CN109581892B - 全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真***及方法 - Google Patents

全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真***及方法 Download PDF

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CN109581892B CN201910083417.1A CN201910083417A CN109581892B CN 109581892 B CN109581892 B CN 109581892B CN 201910083417 A CN201910083417 A CN 201910083417A CN 109581892 B CN109581892 B CN 109581892B
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Abstract

本发明涉及一种全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真***及方法，导引头、体视线模拟转台、目标模拟器、惯组、弹载计算机、姿态模拟转台、舵机、舵机加载***、实时主控仿真机、数据采集计算机以及反射内存网络；其中一个转台用于模拟姿态运动，另外一个转台用于模拟弹目相对体视线运动。该***使用两个三轴转台替代了传统全捷联制导控制***半实物仿真时需要的五轴转台，有效降低了仿真平台的复杂度以及成本。

Description

全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真***及方法
技术领域
本发明涉及一种全捷联导弹制导控制***半实物仿***及方法，特别是一种全捷联导弹双转台半实物仿真方法。属于航空航天仿真领域。
背景技术
导弹的半实物仿真是指在仿真试验中接入部分实物进行仿真验证的过程，它能更加接近实际情况，可以大大缩短研制周期和压缩研制经费。对于制导控制***而言，通常需要在半实物仿真中给导引头、惯组、弹载计算机、舵机等硬件环节提供与真实环境相同的工作条件。
目前，现有全捷联导弹制导控制***的半实物仿真***中，大都采用五轴转台同时模拟弹体姿态运动和弹目视线相对运动，其中目标模拟器置于外两轴、导引头和惯组安装于内三轴。一方面，这种仿真方案要求有定制的高性能五轴转台，成本较高；另一方面，对于全捷联导弹而言，导引头测量信息为体视线信息并非惯性系视线信息，对于此类导弹而言需要在五轴转台的内两轴模拟弹体系、外两轴模拟相对于弹体系的体视线系，复杂的坐标转换关系带来仿真实现的困难。
发明内容
要解决的技术问题
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种采用双转台开展全捷联导弹制导控制***半实物仿真的方法，其中一个转台用于模拟姿态运动，另外一个转台用于模拟弹目相对体视线运动。这种方法适合于各类捷联导弹制导控制***的半实物仿真验证。
技术方案
一种全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真***，其特征在于包括导引头、体视线模拟转台、目标模拟器、惯组、弹载计算机、姿态模拟转台、舵机、舵机加载***、实时主控仿真机、数据采集计算机以及反射内存网络；实时主控仿真机解算弹体和目标模型，根据计算结果得到理想的三通道弹体姿态、体视线角信息，分别用来驱动姿态模拟转台和体视线模拟转台；导引头安装于体视线模拟转台，配合目标模拟器完成目标体视线信息的测量；惯组用于提供弹体角速度信号，弹载计算机根据模拟的加速度信息、角速度信息以及导引头的目标方位信息进行解算，得出实际物理舵控指令；舵机加载***根据舵控指令完成舵机加载，得到真实的舵反馈信号，再反馈进入实时主控仿真机；数据采集计算机完成各个仿真节点数据的采集、转发功能；反射内存网络由VMIC5595反射内存交换机、VMIC5565光纤反射内存卡以及光纤网线构成星型网络。
一种全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：进行全***通信状态检查确认：确认弹载计算机和数据采集计算机的RS232串口通信，实时主控仿真机、数据采集计算机、姿态模拟转台和体视线模拟转台之间的光纤网通信协议；
步骤2：在实时主控仿真机中设置初始仿真参数及仿真场景：包括惯性系下目标的初始参数：初始位置xT(0),yT(0),zT(0)、初始速度VT(0)、初始弹道倾角θT(0)和初始弹道偏角ψVT(0)；惯性系下导弹的初始参数：初始位置xM(0),yM(0),zM(0)、初始姿态
Figure BDA0001960929070000021
ψM(0),γM(0)、初始姿态角速度ωMx(0),ωMy(0),ωMz(0)、初始速度VM(0)、初始弹道倾角θM(0)和初始弹道偏角ψVM(0)；
步骤3：将姿态模拟转台和体视线模拟转台切入远程仿真模式；
步骤4：惯组、导引头、目标模拟器、舵机、舵机加载***上电；
步骤5：数据采集计算机进行初始化，并打开数据采集线程；
步骤6：实时主控仿真机进行***的初始化，姿态模拟转台和体视线模拟转台运行至初始位置；其中，姿态模拟转台基于弹体姿态信息驱动，体视线模拟转台基于体视线信息驱动；公式(1)给出了弹体姿态动力学方程，公式(2)给出了体视线模拟转台三轴角度指令解算公式：
Figure BDA0001960929070000031
Figure BDA0001960929070000032
式(1)中，
Figure BDA0001960929070000033
ψM,γM分别为导弹真实的俯仰角、偏航角和滚转角，ωMx,ωMy,ωMz分别为导弹真实的三轴姿态角速度；AngleP,Angley,Anglez分别为体视线模拟转台俯仰、偏航和滚转通道的角度指令，变量X,Y,Z计算公式如下：
Figure BDA0001960929070000034
其中，qα,qβ为真实的惯性系视线高低角和视线方位角，其计算公式如下：
Figure BDA0001960929070000035
其中，xT,yT,zT为目标在地面坐标系下的位置，xM,yM,zM为导弹在地面坐标系下的位置；
步骤7：实时主控仿真机控制仿真开始运行，直至仿真结束，整个运行过程保存仿真数据，便于进行仿真后的数据分析；在每个仿真循环中，需要完成四个方面的工作：
(1)进行捷联姿态解算，根据测量姿态角速度ωcMx,ωcMy,ωcMz解算姿态角
Figure BDA0001960929070000041
ψcM,γcM；
(2)根据测量得到的体视线角度qcλ,qcγ以及姿态角
Figure BDA0001960929070000042
ψcM,γcM计算得到惯性系视线角qcα,qcβ，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000043
其中，变量A,B,C计算公式如下：
Figure BDA0001960929070000044
(3)根据惯性系视线角qcα,qcβ计算惯性系视线角速度，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000045
其中，qcα,qcβ分别为解耦得到的惯性系视线高低角和方位角；
Figure BDA0001960929070000046
分别为惯性系视线高低角速度和方位角速度；q1,q2分别为微分算法的过程变量；k＞0为仿真的迭代步数；h为步长；r为调节参数；
(4)根据比例导引律，得到弹体的过载指令nyc,nzc，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000047
其中，Ny,Nz分别为纵向通道和侧向通道的比例系数；
(6)根据过载指令nyc,nzc和实际过载ny,nz、三轴测量姿态角速度ωcMx,ωcMy,ωcMz、滚转角γcM解算三通道数学舵偏角指令δxc,δyc,δzc，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000051
其中，Kωx,Kp,Kl,KR,ωI,KA,K0为可调的自动驾驶仪参数，
Figure BDA0001960929070000052
为一阶积分器；
(7)根据三通道数学舵偏角指令δxc,δyc,δzc计算四通道物理舵指令δ1c,δ2c,δ3c,δ4c，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000053
有益效果
本发明提出的一种全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真***及方法，该***使用两个三轴转台替代了传统全捷联制导控制***半实物仿真时需要的五轴转台，有效降低了仿真平台的复杂度以及成本。
附图说明
图1是本发明全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真***的组成结构图(以激光半主动制导为例)；
图2是全捷联体视线坐标系示意图。其中M,T分别为导弹和目标质心，MXbYbZb为弹体坐标系，MXSYSZS为体视线坐标系，qλ,qγ分别为体视线系下的体视线高低角和体视线方位角；
图3是典型仿真场景下实时主控仿真机软件界面；
图4是典型仿真场景下导弹攻击目标过程的弹道轨迹曲线(X-Y平面)；
图5是典型仿真场景下导弹攻击目标过程的弹道轨迹曲线(X-Z平面)；
图6是典型仿真场景下导弹攻击目标过程的俯仰角曲线；
图7是典型仿真场景下导弹攻击目标过程的偏航角曲线；
图8是典型仿真场景下导弹攻击目标过程的滚转角曲线；
图9是典型仿真场景下导弹攻击目标过程的体视线高低角曲线；
图10是典型仿真场景下导弹攻击目标过程的体视线方位角曲线。
具体实施方式
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
如图1所示，本发明的全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真***包括：
导引头、体视线模拟转台、目标模拟器、惯组、弹载计算机、姿态模拟转台、舵机、舵机加载***、实时主控仿真机、数据采集计算机以及反射内存网络组成。其中，实时主控仿真机解算弹体和目标模型，根据计算结果得到理想的三通道弹体姿态、体视线角信息，分别用来驱动姿态模拟转台和体视线模拟转台；导引头安装于体视线模拟转台，配合目标模拟器完成目标体视线信息的测量；惯组用于提供弹体角速度信号，弹载计算机根据模拟的加速度信息、角速度信息以及导引头的目标方位信息进行解算，得出实际物理舵控指令；舵机加载***根据舵控指令完成舵机加载，得到真实的舵反馈信号，再反馈进入实时主控仿真机；数据采集计算机主要完成各个仿真节点数据的采集、转发功能；反射内存网络主要由VMIC5595反射内存交换机、VMIC5565光纤反射内存卡以及光纤网线构成星型网络。
所述目标模拟器和体视线模拟转台进行预先标定，导引头安装于体视线模拟转台上，根据弹目体视线的解算结果分别驱动体视线模拟转台的三轴角位置，从而模拟真实的体视线运动特性；
所述惯组和弹载计算机安装于姿态模拟转台上，根据弹体真实姿态驱动姿态模拟转台的三轴角位置，惯组用于提供弹体角速度信号，弹载计算机根据模拟的加速度信息、角速度信息以及导引头的目标方位信息进行制导控制算法解算，得出实际物理舵控指令；
所示舵机安装于舵机加载***中，根据舵控指令驱动舵面实时偏转；
所述实时主控仿真机安装有Windows XP操作***和RTX实时***，仿真机上安装有VMIC5565光纤反射内存卡，主要承担所有无法用物理设备模拟的仿真环节的模型搭建及模型实时解算，以及与其他仿真设备之间的通信；利用VC6.0平台实现仿真和实时数据交互，通过反射内存与数据采集计算机、姿态模拟转台***以及体视线模拟转台***通信；
所述数据采集计算机安装有Windows XP操作***和RTX实时***，数据采集计算机上安装有VMIC5565光纤反射内存卡和RS232串口卡，利用VC6.0平台实现数据采集和串***互，通过反射内存和实时主控仿真机通信，通过RS232和弹载计算机通信，通过RS232和惯组进行通信。
所述反射内存网络主要由VMIC5595反射内存交换机、VMIC5565光纤反射内存卡以及光纤网线构成星型网络，其中VMIC5565光纤反射内存卡安装于各子***计算机的PCU总线中。
利用上述全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真***，本发明实现了一种全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真方法，包括以下步骤：
步骤1：进行全***通信状态检查确认。确认弹载计算机和数据采集计算机的RS232串口通信，实时主控仿真机、数据采集计算机、姿态模拟转台和体视线模拟转台之间的光纤网通信协议；
步骤2：在实时主控仿真机中设置初始仿真参数及仿真场景。包括惯性系下目标的初始参数：初始位置xT(0),yT(0),zT(0)、初始速度VT(0)、初始弹道倾角θT(0)和初始弹道偏角ψVT(0)；惯性系下导弹的初始参数：初始位置xM(0),yM(0),zM(0)、初始姿态
Figure BDA0001960929070000081
ψM(0),γM(0)、初始姿态角速度ωMx(0),ωMy(0),ωMz(0)、初始速度VM(0)、初始弹道倾角θM(0)和初始弹道偏角ψVM(0)；
步骤3：将姿态模拟转台和体视线模拟转台切入远程仿真模式；
步骤4：惯组、导引头、目标模拟器、舵机、舵机加载***上电；
步骤5：数据采集计算机进行初始化，并打开数据采集线程；
步骤6：实时主控仿真机进行***的初始化，姿态模拟转台和体视线模拟转台运行至初始位置。其中，姿态模拟转台基于弹体姿态信息驱动，体视线模拟转台基于体视线信息驱动。公式(1)给出了弹体姿态动力学方程，公式(2)给出了体视线模拟转台三轴角度指令解算公式：
Figure BDA0001960929070000082
Figure BDA0001960929070000083
式(1)中，
Figure BDA0001960929070000084
ψM,γM分别为导弹真实的俯仰角、偏航角和滚转角，ωMx,ωMy,ωMz分别为导弹真实三轴姿态角速度；AngleP,Angley,Anglez分别为体视线模拟转台俯仰、偏航和滚转通道的角度指令，变量X,Y,Z计算公式如下：
Figure BDA0001960929070000085
其中，qα,qβ为真实的惯性系视线高低角和视线方位角，其计算公式如下：
Figure BDA0001960929070000086
其中，xT,yT,zT为目标在地面坐标系下的位置，xM,yM,zM为导弹在地面坐标系下的位置。
步骤7：实时主控仿真机控制仿真开始运行，直至仿真结束，整个运行过程保存仿真数据，便于进行仿真后的数据分析。在每个仿真循环中，需要完成四个方面的工作：
(1)进行捷联姿态解算，根据测量姿态角速度ωcMx,ωcMy,ωcMz解算姿态角
Figure BDA0001960929070000091
ψcM,γcM。
(2)根据测量得到的体视线角度qcλ,qcγ以及姿态角
Figure BDA0001960929070000092
ψcM,γcM计算得到惯性系视线角qcα,qcβ，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000093
其中，变量A,B,C计算公式如下：
Figure BDA0001960929070000094
(3)根据惯性系视线角qcα,qcβ计算惯性系视线角速度，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000095
其中，qcα,qcβ分别为解耦得到的惯性系视线高低角和方位角；
Figure BDA0001960929070000096
分别为惯性系视线高低角速度和方位角速度；q1,q2分别为微分算法的过程变量；k＞0为仿真的迭代步数；h为步长；r为调节参数。
(4)根据比例导引律，得到弹体的过载指令nyc,nzc，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000101
其中，Ny,Nz分别为纵向通道和侧向通道的比例系数。
(6)根据过载指令nyc,nzc和实际过载ny,nz、三轴测量姿态角速度ωcMx,ωcMy,ωcMz、滚转角γcM等信息解算三通道数学舵偏角指令δxc,δyc,δzc，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000102
其中，Kωx,Kp,Kl,KR,ωI,KA,K0为可调的自动驾驶仪参数，
Figure BDA0001960929070000103
为一阶积分器
(7)根据三通道数学舵偏角指令δxc,δyc,δzc计算四通道物理舵指令δ1c,δ2c,δ3c,δ4c，计算方法如下
Figure BDA0001960929070000104
本实施方式中步骤7中公式(7)相关参数取值h＝0.05,r＝6
本实施方式中步骤7中公式(8)相关参数取值Ny＝50,Nz＝-50
本实施方式中步骤7中公式(9)相关参数取值如下：
Kωx＝-0.003,Kp＝15,Kl＝12,KR＝-0.005,ωI＝4,KA＝-3.2,K0＝1.1
实施例1：
以激光半主动以全捷联导弹攻击静止装甲车为例进行方法的实施说明。给定初始仿真场景如下：
xT(0)＝1500m VT(0)＝0.0m/s xM(0)＝0m
Figure BDA00019609290700001114
ωMx(0)＝2.0deg/s
yT(0)＝-2m，θT(0)＝0.0deg，yM(0)＝0m，ψM(0)＝0.0deg，ωMy(0)＝2.0deg/s
zT(0)＝0m ψVT(0)＝0.0deg zM(0)＝0m γM(0)＝0.0deg ωMz(0)＝2.0deg/s
VM(0)＝0.0m/s
θM(0)＝6.0deg
ψVM(0)＝0.0deg
在仿真2s时刻，给导弹施加瞬时侧风，风速为2m/s；气动参数来自工程估算结果，仿真中对气动力参数拉偏30％，气动力矩拉偏-30％，给出可公开的弹体参数如下：
m＝11.3,Jx＝0.0324,Jy＝0.8412,Jz＝0.8405,S＝0.01327,L＝1.042
Figure BDA0001960929070000111
Figure BDA0001960929070000112
Figure BDA0001960929070000113
其中，m是导弹质量，Jx,Jy,Jz是导弹三轴的转动惯量，S是导弹的参考面积，L是导弹的参考长度，
Figure BDA0001960929070000114
是升力系数对攻角的偏导数，
Figure BDA0001960929070000115
是升力系数对俯仰舵偏角的偏导数，
Figure BDA0001960929070000116
是侧向力系数对侧滑角的偏导数，
Figure BDA0001960929070000117
是侧向力系数对偏航舵偏角的偏导数，
Figure BDA0001960929070000118
是俯仰力矩系数对攻角的偏导数，
Figure BDA0001960929070000119
是俯仰力矩系数对俯仰舵偏角的偏导数，
Figure BDA00019609290700001110
分别是三通道的阻尼力矩系数，
Figure BDA00019609290700001111
是偏航力矩系数对侧滑角的偏导数，
Figure BDA00019609290700001112
是偏航力矩系数对偏航舵偏角的偏导数，
Figure BDA00019609290700001113
是滚转力矩系数对滚转舵偏角的偏导数。
制导控制***相关参数取值参考具体实施方式部分，仿真结束条件为弹目相对距离小于0.5m。导弹攻击静止装甲目标的半实物仿真弹道轨迹如图4和图5所示，从图中看出整个攻击过程弹道较为平缓，而且最终导弹命中了目标位置(1500，-2，0)m，由此说明仿真结果符合预期。
导弹攻击静止装甲目标过程中弹体的姿态角变化如图6、图7、和图8所示，从图中可以看出，弹体俯仰角和偏航角变化较为平稳，滚转角控制在1°以内，控制品质良好。
捷联导引头测量体视线角曲线如图9和图10所示，从图中可以看得出体视线高低角和方位角始终处于6°以内，并且变化平缓，这说明仿真结果有效。

Claims (1)

1.一种全捷联导弹制导控制***双转台半实物仿真方法，其特征在于步骤如下：
步骤1：进行全***通信状态检查确认：确认弹载计算机和数据采集计算机的RS232串口通信，实时主控仿真机、数据采集计算机、姿态模拟转台和体视线模拟转台之间的光纤网通信协议；
步骤2：在实时主控仿真机中设置初始仿真参数及仿真场景：包括惯性系下目标的初始参数：初始位置xT(0),yT(0),zT(0)、初始速度VT(0)、初始弹道倾角θT(0)和初始弹道偏角ψVT(0)；惯性系下导弹的初始参数：初始位置xM(0),yM(0),zM(0)、初始姿态θM(0),ψM(0),γM(0)、初始姿态角速度ωMx(0),ωMy(0),ωMz(0)、初始速度VM(0)、初始弹道倾角θM(0)和初始弹道偏角ψVM(0)；
步骤3：将姿态模拟转台和体视线模拟转台切入远程仿真模式；
步骤4：惯组、导引头、目标模拟器、舵机、舵机加载***上电；
步骤5：数据采集计算机进行初始化，并打开数据采集线程；
步骤6：实时主控仿真机进行***的初始化，姿态模拟转台和体视线模拟转台运行至初始位置；其中，姿态模拟转台基于弹体姿态信息驱动，体视线模拟转台基于体视线信息驱动；公式(1)给出了弹体姿态动力学方程，公式(2)给出了体视线模拟转台三轴角度指令解算公式：
Figure FDA0003081551670000011
Figure FDA0003081551670000012
式(1)中，θM,ψM,γM分别为导弹真实的俯仰角、偏航角和滚转角，ωMx,ωMy,ωMz分别为导弹真实的三轴姿态角速度；AngleP,Angley,Anglez分别为体视线模拟转台俯仰、偏航和滚转通道的角度指令，变量X,Y,Z计算公式如下：
Figure FDA0003081551670000021
其中，qα,qβ为真实的惯性系视线高低角和视线方位角，其计算公式如下：
Figure FDA0003081551670000022
其中，xT,yT,zT为目标在地面坐标系下的位置，xM,yM,zM为导弹在地面坐标系下的位置；
步骤7：实时主控仿真机控制仿真开始运行，直至仿真结束，整个运行过程保存仿真数据，便于进行仿真后的数据分析；在每个仿真循环中，需要完成四个方面的工作：
(1)进行捷联姿态解算，根据测量姿态角速度ωcMx,ωcMy,ωcMz解算姿态角θcM,ψcM,γcM；
(2)根据测量得到的体视线角度qcλ,qcγ以及姿态角θcM,ψcM,γcM计算得到惯性系视线角qcα,qcβ，计算方法如下
Figure FDA0003081551670000023
其中，变量A,B,C计算公式如下：
Figure FDA0003081551670000024
(3)根据惯性系视线角qcα,qcβ计算惯性系视线角速度，计算方法如下
Figure FDA0003081551670000031
其中，qcα,qcβ分别为解耦得到的惯性系视线高低角和方位角；
Figure FDA0003081551670000032
分别为惯性系视线高低角速度和方位角速度；q1,q2分别为微分算法的过程变量；k>0为仿真的迭代步数；h为步长；r为调节参数；
(4)根据比例导引律，得到弹体的过载指令nyc,nzc，计算方法如下
Figure FDA0003081551670000033
其中，Ny,Nz分别为纵向通道和侧向通道的比例系数；
(6)根据过载指令nyc,nzc和实际过载ny,nz、三轴测量姿态角速度ωcMx,ωcMy,ωcMz、滚转角γcM解算三通道数学舵偏角指令δxc,δyc,δzc，计算方法如下
Figure FDA0003081551670000034
其中，Kωx,Kp,Kl,KR,ωI,KA,K0为可调的自动驾驶仪参数，
Figure FDA0003081551670000035
为一阶积分器；
(7)根据三通道数学舵偏角指令δxc,δyc,δzc计算四通道物理舵指令δ1c,δ2c,δ3c,δ4c，计算方法如下
Figure FDA0003081551670000036
Figure FDA0003081551670000041
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Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111258229A (zh) * 2019-12-18 2020-06-09 中国船舶重工集团有限公司第七一0研究所 一种航空自导深弹控制***半实物仿真***
CN111336872B (zh) * 2020-01-23 2022-04-29 西安现代控制技术研究所 一种适用于模拟弹体姿态运动的转台的补偿式仿真方法
CN111459046B (zh) * 2020-02-20 2022-08-16 南京理工大学 一种图像导引头用目标及场景实时动态生成***与方法
CN111624896B (zh) * 2020-06-01 2021-10-26 中山大学 一种基于simulink运动特性建模的通用目标模拟***
CN112013726B (zh) * 2020-08-25 2021-05-18 哈尔滨工业大学 一种基于三阶模型的全捷联制导控制一体化设计方法
CN112698580B (zh) * 2020-12-15 2023-06-30 北京航天飞腾装备技术有限责任公司 适用于红外精确制导炸弹的半实物仿真***及仿真方法
CN112781615B (zh) * 2020-12-23 2023-04-07 中国航空工业集团公司北京航空精密机械研究所 陀螺信号数据采集***
CN112904903B (zh) * 2021-01-22 2022-11-15 北京机电工程研究所 一种自动追踪信号源的仿真转台控制方法及装置
CN113916263B (zh) * 2021-10-28 2023-08-15 西北工业大学 基于rtx实时***和反射内存的三轴惯组远程自动标定***及方法
CN113985778B (zh) * 2021-10-28 2024-01-19 北京环境特性研究所 车载光电传感器的控制***及方法
CN114184210A (zh) * 2021-12-03 2022-03-15 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种基于卧式转台的仿真试验方法、装置和***
CN116661334B (zh) * 2023-06-21 2024-03-08 哈尔滨工业大学 基于ccd相机的导弹跟踪目标半物理仿真平台验证方法

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7741991B1 (en) * 1987-06-26 2010-06-22 Mbda Uk Limited Radar tracking system
US5890093A (en) * 1996-11-01 1999-03-30 Litton Systems, Inc. Sculling compensation in strapdown inertial navigation systems
EP1901143B1 (en) * 2006-09-15 2010-07-07 Saab Ab Onboard simulation device and simulation method
JP5984608B2 (ja) * 2012-10-05 2016-09-06 三菱重工業株式会社 制御装置
CN103822636B (zh) * 2014-03-18 2016-10-05 中国航天时代电子公司 一种空对地制导武器捷联寻的视线重构方法
CN103914073A (zh) * 2014-04-22 2014-07-09 西北工业大学 基于变质心滚控模式的再入飞行器轨迹优化方法
CN103954179B (zh) * 2014-04-30 2015-08-19 北京理工大学 捷联红外导引头隔离度寄生回路评估***
CN105021092B (zh) * 2015-06-30 2016-08-17 北京航天长征飞行器研究所 一种捷联寻的导引头的制导信息提取方法
CN105423823A (zh) * 2015-10-29 2016-03-23 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 激光制导导弹的注入式半实物仿真***
CN105865272B (zh) * 2016-05-27 2018-03-23 北京航空航天大学 一种用于半捷联制导导弹的一体化控制方法
CN106681348B (zh) * 2017-01-13 2019-04-19 西北工业大学 考虑全捷联导引头视场约束的制导控制一体化设计方法
CN106647287B (zh) * 2017-02-20 2019-02-12 南京航空航天大学 一种基于自适应动态规划的输入受限微分对策制导方法
CN108489338B (zh) * 2018-02-08 2019-12-31 中国人民解放军陆军工程大学 红外导引头视线角速率精度测试方法及***
CN109115035B (zh) * 2018-08-06 2019-09-10 哈尔滨工业大学 一种基于弹道成形的运载火箭子级返回段精确制导方法

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