CN109359408A - 一种空面导弹控制全流程仿真系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空面导弹控制全流程仿真系统，涉及弹道导弹仿真技术领域。本发明的空面导弹控制全流程仿真系统，包括载机模拟器，高速实时仿真计算机，弹载计算机、综合控制器、舵机和电源。各部分之间通过CAN总线及1553B总线建立通讯网络，载机模拟器模拟真实载机，控制发射流程，发送载机导航信息，监控飞行数据；高速实时仿真计算机模拟空面导弹惯组，给出空面导弹导航信息；弹载计算机利用载机导航信息和空面导弹导航信息完成导航制导规律闭环解算。本发明实现空面导弹全工作流程、全逻辑链、全数据流、全算法域的完整验证。本发明还公开了一种空面导弹控制全流程仿真方法，轨迹生成更加贴近飞行过程，仿真试验可信度更高。

Description

一种空面导弹控制全流程仿真系统及方法

技术领域

本发明涉及弹道导弹仿真技术领域，具体是涉及一种空面导弹控制全流程仿真系统及方法。

背景技术

区别于从地面静止状态发射的弹道导弹，空面导弹在载机带飞阶段，利用载机惯组信息和导弹惯组信息进行动基座对准和过渡段导航计算，根据对准和导航计算结果进行是否对准好、是否满足离梁条件和是否允许点火等时序和逻辑的判断；收到载机离梁0s后实施交班程序，根据当前发射点位置和目标点位置信息建立发射坐标系，完成弹道在线规划，最终通过制导规律命中目标。

在空面导弹的控制系统研制过程中，通常开展两类试验，通过电气系统综合测试对系统电气接口进行功能性和匹配性测试；通过半实物仿真试验对导航、制导与控制算法的正确性和鲁棒性进行考核，半实物仿真试验又以离梁信号为界，分别验证动基座对准算法和自主飞行制导稳定算法设计的正确性。上述试验的独立开展，割裂了控制系统电气与算法的整体性，割裂了空面导弹带飞与自主飞两个阶段的完整性，造成了试验项目多，灵活性差，真实度低等诸多问题。

发明内容

本发明的目的是为了克服上述背景技术的不足，提供一种空面导弹控制全流程仿真系统及方法，实现空面导弹控制全系统、全发射流程的完整验证，具有逼近真实，配置灵活的优点。

本发明提供一种空面导弹控制全流程仿真系统，包括载机模拟器、高速实时仿真计算机、弹载计算机、综合控制器、舵机和电源，其中：

所述载机模拟器用于：模拟生成空面导弹带飞阶段的载机导航信息，模拟生成控制指令，作为1553B总线的BC节点，连接1553B总线；

所述高速实时仿真计算机用于：模拟生成空面导弹带飞和自主飞两个阶段的导航信息；通过CAN总线接收舵机反馈的角度实际偏转量，代入运动学六自由度模型解算，计算出空面导弹位置、速度、姿态的脉冲数信息，并通过CAN总线送出；

所述综合控制器用于：接收所有1553B总线消息和CAN总线消息，完成1553B总线消息和CAN总线消息的转换，控制消息流向；

所述弹载计算机用于：通过综合控制器接收载机模拟器发送的载机导航信息，自CAN总线接收高速实时仿真计算机发送的空面导弹导航信息，进行空面导弹导航和对准计算；通过CAN总线接收高速实时仿真计算机送出的脉冲数信息，进行导航、制导、稳定理论计算，通过CAN总线送出舵机控制信息；

所述舵机用于：通过CAN总线送出角度实际偏转量，通过CAN总线接收弹载计算机送出的舵机控制信息。

在上述方案的基础上，所述载机模拟器模拟生成空面导弹带飞阶段的载机导航信息的方式包括：由轨迹发生器生成或回放历史带飞数据生成。

在上述方案的基础上，所述高速实时仿真计算机还用于：当载机模拟器回放载机历史带飞数据时，同步回放空面导弹历史带飞数据。

在上述方案的基础上，所述综合控制器通过1553B接口接收载机模拟器命令并进行指令回应，其中所有更新子地址数据操作均通过矢量字方式发送。

在上述方案的基础上，所述综合控制器与弹载计算机通过CAN总线进行通讯，执行开关量状态检查、开关量输出控制、配电、时序输出、机构转换控制输出、对时。

本发明还公开了一种采用所述的空面导弹控制全流程仿真系统进行空面导弹控制全流程仿真的方法，包括以下步骤：

启动载机模拟器，启动高速实时仿真计算机，载机模拟器发出弹上系统加电指令；

载机模拟器生成并装订任务数据，模拟生成空面导弹带飞阶段的载机导航信息；

载机模拟器将载机导航信息发送至1553B总线，高速实时仿真计算机将空面导弹导航信息发送至CAN总线，载机模拟器与高速实时仿真计算机之间通过软件协议进行握手对时；

通过载机模拟器启动对准流程，弹载计算机自综合控制器接收载机模拟器发送的导航信息，自CAN总线接收高速实时仿真计算机发送的空面导弹导航信息，进行空面导弹导航和对准计算，反馈对准结果；

对准成功时，弹载计算机进入等待投放允许指令状态；载机模拟器发出投放允许指令，进入等待用户操作指令状态，收到用户操作指令时，载机模拟器发出离梁0s信号；

高速实时仿真计算机接收到离梁0s信号，将空面导弹导航信息由带飞阶段切换至自主飞阶段；并自CAN总线接收舵机偏转信号，代入运动学六自由度模型解算，计算出空面导弹位置、速度、姿态信息的脉冲数信息，并通过CAN总线送出；

弹载计算机接收到离梁0s信号，通过CAN总线接收高速实时仿真计算机送出的脉冲数信息，根据当前发射点位置和目标点位置信息建立发射坐标系，进行导航、制导、稳定理论计算，完成弹道在线规划；并根据制导和控制规律，计算舵机偏转量，通过CAN总线送出舵机控制信息；

舵机接收舵机控制信息，反馈实际偏转量；

弹载计算机计算空面导弹位置、速度、姿态是否满足点火条件，满足点火条件时发出发动机点火指令，否则执行安全控制动作。

在上述方案的基础上，还包括以下步骤：发动机点火后，弹载计算机、舵机、高速实时仿真计算机依次交换输入输出，载机模拟器监控、存储过程数据，直至空面导弹落地。

在上述方案的基础上，所述载机模拟器模拟生成空面导弹带飞阶段的载机导航信息的方式包括：由轨迹发生器生成或回放历史带飞数据生成。

在上述方案的基础上，当载机模拟器回放载机历史带飞数据时，所述高速实时仿真计算机同步回放空面导弹历史带飞数据。

在上述方案的基础上，所述综合控制器与弹载计算机通过CAN总线进行通讯，执行开关量状态检查、开关量输出控制、配电、时序输出、机构转换控制输出、对时。

与现有技术相比，本发明的优点如下：

(1)本发明的仿真系统包括载机模拟器，高速实时仿真计算机，弹载计算机、综合控制器、舵机和电源。各部分之间通过CAN总线及1553B总线建立通讯网络，载机模拟器模拟真实载机，控制发射流程，发送载机导航信息，监控飞行数据；高速实时仿真计算机模拟空面导弹惯组，给出空面导弹导航信息；弹载计算机利用载机导航信息和空面导弹导航信息完成导航制导规律闭环解算。该仿真系统针对空面导弹特点，将控制系统中的电气综合测试、带飞段动基座对准算法试验和制导稳定算法半实物仿真相结合，实现空面导弹全工作流程、全逻辑链、全数据流、全算法域的完整验证，对减少空面导弹飞行试验风险具有重要意义。

(2)通过载机模拟器和总线通讯完整再现真实载机与空面导弹系统，轨迹生成更加贴近飞行过程，仿真试验可信度更高。

(3)载机模拟器生成带飞阶段载机数据时，可灵活选择数据回放模式或轨迹生成模式，充分满足不同试验任务需求。

(4)投放后载机导航信息模拟不停止，空面导弹导航脉冲数平滑切换，可以有效解决空面导弹研制中尤为关注的投放安全性问题。

附图说明

图1是本发明实施例的一种空面导弹控制全流程仿真系统原理框图；

图2是本发明实施例的载机模拟器指令数据流程图；

图3是本发明实施例的带飞阶段载机数据选择模型图。

图中，1-载机模拟器，2-高速实时仿真计算机，3-综合控制器，4-弹载计算机，5-舵机，6-电源。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步的详细描述。

实施例1：

参见图1所示，本发明实施例提供了一种空面导弹控制全流程仿真系统，包括载机模拟器1，高速实时仿真计算机2，综合控制器3，弹载计算机4，舵机5，电源6。

所述载机模拟器1模拟空面导弹带飞阶段，载机导航信息和指令的生成，并作为1553B总线的BC节点，连接1553B总线；

高速实时仿真计算机2模拟空面导弹带飞和自主飞两个阶段的导航信息，通过CAN总线接收舵机5角度反馈和送出脉冲数；

综合控制器3接收所有1553B总线消息和CAN总线消息，完成两种协议消息的转换，控制消息流向，弹载计算机4通过CAN总线接收脉冲数信息，完成导航、制导、稳定理论计算后，通过CAN总线送出舵机控制信息；

舵机5通过CAN总线接收角度偏转指令，角度实际偏转量通过CAN总线送出；

电源6根据载机模拟器1指令，向综合控制器3、弹载计算机4和舵机5供电。

为了使轨迹生成更加贴近飞行过程，仿真试验可信度更高。作为优选的实施方式，载机模拟器1生成载机导航信息的方式有两种，一种是通过轨迹发生器计算得到，一种是回放历史带飞数据。除生成载机导航信息外，载机模拟器还需模拟发射控制流程，实现“飞行员-载机-空面导弹”间指令传递与反馈。与真实载机一致，载机模拟器数据传输采用1553B总线协议。为了充分满足不同试验任务需求，作为优选的实施方式，高速实时仿真计算机2采用Matlab/Simulink及HiGale仿真软件，根据空面导弹的运动规律，搭建六自由度动力学模型，实时计算出表征位置、姿态的脉冲数信息。脉冲数信息通过CAN通讯板卡的CAN1接口发送至弹上电缆网，同时通过CAN2接口接收弹上电缆网的舵机反馈量。当载机模拟器1回放载机历史带飞数据时，高速实时仿真计算机2亦同步回放空面导弹历史带飞数据。载机模拟器生成带飞阶段载机数据时，可灵活选择数据回放模式或轨迹生成模式，充分满足不同试验任务需求。

为了提高综合控制器3与载机模拟器1之间的通讯效率，作为优选的实施方式，综合控制器3与载机模拟器1提供的互为余度的两个1553B通道MuxA、MuxB进行通讯，通过1553B接口接收载机模拟器命令并进行指令回应，其中所有更新子地址数据操作均通过矢量字方式发送；与弹载计算机4通过弹上CAN总线进行通讯，具备开关量状态检查、开关量输出控制、配电、时序输出、机构转换控制输出、对时等功能。综合控制器3是电气测试及发射控制功能的基础，也是数据和指令按不同总线协议上下行的交通枢纽。

为了提高弹载计算机4的工作效率，作为优选的实施方式，弹载计算机4通过CAN2接口接收高速实时仿真计算机发送的表征位置、姿态的脉冲数信息，实时解算弹体的姿态和位置，依据导航、制导、姿态控制算法实时解算舵机控制信号，由CAN1接口送出，并依据飞行状态发出各种时序命令，精确控制空面导弹稳定飞行。

舵机5内设置两个CAN接口，在接收到离梁0s信号前执行锁紧状态，接收到离梁0s信号后，自CAN1接口接收舵机偏转控制信号，并将舵机实际偏转量通过反馈CAN2接口反馈至CAN总线。

电源6为一个1553B的RT节点，根据载机模拟器1通过1553B总线发送的指令，完成综合控制器3、弹载计算机4和舵机5的供电；响应转电指令，将空面导弹由载机供电切换为弹上供电。

实施例2：

在实施例1的基础上，参见图2所示，本发明提供一种空面导弹控制全流程仿真方法，包括以下步骤：

步骤1，启动载机模拟器1，启动高速实时仿真计算机2，电源6加电，载机模拟器1发出弹上系统加电指令，空面导弹弹上系统上电自检，反馈悬挂物描述信息、自检结果；

步骤2，载机模拟器1生成并装订任务数据，选择带飞段载机及空面导弹导航信息产生方式：由轨迹发生器生成或回放历史带飞数据，弹载计算机4反馈任务装订结果，参考附图3；

步骤3，载机模拟器1将载机导航信息发送至1553B总线，同时，高速实时仿真计算机2将空面导弹导航信息发送至CAN总线，载机模拟器1与高速实时仿真计算机2之间通过软件协议进行握手对时；

步骤4，通过载机模拟器1人机界面，按下对准键，启动对准流程，弹载计算机4自综合控制器3接收载机模拟器1发送的导航信息，自CAN总线接收高速实时仿真计算机2发送的空面导弹导航信息，进行空面导弹导航和对准计算，反馈对准结果；

步骤5，弹载计算机4进入等待投放允许指令状态，载机模拟器1发出投放允许指令，全流程仿真系统进入等待“Pickle”指令状态；

步骤6，通过载机模拟器1人机界面，按下“Pickle”键，载机模拟器1发出离梁0s信号；

作为优选的实施方式，投放后载机导航信息模拟不停止，空面导弹导航脉冲数平滑切换，可以有效模拟空面导弹研制中尤为关注的投放安全性问题。

步骤7，高速实时仿真计算机2接收到离梁0s信号，将空面导弹导航信息由带飞阶段切换至自主飞阶段；自CAN总线接收舵机5偏转信号，代入运动学六自由度模型解算，向CAN总线发送空面导弹位置、速度、姿态信息；弹载计算机4接收到离梁0s信号，根据当前发射点位置和目标点位置信息建立发射坐标系，完成弹道在线规划；根据制导和控制规律，计算舵机5偏转量，通过CAN总线送出；舵机5接收控制信号，反馈实际偏转量；

步骤8，弹载计算机4在限定时间内，计算空面导弹位置、速度、姿态是否满足点火条件，若是，则发出发动机点火指令，若否，则执行安全控制动作；

步骤9，弹载计算机4、舵机5、高速实时仿真计算机2依次交换输入输出，载机模拟器1监控、存储过程数据，直至空面导弹落地，实现全流程仿真闭环。

本发明实施例的方法通过CAN总线及1553B总线，实现空面导弹控制全流程仿真系统各部分之间通讯网络的建立，载机模拟器模拟真实载机，控制发射流程，发送载机导航信息，监控飞行数据；高速实时仿真计算机模拟空面导弹惯组，给出空面导弹导航信息；弹载计算机利用载机导航信息和空面导弹导航信息完成舵机偏转量计算，通过CAN总线送出；舵机接收控制信号，反馈实际偏转量。该仿真方法针对空面导弹特点，将控制系统中的电气综合测试、带飞段动基座对准算法试验和制导稳定算法半实物仿真相结合，实现空面导弹全工作流程、全逻辑链、全数据流、全算法域的完整验证，对减少空面导弹飞行试验风险具有重要意义。

本领域的技术人员可以对本发明实施例进行各种修改和变型，倘若这些修改和变型在本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则这些修改和变型也在本发明的保护范围之内。说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知的现有技术。

Claims (10)

1.一种空面导弹控制全流程仿真系统，其特征在于：包括载机模拟器、高速实时仿真计算机、弹载计算机、综合控制器、舵机和电源，其中：

所述载机模拟器用于：模拟生成空面导弹带飞阶段的载机导航信息，模拟生成控制指令，作为1553B总线的BC节点，连接1553B总线；

所述高速实时仿真计算机用于：模拟生成空面导弹带飞和自主飞两个阶段的导航信息；通过CAN总线接收舵机反馈的角度实际偏转量，代入运动学六自由度模型解算，计算出空面导弹位置、速度、姿态的脉冲数信息，并通过CAN总线送出；

所述综合控制器用于：接收所有1553B总线消息和CAN总线消息，完成1553B总线消息和CAN总线消息的转换，控制消息流向；

所述弹载计算机用于：通过综合控制器接收载机模拟器发送的载机导航信息，自CAN总线接收高速实时仿真计算机发送的空面导弹导航信息，进行空面导弹导航和对准计算；通过CAN总线接收高速实时仿真计算机送出的脉冲数信息，进行导航、制导、稳定理论计算，通过CAN总线送出舵机控制信息；

所述舵机用于：通过CAN总线送出角度实际偏转量，通过CAN总线接收弹载计算机送出的舵机控制信息。

2.如权利要求1所述的系统，其特征在于：所述载机模拟器模拟生成空面导弹带飞阶段的载机导航信息的方式包括：由轨迹发生器生成或回放历史带飞数据生成。

3.如权利要求1所述的系统，其特征在于：所述高速实时仿真计算机还用于：当载机模拟器回放载机历史带飞数据时，同步回放空面导弹历史带飞数据。

4.如权利要求1所述的系统，其特征在于：所述综合控制器通过1553B接口接收载机模拟器命令并进行指令回应，其中所有更新子地址数据操作均通过矢量字方式发送。

5.如权利要求1所述的系统，其特征在于：所述综合控制器与弹载计算机通过CAN总线进行通讯，执行开关量状态检查、开关量输出控制、配电、时序输出、机构转换控制输出、对时。

6.一种采用如权利要求1～5任意一项所述的空面导弹控制全流程仿真系统进行空面导弹控制全流程仿真的方法，其特征在于，包括以下步骤：

启动载机模拟器，启动高速实时仿真计算机，载机模拟器发出弹上系统加电指令；

载机模拟器生成并装订任务数据，模拟生成空面导弹带飞阶段的载机导航信息；

载机模拟器将载机导航信息发送至1553B总线，高速实时仿真计算机将空面导弹导航信息发送至CAN总线，载机模拟器与高速实时仿真计算机之间通过软件协议进行握手对时；

通过载机模拟器启动对准流程，弹载计算机自综合控制器接收载机模拟器发送的导航信息，自CAN总线接收高速实时仿真计算机发送的空面导弹导航信息，进行空面导弹导航和对准计算，反馈对准结果；

对准成功时，弹载计算机进入等待投放允许指令状态；载机模拟器发出投放允许指令，进入等待用户操作指令状态，收到用户操作指令时，载机模拟器发出离梁0s信号；

高速实时仿真计算机接收到离梁0s信号，将空面导弹导航信息由带飞阶段切换至自主飞阶段；并自CAN总线接收舵机偏转信号，代入运动学六自由度模型解算，计算出空面导弹位置、速度、姿态信息的脉冲数信息，并通过CAN总线送出；

弹载计算机接收到离梁0s信号，通过CAN总线接收高速实时仿真计算机送出的脉冲数信息，根据当前发射点位置和目标点位置信息建立发射坐标系，进行导航、制导、稳定理论计算，完成弹道在线规划；并根据制导和控制规律，计算舵机偏转量，通过CAN总线送出舵机控制信息；

舵机接收舵机控制信息，反馈实际偏转量；

弹载计算机计算空面导弹位置、速度、姿态是否满足点火条件，满足点火条件时发出发动机点火指令，否则执行安全控制动作。

7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，还包括以下步骤：发动机点火后，弹载计算机、舵机、高速实时仿真计算机依次交换输入输出，载机模拟器监控、存储过程数据，直至空面导弹落地。

8.如权利要求6所述的方法，其特征在于：所述载机模拟器模拟生成空面导弹带飞阶段的载机导航信息的方式包括：由轨迹发生器生成或回放历史带飞数据生成。

9.如权利要求6所述的方法，其特征在于：当载机模拟器回放载机历史带飞数据时，所述高速实时仿真计算机同步回放空面导弹历史带飞数据。

10.如权利要求6所述的方法，其特征在于：所述综合控制器与弹载计算机通过CAN总线进行通讯，执行开关量状态检查、开关量输出控制、配电、时序输出、机构转换控制输出、对时。