CN203966431U - 一种灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，该灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统设置影像生成模块、目标图像模块、二维平动架、目标探测模块、卫星惯性组合导航模块、飞控计算机、舵机X4、跟踪器控制模块、五轴运动控制台、三轴转台、飞行仿真总控制台、网络HUB、教学终端；因此本实用新型实现了灵巧弹药装置目标探测与控制仿真，为教学提供了很好的模拟工具，有利于提高教学的水平。

Description

一种灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统

技术领域

本实用新型属于灵巧弹药研究技术领域，尤其涉及一种灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统。 

背景技术

目前，现代战争对武器系统的精确性提出了更高的要求，这就要求武器系统具有“首发命中、精确打击”的能力。从弹药系统的发展来看，已从最初的无控弹药发展到目前的导弹等。而导弹属于精确打击弹药，因其成本太高，不能大量装备部队，故如何提高传统弹药的精确打击能力称为各国研制制导弹药的发展方向。随着微电子技术、信息技术的发展，对改进现有常规弹药的射击精度，设计灵巧弹药提供了技术基础。目前国内外均致力于发展灵巧弹药，灵巧弹药是介于导弹与无控弹药的一种新型弹药，典型代表就是制导炮弹和弹道修正弹。 

为了适应弹药的发展方向，为研制灵巧弹药提供一个全新的研究与试验平台，更好的了解和掌握灵巧弹药武器系统中的目标探测与控制系统的原理，设计了灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，该系统用于对灵巧弹药中的可见光目标制导武器系统进行半物理仿真实验，通过相应的探测与控制回路演示灵巧弹药装置目标探测与控制系统的原理与基本特性，可为本科生及研究生开展相关课程的教学及实验研究，也可作为相关科研课题的研究平台，实现对探测与制导中的探测与控制算法研究和试验，从智能化弹药的角度为改进现有弹药和设计全新弹药提供新的技术途径。 

所谓灵巧弹药就是在外弹道段上能自身搜索、识别目标，或者自身搜索、识别目标后还能跟踪目标，直至命中和毁伤目标的弹药。由此可见，灵巧弹药就是将导弹的制导与控制系统应用到常规弹药中去，使得常规弹药具备导精确打击目标的能力。由于导弹与常规弹药的发射平台及使用环境迥异，不能完全照搬导弹制导与控制系统设计，必须根据实际弹种来量身定做。但从基本原理而言，导弹与灵巧弹药在目标探测与识别、弹丸姿态控制等方面又具有相同的特点，故可将灵巧弹药中的目标探测与控制系统通过实验室设备进行模拟，揭示目标探测与控制过程的基本原理和工作过程，为教学和科研提供一个半物理仿真平台。 

要在实验室进行灵巧弹药的模拟，必须具备的条件就是该系统要有目标运动模拟及影像生成能力、目标探测与识别功能、弹道解算及控制功能、弹丸姿态测量功能等。 

实用新型内容

本实用新型为解决现有缺少实验室进行灵巧弹药模拟系统的问题而提供一种结构简单、安装使用方便、提高工作效率的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统。 

本实用新型为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是： 

本实用新型实施例的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，该灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统包括：影像生成模块、目标图像模块、二维平动架、目标探测模块、卫星惯性组合导航模块、飞控计算机、舵机X4、跟踪器控制模块、五轴运动控制台、三轴转台、飞行仿真总控制台、网络HUB、教学终端； 

用于生成可见光场景的影像生成模块； 

与影像生成模块连接，接收影像生成模块生成的可见光场景，生成移动目标的目标图像模块； 

与目标图像模块连接，用于模拟移动目标及相适配的背景二维平面上的运动，为目标模拟显示屏提供二维运动环境，模拟目标和探测装置中心线的相对位置的二维平动架； 

与目标图像模块连接，用于对场景中的目标进行探测与跟踪的目标探测模块； 

用于测得弹丸的姿态信息，并传送给飞控计算机的卫星惯性组合导航模块； 

与卫星惯性组合导航模块连接，用于根据目标信息和弹丸姿态，经过解算输出控制信号给执行机构舵机X4的飞控计算机； 

与飞控计算机连接，用于通过舵机测角装置输出控制信号给飞行仿真总控制台的舵机X4； 

与目标探测模块连接，用于实现目标跟踪控制的跟踪器控制模块； 

与二维平动架连接，用于实现转台五轴运动控制的五轴运动控制台； 

与五轴运动控制台连接，接收五轴运动控制台的控制，实现调整俯仰、偏航、滚转等方位，带动探测器使其视角式中扫描运动目标的三轴转台； 

与飞控计算机、跟踪器控制模块和五轴运动控制台连接，用于实现对飞控计算机、跟踪器控制模块和五轴运动控制台指令操控的飞行仿真总控制台； 

与飞行仿真总控制台连接，用于实现教学终端与飞行仿真总控制台连接的网络HUB； 

与网络HUB连接，用于实现灵巧弹药目标探测与控制仿真教学的教学终端。 

本实用新型还可以采用如下技术措施： 

在本实用新型的实施例中，二维平动架由机械结构、驱动电机、控制系统、检测系统和仿真通讯接口组成。 

进一步，二维平动架采用二根立柱和一根水平横樑作为平动框架的主体结构，铅垂运动机构安装在一根特型的立樑上，立樑上安装直线运动机构和导轨副、直线伺服电机、码盘、 失电制动器、限位开关和零位开关各种电气装置；横樑作为立樑的支撑基座，安装水平运动的机构和电气拖动装置，如直滚伺服电机、码盘、失电制动器和其它电气装置，立樑通过直线滑动轴承与导轨连接，在铅垂运动平台上有一个用于安装液晶显示屏的支架。 

进一步，二维平动架采用光电码盘作为位置传感器，同步轮的直径为100mm，每转一圈可产生314mm线运动，码盘测角分辩度0.05，从而可以获得0.044mm的测量分辨度。 

进一步，二维平动架由水平运动轴和铅垂运动轴两部分组成。 

进一步，采用CCD视探测装置DC/DW 609系列摄像机的目标探测模块。 

进一步，三轴转台采用立式U-U-T框架结构，盘心距为150mm，回转中心高度为1500mm，视场角为±20°。 

本实用新型具有的优点和积极效果是：由于本实用新型设置影像生成模块、目标图像模块、二维平动架、目标探测模块、卫星惯性组合导航模块、飞控计算机、舵机X4、跟踪器控制模块、五轴运动控制台、三轴转台、飞行仿真总控制台、网络HUB、教学终端；实现了灵巧弹药装置目标探测与控制仿真，为教学提供了很好的模拟工具，有利于提高教学的水平。 

附图说明

图1是本实用新型实施例提供的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统结构示意图； 

图中：1、影像生成模块；2、目标图像模块；3、二维平动架；4、目标探测模块；5、卫星惯性组合导航模块；6、飞控计算机；7、舵机X4；8、跟踪器控制模块；9、五轴运动控制台；10、三轴转台；11、飞行仿真总控制台；12、网络HUB；13、教学终端。 

具体实施方式

为能进一步了解本实用新型的发明内容、特点及功效，兹例举以下实施例，并配合附图详细说明如下：本实用新型所用到的模块都属于已知模块，在购买硬件模块时，已经安装有模块。本实用新型不存在软件或方法的创新。 

请参阅图1： 

如图1所示，本实用新型实施例的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统主要由：影像生成模块1、目标图像模块2、二维平动架3、目标探测模块4、卫星惯性组合导航模块5、飞控计算机6、舵机X47、跟踪器控制模块8、五轴运动控制台9、三轴转台10、飞行仿真总控制台11、网络HUB12、教学终端13组成； 

用于生成可见光场景的影像生成模块1； 

与影像生成模块1连接，接收影像生成模块1生成的可见光场景，生成移动目标的目标图像模块2； 

与目标图像模块2连接，用于模拟移动目标及相适配的背景二维平面上的运动，为目标 模拟显示屏提供二维运动环境，模拟目标和探测装置中心线的相对位置的二维平动架3； 

与目标图像模块2连接，用于对场景中的目标进行探测与跟踪的目标探测模块4； 

用于测得弹丸的姿态信息，并传送给飞控计算机6的卫星惯性组合导航模块5； 

与卫星惯性组合导航模块5连接，用于根据目标信息和弹丸姿态，经过解算输出控制信号给执行机构舵机X47的飞控计算机6； 

与飞控计算机6连接，用于通过舵机测角装置输出控制信号给飞行仿真总控制台11的舵机X47； 

与目标探测模块4连接，用于实现目标跟踪控制的跟踪器控制模块8； 

与二维平动架3连接，用于实现转台五轴运动控制的五轴运动控制台9； 

与五轴运动控制台9连接，接收五轴运动控制台9的控制，实现调整俯仰、偏航、滚转等方位，带动探测器使其视角式中扫描运动目标的三轴转台10； 

与飞控计算机6、跟踪器控制模块8和五轴运动控制台9连接，用于实现对飞控计算机6、跟踪器控制模块8和五轴运动控制台9指令操控的飞行仿真总控制台11； 

与飞行仿真总控制台11连接，用于实现教学终端与飞行仿真总控制台11连接的网络HUB12； 

与网络HUB12连接，用于实现灵巧弹药目标探测与控制仿真教学的教学终端13。 

本实用新型的工作原理：由影像生成模块及目标景象模块生成可见光场景和移动目标，可见光场景采用景象图片，不同的目标配以不同的景象图片，通过图象显示终端显示景象生成计算机所产生的实景，运动目标使用动画技术制作，如飞机、坦克、装甲车辆等，其中飞机采用三维模型目标，其余目标采用二维图像目标，目标则在景象背景中运动。可见光目标探测器对场景中的目标进行探测与跟踪，可见光目标探测器固定在探测转台上，具有一定的视角，在转台的带动下，视线在景象屏幕上扫描，目标探测装置能扫描运动目标，将目标图像信息传送给目标跟踪控制装置，然后由目标跟踪装置进行处理，解算出目标的高低角和方位角的角位置和角速率误差，将其传输给飞控计算机；同时卫星惯性组合导航装置测得弹丸的姿态信息，并将其传送给飞控计算机，飞控计算机根据目标信息和弹丸姿态，经过解算输出控制信号给执行机构，即舵机，执行机构通过舵机测角装置输出控制信号给飞行仿真总控制台，总控制台发送控制指令给三轴转台，三轴转台则调整俯仰、偏航、滚转等方位，带动探测器使其视角式中扫描运动目标，从而完成对目标的持续探测与跟踪。 

目标探测模块的探测视场角只占移动显示屏的25％到50％尺寸，当目标移动时，探测装置也将能自动跟踪移动，以保证探测器始终能看到显示屏中的全幅图像。 

二维平动架是模拟移动目标及相适配的背景二维平面上的运动，为目标模拟显示屏提供 二维运动环境，模拟目标和探测装置中心线的相对位置。仿真试验时，二维平动架接收来自仿真计算机的两个方向的位置驱动信号，并反馈相应的二维位置值；二维平动架由机械结构、驱动电机、控制系统、检测系统和仿真通讯接口等组成。机械结构、驱动电机、控制系统及仿真通讯接口构成可独立运行的主体设备，可以运行在自检、位置设定、标准函数测试运行等模式下。检测系统包括检测计算机、仿真通讯接口和其它专用通讯接口卡，可实现仿真计算机与该设备间的数据通讯，能采集设备运行数据。 

二维平动架由X方向(水平运动轴)和Y方向(铅垂运动轴)两部分组成，24寸的液晶显示屏安装在Y方向的运动平板上，可在铅垂方向±1m的范围内做纵向直线扫描运动，同时整个纵向扫描机构又安装在X方向运动平台上，可在X方向做±1.5m的横向水平运动。 

本发明拟采用直流力矩电机和同步轮同步带作为拖动动力装置。 

二维平动架采用二根立柱和一根水平横樑作为平动框架的主体结构，铅垂运动机构安装在一根特型的立樑上，该特型立樑采用复合材料或铝合金定制生产，具有较大的刚度，并且尽量减小重量。立樑上安装直线运动机构和导轨副、直线伺服电机、码盘、失电制动器、限位开关和零位开关等各种电气装置。横樑作为立樑的支撑基座，安装水平运动的机构和电气拖动装置，如直滚伺服电机、码盘、失电制动器和其它电气装置。为保证铅垂立樑运动中的刚度和位置精度，立樑通过直线滑动轴承与导轨连接，保证立樑运动平稳性，提高立樑的运动精度。在铅垂运动平台上有一个用于安装液晶显示屏的支架。 

Y轴运动机构在立樑上安装有一付直线导轨副(直线滑动轴承)，直流伺服电机安装在立樑上，通过同步轮拖动同步带运动，安装液晶显示器的拖板随同步带一起运动。在立樑上还设有失电制动器，拖板正常运动时，失电制动器通电，由电磁铁将制动靴吸起，对拖板的运动不产生制动力，而当平动架失电时通过弹簧力将拖板压在立樑上，防止拖板在重力的作用下滑落。在立樑上部和下部设有防撞缓冲装置和越位保护行程开关，当伺服运动机构失效可有效地切断电源，保护机构的安全。 

二维平动架采用光电码盘作为位置传感器，码盘与同步轮同轴安装，可以通过同步轮的转角来转换为平动架的线运动。同步轮的直径为100mm，每转一圈可产生314mm线运动，码盘测角分辩度0.05，从而可以获得0.044mm的测量分辨度。 

目标探测装置： 

目标探测装置采用CCD视探测装置DC/DW 609系列摄像机提供杰出的性能，时尚的设计和合理的价格，无疑是闭路监控的理想选择。 

目标跟踪器由目标探测装置提供基本的图像信号，由目标跟踪控制器实现目标识别和目标跟踪，向灵巧弹飞行控制器提供弹目相对运动的角速率偏移信号。目标跟踪控制器采用通 用计算机实现。 

目标跟踪控制器通过CCD摄像头获取外部的图像信息，通过数字接口电路将数字信号传递给跟踪处理器，跟踪处理器完成图像信息处理后，输出角位置偏差信号，通过串行数字接口向跟踪伺服装置的控制计算机发送图像跟踪信号，实现对目标的跟踪。 

跟踪处理器需要实时对图像进行处理，检测出图像中的目标，同时对图像进行压缩和本身的状态进行检查，实时输出目标的角偏差信号、状态信息及叠加处理信息的图像数据。 

跟踪处理器用于对图像信号的综合处理，包括对视频图像信号的处理、跟踪角误差形成、自身的状态实时监测、与外围计算机的信息交互、电视图像的叠加处理以及交互信息的实时输出，其主要任务和功能是： 

(1)对视频信号进行处理，完成对目标的检测与跟踪，并实时把跟踪信号送给控制计算机； 

(2)对处理机进行检查，并实时将上述状态参数送给控制计算机； 

(3)接收控制计算机的中断信号，控制空载信息处理机由待机状态转运行状态。 

三轴转台，结构采用立式U-U-T框架结构，盘心距为150mm，回转中心高度为1500mm，视场角为±20°。以提高转台的固有频率，框架采用铝合金构件，在保证构件具有足够的强度和刚度条件下，可大大减少轴系的转动惯量。 

三轴转台由转台台体和转台控制系统组成。 

转台采用立式U-U-T结构形式，用于飞行器运动模拟的三轴转台的内轴采用T形结构方案，产品可以安装在负载安装盘的夹具上，俯仰框采用封闭的U形结构，采用力矩电机拖动，方位框采用U形结构，拖动电机在轴系的下方。各轴均配置大力矩直流电机作为驱动动力，以高精度的位置反馈元件作为角位置反馈元件。为保证转台的结构刚性，需进行结构动力学计算，尽量提高各框架结构刚度及强度，提高其固有频率，并减少各轴系的转动惯量，同时还需综合考虑加工工艺性和可维护性。 

飞行仿真总控制台主要功能是实现制导武器平台的飞行动力学仿真，并向仿真物理效应设备发送控制指令，实现制导武器平台的闭环仿真。仿真计算机系统由仿真计算机、飞行动力学仿真软件和其它接口电路组成，对飞行器实现飞行仿真首先要根据所研究的对象建立其数学模型。若把飞行器看成一个刚体，则它在空间的运动可以看作是质心的移动和绕质心转动的合成运动。质心的运动取决于作用在飞行器上的力，绕质心的转动则取决于作用在飞行器上相对于质心的力矩。在飞行中，作用在飞行器上的力主要有：机体空气动力、发动机的推力、控制力及重力。 

1.飞行器质心运动的动力学方程组：根据动力学原理，矢量在惯性系对时间的导数与 同一矢量在动坐标系中对时间的导数之差等于矢量本身与动坐标系的转动角速度的矢量乘积，即： 

$\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=\frac{\mathrm{\δV}}{\mathrm{\δt}}+\mathrm{\Ω}\×V---\left(\mathrm{3.6.1}\right)$

式中：——在惯性坐标系中速度矢量对时间的导数； 

——在动坐标系中速度矢量对时间的导数； 

上式改写为： 

$m\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=m(\frac{\mathrm{\δV}}{\mathrm{\δt}}+\mathrm{\Ω}\×V)=F---\left(\mathrm{3.6.2}\right)$

则： 

$m\frac{\mathrm{\δV}}{\mathrm{\δt}}=F-\mathrm{m\ω}\×V=F-m\left|\begin{array}{ccc}i& j& k\\ {\mathrm{\Ω}}_{x_2}& {\mathrm{\Ω}}_{y_2}& {\mathrm{\Ω}}_{z_2}\\ v_{x_2}& v_{y_2}& v_{z_2}\end{array}\right|=F-\left|\begin{array}{ccc}i& j& k\\ {\mathrm{\Ω}}_{x_2}& {\mathrm{\Ω}}_{y_2}& {\mathrm{\Ω}}_{z_2}\\ V& 0& 0\end{array}\right|$

根据弹道坐标系与地面坐标系之间的转换可得： 

$\mathrm{\Ω}={\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}_v+\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}$

式中分别在地面坐标系Oy轴和弹道坐标系OZ₂轴上，于是得到 

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\Ω}}_{x_2}\\ {\mathrm{\Ω}}_{y_2}\\ {\mathrm{\Ω}}_{z_2}\end{array}\right]=L(\mathrm{\θ},{\mathrm{\ψ}}_v)\left[\begin{array}{c}0\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}_v\\ 0\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}0\\ 0\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}_v\sin \mathrm{\θ}\\ {\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}_v\cos \mathrm{\θ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\end{array}\right]$

$\mathrm{\Ω}\×V=V{\stackrel{\·}{\mathrm{\θj}}}_2-V{\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}}_v\cos \mathrm{\θ}{k}_2$

所以最后有： 

$\left.\begin{array}{c}m\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}=F_{x_2}+P_{x_2}\\ \mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\θ}}{\mathrm{dt}}=F_{y_2}+P_{y_2}\\ -\mathrm{mV}\cos \mathrm{\θ}\frac{d{\mathrm{\ψ}}_v}{\mathrm{dt}}=F_{z_2}+P_{z_2}\end{array}\right\}$

其中是除推力外飞行器所有外力(总空气动力，重力等)分别在OX₂Y₂Z₂各轴上分力的代数和，则是推力在OX₂Y₂Z₂各轴上的分量。 

对于低速滚转飞行器，假设是在平行重力场中飞行，推力矢量与机体纵轴重合，而空气动力是沿准速度坐标系分解，控制力是沿准机体坐标系分解。利用相应的转换矩阵，求出推力、空气动力、重力和控制力在弹道坐标系Ox₂y₂z₂各轴上的投影，带入上式有： 

$\left[\begin{array}{c}m\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}\\ \mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\θ}}{\mathrm{dt}}\\ -\mathrm{mV}\cos \mathrm{\θ}\frac{d{\mathrm{\ψ}}_v}{\mathrm{dt}}\end{array}\right]=L^T\left({\mathrm{\γ}}_v^{*}\right)L_{45}^T({\mathrm{\α}}^{*},{\mathrm{\β}}^{*})\left[\begin{array}{c}P\\ 0\\ 0\end{array}\right]+L^T\left({\mathrm{\γ}}_v^{*}\right)\left[\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right]+L_{\mathrm{kp}}(\mathrm{\θ},{\mathrm{\ψ}}_v)\left[\begin{array}{c}0\\ G\\ 0\end{array}\right]+L^T\left({\mathrm{\γ}}_v^{*}\right)L_{45}^T({\mathrm{\α}}^{*},{\mathrm{\β}}^{*})\left[\begin{array}{c}{F}_{{\mathrm{cx}}_4}\\ F_{{\mathrm{cy}}_4}\\ F_{{\mathrm{cz}}_4}\end{array}\right]$

由于可以视为零，并且与推力矢量均沿准单体系坐标轴方向，于是 

$\left[\begin{array}{c}m\frac{\mathrm{dV}}{\mathrm{dt}}\\ \mathrm{mV}\frac{\mathrm{d\θ}}{\mathrm{dt}}\\ -\mathrm{mV}\cos \mathrm{\θ}\frac{d{\mathrm{\ψ}}_v}{\mathrm{dt}}\end{array}\right]=L^T\left({\mathrm{\γ}}_v^{*}\right)L_{45}^T({\mathrm{\α}}^{*},{\mathrm{\β}}^{*})\left[\begin{array}{c}P\\ F_{{\mathrm{cy}}_4}\\ F_{{\mathrm{cz}}_4}\end{array}\right]+L^T\left({\mathrm{\γ}}_v^{*}\right)\left[\begin{array}{c}X\\ Y\\ Z\end{array}\right]+L_{\mathrm{kp}}(\mathrm{\θ},{\mathrm{\ψ}}_v)\left[\begin{array}{c}0\\ G\\ 0\end{array}\right]---\left(\mathrm{3.6.3}\right)$

式中：X、Y和Z表示机体空气动力在准速度坐标系下的三个分量；P为推力；m为飞行器质量。 

2.飞行器绕质心转动的动力学方程： 

低速滚转飞行器绕质心转动的动力学方程写成在准机体坐标系下的标量形式最简单。设准机体系Ox₄y₄z₄相对于地面坐标系的转动角速度为ω'，则有 

机体坐标系相对于地面坐标系的转动角速度ω可以写成： 

$\mathrm{\ω}={\mathrm{\ω}}^{\′}+\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}$

也就是说： 

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{x_4}^{\′}\\ {\mathrm{\ω}}_{y_4}^{\′}\\ {\mathrm{\ω}}_{z_4}^{\′}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\mathrm{\ω}}_{x_4}-\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\\ {\mathrm{\ω}}_{y_4}\\ {\mathrm{\ω}}_{z_4}\end{array}\right]$

由动量距定理有： 

$\frac{\mathrm{dH}}{\mathrm{dt}}=\frac{\mathrm{\δH}}{\mathrm{\δt}}+{\mathrm{\ω}}^{\′}\×H=M$

$\frac{\mathrm{\δH}}{\mathrm{\δt}}=J_{x_4}\frac{d{\mathrm{\ω}}_{x_4}}{\mathrm{dt}}{i}_4+J_{y_4}\frac{d{\mathrm{\ω}}_{y_4}}{\mathrm{dt}}{j}_4+J_{z_4}\frac{d{\mathrm{\ω}}_{z_4}}{\mathrm{dt}}{k}_4$

这里是惯性空间的动量距在准机体坐标系中的投 影。 

${\mathrm{\ω}}^{\′}\×H=\left[\begin{array}{ccc}{i}_4& j_4& k_4\\ {\mathrm{\ω}}_{x_4}^{\′}& {\mathrm{\ω}}_{y_4}^{\′}& {\mathrm{\ω}}_{z_4}^{\′}\\ J_{x_4}{\mathrm{\ω}}_{x_4}& J_{y_4}{\mathrm{\ω}}_{y_4}& J_{z_4}{\mathrm{\ω}}_{z_4}\end{array}\right]$

最后得到： 

$\left.\begin{array}{c}{J}_{x_4}\frac{d{\mathrm{\ω}}_{x_4}}{\mathrm{dt}}=M_{x_4}+M_{{\mathrm{cx}}_4}-(J_{z_4}-J_{y_4}){\mathrm{\ω}}_{z_4}{\mathrm{\ω}}_{y_4}\\ J_{y_4}\frac{d{\mathrm{\ω}}_{y_4}}{\mathrm{dt}}=M_{y_4}+M_{{\mathrm{cy}}_4}-(J_{x_4}-J_{z_4}){\mathrm{\ω}}_{x_4}{\mathrm{\ω}}_{z_4}-J_{z_4}{\mathrm{\ω}}_{z_4}\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\\ J_{z_4}\frac{d{\mathrm{\ω}}_{z_4}}{\mathrm{dt}}=M_{z_4}+M_{{\mathrm{cz}}_4}-(J_{y_4}-J_{x_4}){\mathrm{\ω}}_{y_4}{\mathrm{\ω}}_{x_4}+J_{y_4}{\mathrm{\ω}}_{y_4}\stackrel{\·}{\mathrm{\γ}}\end{array}\right\}$

其中： 

分别为作用在飞行器上除控制力外所有外力对质心的力矩在准机体系下的分量； 

控制力对质心的力矩在准机体系下的分量； 

3.飞行器质心运动的运动学方程： 

根据弹道坐标系的定义可以知道，飞行器质心的速度矢量与弹道坐标系的Ox₂重合，即 

$\left[\begin{array}{c}{V}_{x_2}\\ V_{y_2}\\ V_{z_2}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}V\\ 0\\ 0\end{array}\right]$

利用地面坐标系与弹道坐标系的转换关系可得： 

$\left[\begin{array}{c}\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}\\ \frac{\mathrm{dy}}{\mathrm{dt}}\\ \frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{V}_x\\ V_y\\ V_z\end{array}\right]=L_{\mathrm{kp}}^T(\mathrm{\θ},{\mathrm{\ψ}}_v)\left[\begin{array}{c}{V}_{x_2}\\ V_{y_2}\\ V_{z_2}\end{array}\right]$

最后得到： 

$\left.\begin{array}{c}\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}=V\cos \mathrm{\θ}\cos {\mathrm{\ψ}}_v\\ \frac{\mathrm{dy}}{\mathrm{dt}}=V\sin \mathrm{\θ}\\ \frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}=-V\cos \mathrm{\θ}\sin {\mathrm{\ψ}}_v\mathrm{shuo}\end{array}\right\}$

4.飞行器绕质心转动的运动学方程： 

机体滚转角速度有： 

把这三个量转换到准机体坐标系有： 

最后得到： 

5.几何关系方程： 

对于低速滚转飞行器，求解微分方程组需要三个几何方程，它们是： 

在准机体坐标系下定义的攻角、侧滑角、速度倾斜角： 

在机体坐标系下定义的攻角、侧滑角： 

${\mathrm{\β}}_1={\sin }^{-1}\frac{V_{\mathrm{bz}}}{V}$

${\mathrm{\α}}_1=-{\sin }^{-1}\frac{V_{\mathrm{by}}}{{(V_{\mathrm{bx}}+V_{\mathrm{by}})}^2}=-{\mathrm{tg}}^{-1}\left(\frac{V_{\mathrm{by}}}{V_{\mathrm{bx}}}\right)$

飞行仿真计算机用于模型飞行器的飞行动力学解算，即实现飞行器飞行动力学的实时数字仿真运算。仿真计算机选用高档工业控制计算机，配置如下表： 

机箱	研华610HMB
		主板	研华ADAM-562V
CPU	PⅣ3.0G
		内存	DDR/2G

硬盘	250G
		独立显卡	128M
显示器	19″LCD
		键鼠	研华

为实现与外围和外部设备的接口，仿真计算机接口配置要求为： 

a)模拟输入：8路12bit双通道(采样率大于100KHz)； 

b)数字I/O：6通道24位数字I/O口； 

c)通讯接口：6个独立RS232和RS422； 

d)通讯网络：乙太网10M； 

满足上述要求的计算机模板选择如下。 

模拟输入接口模板 

型号：PCLS-812 

总线：AT-Bus 

分辨度：12-bit； 

输入：16路单端或8路双端 

采样保持：板上采样保持器 

数字输出：16位 

数字输入：16位 

计数：3通道独立16位可编程计数器 

采样频率：可编程，最高达100KHz 

中断源：AT总线9级IRQ(IRQ3～IRQ15跳线选择) 

输入电压范围：±10V,±5V,±2.5V,±1.25V 

转换时间：8msec 

采样速率：100KHz用于单通道，20KHz用于多通道 

过压保护：连续±35V maximum 

线性度：±2LSB 

精度：0.003％,±1LSB 

AD转换角发源：软件触发和外部触发 

数字接口模板 

型号：PCLS-722 

数字I/O(DIO) 

通道数：144位TTL 

输入高电平：2.0V至5.25V 

输入低电平：0.0V至0.8V 

输出高电平：最小2.4V 

输出低电平：最大0.5V 

高电平时输出电流：-2.6mA(正流) 

低电平时输入电流：24mA(倒流) 

I/O基地址：16个地址选择 

中断源：IRQ3,5,6,7,9,10,11,12,15(跳线器选择) 

电源消耗：+5V1.4A 

串行通讯模板 

型号：MOXA CI-132 

接口：2个RS-422/RS-485ports,TI550C UART 

独立I/O地址； 

2个IRQ选择 

开关选择RS422/RS485 

2线RS-485； 

飞行控制仿真系统配置的总控制台具有如下功能： 

集成飞行仿真计算机系统、操纵与控制装置、仪表模拟和景像模拟计算机系统、指令盘等物理效应设备； 

设置和控制飞行控制系统半物理仿真的流程和时序； 

向仿真系统各物理效应设备发送同步指令，即向三轴转台、舵机测角装置、飞行动力学仿真计算机系统、景象模拟装置和二维平动架发送准备、启动、保持和停止等控制信号，确保制导与飞行控制仿真系统的同步工作； 

记录飞行控制系统仿真过程中的运行数据，并可对记录的数据实现回放、编辑、制图和打印； 

设置离散控制指令盘，能向飞行控制系统和仿真系统发送各种离散指令信号。 

按照上述要求，设计的总控制台方案如下： 

(1)控制台：采用卧式操作控制台结构，三个工作位置，分别放置仿真计算机系统、 操控计算机系统、景像模拟计算机系统； 

(2)指令盘：指令盘设置在总控制台的面板上，设置若干指令键。指令键可随意更改定义，以便在不同的应用中使用。 

(3)人机界面：操纵杆、油门组合等人机接口设备放置在总控制台的台面上，通过操控模拟计算机接入控制回路； 

(4)景象模拟计算机接收来自仿真计算机的仿真数据，通过图像生成软件形成可视化的图像信息，由平动架上的显示器显示模拟的目标。 

卫星惯性组合导航装置： 

GPS/INS惯性导航系统是北京耐威时代科技有限公司生产的NV-GI100A组合导航装置。NV-GI100A GPS/INS紧密耦合导航系统，由惯性导航系统(INS)、三轴磁通门模块(系统冗余选项)和225MHz高端DSP处理系统构成。该系统同时具备三维定位、三维测速和姿态、方位测量能力，并具备较强的抗干扰能力，从而成为能够提供全面信息的低成本导航设备。系统采用KALMAN最优滤波的紧密耦合技术和自适应Fuzzy滤波技术，把全球卫星导航系统的原始载波和伪距，惯性测量单元的三轴同步的原始加速度和角速率，三轴同步的磁通量信息，通过统一建模和最优编排，紧密耦合在一起；使系统在不同的应用环境下，保持最佳性能。例如：利用紧密组合技术，可以在GPS观测条件好的情况下，自动对惯性测量单元的三轴加速度、角速率和三轴的磁通量测量量进行校对补偿；在GPS少于4颗星无法定位的情况下，系统仍然利用可以观测的2或3颗星的原始载波和伪距观测量对系统补偿和校对；在没有GPS的情况下，补偿过的惯性测量单元的三轴加速度、角速率和三轴的磁通量实现惯性系统的自主导航，补偿过的观测量大大提高了系统的精度和维持时间。无论在任何条件下，系统都以捷联惯性导航解算为输出，从而保证系统模式自动切换的条件下的性能稳定；GPS观测量能够在动态的条件下观测系统的位置误差、速度误差、姿态和航向误差、加速度偏差、和角速度偏差，从而实现系统的对准、系统的动静态导航定位和姿态确定。 

以上所述仅是对本实用新型的较佳实施例而已，并非对本实用新型作任何形式上的限制，凡是依据本实用新型的技术实质对以上实施例所做的任何简单修改，等同变化与修饰，均属于本实用新型技术方案的范围内。 

Claims (7)

1.一种灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，其特征在于，该灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统包括：影像生成模块、目标图像模块、二维平动架、目标探测模块、卫星惯性组合导航模块、飞控计算机、舵机X4 、跟踪器控制模块、五轴运动控制台、三轴转台、飞行仿真总控制台、网络HUB、教学终端；

用于生成可见光场景的影像生成模块；

与影像生成模块连接，接收影像生成模块生成的可见光场景，生成移动目标的目标图像模块；

与目标图像模块连接，用于模拟移动目标及相适配的背景二维平面上的运动，为目标模拟显示屏提供二维运动环境，模拟目标和探测装置中心线的相对位置的二维平动架；

与目标图像模块连接，用于对场景中的目标进行探测与跟踪的目标探测模块；

用于测得弹丸的姿态信息，并传送给飞控计算机的卫星惯性组合导航模块；

与卫星惯性组合导航模块连接，用于根据目标信息和弹丸姿态，经过解算输出控制信号给执行机构舵机X4 的飞控计算机；

与飞控计算机连接，用于通过舵机测角装置输出控制信号给飞行仿真总控制台的舵机X4 ；

与目标探测模块连接，用于实现目标跟踪控制的跟踪器控制模块；

与二维平动架连接，用于实现转台五轴运动控制的五轴运动控制台；

与五轴运动控制台连接，接收五轴运动控制台的控制，实现调整俯仰、偏航、滚转等方位，带动探测器使其视角式中扫描运动目标的三轴转台；

与飞控计算机、跟踪器控制模块和五轴运动控制台连接，用于实现对飞控计算机、跟踪器控制模块和五轴运动控制台指令操控的飞行仿真总控制台；

与飞行仿真总控制台连接，用于实现教学终端与飞行仿真总控制台连接的网络HUB；

与网络HUB连接，用于实现灵巧弹药目标探测与控制仿真教学的教学终端。

2.如权利要求1所述的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，其特征在于，二维平动架由机械结构、驱动电机、控制系统、检测系统和仿真通讯接口组成。

3.如权利要求2所述的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，其特征在于，二维平动架采用二根立柱和一根水平横樑作为平动框架的主体结构，铅垂运动机构安装在一根特型的立樑上，立樑上安装直线运动机构和导轨副、直线伺服电机、码盘、失电制动器、限位开关和零位开关各种电气装置；横樑作为立樑的支撑基座，安装水平运动的机构和电气拖动装置，如直滚伺服电机、码盘、失电制动器和其它电气装置，立樑通过直线滑动轴承与导轨连接，在铅垂运动平台上有一个用于安装液晶显示屏的支架。

4.如权利要求3所述的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，其特征在于，二维平动架采用光电码盘作为位置传感器，同步轮的直径为100mm，每转一圈可产生314mm线运动，码盘测角分辩度0.05，从而可以获得0.044mm的测量分辨度。

5.如权利要求1所述的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，其特征在于，二维平动架由水平运动轴和铅垂运动轴两部分组成。

6.如权利要求1所述的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，其特征在于，采用CCD视探测装置DC／DW 609系列摄像机的目标探测模块。

7.如权利要求1所述的灵巧弹药装置目标探测与控制仿真系统，其特征在于，三轴转台采用立式U-U-T框架结构，盘心距为150mm，回转中心高度为1500mm，视场角为±20o。