13的输出端分别与自动驾驶仪的输入端相连接，自动驾驶仪的输出端与舵系统的输入端相连接，舵系统的输出端与仿真计算机输入端相连接。

所述地轨系统包括两个纵向地轨1、两个横向地轨2、两个竖直导轨3、丝杠4、电机5、滑块6、转台外环7、转台外环轴8、转台中环9、转台中环轴10、转台内环11、转台内环轴12、陀螺仪14、圆形滑块16和标志点17，每个纵向地轨1、横向地轨2和竖直导轨3上均配有丝杠4和电机5，一个竖直导轨3上设有滑块6，转台外环7与滑块6固接，外环轴8的上端与转台外环7相连接，外环轴8的下端与转台中环9相连接，转台中环9内设有转台中环轴10，转台内环轴12的一端与转台中环9相连接，转台内环轴12的另一端与转台内环11相连接，转台内环11的上部安装有陀螺仪14，转台内环11的下部安装有加速度计13，转台内环11的中部安装有摄像头15，另一个竖直导轨3上设有圆形滑块16，圆形滑块16上设有标志点17。

所述标志点17为三个，三个标志点17直线排列固定在圆形滑块16上的中心位置。

通过丝杠4控制导轨或滑块，实现模拟弹体和目标的三维平动。转台外环7、转台中环9和转台内环11通过转台外环轴8、转台中环轴10、转台内环轴12相连，能够模拟导弹的三维转动。在转台内环11上安装有角速率陀螺14、加速度计13和摄像头15，实现了导弹的姿态，加速度和视线角速度的测量。

仿真计算机中包含导弹的动力学方程及运动学方程。考虑到对高精度、大长径比导弹，由于刚体运动、弹性振动、气动力和控制系统等和控制系统的耦合，以及转台等设备的动力学特性对仿真产生的影响，在建立动力学模型及仿真系统的数学模型时，均需要考虑弹性体振动的影响。通过采集舵信号，解算导弹的各状态参数，并将姿态角信号和加速度信号分别传递给转台和加速度计。

与传统仿真结构不同的是，输入导引头的目标信号的视线角速度并不是由仿真计算机计算得出，而是由实物模拟目标的运动，经摄像头拍摄和算法进行图像处理得到。摄像头通过将当前标志点的图像进行去畸变，二值化，求质心等处理，得到三个标志点的几何中心在相机成像面上的像素坐标。通过建立三维模型，可以由三个像素坐标得到三个标志点几何中心在世界坐标系中的空间三维坐标。摄像机的三维成像模型如图5所示。

图5中，O_c为摄像机光心，测量光标记为A、B、C，O_cA，O_cB，O_cC之间的夹角分别为α,β,γ；已知|BC|＝a，|AC|＝b，|AB|＝c，由摄像机内参数可计算得到α,β,γ的值，设A、B、C与光心O_c之间连线的长度分别记为x,y,z，则以下方程成立：

可以证明，当A、B、C构成等腰三角形关系，且摄像机在某些特定区域时，方程组具有唯一解，形式如下：

满足上述解的形式时，摄像机相对于标志物的位置如图6所示。AK垂直于AC，AJ垂直于AB，且AK，AJ都在平面ABC上，直线L过点A且垂直于平面ABC，直线L和射线AK构成平面α，直线L和射线AJ构成平面β，平面π1和平面π2所夹的空间区域称为V。当光心O_c出现在V区域时，对应解的形式为方程组一。同理，对应方程组二，光心O_c位于空间W处。

可以应用牛顿迭代法从上述方程组中解得A、B、C与光心O_c之间连线的长度x,y,z。利用相似三角形原理，可以得到A,B,C三点在摄像机坐标系下的坐标分别为：

其中，(A′_x,A′_y),(B′_x,B′_y),(C′_x,C′_y)分别三个像点的图像像素坐标，(u_o,v_o)是摄像机光轴O_cO与成像面交点O，f是摄像机焦距。通过由摄像机坐标系到世界坐标系的坐标变换可以得到三个标志点在世界坐标系中的坐标变化情况，并由此可以解算出目标的视线角速度。

另外，由仿真计算机产生的加速度信号并不是直接输入给加速度计，而是输入地轨系统。通过地轨控制系统模拟实际导弹的运动，再由与转台固连的加速度计来敏感转台的加速度。这种结构使得系统能够同时对姿态和位置进行物理模拟，令导弹半物理仿真更加真实和准确。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，这些具体实施方式都是基于本发明整体构思下的不同实现方式，而且本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。

Claims

1.一种导弹半物理仿真装置，包括：摄像头、导引头、仿真计算机、三轴转台、角速率陀螺、自动驾驶仪和舵系统，其特征在于，还包括地轨系统和加速度计，所述摄像头的信号输出端与导引头的信号输入端相连接，仿真计算机的输出端分别与三轴转台的输入端和地轨系统的输入端相连接，三轴转台的输出端与角速率陀螺的输入端相连接，地轨系统的输出端与加速度计的输入端相连接，导引头的输出端、角速率陀螺的输出端以及加速度计的输出端分别与自动驾驶仪的输入端相连接，自动驾驶仪的输出端与舵系统的输入端相连接，舵系统的输出端与仿真计算机输入端相连接。

2.根据权利要求1所述的导弹半物理仿真装置，其特征在于，所述地轨系统包括两个纵向地轨、两个横向地轨、两个竖直导轨、丝杠、电机、滑块、转台外环、转台外环轴、转台中环、转台中环轴、转台内环、转台内环轴、陀螺仪、圆形滑块和标志点，每个纵向地轨、横向地轨和竖直导轨上均配有丝杠和电机，一个竖直导轨上设有滑块，转台外环与滑块固接，外环轴的上端与转台外环相连接，外环轴的下端与转台中环相连接，转台中环内设有转台中环轴，转台内环轴的一端与转台中环相连接，转台内环轴的另一端与转台内环相连接，转台内环的上部安装有陀螺仪，转台内环的下部安装有加速度计，转台内环的中部安装有摄像头，另一个竖直导轨上设有圆形滑块，圆形滑块上设有标志点。

3.根据权利要求1所述的导弹半物理仿真装置，其特征在于，所述标志点为三个，三个标志点直线排列固定在圆形滑块上的中心位置。