CN113656887A - 基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种基于在线试验坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法。该方法以飞行器飞行过程中的姿态角和目标视线角作为设计输入，结合半实物仿真实验室转台伺服和目标模拟能力建立性能指标，通过迭代寻优方法得到试验坐标相对实际地面坐标的最优偏置角度。考虑飞行器在不同阶段的性能指标差异，在交接段引入平滑过渡，保证转台或目标阵面驱动平稳。利用经过平滑考虑的最佳偏置角度，计算试验坐标下等效飞行姿态角和目标视线角，以此驱动转台或目标阵面工作。该方法通过在线寻优调整试验坐标偏置，降低对转台框架及目标阵面范围的指标要求，在有限的实验室环境中，最大化提升弹目相对运动的模拟仿真能力。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器跟踪制导性能半实物仿真试验的技术领域，具体地，涉及基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法和系统，尤其涉及一种基于在线试验坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法。
背景技术
随着飞行器作战环境日趋复杂，探测器在小信号、抗干扰、多目标等复杂条件下跟踪能力及验证手段的提升变得越来越重要。在飞行器的研制定型过程中，半实物仿真负责在实验室环境中实现对飞行器制导控制系统、舵机伺服系统、探测跟踪系统等子系统的考核任务。特别地，为验证探测器跟踪制导能力，需要在实验室内模拟出真实的目标视线运动关系。在飞行器实际飞行中，采用俯仰、偏航和滚转三个姿态角描述飞行器弹体坐标与地面坐标之间的关系，采用目标视线高低角和视线方位角描述飞行器视线坐标与地面坐标之间的关系。实验室中飞行器的姿态角普遍采用三轴转台或者五轴转台内三轴进行模拟，目标视线采用五轴转台外两轴、机械阵面或者射频阵面进行模拟。转台也叫飞行姿态模拟器，根据机械装配方式可分为立式和卧式两种，它们虽然驱动顺序不同，但仍可以通过立卧转换公式进行等效。
为把飞行器真实的作战场景建立到地面实验室内，需要确立试验坐标与飞行器地面坐标之间的对应关系。通常情况下，半实物仿真试验坐标系选择与地面坐标系各轴平行。此时，飞行器在实验室中的姿态角与实际飞行过程的姿态角保持一致，在实验室中的目标视线角也与实际飞行过程的目标视线角一致。但在某些特殊情况下，比如涉及到三轴或者五轴转台伺服限位、目标阵面视场角限制等，给定的飞行器作战过程无法在半实物仿真系统中实施。此时，可以考虑试验坐标与地面坐标之间引入角度偏置，以此拓展半实物仿真系统的弹目运动模拟能力。
在公开号为CN112213957A的专利文献中公开了一种对红外目标干扰模型进行精确控制的方法，首先搭建红外制导半实物仿真装置，所述红外制导半实物仿真装置中仿真控制台、仿真计算机与红外目标模拟系统相互连接形成仿真闭环，所述仿真转台与仿真计算机连接，待红外制导半实物仿真装置上电与初始设置完成后，仿真计算机实时完成动力学与运动学模型，并对仿真转台的位置和速率进行驱动；同时红外目标模拟系统中的红外景象模拟机实时接收仿真计算机发出的干扰控制参数，并根据仿真计算机的仿真时间和弹目距离两种控制机制，对红外景象模拟机生成的红外干扰模型各模块进行设置，以生成红外辐射能量的杂波及发散度模型。
现有的资料文献没有给出偏置角度的合理设计方法，并且固定的偏置角度在很多场合不能满足飞行器全弹道仿真能力拓展要求，容易出现首尾不能兼顾的情况。因此，需要提出一种技术方案以改善上述技术问题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法和系统。
根据本发明提供的一种基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法，包括如下步骤：
步骤S1：将飞行器的弹体坐标相对地面坐标的姿态角以及视线坐标相对地面坐标的视线角作为状态输入，以试验坐标相对地面坐标的偏置角作为设计参数，根据飞行器系统过程、实验室转台或目标阵面的模拟能力建立性能指标，给定初始偏置角度情况，采用迭代寻优方法得到偏置角度；
步骤S2：根据飞行器系统过程是否发生变化，确定是否启用偏置角度平滑过程；若否，则直接采用迭代寻优得到的偏置角度；若是，则以变化前后的优化偏置角度作为输入，设计平滑过渡阶段；进过平滑考虑后，得到试验坐标相对飞行器地面坐标的偏置角度；
步骤S3：运用经平滑考虑得到的偏置角度，将飞行器相对实际地面坐标系的姿态角以及目标视线角进行转换，得到相对试验坐标系的等效姿态角以及等效目标视线角，以此驱动实验室转台或目标阵面工作。
优选地，所述步骤S1包括如下步骤：
步骤S11：确定试验坐标偏置角度初值；当飞行器系统过程无前序状态时，给定任意初值；当飞行器系统过程存在前序状态时，选用上一时刻获得的偏置角度，以加速迭代收敛过程；
步骤S12：确定性能指标；性能指标设置需要考虑飞行器系统过程：如在初中制导阶段，飞行器采用特种弹道，不需要考虑目标视线范围；在中末交接或者末制导阶段，目标出现在视场内；性能指标要考虑实验室仿真设备的最大能力，比如转台机械限位、目标阵面角度范围等；
步骤S13：根据当前时刻飞行器姿态或目标视线状态，结合给定的坐标偏置角度，求性能指标对坐标偏置角度的梯度；
步骤S14：根据步骤S13求出的性能指标梯度，采用梯度下降、自适应动量矩等寻优算法更新坐标偏置角度；
步骤S15：判断迭代过程是否完成：若是，则输出偏置角度；若否，则以更新的坐标偏置角度返回步骤S13步重新计算；迭代完成从是否达到最大迭代次数或者是否满足迭代收敛精度进行判断。
优选地，所述步骤S2包括如下步骤：
步骤S21：判断飞行器系统状态是否发生变化：若否，则采用步骤S1确定的偏置角度作为偏置角度；若是，则对系统状态变化前后的偏置角度作平滑过渡，并将平滑后的偏置角度作为偏置角度；
步骤S22：系统状态变化是飞行器控制方式改变、推力方式改变、优化性能指标改变等造成偏置角度发生跳变的情况；
步骤S23：坐标偏置平滑过程将系统状态变化前后分为两个阶段，中间设计交接过程；坐标偏置平滑利用多项式函数或者三角函数实现一阶、二阶甚至高阶平滑效果。
优选地，所述步骤S3包括运用步骤S2得到的偏置角度，将飞行器相对地面坐标系下的俯仰、偏航和滚转角以及目标视线高低、方位角进行转换，得到相对试验坐标系下的等效俯仰、偏航和滚转角以及等效目标视线高低、方位角。
优选地，所述步骤S3还包括将等效俯仰、偏航和滚转角作为指令输入，驱动三轴转台或者五轴转台内三轴进行偏转，模拟飞行器姿态运动；将等效目标视线高低和方位角作为指令输入，驱动五轴转台外两轴偏转或者射频阵面角度信号输出，模拟目标空间方位变化。
本发明还提供一种基于在线试验坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展系统，包括如下模块：
模块M1：将飞行器的弹体坐标相对地面坐标的姿态角以及视线坐标相对地面坐标的视线角作为状态输入，以试验坐标相对地面坐标的偏置角作为设计参数，根据飞行器系统过程、实验室转台或目标阵面的模拟能力建立性能指标，给定初始偏置角度情况，采用迭代寻优方法得到偏置角度；
模块M2：根据飞行器系统过程是否发生变化，确定是否启用偏置角度平滑过程；若否，则直接采用迭代寻优得到的偏置角度；若是，则以变化前后的优化偏置角度作为输入，设计平滑过渡阶段；进过平滑考虑后，得到试验坐标相对飞行器地面坐标的偏置角度；
模块M3：运用经平滑考虑得到的偏置角度，将飞行器相对实际地面坐标系的姿态角以及目标视线角进行转换，得到相对试验坐标系的等效姿态角以及等效目标视线角，以此驱动实验室转台或目标阵面工作。
优选地，所述模块M1包括如下模块：
模块M11：确定试验坐标偏置角度初值；当飞行器系统过程无前序状态时，给定任意初值；当飞行器系统过程存在前序状态时，选用上一时刻获得的偏置角度，以加速迭代收敛过程；
模块M12：确定性能指标；性能指标设置需要考虑飞行器系统过程：如在初中制导阶段，飞行器采用特种弹道，不需要考虑目标视线范围；在中末交接或者末制导阶段，目标出现在视场内；性能指标要考虑实验室仿真设备的最大能力，比如转台机械限位、目标阵面角度范围等；
模块M13：根据当前时刻飞行器姿态或目标视线状态，结合给定的坐标偏置角度，求性能指标对坐标偏置角度的梯度；
模块M14：根据模块M13求出的性能指标梯度，采用梯度下降、自适应动量矩等寻优算法更新坐标偏置角度；
模块M15：判断迭代过程是否完成：若是，则输出偏置角度；若否，则以更新的坐标偏置角度返回模块M13步重新计算；迭代完成从是否达到最大迭代次数或者是否满足迭代收敛精度进行判断。
优选地，所述模块M2包括如下模块：
模块M21：判断飞行器系统状态是否发生变化：若否，则采用模块M1确定的偏置角度作为偏置角度；若是，则对系统状态变化前后的偏置角度作平滑过渡，并将平滑后的偏置角度作为偏置角度；
模块M22：系统状态变化是飞行器控制方式改变、推力方式改变、优化性能指标改变等造成偏置角度发生跳变的情况；
模块M23：坐标偏置平滑过程将系统状态变化前后分为两个阶段，中间设计交接过程；坐标偏置平滑利用多项式函数或者三角函数实现一阶、二阶甚至高阶平滑效果。
优选地，所述模块M3包括运用模块M2得到的偏置角度，将飞行器相对地面坐标系下的俯仰、偏航和滚转角以及目标视线高低、方位角进行转换，得到相对试验坐标系下的等效俯仰、偏航和滚转角以及等效目标视线高低、方位角。
优选地，所述模块M3还包括将等效俯仰、偏航和滚转角作为指令输入，驱动三轴转台或者五轴转台内三轴进行偏转，模拟飞行器姿态运动；将等效目标视线高低和方位角作为指令输入，驱动五轴转台外两轴偏转或者射频阵面角度信号输出，模拟目标空间方位变化。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明结合实验室能力设计性能指标，求解最优试验坐标与地面坐标的偏置角度，最大化地拓展弹目相对运动仿真能力；
2、本发明考虑了飞行器系统过程可能发生变化，引起最优偏置角度出现跳变情况，设计平滑交接过程，实现对仿真物理设备的平稳驱动；
3、本发明根据飞行器当前时刻姿态角和目标视线角，在线调整最佳偏置角度，利于飞行器大动态、全弹道仿真能力的提升。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是半实物仿真弹目运动相关坐标系转换关系图；
图2是本发明基于在线试验坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法的流程图；
图3是使用方法前的飞行器姿态角和目标视线角图；
图4是使用方法后得到的飞行器姿态角和目标视线角图；
图5是对两个阶段平滑过渡的最佳偏置角图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
本发明提供一种基于在线试验坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法，首先对试验坐标相对地面坐标的偏置角度进行解释说明。三维空间中两个坐标系之间的角度变换通常采用三个欧拉角，但考虑到目标视线只用高低和方位两个角度描述，为与其保持一致，同时简化姿态转换过程，在实例中试验坐标系S设置为地面坐标系A先进行方位偏置bs0，再进行高低偏置es0，而滚转偏置为零，即设计的在线调整参数为(es0,bs0)。
图1给出了试验坐标与地面坐标存在偏置情况下弹目运动仿真各坐标系之间的转换关系，其中弹体坐标系为B，视线坐标系为L。(θ,ψ,γ)分别表示飞行器实际的俯仰角、偏航角和滚转角，描述弹体坐标系相对地面坐标系偏转角度；(es,bs,0)分别表示目标视线的高低角、方位角和零滚转角，描述视线坐标系相对地面坐标系的偏转角度；θ*,ψ*,γ*)分别为经过试验坐标偏置后的等效弹体俯仰角、偏航角和滚转角，描述弹体坐标系相对试验坐标系的偏转角度；
分别为经过试验坐标偏置后的等效目标视线高低角、方位角和附加滚转角，描述视线坐标系相对试验坐标系的偏转角度；(es1,bs1,gs1)为弹上视线高低角、方位角和滚转角，描述视线坐标系相对弹体坐标系的偏转角度，主要为偏置后目标视线相对弹体姿态偏转一致性进行验证。
根据坐标转换关系，可以得到经过偏置后的等效弹体俯仰角、偏航角和滚转角计算公式：
经过偏置后的目标视线高低角、方位角和附加滚转角计算公式：
参阅图2，本发明基于在线试验坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法包括如下步骤：
步骤S1：将飞行器在某一时刻弹体坐标相对地面坐标的姿态角以及视线坐标相对地面坐标的视线角作为状态输入，以试验坐标相对地面坐标的偏置角作为设计参数，根据飞行器系统过程、实验室转台或目标阵面的模拟能力建立性能指标，给定初始偏置角度情况下，采用迭代寻优方法得到最优偏置角度。在一种具体实施方案中，最优偏置角度迭代寻优的具体步骤如下：
步骤S11：确定试验坐标偏置角度初值。将调整启动时刻坐标偏置初值设置为零，启动后初始坐标偏置设置为上一仿真周期得到的最优偏置角度。
步骤S12：确定最优性能指标。案例中飞行器飞行分为两个阶段，初中制导阶段采用一组固定坐标偏置；进入末制导前启动坐标偏置在线优化，考虑目标阵面最大高低角度限幅esL和最大方位角度限幅bsL；转台最大偏航角度限幅ψL和最大俯仰角度限幅θL，设计性能指标J(es0,bs0)为：
步骤S13：根据当前时刻飞行器姿态或目标视线状态，结合给定的坐标偏置角度，计算性能指标对坐标偏置角度的梯度
为梯度算子。将式(1)和式(2)代入式(3)，分别对es0和bs0求偏导得到梯度计算公式：
式中，
步骤S14：根据步骤S13求出的性能指标梯度，采用梯度下降、自适应动量矩等寻优算法更新坐标偏置角度。案例采用梯度下降算法，即：
式中，下标k表示梯度下降运算迭代次数，上标T表示向量转置，μes和μbs分别为梯度下降过程对es0和bs0的学习率。
步骤S15：判断迭代过程是否完成：若是，则输出最优偏置角度；若否，则以更新的坐标偏置角度返回步骤S13步重新计算。案例设置最大迭代次数500，偏置角度收敛精度0.001°。
步骤S2：根据飞行器系统过程是否发生变化，确定是否启用偏置角度平滑过程。若否，则直接采信迭代寻优得到的最优偏置角度；若是，则以系统变化前后的优化偏置角度作为输入，设计平滑过渡阶段。进过平滑考虑后，得到试验坐标相对飞行器地面坐标的最佳偏置角度。在一种具体实施方案中，坐标偏置角度平滑考虑方法如下：
步骤S21：判断飞行器系统状态是否发生变化：若否，则采信S1确定的最优偏置角度作为最佳偏置角度；若是，则对系统状态变化前后的最优偏置角度作平滑过渡，并将平滑后的偏置角度作为最佳偏置角度。
步骤S22：系统状态变化可以是飞行器控制方式改变、推力方式改变、优化性能指标改变等造成最优偏置角度发生跳变的情况。案例中飞行器飞行分为两个阶段，阶段一初中制导，采用一组固定坐标偏置(10°,-5°)；阶段二末制导，启动坐标偏置在线优化，因此中末交接段需要进行坐标偏置角度平滑考虑。
步骤S23：坐标偏置平滑过程将系统状态变化前后分为两个阶段，中间设计交接过程。案例采用多项式函数实现二阶平滑过渡。令总过渡时间为tgd，过渡开始时刻为t0，当前时刻为t，p1阶段坐标偏置角度为
p2阶段坐标偏置角度为
记过渡时刻
则过渡段坐标偏置角度描述为：
式中，多项式平滑因子
和
分别计算为：
案例中取过渡时间为20s，开始时间为280s。
步骤S3：运用经平滑考虑得到的最佳偏置角度，将飞行器相对实际地面坐标系的姿态角以及目标视线角进行转换，得到相对试验坐标系的等效姿态角以及等效目标视线角，以此驱动实验室转台或目标阵面工作。在一种具体实施方案中，实验室转台和目标驱动方法如下：
步骤S31：运用步骤S2得到的最佳偏置角度，根据公式(1)和公式(2)将飞行器相对地面坐标系下的俯仰、偏航和滚转角以及目标视线高低、方位角进行转换，得到相对试验坐标系下的等效俯仰、偏航和滚转角(θ*,ψ*,γ*)以及等效目标视线高低、方位角
步骤S32：将等效俯仰、偏航和滚转角作为指令输入，驱动三轴转台或者五轴转台内三轴进行偏转，模拟飞行器姿态运动；将等效目标视线高低和方位角作为指令输入，驱动五轴转台外两轴偏转或者射频阵面角度信号输出，模拟目标空间方位变化。
图3展示了飞行器全弹道弹目运动模拟效果。当未采用试验坐标偏置时，在飞行器飞行末段目标视线的高低角和方位角开始发散，高低角甚至达到60°以上，远超过目标阵面20°模拟能力，无法完成探测器跟踪试验。如图4，当基于在线试验坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法后，在制导初中段不需要考虑目标视线模拟能力，通过一组固定坐标偏置降低飞行器姿态角运动范围。而进入末制导前，开始在线调整坐标偏置，使得等效目标视线角在10°以内，且等效飞行器姿态角也在转台的模拟范围之内，从而实现大动态、全弹道的弹目相对运动模拟能力。从图5中可以看到，最佳坐标偏置角在280s-300s之间实现了阶段一到阶段二之间的平滑过渡，因此转台和目标阵面驱动过程能够保持平稳。
综上所述，本发明提出一种基于在线试验坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法。该方法以飞行器飞行过程中的姿态角和目标视线角作为设计输入，结合半实物仿真实验室转台伺服和目标模拟能力建立性能指标，通过迭代寻优方法得到试验坐标相对飞行器地面坐标的最优偏置角度。考虑飞行器在不同飞行阶段的性能指标差异，在交接段引入平滑过渡，保证转台或目标阵面驱动平稳。利用经过平滑考虑的最佳偏置角度，计算试验坐标下等效飞行姿态角和目标视线角，以此驱动转台或目标阵面工作。该方法通过在线寻优调整试验坐标偏置，降低对转台框架及目标阵面范围的指标要求，在有限的实验室环境中，最大化提升弹目相对运动的模拟仿真能力。
本发明结合实验室能力设计性能指标，求解最优试验坐标与地面坐标的偏置角度，最大化地拓展弹目相对运动仿真能力；考虑了飞行器系统过程可能发生变化，引起最优偏置角度出现跳变情况，设计平滑交接过程，实现对仿真物理设备的平稳驱动；根据飞行器当前时刻姿态角和目标视线角，在线调整最佳偏置角度，利于飞行器大动态、全弹道仿真能力的提升。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (10)
1.一种基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1：将飞行器的弹体坐标相对地面坐标的姿态角以及视线坐标相对地面坐标的视线角作为状态输入，以试验坐标相对地面坐标的偏置角作为设计参数，根据飞行器系统过程、实验室转台或目标阵面的模拟能力建立性能指标，给定初始偏置角度情况，采用迭代寻优方法得到偏置角度；
步骤S2：根据飞行器系统过程是否发生变化，确定是否启用偏置角度平滑过程；若否，则直接采用迭代寻优得到的偏置角度；若是，则以变化前后的优化偏置角度作为输入，设计平滑过渡阶段；进过平滑考虑后，得到试验坐标相对飞行器地面坐标的偏置角度；
步骤S3：运用经平滑考虑得到的偏置角度，将飞行器相对实际地面坐标系的姿态角以及目标视线角进行转换，得到相对试验坐标系的等效姿态角以及等效目标视线角，以此驱动实验室转台或目标阵面工作。
2.根据权利要求1所述的基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法，其特征在于，所述步骤S1包括如下步骤：
步骤S11：确定试验坐标偏置角度初值；当飞行器系统过程无前序状态时，给定任意初值；当飞行器系统过程存在前序状态时，选用上一时刻获得的偏置角度，以加速迭代收敛过程；
步骤S12：确定性能指标；性能指标设置需要考虑飞行器系统过程：如在初中制导阶段，飞行器采用特种弹道，不需要考虑目标视线范围；在中末交接或者末制导阶段，目标出现在视场内；性能指标要考虑实验室仿真设备的最大能力；
步骤S13：根据当前时刻飞行器姿态或目标视线状态，结合给定的坐标偏置角度，求性能指标对坐标偏置角度的梯度；
步骤S14：根据步骤S13求出的性能指标梯度，采用梯度下降、自适应动量矩等寻优算法更新坐标偏置角度；
步骤S15：判断迭代过程是否完成：若是，则输出偏置角度；若否，则以更新的坐标偏置角度返回步骤S13步重新计算；迭代完成从是否达到最大迭代次数或者是否满足迭代收敛精度进行判断。
3.根据权利要求1所述的基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法，其特征在于，所述步骤S2包括如下步骤：
步骤S21：判断飞行器系统状态是否发生变化：若否，则采用步骤S1确定的偏置角度作为偏置角度；若是，则对系统状态变化前后的偏置角度作平滑过渡，并将平滑后的偏置角度作为偏置角度；
步骤S22：系统状态变化是飞行器控制方式改变、推力方式改变、优化性能指标改变等造成偏置角度发生跳变的情况；
步骤S23：坐标偏置平滑过程将系统状态变化前后分为两个阶段，中间设计交接过程；坐标偏置平滑利用多项式函数或者三角函数实现一阶、二阶甚至高阶平滑效果。
4.根据权利要求1所述的基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法，其特征在于，所述步骤S3包括运用步骤S2得到的偏置角度，将飞行器相对地面坐标系下的俯仰、偏航和滚转角以及目标视线高低、方位角进行转换，得到相对试验坐标系下的等效俯仰、偏航和滚转角以及等效目标视线高低、方位角。
5.根据权利要求1所述的基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展方法，其特征在于，所述步骤S3还包括将等效俯仰、偏航和滚转角作为指令输入，驱动三轴转台或者五轴转台内三轴进行偏转，模拟飞行器姿态运动；将等效目标视线高低和方位角作为指令输入，驱动五轴转台外两轴偏转或者射频阵面角度信号输出，模拟目标空间方位变化。
6.一种基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展系统，其特征在于，包括如下模块：
模块M1：将飞行器的弹体坐标相对地面坐标的姿态角以及视线坐标相对地面坐标的视线角作为状态输入，以试验坐标相对地面坐标的偏置角作为设计参数，根据飞行器系统过程、实验室转台或目标阵面的模拟能力建立性能指标，给定初始偏置角度情况，采用迭代寻优方法得到偏置角度；
模块M2：根据飞行器系统过程是否发生变化，确定是否启用偏置角度平滑过程；若否，则直接采用迭代寻优得到的偏置角度；若是，则以变化前后的优化偏置角度作为输入，设计平滑过渡阶段；进过平滑考虑后，得到试验坐标相对飞行器地面坐标的偏置角度；
模块M3：运用经平滑考虑得到的偏置角度，将飞行器相对实际地面坐标系的姿态角以及目标视线角进行转换，得到相对试验坐标系的等效姿态角以及等效目标视线角，以此驱动实验室转台或目标阵面工作。
7.根据权利要求6所述的基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展系统，其特征在于，所述模块M1包括如下模块：
模块M11：确定试验坐标偏置角度初值；当飞行器系统过程无前序状态时，给定任意初值；当飞行器系统过程存在前序状态时，选用上一时刻获得的偏置角度，以加速迭代收敛过程；
模块M12：确定性能指标；性能指标设置需要考虑飞行器系统过程：如在初中制导阶段，飞行器采用特种弹道，不需要考虑目标视线范围；在中末交接或者末制导阶段，目标出现在视场内；性能指标要考虑实验室仿真设备的最大能力，比如转台机械限位、目标阵面角度范围等；
模块M13：根据当前时刻飞行器姿态或目标视线状态，结合给定的坐标偏置角度，求性能指标对坐标偏置角度的梯度；
模块M14：根据模块M13求出的性能指标梯度，采用梯度下降、自适应动量矩等寻优算法更新坐标偏置角度；
模块M15：判断迭代过程是否完成：若是，则输出偏置角度；若否，则以更新的坐标偏置角度返回模块M13步重新计算；迭代完成从是否达到最大迭代次数或者是否满足迭代收敛精度进行判断。
8.根据权利要求6所述的基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展系统，其特征在于，所述模块M2包括如下模块：
模块M21：判断飞行器系统状态是否发生变化：若否，则采用模块M1确定的偏置角度作为偏置角度；若是，则对系统状态变化前后的偏置角度作平滑过渡，并将平滑后的偏置角度作为偏置角度；
模块M22：系统状态变化是飞行器控制方式改变、推力方式改变、优化性能指标改变等造成偏置角度发生跳变的情况；
模块M23：坐标偏置平滑过程将系统状态变化前后分为两个阶段，中间设计交接过程；坐标偏置平滑利用多项式函数或者三角函数实现一阶、二阶甚至高阶平滑效果。
9.根据权利要求6所述的基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展系统，其特征在于，所述模块M3包括运用模块M2得到的偏置角度，将飞行器相对地面坐标系下的俯仰、偏航和滚转角以及目标视线高低、方位角进行转换，得到相对试验坐标系下的等效俯仰、偏航和滚转角以及等效目标视线高低、方位角。
10.根据权利要求9所述的基于坐标偏置优化的弹目运动仿真能力拓展系统，其特征在于，所述模块M3还包括将等效俯仰、偏航和滚转角作为指令输入，驱动三轴转台或者五轴转台内三轴进行偏转，模拟飞行器姿态运动；将等效目标视线高低和方位角作为指令输入，驱动五轴转台外两轴偏转或者射频阵面角度信号输出，模拟目标空间方位变化。
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