CN111473699A

CN111473699A - 导弹滚转驾驶仪仿真方法和工装

Info

Publication number: CN111473699A
Application number: CN202010442821.6A
Authority: CN
Inventors: 朱伯立
Original assignee: Beijing Zhenhua Lingchuang Technology Co ltd
Current assignee: Beijing Zhenhua Lingchuang Technology Co ltd
Priority date: 2020-05-22
Filing date: 2020-05-22
Publication date: 2020-07-31
Anticipated expiration: 2040-05-22
Also published as: CN111473699B

Abstract

本申请涉及一种导弹滚转驾驶仪仿真工装，包括支撑平台、用于为被测导弹提供驱动力矩的力矩电机、用于为被测导弹提供滚转力矩的磁粉离合器、扭矩测试仪和控制箱；支撑平台上设置有用于固定被测导弹的固定架组件，以及用于支撑被测导弹滚转的滚转组件；固定架组件包括前固定架和后固定架，前固定架和后固定架位置相对设置，分别用于支撑被测导弹的头部和尾部；力矩电机固定安装在后固定架上；磁粉离合器固定安装在前固定架上；扭矩测试仪固定安装在支撑平台上并设置在磁粉离合器旁侧，用于检测被测导弹滚转过程中受到的滚转力矩；控制箱分别与力矩电机、磁粉离合器和扭矩测试仪电连接。其有效提高了仿真试验的精度。

Description

导弹滚转驾驶仪仿真方法和工装

技术领域

本公开涉及导弹模拟仿真技术领域，尤其涉及一种导弹滚转驾驶仪仿真方法和工装。

背景技术

导弹(或制导火箭弹)在飞行过程中包含三个方向的姿态运动，滚转运动是其中的一个。为了能够在地面准确地考核导弹滚转驾驶仪的控制性能，需要对导弹飞行过程中滚转方向的力矩进行高精度模拟，以满足导弹在半实物仿真中逼真度的要求。在相关技术中，通常会采用数字仿真法，在制导控制系统仿真中，滚转部分接入的数字模块，通过数学仿真对滚转驾驶仪操控导弹所产生的力矩进行计算。也就是说，通过动力学模型计算出导弹滚转运动参数。但是，滚转运动学特性取决于许多复杂因素，数学计算存在一定的误差，从而降低了制导控制系统半实物仿真的逼真度，影响了仿真试验的精度。

发明内容

有鉴于此，本公开提出了一种导弹滚转驾驶仪仿真工装，可以有效提高仿真试验的精度。

根据本公开的一方面，提供了一种导弹滚转驾驶仪仿真工装，包括支撑平台、用于为被测导弹提供驱动力矩的力矩电机、用于为所述被测导弹提供滚转力矩的磁粉离合器、扭矩测试仪和控制箱；

所述支撑平台上设置有用于固定所述被测导弹的固定架组件，以及用于支撑所述被测导弹滚转的滚转组件；

所述固定架组件包括前固定架和后固定架，所述前固定架和所述后固定架位置相对设置，分别用于支撑所述被测导弹的头部和尾部；

所述力矩电机固定安装在所述后固定架上；所述磁粉离合器固定安装在所述前固定架上；

所述扭矩测试仪固定安装在所述支撑平台上并设置在所述磁粉离合器旁侧，用于检测所述被测导弹滚转过程中受到的所述滚转力矩；

所述控制箱分别与所述力矩电机、所述磁粉离合器和所述扭矩测试仪电连接。

在一种可能的实现方式中，所述滚转组件包括导轨、滚轮和用于固定支撑所述滚轮的支撑架；

所述导轨平铺在所述支撑平台的台面上，且所述导轨上设置有两个以上能够沿所述导轨做往复运动的滑块；

所述支撑架竖直安装在所述滑块上，所述滚轮沿朝向所述被测导弹的方向，滚动安装在所述支撑架上。

在一种可能的实现方式中，所述导轨包括平行铺设的第一导轨和第二导轨；

所述第一导轨和所述第二导轨上均安装有两块滑块，每块所述滑块上均设置有所述支撑架。

在一种可能的实现方式中，所述导轨为滚珠直线导轨。

在一种可能的实现方式中，所述前固定架和所述后固定架均为环形架；

所述前固定架通过第一底座固定安装在所述支撑平台上，以使所述被测导弹的头部能够水平搭在所述前固定架的环内；

所述后固定架通过第二底座固定安装在所述支撑平台上，以使所述被测导弹的尾部能够水平置于所述后固定架的环内；

其中，所述磁粉离合器安装在所述前固定架中与所述被测导弹的头部位置相对的一侧；所述力矩电机安装在所述后固定架中与所述被测导弹的尾部位置相对的一侧。

根据本申请的另一方面，还提供了一种导弹滚转驾驶仪仿真方法，基于前面任一所述的导弹滚转驾驶仪仿真工装进行，包括：

获取导弹弹体在滚转过程中的当前滚转角和当前滚转角速度；

基于所述当前滚转角和所述当前滚转角速度，得到滚转控制力矩，并根据所述滚转控制力矩，确定当前控制所述导弹弹体滚转的驱动电流；

基于所述当前滚转角速度，得到当前控制所述导弹弹体滚转的阻尼电流；

将所述驱动电流传输至所述导弹滚转驾驶仪仿真工装中的力矩电机，由所述力矩电机根据接收到的所述驱动电流控制所述导弹弹体进行滚转通道控制力矩在所述导弹弹体飞行过程中的仿真；

将所述阻尼电流传输至所述导弹滚转驾驶仪仿真工装中的磁粉离合器，由所述磁粉离合器根据接收到的所述阻尼电流控制所述导弹弹体进行滚转通道阻尼力矩在所述导弹弹体飞行过程中的仿真。

在一种可能的实现方式中，基于所述当前滚转角和所述当前滚转角速度，得到滚转控制力矩，包括：

获取预先设定的来流速度，并根据所述当前滚转角和所述当前滚转角速度，得到所述导弹弹体的当前舵偏角；

根据所述当前舵偏角和所述来流速度，按照公式：

计算得到所述滚转控制力矩；

其中，M_x为所述滚转控制力矩，

为风洞试验拟合系数，V为弹体的来流速度。

在一种可能的实现方式中，根据所述滚转控制力矩，确定当前控制所述导弹弹体滚转的驱动电流时，根据公式：

计算得到所述驱动电流；

其中，

为滚转控制力矩-电流标定系数，b₁为拟合截距常数。

在一种可能的实现方式中，基于所述当前滚转角速度，得到当前控制所述导弹弹体滚转的阻尼电流时，根据公式：

计算得到所述阻尼电流；

其中，I_x为所述阻尼电流，

为磁粉离合器的滚转通道电流-角速度系数，b₄为拟合截距常数。

在一种可能的实现方式中，还包括：

获取所述导弹弹体在当前滚转过程中的滚转阻尼力矩，以及所述导弹弹体的姿态归零响应速度和控制精度；

根据所述滚转阻尼力矩，所述姿态归零响应速度和所述控制精度，判断所述导弹弹体的驾驶仪位置回路和阻尼回路参数的合理性。

本申请的导弹滚转驾驶仪仿真工装，通过搭建上述仿真测试平台，由支撑平台上的前固定架和后固定架分别支撑被测导弹的头部和尾部，并通过支撑平台上的滚转组件支撑被测导弹的弹体，同时由安装在后固定架上的力矩电机对被测导弹的尾部施加相应的驱动力矩，以驱动被测导弹在支撑平台上滚转。在被测导弹滚转的过程中，再通过安装在前固定架上的磁粉离合器对被测导弹施加与滚转方向反向的滚转力矩，从而使得被测导弹在前固定架、后固定架以及滚转组件所构成的实际飞行过程的模拟。同时，还利用扭矩测试仪对被测导弹在滚转时所受到的滚转力矩进行测试，从而为导弹滚转驾驶仪半实物仿真提供了准确的输出数值，最终实现了导弹滚转驾驶仪的全部仿真功能。

根据下面参考附图对示例性实施例的详细说明，本公开的其它特征及方面将变得清楚。

附图说明

包含在说明书中并且构成说明书的一部分的附图与说明书一起示出了本公开的示例性实施例、特征和方面，并且用于解释本公开的原理。

图1示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装的主体结构图；

图2示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装的俯视图；

图3示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装的前视图；

图4示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装中后固定架的前视图；

图5示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装中后固定架的左视图；

图6示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装中后固定架的右视图；

图7示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装中前固定架的前视图；

图8示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装中前固定架的右视图；

图9示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装中扭矩测试仪的连接示意图；

图10示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装的电气连接示意图；

图11示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真方法的流程图；

图12示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真方法的功能框图；

图13示出本公开实施例的导弹滚转驾驶仪仿真方法的原理框图；

图14示出本公开另一实施例的导弹滚转驾驶仪仿真方法的流程图。

具体实施方式

以下将参考附图详细说明本公开的各种示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。

其中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明或简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。

另外，为了更好的说明本公开，在下文的具体实施方式中给出了众多的具体细节。本领域技术人员应当理解，没有某些具体细节，本公开同样可以实施。在一些实例中，对于本领域技术人员熟知的方法、手段、元件和电路未作详细描述，以便于凸显本公开的主旨。

首先，需要说明的是，本申请的导弹滚转驾驶仪仿真工装的被测对象不仅仅局限于导弹，还可以为制导火箭弹等各种在飞行过程中会发生滚转运动的飞行体。为了简化描述，以下仅以被测对象为导弹作为示例进行说明。

图1、图2和图3分别示出了根据本公开一实施例的导弹滚转驾驶仪仿真工装100的主体结构图、俯视图和前视图。如图1至图3所示，该装置包括：支撑平台110、用于为被测导弹200提供驱动力矩的力矩电机120、用于为被测导弹200提供滚转力矩的磁粉离合器130、扭矩测试仪140和控制箱150。其中，支撑平台110可以设置为台式结构，通过设置固定脚将支撑平台110固定在地面上。并且，支撑平台110上设置有用于固定被测导弹200的固定架组件，以及用于支撑被测导弹200滚转的滚转组件。

参阅图1所示，固定架组件包括前固定架111和后固定架112。其中，前固定架111和后固定架112位置相对设置。如：前固定架111设置在支撑平台110 的左侧台面，后固定架112则对应设置在支撑平台110的右侧台面上。前固定架111和后固定架112分别对应支撑被测导弹200的头部和尾部。力矩电机120 则固定安装在后固定架112上，磁粉离合器130固定安装在前固定架111上。通过力矩电机120驱动被测导弹200转动，在被测导弹200滚转过程中由磁粉离合器130提供滚转力，从而通过力矩电机120和磁粉离合器130的共同作用使得被测导弹200在支撑平台110上滚转。

同时，扭矩测试仪140则固定安装在支撑平台110的台面上，并设置在磁粉离合器130的旁侧，用于检测被测导弹200在滚转过程中所受到的滚转力矩。其中，电气控制器则分别与力矩电机120、磁粉离合器130和扭矩测试仪140 电连接，用于对力矩电机120、磁粉离合器130和扭矩测试仪140提供电源。同时，还用于向力矩电机120和磁粉离合器130分别发送相应的控制指令，以控制力矩电机120和磁粉离合器130根据指令向被测导弹200施加相应的驱动力。

由此，本申请的导弹滚转驾驶仪仿真工装100，通过搭建上述仿真测试平台，由支撑平台110上的前固定架111和后固定架112分别支撑被测导弹200 的头部和尾部，并通过支撑平台110上的滚转组件支撑被测导弹200的弹体，同时由安装在后固定架112上的力矩电机120对被测导弹200的尾部施加相应的驱动力矩，以驱动被测导弹200在支撑平台110上滚转。在被测导弹200滚转的过程中，再通过安装在前固定架111上的磁粉离合器130对被测导弹200 施加与滚转方向反向的滚转力矩，从而使得被测导弹200在前固定架111、后固定架112以及滚转组件所构成的实际飞行过程的模拟。同时，还利用扭矩测试仪140对被测导弹200在滚转时所受到的滚转力矩进行测试，从而为导弹滚转驾驶仪半实物仿真提供了准确的输出数值，最终实现了导弹滚转驾驶仪的全部仿真功能。

相较于相关技术中直接采用数学仿真法的方式，本公开的导弹滚转驾驶仪仿真工装100，通过搭建上述仿真测试平台，对力矩电机120和磁粉离合器 130等电子器件进行组合控制，实现了导弹滚转驾驶仪的半实物模拟仿真，同时通过设置磁粉离合器130在导弹滚转过程中对导弹施加反向的阻尼力矩的方式，使得导弹滚转驾驶仪的半实物仿真更加符合导弹在实际飞行过程中的效果，有效提高了导弹滚转驾驶仪仿真的逼真度，从而使得扭矩测试仪140 所检测到的导弹滚转过程中的数据更加准确，这也就大大提高了仿真试验的精度。

其中，在滚转组件支撑被测导弹200的弹体进行滚转时，可以通过滚轮 115的滚动来实现对被测导弹200的滚转运动的支撑和配合。即，参阅图1，在一种可能的实现方式中，滚转组件包括导轨113、滚轮115和用于固定支撑滚轮115的支撑架114。导轨113平铺在支撑平台110的台面上，并且导轨113 上设置有两个以上能够沿导轨113做往复运动的滑块。此处，需要指出的是，滑块在导轨113上的安装方式可以采用本领域的常规技术手段来实现，因此此处不再赘述。

用于固定支撑滚轮115的支撑架114与滑块的个数相一致，且一一对应。即，每一个滑块上均设置有支撑架114。该支撑架114竖直安装在滑块上。并且，支撑架114朝向被测导弹200的方向安装有滚轮115。该滚轮115的滚动方向与被测导弹200的滚转运动中的滚动方向相一致。

其中，导轨113可以采用滚珠直线导轨113来实现。并且该导轨113可以铺设两条，分别为第一导轨113和第二导轨113。第一导轨113和第二导轨113 平行铺设在支撑平台110的台面上。每条导轨113上均可以设置两个滑块。每个滑块对应均固定有支撑架114，支撑架114上装配有可以360°滚动的滚轮 115。由此，在进行被测导弹200的安装时，可以通过来回移动导轨113上的滑块来实现滚轮115对被测导弹200的支撑，防止了被测导弹200在安装过程中出现跌落的情况，降低了被测导弹200的安装难度。同时，还通过设置两条导轨113，每条导轨113上均配置两块滑块，这就使得四个滚轮115能够呈矩形结构布置，从而在被测导弹200滚转过程中，通过四个滚轮115分列在被测导弹200的两侧，并对被测导弹200的弹体均提供相应的支撑作用，保证了被测导弹200在滚转过程中的稳定，这也就满足了被测导弹200滚转运动的要求。

进一步的，在本公开的导弹滚转驾驶仪仿真工装100中，用于支撑被测导弹200的头部和尾部的前固定架111和后固定架112均可以采用环形架的结构来实现。

参阅图1、图3至图7所示，前固定架111通过第一底座111a固定安装在支撑平台110上，从而使得被测导弹200的头部能够搭在前固定架111的环内，与前固定架111相连。后固定架112则通过第二底座112a固定安装在支撑平台 110上，使得被测导弹200的尾部能够搭在后固定架112的环内，与后固定架 112相连。此处，需要指出的是，前固定架111和后固定架112的高度相同，并且前固定架111的内环与后固定架112的内环同轴且同圆设置，从而使得被测导弹200的头部和尾部分别安装到前固定架111和后固定架112上后，能够使得被测导弹200保持水平状态。

其中，磁粉离合器130则安装在前固定架111中与被测导弹200的头部位置相对的一侧，力矩电机120安装在后固定架112中与被测导弹200的尾部位置相对的一侧。

更加具体的，在将力矩电机120安装在后固定架112上，为被测导弹200 的尾部提供驱动力矩，从而控制被测导弹200滚转时，力矩电机120与后固定架112的安装方式可以通过以下方式来实现。

参阅图4至图6，力矩电机120的定子外壳可以通过法兰连接的方式与后固定架112的环架112b固定连接。其中，后固定架112的内环设置有用于连接被测导弹200的尾部的第一轴承。力矩电机120的转子与第一轴承相连，用于驱动第一轴承在后固定架112的内环转动。第一轴承在力矩电机120的转子驱动下转动的同时，会带动与之相连的被测导弹200的尾部转动，从而实现被测导弹200的滚转。即，通过力矩电机120的专利与第一轴承相连，第一轴承与被测导弹200的尾部相连，从而使得力矩电机120能够为被测导弹200提供驱动力矩，这也就相当于给被测导弹200提供了外部驱动力。

此处，需要指出的是，第一轴承的外圈大小与后固定架112的内环大小相匹配，从而在将第一轴承安装到后固定架112的内环上时，能够使得第一轴承的外圈与后固定架112的内环侧壁相贴合，以加固第一轴承对后固定架 112的环架112b的支撑作用。

同理，参阅图7至图8，磁粉离合器130在前固定架111上的安装方式与力矩电机120在后固定架112上的安装方式相同或相似。即，磁粉离合器130的定子法兰与前固定架111的环架111b固定连接。前固定架111的内环设置有第二轴承，第二轴承与被测导弹200的头部相连接。同时，磁粉离合器130的转子轴与第二轴承相连，从而通过磁粉离合器130的转子轴的转动驱动第二轴承在前固定架111的内环的转动。

其通过利用磁粉离合器130的传递功能和制动功能，将磁粉离合器130产生的阻尼力矩作用通过第二轴承作用到滚转运动的被测导弹200上，从而利用磁粉离合器130的力矩特点，模拟出被测导弹200在飞行过程中所受到的空气阻力状态，实现了给被测导弹200模拟出一个外向滚转阻尼力矩的功能，从而使得被测导弹200的滚装更加符合实际飞行状态。

此处，应当指出的是，第二轴承的外圈同样应当与前固定架111的内环相匹配。并且，还需要说明的是，第二轴承与前固定架111之间的安装方式，以及第一轴承与后固定架112之间的安装方式可以采用本领域的常规技术手段来实现。因此，此处不再进行赘述。

应当指出的是，由于不同的导弹，弹体的长度不同，因此为了使得本公开的导弹滚转驾驶仪仿真工装100的使用范围更广，用于固定前固定架111的第一底座111a和用于固定后固定架112的第二底座112a可以螺接在支撑平台 110的台面上。即，将第一底座111a和第二底座112a设置为矩形块状，并分别在第一底座111a和第二底座112a上对应开设多个安装孔，从而通过螺栓连接的方式或螺纹连接方式将第一底座111a和第二底座112a安装到支撑平台110 的台面上。由此，可以通过调整第一底座111a和第二底座112a在支撑平台110 上的安装位置实现前固定架111和后固定架112之间的距离，进而使得前固定架111和后固定架112之间的距离能够匹配当前被测导弹200的长度。

更进一步地，参阅图9，扭矩测试仪140可以通过安装架固定在支撑平台 110上。并且，安装架与支撑平台110的台面为可拆卸连接，以便于扭矩测试仪140的安装位置能够根据前固定架111上的安装位置的改变而改变。同时，扭矩测试仪140与安装架之间同样也可设置为可拆卸连接方式，从而在需要进行扭矩测试仪140的更换或维修时能够很方便地将扭矩测试仪140由安装架上取下来。此处，需要指出的是，安装架与支撑平台110的台面之间的可拆卸连接方式，以及扭矩测试仪140与安装架之间的可拆卸连接方式均可以采用螺接、卡接等各种连接方式来实现，因此此处不再进行赘述。

参阅图10，为本公开的导弹滚转驾驶仪仿真工装100的电气连接图。基于该电气连接方式，使用本公开的导弹滚转驾驶仪仿真工装100模拟仿真导弹滚转运动时，首先，控制箱150上电后给力矩电机120一个电压信号，力矩电机120在电压作用下开始工作，同时控制箱150对力矩电机120的转速进行控制，力矩电机120的转子驱动第一轴承转动，从而带动被测导弹200的弹体作滚转运动。同时，在控制箱150的控制下，磁粉离合器130开始工作，利用磁粉离合器130的阻尼力矩功能，磁粉离合器130产生在导弹滚转方向产生一个反方向的阻尼力矩。阻尼力矩作用在导弹的头部，这一作用模拟了导弹在实际飞行过程中的效果。此时，为了准确获取导弹所受的滚转力矩的大小，利用扭矩测试仪140对导弹滚转时所受的滚转力矩进行测试，从而为滚转驾驶仪半实物仿真提供了准确的输出数值。至此，完成了全部滚转驾驶仪仿真工装100的功能。

基于前面所述，本领域技术人员可以理解的是，在进行导弹滚转驾驶仪的模拟仿真过程中，通过前面任一所述的导弹滚转驾驶仪仿真工装模拟导弹的滚转运动，同时在模拟导弹滚转过程时，还可以进行导弹滚转状态的仿真，从而来检测导弹滚转过程中的各项飞控参数是否合理。其中，需要指出的是，本申请提供的导弹滚转驾驶仪仿真方法可以结合前面任一所述的导弹滚转驾驶仪仿真工装来实现。

首先，需要说明的是，在本申请的导弹滚转驾驶仪仿真方法中，包括滚转通道控制力矩在导弹弹体飞行过程中的仿真，以及滚转通道阻尼力矩在导弹弹体飞行过程中的仿真。

具体的，参阅图11，本申请的导弹滚转驾驶仪仿真方法中，包括：步骤 S100，获取导弹弹体在滚转过程中的当前滚转角和当前滚转角速度。此处，本领域技术人员可以理解的是，导弹弹体在滚转过程中包含多项滚转参数，滚转角和滚转角速度为多项滚转参数中的两项。这两项参数可以通过导弹弹体内控制舱中的IMU的实时监测来获取得到。即，控制舱内的IMU通过实时监测导弹弹体的滚转过程，从而获取导弹弹体滚转过程中的当前滚转角和当前滚转角速度。

步骤S200，基于所获取到的当前滚转角和当前滚转角速度，得到滚转控制力矩，并根据滚转控制力矩，确定当前控制导弹弹体滚转的驱动电流。同时，还通过步骤S200’，基于当前滚转角速度，得到当前控制导弹弹体滚转的阻尼电流。

进而，再通过步骤S300，将驱动电流传输至导弹滚转驾驶仪仿真工装中的力矩电机，由力矩电机根据接收到的驱动电流控制导弹弹体进行滚转通道控制力矩在导弹弹体飞行过程中的仿真。以及，步骤S300’，将阻尼电流传输至导弹滚转驾驶仪仿真工装中的磁粉离合器，由磁粉离合器根据接收到的阻尼电流控制导弹弹体进行滚转通道阻尼力矩在导弹弹体飞行过程中的仿真。

由此，本申请的导弹滚转驾驶仪仿真方法，通过结合前面任一所述的导弹驾驶仪滚转仿真工装，实现了导弹在滚转通道控制力矩上的仿真以及在滚转通道阻尼力矩上的仿真，从而能够根据导弹飞行过程中的实际情况，把滚转控制力矩和滚转阻尼力矩代入到半实物仿真系统中，这就有效提高了仿真结果的精确性，使得仿真更加符合导弹的实际飞行状态。

其中，应当指出的是，在基于当前滚转角和当前滚转角速度得到滚转控制力矩，并根据滚转控制力矩确定当前控制导弹弹体滚转的驱动电流时，可以根据预先标定的滚转控制力矩-驱动电流关系式计算得到。

在一种可能的实现方式中，滚珠控制力矩-驱动电流关系式可以采用导弹风洞试验进行预先标定来实现。参阅图12，根据导弹风洞试验滚转控制力矩数据，由上位机300、控制箱150、扭矩测试仪140和力矩电机120构成的标定试验系统拟合滚转控制力矩对应电流值。即，函数关系式为：

标定试验中力矩步长按照0.2N.m步进，滚转控制力矩-驱动电流关系式标定结果为：

其中，

为滚转控制力矩-驱动电流标定系数，b₁为上述方程式(1) 的拟合截距常数。

进一步的，滚转驾驶仪舵偏控制是将导弹200的滚转角和滚转角速度作为控制反馈量，以滚转角速度作为阻尼回路，其控制原理可参见图13所示。根据其控制原理可知，舵偏角δ_x控制关系式满足：δ_x＝f(Roll,w_x)。

即，δ_x＝Kp_x*(0-Roll)+Kd_x(0-wx)+Ki*fI_Error_Roll；

其中，Kp_x、Kd_x、Ki_x分别为姿态控制回路比例系数、阻尼回路比例系数和舵偏误差积分系数；这样就可由δ_x在滚转驾驶仪控制器(即，控制舱210) 中实现滚转角Roll和滚转角速度w_x变化引起的舵偏转运动。

同时，由导弹200飞控原理可知，滚转控制力矩是滚转舵偏角和来流速度的函数，因此可构建力矩-舵偏、弹体来流速度关系式：M_x＝f(δ_x，V²)，即：

式(2)中M_x为滚转控制力矩，

为风洞试验拟合系数，V为弹体的来流速度，来流速度可以由上位机300给出。

把公式(2)滚转控制力矩M_x代入公式(1)，即可得到滚转控制力矩-驱动电流关系式：I＝f(T)，此公式在控制器中构建PI型电流环控制器，在滚转驾驶仪仿真控制器(控制箱150)中，实现导弹200在飞过程中滚转驾驶仪控制力矩对导弹200滚转姿态归零的仿真。

即，基于上述原理，在执行步骤S200，基于当前滚转角和当前滚转角速度，得到滚转控制力矩，并根据滚转控制力矩，确定当前控制导弹200弹体滚转的驱动电流时，参阅图14，可以先执行步骤S210，获取预先设定的来流速度，，进而通过步骤S220，根据当前滚转角和当前滚转角速度，得到导弹 200弹体的当前舵偏角。进而再通过步骤S230，根据当前舵偏角和来流速度，按照公式：

计算得到滚转控制力矩。然后，再通过步骤S240，根据公式：

计算得到驱动电流。随后，通过步骤 S250，构建滚转控制力矩电流环，并通过步骤S260，对所构建的滚转控制力矩电流环输出的电流进行脉冲宽度调制(即，PWM)后即可通过步骤S270，采用滚转控制力矩闭环控制方式输出驱动电流至力矩电机120，由力矩电机120根据当前接收到的驱动电流驱动导弹200弹体在仿真工装上滚转。由此，即可实现在导弹200滚转过程中对滚转通道控制力矩的仿真。

进一步的，在步骤S200’，基于当前滚转角速度，得到当前控制导弹200弹体滚转的阻尼电流时，则可以根据公式：

计算得到。其中，I_x为阻尼电流，

为磁粉离合器130的滚转通道电流-角速度系数，b₄为拟合截距常数。

需要指出的是，公式：

同样可以采用导弹风洞试验的方式来进行预先标定。即，根据导弹风洞试验滚转阻尼力矩和弹体滚转角速度数据表，拟合滚转阻尼力矩和滚转角速度数学关系式为：

其中，式(3)中

为滚转阻尼力矩，

为滚转阻尼力矩系数，w_x为弹体滚转角速度，b₂为式(3)中拟合截距常数；

再由磁粉离合器130给定力矩-电流关系式

式(4)中I_x为磁粉离合器130电流上施加的电流，

为磁粉离合器130 的电流-力矩系数，b₃为上述方程式(4)的拟合截距常数；

由式(3)和式(4)可得滚转通道电流-滚转角速度I_x＝f(w_x)关系式，即：

其中，I_x为磁粉离合器施加的电流，

由此，通过上述过程即可得到预先标定的滚转通道电流(即，阻尼电流) -滚转角速度的关系式。将预先标定的滚转通道电流-滚转角速度关系式存储至控制箱150中，在控制箱150获取到导弹200弹体的当前滚转角速度之后，即可在步骤S240中同时执行根据获取到的当前滚转角速度，按照上述公式(5) 计算得到相应的阻尼电流的步骤。进而，再在步骤S250中同时执行，根据计算得到的阻尼电流构建滚转阻尼力矩电流环，进而再对滚转阻尼力矩电流环输出的阻尼电流进行脉冲宽度调制后，采用滚转阻尼力矩闭环控制方式输出阻尼电流至磁粉离合器130，从而实现导弹200滚转过程中对滚转阻尼力矩的仿真。

另外，还需要指出的是，在本申请的导弹滚转驾驶仪仿真方法中，还包括：获取导弹弹体在当前滚转过程中的滚转阻尼力矩，以及导弹弹体的姿态归零响应速度和控制精度，进而根据滚转阻尼力矩，姿态归零响应速度和控制精度，判断导弹弹体的驾驶仪位置回路和阻尼回路参数的合理性。同时，还可以通过在导弹弹体上捆绑不同重量的质量块，从而根据导弹在飞行运动过程中弹体质量的不断变化，验证导弹惯量变化时滚转驾驶系统的鲁棒性。

此处，需要指出的是，上述进行导弹弹体的驾驶仪位置回路和阻尼回路参数合理性的判断可直接由上位机300进行仿真来完成。并且，上位机300根据施加在弹体上的滚转阻尼力矩以及导弹姿态归零响应速度和控制精度，进行驾驶仪位置回路和阻尼回路参数合理性的判断方式可以采用本领域常规技术手段来实现，因此此处不再进行赘述。

进一步的，为了更清楚地说明本申请的导弹滚转驾驶仪仿真方法的过程，以下以图12所示的仿真功能框图为例，对导弹滚转驾驶仪仿真过程进行具体说明。

参阅图11，上位机300、控制箱150、扭矩测试仪140、力矩电机120、支撑平台110和导弹200弹体作为滚转控制力矩仿真系统，用于进行导弹200弹体滚转过程中滚转控制力矩的仿真。上位机300、控制箱150、磁粉离合器130、支撑平台110和导弹200弹体作为滚转阻尼力矩仿真系统，用于进行导弹200 弹体滚转过程中滚转阻尼力矩的仿真。

其中，上位机300用于完成系统控制仿真条件、命令设置、发送及仿真数据的采集、存储和分析。控制箱150用于完成上位机300指令的分解、执行、力矩电机120和磁粉离合器130的功率驱动、弹体滚转舵偏角指令、滚转角速度的接收以及上位机300的数据转发。

在该仿真过程中，参阅图12，控制舱210内IMU实时监测到导弹200弹体在滚装过程中的当前滚转角和滚转角速度后，舵机舱将当前滚转角和当前滚转角速度作为控制反馈量，以当前滚转角速度作为阻尼回路，按照舵偏角控制关系式在滚滚转驾驶仪控制器中实现滚转角和滚转角速度变化引起的舵偏转运动。

同时，控制箱150内的处理器与弹体内的控制舱210进行数据交互，实时接收控制舱210内IMU所检测到的当前滚转角和当前滚转角速度。此处，需要指出的是，处理器内存储有根据导弹200风洞试验预先标定的滚转控制力矩-驱动电流关系式和滚转阻尼力矩-阻尼电流关系式。其标定过程可参见前面所述内容。

控制箱150的处理器接收到当前滚转角和当前滚转角速度后，同时还接收上位机300下发的弹体的来流速度，并根据上述关系式分别进行驱动电流和阻尼电流的计算。其具体计算过程同样可参见前面所述。

控制箱150的处理器计算得到驱动电流和阻尼电流后，通过构建滚转控制力矩电流环和滚转阻尼力矩电流环，将驱动电流和阻尼电流分别下发至力矩电机120和磁粉离合器130，由力矩电机120根据接收到的驱动电流向导弹 200弹体施加相应的滚转控制力矩，从而驱动导弹200弹体在支撑平台110上滚转；由磁粉离合器130根据接收到的阻尼电流向滚转过程中的导弹200弹体施加相应的阻尼力矩，以实现导弹200弹体在滚转过程中的滚转阻尼力矩的仿真。

本申请的导弹滚转驾驶仪仿真方法，通过设置控制箱150与导弹200弹体的控制舱210进行数据交互，并通过控制箱150直接与力矩电机120和磁粉离合器130进行数据交互，避免了数据延迟的情况，提高了仿真过程中的数据响应速率。

以上已经描述了本公开的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术的技术改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。