CN114371633B - 一种半实物仿真装置、系统及其方法 - Google Patents

Abstract

本发明的一个实施例公开了一种半实物仿真装置、系统及其方法，所述装置包括：惯性测量模块、惯测辅助模拟模块、飞行管理模块和舵执行模块，其中，所述惯测辅助模拟模块用于为惯性测量模块提供飞行过程中导弹弹体弹性振动运动环境；所述惯性测量模块用于测量所述惯测辅助模拟模块复现的所述弹性振动运动环境中的导弹角速度，并将所述导弹角速度给飞行管理模块；所述飞行管理模块用于根据所述导弹角速度和模拟的导弹加速度生成舵指令并驱动舵执行模块。

Description

一种半实物仿真装置、系统及其方法

技术领域

本发明涉及半实物仿真领域。更具体地，涉及一种半实物仿真装置、系统及其方法。

背景技术

半实物仿真技术可应用于武器系统全生命周期的论证、分析、设计和评估等多个阶段，有效缩短研制周期，降低研发成本，是一种重要的地面仿真验证手段。通过半实物仿真技术，可以及时判断导弹设计的可行性，降低研制周期以及研制成本。传统的半实物仿真技术通常以弹体刚体动力学为研究对象，忽略了导弹在飞行过程中弹体弹性振动的影响。然而飞行过程中，由于弹体刚性运动、弹性振动、空气气动作用之间存在耦合现象，弹体弹性振动成为半实物仿真分析过程中不可忽略的因素。但是由于三轴转台动态性能存在限制，无法通过转台的运动来模拟高频率、低振幅的弹体弹性振动。

发明内容

有鉴于此，本发明的第一个实施例提供一种半实物仿真装置，包括：惯性测量模块、惯测辅助模拟模块、飞行管理模块和舵执行模块，其中，

所述惯测辅助模拟模块用于为惯性测量模块提供飞行过程中导弹弹体弹性振动运动环境；

所述惯性测量模块用于测量所述惯测辅助模拟模块复现的所述弹性振动运动环境中的导弹角速度，并将所述导弹角速度给飞行管理模块；

所述飞行管理模块用于根据所述导弹角速度和模拟的导弹加速度生成舵指令并驱动舵执行模块。

本发明的第二个实施例提供一种半实物仿真系统，包括：

根据第一个实施例所述的半实物仿真装置、仿真主控计算机、三轴转台和遥测计算机，其中，

所述仿真主控计算机用于生成模拟的导弹加速度；

所述三轴转台用于模拟导弹在整个飞行过程中的姿态运动；

所述遥测计算机用于保存遥测数据。

在一个具体实施例中，所述惯性测量模块安装在所述三轴转台上。

在一个具体实施例中，所述系统还包括：

供电装置，用于为半实物仿真装置供电。

本发明的第三个实施例提供进行半实物仿真的方法，包括：

S10：所述惯测辅助模拟模块接收弹性振动控制指令，为惯性测量模块提供飞行过程中导弹弹体弹性振动运动环境；

S15：所述惯性测量模块测量所述三轴转台以及惯测辅助模拟模块复现的所述弹性振动运动环境中的导弹角速度，并将所述导弹角速度给飞行管理模块；

S17：所述飞行管理模块根据所述导弹角速度和模拟的导弹加速度生成舵指令并驱动舵执行模块。

在一个具体实施例中，利用仿真主控计算机生成模拟的导弹加速度、所述弹性振动控制指令和控制三轴转台运动的转台控制指令。

在一个具体实施例中，所述方法还包括在进行S10之前对所述半实物仿真进行对接测试。

在一个具体实施例中，所述对接测试包括：仿真主控计算机与飞行管理模块对接测试、仿真主控计算机与惯性测量模块对接测试、仿真主控计算机与惯测辅助模拟模块对接测试、仿真主控计算机与舵执行模块对接测试、遥测计算机与飞行管理模块对接测试、遥测计算机与惯性测量模块对接测试、遥测计算机与舵执行模块对接测试、仿真主控计算机与三轴转台对接测试和仿真主控计算机、遥测计算机、半实物仿真装置、三轴转台以及供电电源的联试。

在一个具体实施例中，利用仿真主控计算机生成模拟的导弹加速度为：

其中，A_x，A_y，A_z分别为生成模拟的导弹三个方向加速度；N_x，N_y，N_z分别为导弹在三个方向上的过载；T_a为该环节周期；ξ_a为该环节阻尼比。

在一个具体实施例中，利用仿真主控计算机生成所述弹性振动控制指令和所述转台控制指令包括：

dV_x/dt＝(P_f+f_x)/md+ω_1z×V_y-ω_1y×V_z+g_1x-a_ex-a_cx

dV_y/dt＝f_y/md+ω_1x×V_z-ω_1z×V_x+g_1y-a_ey-a_cy

dV_z/dt＝f_z/md+ω_1y×V_x-ω_1x×V_y+g_1z-a_ez-a_cz

dω_ix/dt＝M_x/J_x+(J_y-J_z)×ω_iy×ω_iz/J_x

dω_iy/dt＝M_y/J_y+(J_z-J_x)×ω_ix×ω_iz/J_y

dω_iz/dt＝M_z/J_z+(J_x-J_y)×ω_ix×ω_iy/J_z

N_x＝(P_f+f_x)/(m_dg)

N_y＝f_y/(m_dg)

N_z＝f_z/(m_dg)

如果a₁₂≥1，则有a₁₂＝sign(a₁₂)

θ＝arcsin(a₁₂)

当|θ-π/2|×F_d≤0.1°时，

当|θ-π/2|×F_d＞0.1°时，

其中，T_min为仿真周期；V_x，V_y，V_z为弹体坐标系下导弹的速度；P_f为发动机的推力；md为导弹的质量；f_x，f_y，f_z为气动力；M_x，M_y，M_z为气动力矩；ω_1x，ω_1y，ω_1z分别为发射坐标系下导弹的角速度；ω_ix，ω_iy，ω_iz为弹体坐标系相对于发射惯性系的角速度在弹体坐标系下的投影；ω_d1x，ω_d1y，ω_d1z为地球自转角速度在弹体坐标系下的分量；g_1x，g_1y，g_1z为重力加速度的分量；a_ex，a_ey，a_ez为弹体坐标系下的牵连加速度；a_cx，a_cy，a_cz为弹体坐标系下的哥氏加速度；J_x，J_y，J_z为导弹转动惯量；N_x，N_y，N_z为导弹过载；X_d，Y_d，Z_d为发射坐标系下导弹的位置；q₀，q₁，q₂，q₃为四元数；θ，ψ，γ为导弹姿态角；q_iy,i＝1,2为第i阶振型在弹体坐标系y向广义坐标；q_iz,i＝1,2为第i阶振型在弹体坐标系z向广义坐标；ξ_i,i＝1,2为第i阶结构阻尼比；ω_i,i＝1,2为第i阶振型固有频率；为x(米)处的第i阶振型；/>为x(米)处的第i阶振型斜率；M_i第i阶振型的广义质量；x_σ为舵轴到弹尖的距离；F_yδ为舵在弹体坐标系下y向法向控制力；F_zδ为舵在弹体坐标系下z向法向控制力；n_x∑，n_y∑，n_zΣ为弹性过载；ω_xΣ，ω_xΣ，ω_x∑为弹性角速度；F_{yzk(L(i),R(i))}为在弹体坐标系下y向法向力；F_{zzk(L(i),R(i))}为在弹体坐标系下z向法向力；x_g惯性测量装置到弹尖的距离。D_LR为发动机距离弹尖的距离；g_n为自由落体运动标准重力加速度；g为海平面重力加速度，

根据上述计算得到的导弹姿态角生成所述转台控制指令；

根据上述计算得到的振动频率以及振幅生成所述弹性振动控制指令。

本发明的有益效果如下：

本发明提供一种半实物仿真装置、系统及其方法，通过建立导弹弹体弹性振动模拟的半实物仿真系统，以仿真主控计算机的弹性振动模块的计算结果为输入，通过惯测辅助模拟模块的电机运动控制，完成导弹弹性振动的半实物仿真模拟，解决了传统的半实物仿真方法无法模拟导弹弹性振动现象，具有广泛的应用前景。

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的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出根据本发明一个实施例的半实物仿真系统结构示意图；

图2示出根据本发明一个实施例的惯测辅助模拟模块结构示意图；

图3示出根据本发明一个实施例的进行半实物仿真方法流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。

如图1所示，一种半实物仿真系统，包括：

半实物仿真装置1、仿真主控计算机2、三轴转台3和遥测计算机4，

更具体地，半实物仿真装置包括：惯性测量模块10、惯测辅助模拟模块11、飞行管理模块12和舵执行模块13，其中，

如图2所示，所述惯测辅助模拟模块用于接收仿真主控计算机的弹性振动控制指令，使驱动电机运动，为惯性测量模块提供飞行过程中导弹弹体弹性振动运动环境；

所述惯性测量模块用于测量所述惯测辅助模拟模块复现的所述弹性振动运动环境中的导弹角速度，并将所述导弹角速度给飞行管理模块；

所述飞行管理模块用于根据所述导弹角速度和模拟的导弹加速度生成舵指令并驱动舵执行模块。

所述舵执行模块用于接收飞行管理模块的舵指令，控制舵面偏转，改变导弹飞行运动。

所述仿真主控计算机用于生成模拟的导弹加速度、用于控制三轴转台运动的转台控制指令和弹性振动控制指令。

所述三轴转台用于模拟导弹在整个飞行过程中的姿态运动，为惯性测量模块提供角运动模拟环境。

所述遥测计算机用于保存遥测数据，例如导弹角速度、模拟的导弹加速度、仿真过程中生成的舵指令等。

在一个具体实例中，所述惯性测量模块安装在所述三轴转台上。

在一个具体实施例中，所述系统还包括：供电装置，用于为半实物仿真装置供电。

在本实施例中，由于导弹在飞行过程中由于弹体结构是非刚体结构，在运动过程中存在弹性振动。但是转台动态性能存在限制，无法模拟微小振动，因而为了实现弹体弹性振动的模拟，本实施例采用仿真主控计算机通过弹体弹性运动方程计算得到的弹体弹性振动信息发送至惯测辅助模拟模块的电机，电机带动惯性测量模块，复现模拟飞行过程中弹体的弹性振动。惯性测量模块从三轴转台以及惯测辅助模拟模块中测量得到角速度信息，并输入至仿真主控机中进行气动力解算，以生成弹性振动控制指令，完成导弹弹体弹性振动的闭环仿真实现。

与上述实施例提供的半实物仿真系统相对应，如图3所示，本发明的一个实施例还提供一种进行半实物仿真方法，包括：

S10：所述惯测辅助模拟模块接收仿真主控计算机的弹性振动控制指令，为惯性测量模块提供飞行过程中导弹弹体弹性振动运动环境；

S12：所述惯性测量模块测量所述三轴转台以及惯测辅助模拟模块复现的所述弹性振动运动环境中的导弹角速度，并将所述导弹角速度给飞行管理模块；

在一个具体实施例中，利用仿真主控计算机生成用于控制三轴转台运动的转台控制指令，以使得三轴转台能够模拟导弹在整个飞行过程中的姿态运动，从而为惯性测量模块提供角运动模拟环境；

利用仿真主控计算机生成控制所述惯测辅助模拟模块的弹性振动控制指令，以使得所述惯测辅助模拟模块驱动内部电机运动，为惯性测量模块提供飞行过程中导弹弹体弹性振动运动环境。

具体地，利用仿真主控计算机生成转台控制指令和弹性振动控制指令包括：

dV_x/dt＝(P_f+f_x)/md+ω_1z×V_y-ω_1y×V_z+g_1x-a_ex-a_cx

dV_y/dt＝f_y/md+ω_1x×V_z-ω_1z×V_x+g_1y-a_ey-a_cy

dV_z/dt＝f_z/md+ω_1y×V_x-ω_1x×V_y+g_1z-a_ez-a_cz

dω_ix/dt＝M_x/J_x+(J_y-J_z)×ω_iy×ω_iz/J_x

dω_iy/dt＝M_y/J_y+(J_z-J_x)×ω_ix×ω_iz/J_y

dω_iz/dt＝M_z/J_z+(J_x-J_y)×ω_ix×ω_iy/J_z

N_x＝(P_f+f_x)/(m_dg)

N_y＝f_y/(m_dg)

N_z＝f_z/(m_dg)

如果a₁₂≥1，则有a₁₂＝sign(a₁₂)

θ＝arcsin(a₁₂)

当|θ-π/2|×F_d≤0.1°时，

当|θ-π/2|×F_d＞0.1°时，

其中，T_min为仿真周期；V_x，V_y，V_z为弹体坐标系下导弹的速度；P_f为发动机的推力；md为导弹的质量；f_x，f_y，f_z为气动力；M_x，M_y，M_z为气动力矩；ω_1x，ω_1y，ω_1z分别为发射坐标系下导弹的角速度；ω_ix，ω_iy，ω_iz为弹体坐标系相对于发射惯性系的角速度在弹体坐标系下的投影；ω_d1x，ω_d1y，ω_d1z为地球自转角速度在弹体坐标系下的分量；g_1x，g_1y，g_1z为重力加速度的分量；a_ex，a_ey，a_ez为弹体坐标系下的牵连加速度；a_cx，a_cy，a_cz为弹体坐标系下的哥氏加速度；J_x，J_y，J_z为导弹转动惯量；N_x，N_y，N_z为导弹过载；X_d，Y_d，Z_d为发射坐标系下导弹的位置；q₀，q₁，q₂，q₃为四元数；θ，ψ，γ为导弹姿态角；q_iy,i＝1,2为第i阶振型在弹体坐标系y向广义坐标；q_iz,i＝1,2为第i阶振型在弹体坐标系z向广义坐标；ξ_i,i＝1,2为第i阶结构阻尼比；ω_i,i＝1,2为第i阶振型固有频率；为x(米)处的第i阶振型；/>为x(米)处的第i阶振型斜率；M_i第i阶振型的广义质量；x_σ为舵轴到弹尖的距离；F_yδ为舵在弹体坐标系下y向法向控制力；F_zδ为舵在弹体坐标系下z向法向控制力；n_x∑，n_y∑，n_z∑为弹性过载；ω_x∑，ω_x∑，ω_xΣ为弹性角速度；F_{yzk(L(i),R(i))}为在弹体坐标系下y向法向力；F_{zzk(L(i),R(i))}为在弹体坐标系下z向法向力；x_g惯性测量装置到弹尖的距离。D_LR为发动机距离弹尖的距离；g_n为自由落体运动标准重力加速度；g为海平面重力加速度，

根据上述计算得出的导弹姿态角生成转台控制指令；

根据上述计算得出的振动频率以及振幅生成弹性振动控制指令。

S15：所述飞行管理模块根据所述导弹角速度和模拟的导弹加速度生成舵指令并驱动舵执行模块。

具体地，利用仿真主控计算机生成模拟的导弹加速度为：

其中，A_x，A_y，A_z分别为生成模拟的导弹三个方向加速度；N_x，N_y，N_z分别为导弹在三个方向上的过载；T_a为该环节周期；ξ_a为该环节阻尼比。

在本实施例中，进行半实物仿真前，供电电源分别向飞行管理模块、惯性测量模块、惯测辅助模拟模块、舵执行模块供电，并选择弹道装订参数。

在进行半实物仿真中，仿真主控计算机进行导弹模型、弹体弹性振动模型的计算，根据导弹模型计算得到的导弹姿态角生成控制三轴转台运动的弹性振动控制指令从而控制三轴转台运动；通过导弹弹性振动模型计算得到的振动频率以及振幅生成弹性振动控制指令从而控制惯测辅助模拟模块的电机运动，为安装在三轴转台上的惯性测量模块提供飞行过程中导弹弹性弹体姿态运动模拟环境。

同时，仿真主控计算机按照约定周期将惯性测量模块实际探测到的导弹角速度和模型计算的导弹加速度一起转发至飞行管理模块。飞行管理模块通过惯性测量模块探测的导弹角速度和加速度信息进行导航、制导与控制计算，生成舵指令并转换为PWM信号驱动舵执行机构，形成弹上遥测信息下传至模拟发控/遥测计算机保存。舵执行机构依据舵指令生成舵偏角，舵执行机构依据舵指令进行伺服运动，控制舵面的角度偏转，改变导弹飞行运动轨迹，同时，舵面偏转角度值反馈给飞行管理模块和仿真计算机。仿真计算机将舵偏角反馈引入弹体模型计算，构成闭环半实物仿真试验。

在一个具体实施例中，所述方法还包括在进行S10之前对所述半实物仿真进行对接测试。

更具体地，所述对接测试包括：

仿真主控计算机与飞行管理模块对接测试：仿真主控计算机模拟数据链功能，与飞行管理模块进行485接口通信测试。测试内容包括：自检命令测试、装订命令测试、周期性采集命令测试。

仿真主控计算机与惯性测量模块对接测试：仿真主控计算机与惯性测量模块进行422接口通信测试，测试内容包括：惯导信息全转发测试、惯导敏感加速度信息替换测试、惯导信息全替换测试。

仿真主控计算机与惯测辅助模拟模块对接测试：仿真主控计算机与惯测辅助模拟模块进行422接口通信测试，测试内容包括：惯测辅助模拟模块电机驱动与反馈测试。

仿真主控计算机与舵执行模块对接测试：仿真主控计算机与舵执行模块进行485接口通信测试，测试内容为舵反馈采集测试。

遥测计算机与飞行管理模块对接测试：遥测计算机与飞行管理模块进行遥测下传与综合命令对接测试，测试内容包括：遥测数据采集测试、自检命令测试、装订参数命令测试、导航命令测试、舵系统测试命令。

遥测计算机与惯性测量模块对接测试：遥测计算机与惯性测量模块进行通信命令测试，测试内容包括：自检命令测试、初始采集命令测试、信息采集命令测试。

遥测计算机与舵执行模块对接测试：遥测计算机与舵执行模块进行通信命令测试，测试内容包括：自检命令测试、调零命令测试、三角波测试、阶跃测试。

仿真主控计算机与三轴转台对接测试和仿真主控计算机、遥测计算机、半实物仿真装置、三轴转台以及供电电源的联试。

显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (6)

1.一种进行半实物仿真的方法，其特征在于，所述方法利用半实物仿真系统进行，所述半实物仿真系统包括半实物仿真装置、仿真主控计算机、三轴转台和遥测计算机，其中，

半实物仿真装置包括：惯性测量模块、惯测辅助模拟模块、飞行管理模块和舵执行模块，其中，

所述惯测辅助模拟模块用于为惯性测量模块提供飞行过程中导弹弹体弹性振动运动环境；

所述惯性测量模块用于测量所述惯测辅助模拟模块复现的所述弹性振动运动环境中的导弹角速度，并将所述导弹角速度给飞行管理模块；

所述飞行管理模块用于根据所述导弹角速度和模拟的导弹加速度生成舵指令并驱动舵执行模块；

所述仿真主控计算机用于生成模拟的导弹加速度；

所述三轴转台用于模拟导弹在整个飞行过程中的姿态运动；

所述遥测计算机用于保存遥测数据；

所述方法包括：

S10：所述惯测辅助模拟模块接收弹性振动控制指令，为惯性测量模块提供飞行过程中导弹弹体弹性振动运动环境；

S15：所述惯性测量模块测量所述三轴转台以及惯测辅助模拟模块复现的所述弹性振动运动环境中的导弹角速度，并将所述导弹角速度给飞行管理模块；

S17：所述飞行管理模块根据所述导弹角速度和模拟的导弹加速度生成舵指令并驱动舵执行模块；

利用仿真主控计算机生成模拟的导弹加速度、所述弹性振动控制指令和控制三轴转台运动的转台控制指令；

其中，利用仿真主控计算机生成所述弹性振动控制指令和所述转台控制指令包括：

dV_x/dt＝(P_f+f_x)/md+ω_1z×V_y-ω_1y×V_z+g_1x-a_ex-a_cx

dV_y/dt＝f_y/md+ω_1x×V_z-ω_1z×V_x+g_1y-a_ey-a_cy

dV_z/dt＝f_z/md+ω_1y×V_x-ω_1x×V_y+g_1z-a_ez-a_cz

dω_ix/dt＝M_x/J_x+(J_y-J_z)×ω_iy×ω_iz/J_x

dω_iy/dt＝M_y/J_y+(J_z-J_x)×ω_ix×ω_iz/J_y

dω_iz/dt＝M_z/J_z+(J_x-J_y)×ω_ix×ω_iy/J_z

N_x＝(P_f+f_x)/(m_dg)

N_y＝f_y/(m_dg)

N_z＝f_z/(m_dg)

如果a₁₂≥1，则有a₁₂＝sign(a₁₂)

θ＝arcsin(a₁₂)

当|θ-π/2|×F_d≤0.1°时，

当|θ-π/2|×F_d>0.1°时，

其中，T_min为仿真周期；V_x，V_y，V_z为弹体坐标系下导弹的速度；P_f为发动机的推力；md为导弹的质量；f_x，f_y，f_z为气动力；M_x，M_y，M_z为气动力矩；ω_1x，ω_1y，ω_1z分别为发射坐标系下导弹的角速度；ω_ix，ω_iy，ω_iz为弹体坐标系相对于发射惯性系的角速度在弹体坐标系下的投影；ω_d1x，ω_d1y，ω_d1z为地球自转角速度在弹体坐标系下的分量；g_1x，g_1y，g_1z为重力加速度的分量；a_ex，a_ey，a_ez为弹体坐标系下的牵连加速度；a_cx，a_cy，a_cz为弹体坐标系下的哥氏加速度；J_x，J_y，J_z为导弹转动惯量；N_x，N_y，N_z为导弹过载；X_d，Y_d，Z_d为发射坐标系下导弹的位置；q₀，q₁，q₂，q₃为四元数；θ，ψ，γ为导弹姿态角；q_iy,i＝1,2为第i阶振型在弹体坐标系y向广义坐标；q_iz,i＝1,2为第i阶振型在弹体坐标系z向广义坐标；ξ_i,i＝1,2为第i阶结构阻尼比；ω_i,i＝1,2为第i阶振型固有频率；为x(米)处的第i阶振型；/>为x(米)处的第i阶振型斜率；M_i第i阶振型的广义质量；x_σ为舵轴到弹尖的距离；F_yδ为舵在弹体坐标系下y向法向控制力；F_zδ为舵在弹体坐标系下z向法向控制力；n_xΣ，n_yΣ，n_z∑为弹性过载；ω_x∑，ω_x∑，ω_x∑为弹性角速度；F_{yzk(L(i),R(i))}为在弹体坐标系下y向法向力；F_{zzk(L(i),R(i))}为在弹体坐标系下z向法向力；x_g惯性测量装置到弹尖的距离；D_LR为发动机距离弹尖的距离；g_n为自由落体运动标准重力加速度；g为海平面重力加速度，

根据上述计算得到的导弹姿态角生成所述转台控制指令；

根据上述计算得到的振动频率以及振幅生成所述弹性振动控制指令。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述惯性测量模块安装在所述三轴转台上。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述半实物仿真系统还包括：

供电装置，用于为半实物仿真装置供电。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括在进行S10之前对所述半实物仿真进行对接测试。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述对接测试包括：仿真主控计算机与飞行管理模块对接测试、仿真主控计算机与惯性测量模块对接测试、仿真主控计算机与惯测辅助模拟模块对接测试、仿真主控计算机与舵执行模块对接测试、遥测计算机与飞行管理模块对接测试、遥测计算机与惯性测量模块对接测试、遥测计算机与舵执行模块对接测试、仿真主控计算机与三轴转台对接测试和仿真主控计算机、遥测计算机、半实物仿真装置、三轴转台以及供电电源的联试。

6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，利用仿真主控计算机生成模拟的导弹加速度为：

其中，A_x，A_y，A_z分别为生成模拟的导弹三个方向加速度；N_x，N_y，N_z分别为导弹在三个方向上的过载；T_a为环节周期；ξ_a为环节阻尼比。