CN109099802B - 导弹制导控制系统抗干扰测试方法及终端设备 - Google Patents

Abstract

本发明涉及抗干扰测试技术领域，提供了一种导弹制导控制系统抗干扰测试方法及终端设备。该方法包括：建立导弹制导控制系统的弹道仿真模型；获取所述制导控制系统的水平值确定原则和至少一个干扰因素；根据所述弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和所述水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系；根据各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系和正交分析表，确定干扰组合方案，并根据所述干扰组合方案对所述制导控制系统进行测试。本发明能够减少导弹制导控制系统的测试时间，节约经费，并准确反映出导弹制导控制系统的真实抗干扰能力，便于武器装备的定型和验收。

Description

导弹制导控制系统抗干扰测试方法及终端设备

技术领域

本发明涉及抗干扰测试技术领域，尤其涉及一种导弹制导控制系统抗干扰测试方法及终端设备。

背景技术

随着仿真技术的发展，半实物仿真技术已经全面的应用于导弹研制的全过程。试验鉴定中常常利用半实物仿真技术考核导弹制导控制系统在各种干扰条件下的性能。现阶段干扰方案的组合繁多且缺乏科学性，不便于指导武器装备的定型验收工作。合理的设置干扰组合方案，不仅可以全面考核其抗干扰能力，还可以缩短试验时间，节约成本。在抗干扰性能测试中，通常直接给定各个干扰量的最大值来组合分析导弹的抗干扰性能，这种方法需要的干扰方案繁多，测试次数较多，并且测试带有一定的盲目性，测试结果不能准确反映系统真实抗干扰能力。

发明内容

有鉴于此，本发明实施例提供了导弹制导控制系统抗干扰测试方法及终端设备，以解决目前通过给定各个干扰量的最大值来组合分析导弹的抗干扰性能导致的干扰方案繁多，测试次数多的问题。

本发明实施例的第一方面提供了导弹制导控制系统抗干扰测试方法，包括：

建立导弹制导控制系统的弹道仿真模型；

获取所述制导控制系统的水平值确定原则和至少一个干扰因素；

根据所述弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和所述水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系；

根据各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系和正交分析表，确定干扰组合方案，并根据所述干扰组合方案对所述制导控制系统进行测试。

本发明实施例的第二方面提供了导弹制导控制系统抗干扰测试装置，包括：

构建模块，用于建立导弹制导控制系统的弹道仿真模型；

获取模块，用于获取所述制导控制系统的水平值确定原则和至少一个干扰因素；

处理模块，用于根据所述弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和所述水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系；

测试模块，用于根据各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系和正交分析表，确定干扰组合方案，并根据所述干扰组合方案对所述制导控制系统进行测试。

本发明实施例的第三方面提供了终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现第一方面中的导弹制导控制系统抗干扰测试方法。

本发明实施例的第四方面提供了计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现第一方面中的导弹制导控制系统抗干扰测试方法。

本发明实施例与现有技术相比存在的有益效果是：根据弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系，根据各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系和正交分析表，确定干扰组合方案，并根据干扰组合方案对制导控制系统进行测试。本发明实施例采用正交分析的方法设计抗干扰测试方案，利用导弹制导控制系统数学模型分析各个干扰因素对脱靶量的具体影响，根据分析的结果合理设置各个干扰因素的水平值，以较少的干扰组合方案反映出更加全面的测试信息，能够减少导弹制导控制系统的测试时间，节约经费，并准确反映出导弹制导控制系统的真实抗干扰能力，便于武器装备的定型和验收。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例提供的导弹制导控制系统抗干扰测试方法的实现流程图；

图2是本发明实施例提供的结构干扰与脱靶量的关系示意图；

图3是本发明实施例提供的气动干扰与脱靶量的关系示意图；

图4是本发明实施例提供的姿态角干扰与脱靶量的关系示意图；

图5是本发明实施例提供的正向风、逆向风与脱靶量的关系示意图；

图6是本发明实施例提供的侧风与脱靶量的关系示意图；

图7是本发明实施例提供的导弹制导控制系统抗干扰测试方法中确定各个干扰因素对脱靶量的影响程度的实现流程图；

图8是本发明实施例提供的导弹制导控制系统抗干扰测试装置的示意图；

图9是本发明实施例提供的终端设备的示意图。

具体实施方式

以下描述中，为了说明而不是为了限定，提出了诸如特定系统结构、技术之类的具体细节，以便透彻理解本发明实施例。然而，本领域的技术人员应当清楚，在没有这些具体细节的其它实施例中也可以实现本发明。在其它情况中，省略对众所周知的系统、装置、电路以及方法的详细说明，以免不必要的细节妨碍本发明的描述。

为了说明本发明所述的技术方案，下面通过具体实施例来进行说明。

图1为本发明实施例提供的导弹制导控制系统抗干扰测试方法的实现流程图，详述如下：

在S101中，建立导弹制导控制系统的弹道仿真模型。

在本实施例中，弹道仿真模型是导弹的数学仿真模型。为了缩短考核导弹抗干扰性能的测试时间，节约成本，可以充分利用导弹的数学仿真模型。在导弹的定型阶段，最终由厂家提供的模型已经十分可靠，工程上一般认为此数学模型是十分可信的。因此，通过数学模型分析的数据结果指示半实物仿真方案的设计是十分有必要的，并且数学模型的结果还可以反过来验证半实物仿真测试结果的正确性。

可选地，制导控制系统的弹道仿真模型采用六自由度全量弹道模型。六自由度全量弹道模型由质心运动学方程、绕质心转动学方程、质心动力学方程等组成。这些方程在各种飞行参考资料中均有详细描述，在此不再赘述。该模型的可信度很高，可以用于导弹制导控制系统的性能分析。

在S102中，获取所述制导控制系统的水平值确定原则和至少一个干扰因素。

在本实施例中，影响导弹制导控制系统的干扰因素有很多，为了简化分析过程，本实施例仅针对四个主要干扰类型进行分析。四个主要干扰因素分别是气动参数上下限、风干扰、结构干扰和姿态角偏差，即干扰因素为四个，分别为结构干扰、气动干扰、姿态角干扰和风干扰。为了便于说明，可将干扰因素表示为A(结构干扰)、B(气动干扰)、C(姿态角干扰)和D(风偏干扰)，根据制导控制系统的六自由度模型分析各干扰因素的水平值。

本实施例采用正交分析方法确定用于测试的干扰组合方案。正交分析方法是一种数学分析方法，其关键在于正交表的建立和因素水平值的确定。正交表的确定建立在充分分析所要解决问题的基础上，确定要研究的因素、因素的水平和指标。确定正交表是最为关键的一步。所选的指标因素水平是否合适，对最终问题的解决起着决定性作用。

可选地，所述水平值包括第一水平值、第二水平值和第三水平值，其中第一水平值表征正干扰，第二水平值表征无干扰，第三水平值表征负干扰。例如第一水平值可以为1水平值，第二水平值可以为2水平值，第三水平值可以为3水平值。容易想到的，第一水平值、第二水平值和第三水平值的具体数据可以根据实际需求进行设置，在此不作限定。为便于描述，下文中将第一水平值取为1水平值，第二水平值取为2水平值，第三水平值取为3水平值。

本实施例中采用的正交分析表为四因素三水平正交表，如表1。所采用的分析方法是一般计算分析方法，该方法能够充分利用正交表数据，计算出“最优方案”。其中，A、B、C、D分别代表的四个干扰因素，Z代表脱靶量。水平值包括1水平值、2水平值和3水平值，其中1水平值表征正干扰，2水平值表征无干扰，3水平值表征负干扰。

表1：四因素三水平正交表

由于影响导弹脱靶量的因素很多，各种混合干扰组合的影响也较为复杂，并不一定干扰误差越大脱靶量就越大。因此，为保证确定的各干扰因素的水平值尽可能反应系统真实的信息，干扰因素的水平值确认原则如下：

若干扰量与脱靶量的关系曲线存在极值点，则将关系曲线中正向干扰量极大值对应的干扰偏差确定为第一水平值，将关系曲线中负向干扰量极大值对应的干扰偏差确定为第三水平值；

根据各个干扰量对应的干扰偏差的叠加确定第一干扰因素的水平值；所述第一干扰因素为包括至少两个干扰量的干扰因素。

可选地，干扰因素的水平值确认原则还可以包括：若干扰量与脱靶量的关系曲线较为平缓，则根据最大干扰量确定第一水平值和第三水平值。

在S103中，根据所述弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和所述水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系。

在本实施例中，所述结构干扰的干扰量包括质量、密度和转动惯量，所述气动干扰的干扰量包括轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数，所述姿态角干扰的干扰量包括姿态角，所述风干扰的干扰量包括正逆风和侧风。

在本实施例中，弹道仿真模型的数学仿真条件设置为：目标设置为固定目标，弹目距离设置为1000m，发射角设为10度。各干扰因素的仿真结果，以及根据各个干扰因素的仿真结果和水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系的具体过程如下：

1.结构干扰

设置质量的偏差范围为±0.5kg，密度和转动惯量的偏差范围为±10％(转动惯量各分量的偏差量保持一致)，结构干扰的仿真结果如图2所示。图中纵坐标轴表示CEP(circular error probable，圆概率误差)。圆概率误差是弹道学中的一种测量武器系统精确度的项目，又称圆形公算误差，其定义是以目标为圆心划一个圆圈，如果武器命中此圆圈的机率最少有一半，则此圆圈的半径就是圆形公算误差。

从图2中可以看出，密度与脱靶量的关系曲线有两个极大值点，质量和转动惯量对脱靶量的影响较为平缓。现取密度偏差的两个极大值点所对应的偏差量4％和-4％分别作为正交水平值的1水平值和3水平值，质量和转动惯量依据经验最大偏差量作为正交水平值的1水平值和3水平值。正交表中结构干扰的三水平表可确定如表2所示。

表2结构干扰的水平值

因此，结构干扰的第一水平值(1水平值)对应的干扰量为：质量为m+0.5kg，密度为ρ(1+4％)，转动惯量为J(1+10％)；其中m为无干扰状态对应的质量，ρ为无干扰状态对应的密度，J为无干扰状态对应的转动惯量。在本实施例中m为13kg，ρ为1kg/m³，J为1kg/m²。

结构干扰的第二水平值(2水平值)对应的干扰量为：质量为m，密度为ρ，转动惯量为J；

结构干扰的第三水平值(3水平值)对应的干扰量为：质量为m-0.5kg，密度为ρ(1-4％)，转动惯量为J(1-10％)。

2.气动干扰

一般导弹的气动偏差相对较小，工程上通常考虑的偏差范围为15％。气动干扰对导弹制导控制系统的影响较为复杂，各个方向的影响偏差有可能会存在相互抵消的关系，因此需要分析气动干扰各个干扰量的具体影响。气动干扰与脱靶量的关系图如图3所示。

从图3中可以看出：法向力系数对脱靶量的影响最大，轴向力系数次之，俯仰力矩系数最小。其中，法向力系数偏差-13％，轴向力系数偏差-5％，俯仰力矩系数偏差9％产生的脱靶量为叠加关系，故设置该组合为气动干扰的3水平值，同理可得气动干扰的1水平值。根据气动干扰和脱靶量的关系图可得气动干扰的水平值确定如表3。表中各个气动系数的单位均是n*s/kg，下文中不再说明其量纲。

表3气动干扰的水平值

因此，气动干扰的第一水平值(1水平值)对应的干扰量为：轴向力系数为15％n*s/kg，法向力系数为5％n*s/kg，俯仰力矩系数为-10％n*s/kg；

气动干扰的第二水平值(2水平值)对应的干扰量为：轴向力系数为0n*s/kg，法向力系数为0n*s/kg，俯仰力矩系数为0n*s/kg；

气动干扰的第三水平值(3水平值)对应的干扰量为：轴向力系数为-5％n*s/kg，法向力系数为-13％n*s/kg，俯仰力矩系数为9％n*s/kg。

3.姿态角干扰

本实施例中姿态角干扰只考虑姿态角的初始偏差(姿态角各分量的偏差保持一致)。姿态角偏差的设置范围是±1°，其仿真结果如图4。

从图4中可以看出姿态角偏差在1度以内时也同样不会产生较大的脱靶量偏差。正偏差时，姿态角偏差为0.6°时脱靶量最大；负偏差时，姿态角偏差为-0.2°时脱靶量最大。因此姿态角因素的水平值如表4：

表4姿态角干扰的水平值

因此，姿态角干扰的第一水平值(1水平值)对应的干扰量为：姿态角为0.6°；

姿态角干扰的第二水平值(2水平值)对应的干扰量为：姿态角为0°；

姿态角干扰的第三水平值(3水平值)对应的干扰量为：姿态角为-0.2°。

4.风干扰

通过在弹道仿真模型中建立风速的干扰模型，分别在正向风、逆向风、侧风的情况下进行数学仿真分析，研究风速对脱靶量的具体影响，其仿真结果如图5和图6所示。

从图5和图6中可以看出：正向风和逆向风对导弹脱靶量的影响相对较小，而侧风的影响相对较大。侧风对脱靶量的影响大致呈线性关系，并且当侧风风速达到2.2米后脱靶量就超过了1米。现将风速分为侧风和正逆风分别确定干扰量的正交水平值。正逆风时，风速为7m/s左右时脱靶量最大；侧风时，一般导弹的制导精度要求较高，一般要求需要小于1米，为便于测试分析，风速水平值设为2m/s。故风干扰的水平值可确定如表5：

表5风干扰的水平值

因此，风干扰的第一水平值(1水平值)对应的干扰量为：正逆风为7m/s，侧风为-2m/s；

风干扰的第二水平值(2水平值)对应的干扰量为：正逆风为0m/s，侧风为0m/s；

风干扰的第三水平值(3水平值)对应的干扰量为：正逆风为-7m/s，侧风为2m/s。

在S104中，根据各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系和正交分析表，确定干扰组合方案，并根据所述干扰组合方案对所述制导控制系统进行测试。

在本实施例中，可以将表1所示的正交分析表中各个干扰因素的水平值对应的干扰量进行组合，得到9组干扰测试方案。可以按照9组干扰测试方案分别对导弹的制导控制系统进行测试，从而实现对导弹制导控制系统的抗干扰测试。

本发明实施例根据弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系，根据正交分析表和各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系，确定干扰组合方案，并根据干扰组合方案对制导控制系统进行测试。本发明实施例采用正交分析的方法设计抗干扰测试方案，利用导弹制导控制系统数学模型分析各个干扰因素对脱靶量的具体影响，根据分析的结果合理设置各个干扰因素的水平值，以较少的干扰组合方案反映出更加全面的测试信息，能够减少导弹制导控制系统的测试时间，节约经费，并准确反映出导弹制导控制系统的真实抗干扰能力，便于武器装备的定型和验收。

作为本发明的一个实施例，在S104之后，还可以包括：

将所述测试的结果数据和所述干扰组合方案生成方案验证数据表，并根据所述方案验证数据表确定各个干扰因素对脱靶量的影响程度。

在本实施例中，可以将根据干扰组合方案对制导控制系统进行测试得到的结果数据和干扰组合方案形成方案验证数据表，根据方案验证数据表中的数据可以分析各个干扰因素对脱靶量的影响程度。例如，可以确定出所有干扰因素中哪个干扰因素对脱靶量的影响最大，哪个干扰因素对脱靶量的影响最小。

作为本发明的一个实施例，如图7所示，“根据所述方案验证数据表确定各个干扰因素对脱靶量的影响程度”的步骤可以包括：

在S701中，将各个干扰因素的各个水平值对应的脱靶量取均值，得到各个干扰因素的各个水平值对应的脱靶量均值。

在本实施例中，可以将方案验证数据表中各个干扰因素的各个水平值对应的脱靶量相加，然后将相加后的值与各个水平值对应的次数相除，得到各个干扰因素的各个水平值对应的脱靶量均值。例如，共有四个干扰因素，每个干扰因素对应三个水平值，则可以得到每个干扰因素对应的三个脱靶量均值。

在S702中，将各个干扰因素对应的脱靶量均值中的最大值和最小值相减，得到各个干扰因素对应的极差；各个干扰因素对应的极差用于表征各个干扰因素对脱靶量的影响程度。

在本实施例中，可以将各个干扰因素对应的脱靶量均值中的最大值和最小值相减，得到各个干扰因素对应的极差。例如，一个干扰因素对应三个脱靶量均值，则将三个脱靶量均值中的最大的脱靶量均值和最小的脱靶量均值作差，得到该干扰因素对应的极差。极差越大，则该干扰因素对脱靶量的影响越大；极差越小，则该干扰因素对脱靶量的影响越小。

本实施例通过计算各个干扰因素对应的极差，将极差作为判断各个干扰因素对脱靶量的影响程度的依据，能够准确分析各个干扰因素对脱靶量的影响，根据各个干扰因素对脱靶量的影响可以对测试的干扰组合方案进行调整，进而使调整后干扰组合方案的测试结果更能准确真实的反映导弹制导控制系统的抗干扰能力。下面结合一个具体示例进行说明。

表6为一个实施示例提供的方案验证数据表。表中K1，K2，K3分别代表各个干扰因素的三个水平值对应的脱靶量均值，R为各个干扰因素对应的极差。

表6基于正交分析的方案验证数据表

通过分析表6中数据可知：正逆风时，气动干扰的影响最大，此时四个干扰因素对脱靶量的影响程度从大到小依次为气动干扰、结构干扰、姿态角干扰、风偏干扰；为了最大程度上反映导弹制导控制系统的抗干扰能力，最应测试的干扰组合为1水平值的结构干扰、3水平值的气动干扰，3水平值的姿态角干扰和3水平值的风干扰，在该干扰组合下的脱靶量为0.68米。当2米侧风时，气动干扰和2米侧风干扰权值相近，姿态角干扰和结构干扰的权值相近；此时产生最大脱靶量的干扰组合为：1水平值的结构干扰、3水平值的气动干扰、3水平值的姿态角干扰和3水平值的侧风干扰，并且此时的脱靶量达到了4米，若对于反坦克导弹来说4米的脱靶量必然导致其无法命中目标，因此该干扰组合对导弹制导控制系统的影响非常大。

若直接依据干扰量最大值设置用于测试的干扰组合，所得方案验证数据表如表7所示。

表7基于干扰量最大值的方案验证表

由表7可知：正逆风时，四个干扰因素对脱靶量的影响程度从大到小依次为：气动干扰、姿态角干扰、风干扰、结构干扰；产生最大脱靶量的干扰组合为：3水平值的结构干扰、3水平值的气动干扰、2水平值的姿态角干扰、1水平值的风偏干扰。2米侧风时，四个干扰因素对脱靶量的影响程度从大到小依次为：风干扰、气动干扰、姿态角干扰、结构干扰。对比表6可知这种干扰组合方式并没有测试出可能出现的最大脱靶量，也证明了并不是干扰量偏差越大产生的脱靶量就越大，因此基于干扰量最大值设置干扰组合的测试方案很容易造成测试者在某方面的误判。

相比于基于干扰量最大值的设计干扰组合方案，本发明实施例所设计的干扰组合方案可以产生较大的脱靶量。本发明实施例主要有以下两点优势：第一，反应出更加真实的系统信息，弥补了现阶段干扰测试方案设计繁多盲目的缺陷，由于本实施例测试方案的脱靶量数据明显优于干扰量最大值的情况，因此所得数据可靠性相对较高；第二，仿真试验次数较少，仅设置9组混合干扰状态，以往的测试方案主要依据各干扰量的排列组合来设置测试干扰方案，往往需要上百次测试方案，本实施例的方案测试次数少但也能够获得足够量的系统信息。本发明实施例所设计的基于正交分析的抗干扰测试方案具有分析简单，便于工程化的特点，可应用于试验鉴定中武器装备的验收测试，也为相关的测试方案设计提供了借鉴。

本发明实施例根据弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系，根据各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系和正交分析表，确定干扰组合方案，并根据干扰组合方案对制导控制系统进行测试。本发明实施例采用正交分析的方法设计抗干扰测试方案，利用导弹制导控制系统数学模型分析各个干扰因素对脱靶量的具体影响，根据分析的结果合理设置各个干扰因素的水平值，以较少的干扰组合方案反映出更加全面的测试信息，能够减少导弹制导控制系统的测试时间，节约经费，并准确反映出导弹制导控制系统的真实抗干扰能力，便于武器装备的定型和验收。

应理解，上述实施例中各步骤的序号的大小并不意味着执行顺序的先后，各过程的执行顺序应以其功能和内在逻辑确定，而不应对本发明实施例的实施过程构成任何限定。

对应于上文实施例所述的导弹制导控制系统抗干扰测试方法，图8示出了本发明实施例提供的导弹制导控制系统抗干扰测试装置的示意图。为了便于说明，仅示出了与本实施例相关的部分。

参照图8，该装置包括构建模块81、获取模块82、处理模块83和测试模块84。

构建模块81，用于建立导弹制导控制系统的弹道仿真模型。

获取模块82，用于获取所述制导控制系统的水平值确定原则和至少一个干扰因素。

处理模块83，用于根据所述弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和所述水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系。

测试模块84，用于根据各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系和正交分析表，确定干扰组合方案，并根据所述干扰组合方案对所述制导控制系统进行测试。

优选地，所述水平值包括第一水平值、第二水平值和第三水平值，其中第一水平值表征正干扰，第二水平值表征无干扰，第三水平值表征负干扰；

所述水平值确定原则包括：

若干扰量与脱靶量的关系曲线存在极值点，则将关系曲线中正向干扰量极大值对应的干扰偏差确定为第一水平值，将关系曲线中负向干扰量极大值对应的干扰偏差确定为第三水平值；

根据各个干扰量对应的干扰偏差的叠加确定第一干扰因素的水平值；所述第一干扰因素为包括至少两个干扰量的干扰因素。

优选地，所述干扰因素为四个，分别为结构干扰、气动干扰、姿态角干扰和风干扰。

优选地，所述结构干扰的干扰量包括质量、密度和转动惯量，所述气动干扰的干扰量包括轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数，所述姿态角干扰的干扰量包括姿态角，所述风干扰的干扰量包括正逆风和侧风；

所述处理模块83确定出的各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系包括：

所述结构干扰的第一水平值对应的干扰量为：质量为m+0.5kg，密度为ρ(1+4％)，转动惯量为J(1+10％)；其中m为无干扰状态对应的质量，ρ为无干扰状态对应的密度，J为无干扰状态对应的转动惯量；

所述结构干扰的第二水平值对应的干扰量为：质量为m，密度为ρ，转动惯量为J；

所述结构干扰的第三水平值对应的干扰量为：质量为m-0.5kg，密度为ρ(1-4％)，转动惯量为J(1-10％)；

所述气动干扰的第一水平值对应的干扰量为：轴向力系数为15％n*s/kg，法向力系数为5％n*s/kg，俯仰力矩系数为-10％n*s/kg；

所述气动干扰的第二水平值对应的干扰量为：轴向力系数为0n*s/kg，法向力系数为0n*s/kg，俯仰力矩系数为0n*s/kg；

所述气动干扰的第三水平值对应的干扰量为：轴向力系数为-5％n*s/kg，法向力系数为-13％n*s/kg，俯仰力矩系数为9％n*s/kg；

所述姿态角干扰的第一水平值对应的干扰量为：姿态角为0.6°；

所述姿态角干扰的第二水平值对应的干扰量为：姿态角为0°；

所述姿态角干扰的第三水平值对应的干扰量为：姿态角为-0.2°；

所述风干扰的第一水平值对应的干扰量为：正逆风为7m/s，侧风为-2m/s；

所述风干扰的第二水平值对应的干扰量为：正逆风为0m/s，侧风为0m/s；

所述风干扰的第三水平值对应的干扰量为：正逆风为-7m/s，侧风为2m/s。

优选地，该装置还包括生成模块，所述生成模块用于：

将所述测试的结果数据和所述干扰组合方案生成方案验证数据表，并根据所述试验验证数据表确定各个干扰因素对脱靶量的影响程度。

优选地，所述生成模块用于：

将各个干扰因素的各个水平值对应的脱靶量取均值，得到各个干扰因素的各个水平值对应的脱靶量均值；

将各个干扰因素对应的脱靶量均值中的最大值和最小值相减，得到各个干扰因素对应的极差；各个干扰因素对应的极差用于表征各个干扰因素对脱靶量的影响程度。

本发明实施例根据弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系，根据正交分析表和各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系，确定干扰组合方案，并根据干扰组合方案对制导控制系统进行测试。本发明实施例采用正交分析的方法设计抗干扰测试方案，利用导弹制导控制系统数学模型分析各个干扰因素对脱靶量的具体影响，根据分析的结果合理设置各个干扰因素的水平值，以较少的干扰组合方案反映出更加全面的测试信息，能够减少导弹制导控制系统的测试时间，节约经费，并准确反映出导弹制导控制系统的真实抗干扰能力，便于武器装备的定型和验收。

图9是本发明一实施例提供的终端设备的示意图。如图9所示，该实施例的终端设备9包括：处理器90、存储器91以及存储在所述存储器91中并可在所述处理器90上运行的计算机程序92，例如程序。所述处理器90执行所述计算机程序92时实现上述各个方法实施例中的步骤，例如图1所示的步骤101至104。或者，所述处理器90执行所述计算机程序92时实现上述各装置实施例中各模块/单元的功能，例如图8所示模块81至84的功能。

示例性的，所述计算机程序92可以被分割成一个或多个模块/单元，所述一个或者多个模块/单元被存储在所述存储器91中，并由所述处理器90执行，以完成本发明。所述一个或多个模块/单元可以是能够完成特定功能的一系列计算机程序指令段，该指令段用于描述所述计算机程序92在所述终端设备9中的执行过程。例如，所述计算机程序92可以被分割成构建模块、获取模块、处理模块和测试模块，各模块具体功能如下：

构建模块，用于建立导弹制导控制系统的弹道仿真模型；

获取模块，用于获取所述制导控制系统的水平值确定原则和至少一个干扰因素；

处理模块，用于根据所述弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和所述水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系；

测试模块，用于根据各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系和正交分析表，确定干扰组合方案，并根据所述干扰组合方案对所述制导控制系统进行测试。

所述终端设备9可以是桌上型计算机、笔记本、掌上电脑及云端服务器等计算设备。所述终端设备可包括，但不仅限于，处理器90、存储器91。本领域技术人员可以理解，图9仅仅是终端设备9的示例，并不构成对终端设备9的限定，可以包括比图示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件，例如所述终端设备还可以包括输入输出设备、网络接入设备、总线、显示器等。

所称处理器90可以是中央处理单元(Central Processing Unit，CPU)，还可以是其他通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，ASIC)、现成可编程门阵列(Field-Programmable Gate Array，FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件等。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。

所述存储器91可以是所述终端设备9的内部存储单元，例如终端设备9的硬盘或内存。所述存储器91也可以是所述终端设备9的外部存储设备，例如所述终端设备9上配备的插接式硬盘，智能存储卡(Smart Media Card，SMC)，安全数字(Secure Digital，SD)卡，闪存卡(Flash Card)等。进一步地，所述存储器91还可以既包括所述终端设备9的内部存储单元也包括外部存储设备。所述存储器91用于存储所述计算机程序以及所述终端设备所需的其他程序和数据。所述存储器91还可以用于暂时地存储已经输出或者将要输出的数据。

所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为了描述的方便和简洁，仅以上述各功能单元、模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上述功能分配由不同的功能单元、模块完成，即将所述装置的内部结构划分成不同的功能单元或模块，以完成以上描述的全部或者部分功能。实施例中的各功能单元、模块可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中，上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。另外，各功能单元、模块的具体名称也只是为了便于相互区分，并不用于限制本申请的保护范围。上述系统中单元、模块的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。

在上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述或记载的部分，可以参见其它实施例的相关描述。

本领域普通技术人员可以意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、或者计算机软件和电子硬件的结合来实现。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。

在本发明所提供的实施例中，应该理解到，所揭露的装置/终端设备和方法，可以通过其它的方式实现。例如，以上所描述的装置/终端设备实施例仅仅是示意性的，例如，所述模块或单元的划分，仅仅为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通讯连接可以是通过一些接口，装置或单元的间接耦合或通讯连接，可以是电性，机械或其它的形式。

所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。

另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。

所述集成的模块/单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明实现上述实施例方法中的全部或部分流程，也可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的计算机程序可存储于一计算机可读存储介质中，该计算机程序在被处理器执行时，可实现上述各个方法实施例的步骤。其中，所述计算机程序包括计算机程序代码，所述计算机程序代码可以为源代码形式、对象代码形式、可执行文件或某些中间形式等。所述计算机可读介质可以包括：能够携带所述计算机程序代码的任何实体或装置、记录介质、U盘、移动硬盘、磁碟、光盘、计算机存储器、只读存储器(Read-Only Memory，ROM)、随机存取存储器(RandomAccess Memory，RAM)、电载波信号、电信信号以及软件分发介质等。需要说明的是，所述计算机可读介质包含的内容可以根据司法管辖区内立法和专利实践的要求进行适当的增减，例如在某些司法管辖区，根据立法和专利实践，计算机可读介质不包括是电载波信号和电信信号。

以上所述实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种导弹制导控制系统抗干扰测试方法，其特征在于，包括：

建立导弹制导控制系统的弹道仿真模型；

获取所述制导控制系统的水平值确定原则和至少一个干扰因素；

根据所述弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和所述水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系；

根据各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系和正交分析表，确定干扰组合方案，并根据所述干扰组合方案对所述制导控制系统进行测试。

2.如权利要求1所述的导弹制导控制系统抗干扰测试方法，其特征在于，所述水平值包括第一水平值、第二水平值和第三水平值，其中第一水平值表征正干扰，第二水平值表征无干扰，第三水平值表征负干扰；

所述水平值确定原则包括：

若干扰量与脱靶量的关系曲线存在极值点，则将关系曲线中正向干扰量极大值对应的干扰偏差确定为第一水平值，将关系曲线中负向干扰量极大值对应的干扰偏差确定为第三水平值；

根据各个干扰量对应的干扰偏差的叠加确定第一干扰因素的水平值；所述第一干扰因素为包括至少两个干扰量的干扰因素。

3.如权利要求2所述的导弹制导控制系统抗干扰测试方法，其特征在于，所述干扰因素为四个，分别为结构干扰、气动干扰、姿态角干扰和风干扰。

4.如权利要求3所述的导弹制导控制系统抗干扰测试方法，其特征在于，所述结构干扰的干扰量包括质量、密度和转动惯量，所述气动干扰的干扰量包括轴向力系数、法向力系数和俯仰力矩系数，所述姿态角干扰的干扰量包括姿态角，所述风干扰的干扰量包括正逆风和侧风；

确定出的各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系包括：

所述结构干扰的第一水平值对应的干扰量为：质量为m+0.5kg，密度为ρ(1+4％)，转动惯量为J(1+10％)；其中m为无干扰状态对应的质量，ρ为无干扰状态对应的密度，J为无干扰状态对应的转动惯量；

所述结构干扰的第二水平值对应的干扰量为：质量为m，密度为ρ，转动惯量为J；

所述结构干扰的第三水平值对应的干扰量为：质量为m-0.5kg，密度为ρ(1-4％)，转动惯量为J(1-10％)；

所述气动干扰的第一水平值对应的干扰量为：轴向力系数为15％n*s/kg，法向力系数为5％n*s/kg，俯仰力矩系数为-10％n*s/kg；

所述气动干扰的第二水平值对应的干扰量为：轴向力系数为0n*s/kg，法向力系数为0n*s/kg，俯仰力矩系数为0n*s/kg；

所述气动干扰的第三水平值对应的干扰量为：轴向力系数为-5％n*s/kg，法向力系数为-13％n*s/kg，俯仰力矩系数为9％n*s/kg；

所述姿态角干扰的第一水平值对应的干扰量为：姿态角为0.6°；

所述姿态角干扰的第二水平值对应的干扰量为：姿态角为0°；

所述姿态角干扰的第三水平值对应的干扰量为：姿态角为-0.2°；

所述风干扰的第一水平值对应的干扰量为：正逆风为7m/s，侧风为-2m/s；

所述风干扰的第二水平值对应的干扰量为：正逆风为0m/s，侧风为0m/s；

所述风干扰的第三水平值对应的干扰量为：正逆风为-7m/s，侧风为2m/s。

5.如权利要求1至4任一项所述的导弹制导控制系统抗干扰测试方法，其特征在于，在所述根据所述干扰组合方案对所述制导控制系统进行测试之后，还包括：

将所述测试的结果数据和所述干扰组合方案生成方案验证数据表，并根据所述方案验证数据表确定各个干扰因素对脱靶量的影响程度。

6.如权利要求5所述的导弹制导控制系统抗干扰测试方法，其特征在于，所述根据所述方案验证数据表确定各个干扰因素对脱靶量的影响程度包括：

将各个干扰因素的各个水平值对应的脱靶量取均值，得到各个干扰因素的各个水平值对应的脱靶量均值；

将各个干扰因素对应的脱靶量均值中的最大值和最小值相减，得到各个干扰因素对应的极差；各个干扰因素对应的极差用于表征各个干扰因素对脱靶量的影响程度。

7.一种导弹制导控制系统抗干扰测试装置，其特征在于，包括：

构建模块，用于建立导弹制导控制系统的弹道仿真模型；

获取模块，用于获取所述制导控制系统的至少一个干扰因素和水平值确定原则；

处理模块，用于根据所述弹道仿真模型对各个干扰因素进行仿真，并根据各个干扰因素的仿真结果和所述水平值确定原则，确定各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系；

测试模块，用于根据正交分析表和各个干扰因素的水平值与干扰量的对应关系，确定干扰组合方案，并根据所述干扰组合方案对所述制导控制系统进行测试。

8.如权利要求7所述的导弹制导控制系统抗干扰测试装置，其特征在于，所述水平值包括第一水平值、第二水平值和第三水平值，其中第一水平值表征正干扰，第二水平值表征无干扰，第三水平值表征负干扰；

所述水平值确定原则包括：

若干扰量与脱靶量的关系曲线存在极值点，则将关系曲线中正向干扰量极大值对应的干扰偏差确定为第一水平值，将关系曲线中负向干扰量极大值对应的干扰偏差确定为第三水平值；

根据各个干扰量对应的干扰偏差的叠加确定第一干扰因素的水平值；所述第一干扰因素为包括至少两个干扰量的干扰因素。

9.一种终端设备，包括存储器、处理器以及存储在所述存储器中并可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求1至6任一项所述的导弹制导控制系统抗干扰测试方法的步骤。

10.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1至6任一项所述的导弹制导控制系统抗干扰测试方法的步骤。

Images