专利摘要

专利摘要

本发明公开了一种制导弹药外弹道半实物仿真平台，它包括主控机、三轴转台、转台控制柜、以及固定在三轴转台上的控制舱单元，所述控制舱单元包括微控制器、舵机驱动器、俯仰通道电动舵机、偏航通道电动舵机、俯仰通道电位器、偏航通道电位器、地磁装置、北斗卫星接收器和北斗卫星模拟器；本发明的制导弹药外弹道半实物仿真平台及方法结合了半实物仿真技术的优势和制导弹药外弹道的特性，将嵌入式微控制器技术和半实物仿真技术相结合，通过RS485串行通信总线装定程序、装定参数、控制平台，并实时传输、接收、存储、显示参数，方便用户轻松完成制导弹药外弹道的半实物仿真和选取可信度较高的结构与参数。

权利要求

1.一种制导弹药外弹道半实物仿真平台，其特征在于：它包括主控机(1.1)、三轴转台(2.1)、转台控制柜(2.2)、以及固定在三轴转台(2.1)上的控制舱单元(3)，所述控制舱单元(3)包括微控制器(3.1)、舵机驱动器(3.2)、俯仰通道电动舵机(3.3)、偏航通道电动舵机(3.4)、俯仰通道电位器(3.5)、偏航通道电位器(3.6)、地磁装置(3.10)、北斗卫星接收器(3.12)和北斗卫星模拟器(4.1)；

所述控制舱单元(3)用于模拟制导弹药的外弹道运动过程；

所述主控机(1.1)用于向微控制器(3.1)输送外弹道控制程序、仿真控制指令和仿真控制参数，微控制器(3.1)的舵机指令输出端连接舵机驱动器(3.2)的指令输入端，舵机驱动器(3.2)的偏航通道电动舵机控制信号输出端连接偏航通道电动舵机(3.4)的信号输入端，舵机驱动器(3.2)的俯仰通道电动舵机控制信号输出端连接俯仰通道电动舵机(3.3)的信号输入端，偏航通道电动舵机(3.4)的输出轴与偏航通道电位器(3.6)的输入轴固定连接，俯仰通道电动舵机(3.3)的输出轴与俯仰通道电位器(3.5)的输入轴固定连接，偏航通道电位器(3.6)的偏航通道电动舵机输出轴偏转角度信号输出端连接微控制器(3.1)的偏航通道反馈数据输入端，俯仰通道电位器(3.5)的俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度信号输出端连接微控制器(3.1)的俯仰通道反馈数据输入端；

微控制器(3.1)的转台控制通信端连接转台控制柜(2.2)的通信端，控制柜(2.2)用于控制三轴转台(2.1)运动，微控制器(3.1)的姿态通信端连接地磁装置(3.10)的通信端，地磁装置(3.10)用于获取当前时刻制导弹药的姿态角，微控制器(3.1)用于向转台控制柜(2.2)输送姿态驱动指令，并接收地磁装置(3.10)的制导弹药姿态和滚转角反馈信息；

微控制器(3.1)的制导弹药位置与速度控制及反馈信号通信端分别连接北斗卫星模拟器(4.1)的信号输入端和北斗卫星接收器(3.12)的反馈数据输出端，北斗卫星模拟器(4.1)用于在微控制器(3.1)发出的制导弹药位置与速度控制信号的控制下模拟制导弹药的位置与速度信号，北斗卫星接收器(3.12)用于获取当前时刻北斗卫星模拟器(4.1)模拟的制导弹药位置与速度信号；

微控制器(3.1)用于根据北斗卫星接收器(3.12)反馈的模拟制导弹药位置信号计算当前时刻制导弹药与目标之间的弹目距离、制导弹药与目标之间的视线倾角和制导弹药与目标之间的视线偏角，微控制器(3.1)还用于根据北斗卫星接收器(3.12)反馈的模拟制导弹药速度信号计算当前时刻的制导弹药弹道倾角、制导弹药弹道偏角，微控制器(3.1)还用于根据制导弹药弹道倾角、制导弹药弹道偏角以及地磁装置(3.10)反馈的当前时刻控制舱单元(3)的姿态角计算当前时刻的制导弹药准攻角与制导弹药准侧滑角；微控制器(3.1)还用于根据俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度信号、偏航通道电动舵机输出轴偏转角度信号以及地磁装置(3.10)反馈的制导弹药滚转角计算当前时刻的俯仰通道电动舵机等效偏角和偏航通道电动舵机等效偏角；微控制器(3.1)还用于根据制导弹药准攻角、制导弹药准侧滑角、俯仰通道电动舵机等效偏角和偏航通道电动舵机等效偏角计算当前时刻作用于制导弹药的法向力、侧向力、俯仰力矩和偏航力矩；微控制器(3.1)还用于根据所述制导弹药的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩、地磁装置(3.10)的制导弹药姿态反馈信息、北斗卫星接收器(3.12)反馈的模拟制导弹药位置与速度信号，通过四阶龙格库塔法得到下一时刻模拟制导弹药外弹道的参数与控制信息。

2.根据权利要求1所述的制导弹药外弹道半实物仿真平台，其特征在于：所述下一时刻模拟制导弹药外弹道的参数与控制信息包括制导弹药与目标之间的弹目距离、制导弹药与目标之间的视线倾角、制导弹药与目标之间的视线偏角、制导弹药弹道倾角、制导弹药弹道偏角、制导弹药位置、制导弹药速度、俯仰通道舵机输出轴偏角、偏航通道舵机输出轴偏角以及制导弹药的姿态角。

3.根据权利要求1所述的制导弹药外弹道半实物仿真平台，其特征在于：它还包括卫星射频天线(4.2)，卫星射频天线(4.2)用于发射北斗卫星模拟器(4.1)所模拟的弹体的位置与速度信号。

4.根据权利要求1所述的制导弹药外弹道半实物仿真平台，其特征在于：它还包括第一RS485至USB转换器(1.2)、第一TTL至485转换器(3.7)、第二TTL至485转换器(3.8)、第二RS485至USB转换器(2.3)、存储装置(3.9)、TTL至RJ45转换器(3.11)；

主控机(1.1)的外弹道控制程序输出端连接微控制器(3.1)的控制程序输入端，主控机(1.1)的仿真控制指令和仿真控制参数输出端依次通过第一RS485至USB转换器(1.2)和第一TTL至485转换器(3.7)连接微控制器(3.1)的串口数据输入端，微控制器(3.1)的转台控制通信端依次通过第二TTL至485转换器(3.8)和第二RS485至USB转换器(2.3)连接转台控制柜(2.2)的通信端，存储装置(3.9)的数据存储端连接微控制器(3.1)的数据存储端，微控制器(3.1)的北斗卫星模拟器通信端通过TTL至RJ45转换器(3.11)连接北斗卫星模拟器(4.1)的信号输入端，微控制器(3.1)的北斗卫星接收器通信输入端连接北斗卫星接收器(3.12)的通信输出端。

5.根据权利要求1所述的制导弹药外弹道半实物仿真平台，其特征在于：所述三轴转台(2.1)的姿态角包括俯仰角、偏航角和滚转角；

所述转台控制柜(2.2)能根据微控制器(3.1)发送的转台姿态驱动指令，驱动三轴转台(2.1)进行俯仰、偏航、滚转运动，姿态角范围为俯仰角-80°～+80°、偏航角-60°～+60°、滚转角连续旋转。

6.根据权利要求1所述的制导弹药外弹道半实物仿真平台，其特征在于：三轴转台(2.1)的角速度范围为俯仰-10°/s～+10°/s、偏航-10°/s～+10°/s、滚转-3600°/s～3600°/s，角加速度范围为-100°/s2～+100°/s2。

7.根据权利要求4所述的制导弹药外弹道半实物仿真平台，其特征在于：所述主控机(1.1)和第一RS485至USB转换器(1.2)构成主控单元(1)，三轴转台(2.1)、控制柜(2.2)和第二RS485至USB转换器(2.3)构成弹体姿态模拟单元(2)，所述微控制器(3.1)、舵机驱动器(3.2)、俯仰通道电动舵机(3.3)、偏航通道电动舵机(3.4)、俯仰通道电位器(3.5)、偏航通道电位器(3.6)、第一TTL至485转换器(3.7)、第二TTL至485转换器(3.8)、存储装置(3.9)、地磁装置(3.10)、TTL至RJ45转换器(3.11)和北斗卫星接收器(3.12)构成控制舱单元(3)，北斗卫星模拟器(4.1)和卫星射频天线(4.2)构成弹体运动模拟单元(4)。

8.根据权利要求1所述的制导弹药外弹道半实物仿真平台，其特征在于：所述控制舱单元(3)具有轴对称外形，控制舱单元(3)通过机械方式固定安装在三轴转台(2.1)上，控制舱单元(3)的纵轴与三轴转台(2.1)滚转方向轴线重合。

9.一种制导弹药外弹道半实物仿真方法，其特征在于，它包括如下步骤：

步骤1：主控机(1.1)通过外弹道软件向微控制器(3.1)发送仿真控制指令、装定仿真控制程序和仿真控制参数；

在外弹道软件上选择已经编译好的仿真控制程序，通过发送装定程序控制指令将仿真控制程序装定到微控制器(3.1)中，仿真控制程序包括微分方程组和四阶龙格库塔算法，微分方程组包括弹体六自由度动力学模型、目标三自由度运动学模型、弹目空间相对运动模型、中制导律模型和末制导律模型；

在外弹道软件上选取或输入仿真环境参数、制导弹药属性参数、目标属性参数、中制导律参数和末制导律参数，通过发送装定参数控制指令将仿真环境参数、制导弹药属性参数、目标属性参数、中制导律参数和末制导律参数装定到微控制器(3.1)中；

步骤2：微控制器(3.1)根据仿真环境参数中的制导弹药射向角度αN、制导弹药初始的经纬高[λ0、φ0、h0]T和北斗卫星接收器(3.12)反馈的制导弹药在WGS-84系中当前时刻的位置[xd1,yd1,zd1]T信号通过如下公式1解算当前时刻制导弹药在基准系中当前时刻的位置[xP1,yP1,zP1]T；

其中，B为由WGS-84系向基准系转换的矩阵，λ0、φ0分别表示制导弹药初始的经纬度，xd1,yd1,zd1分别表示WGS-84系中当前时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值，xP1,yP1,zP1分别表示基准系中当前时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值；

微控制器(3.1)根据制导弹药在基准系中当前时刻的位置[xP1,yP1,zP1]T和目标属性参数中的目标在基准系中的位置[xT,yT,zT]通过如下公式2解算当前时刻的弹目距离R1；

其中，xT,yT,zT分别表示目标在基准系中的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标；

微控制器(3.1)根据制导弹药在基准系中当前时刻的位置[xP1,yP1,zP1]T、目标属性参数中的目标在基准系中的位置[xT,yT,zT]以及弹目距离R1通过如下公式3解算当前时刻的制导弹药与目标之间的视线倾角θQ1；

微控制器(3.1)根据制导弹药在基准系中当前时刻的位置[xP1,yP1,zP1]T、目标属性参数中的目标在基准系中的位置[xT,yT,zT]通过如下公式4解算当前时刻的制导弹药与目标之间的视线偏角ψQ1；

微控制器(3.1)根据北斗卫星接收器(3.12)反馈的制导弹药在WGS-84系中当前时刻的速度[vxd1,vyd1,vzd1]T信号通过如下公式5解算当前时刻的制导弹药合速度vP1；

其中，vxd1,vyd1,vzd1分别表示制导弹药在WGS-84系中当前时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴上当前时刻的速度；

微控制器(3.1)根据北斗卫星接收器(3.12)反馈的制导弹药在WGS-84系中当前时刻的速度[vxd1,vyd1,vzd1]T信号和制导弹药当前时刻的合速度vP1通过如下公式6解算当前时刻的弹道倾角θP1；

微控制器(3.1)根据北斗卫星接收器(3.12)反馈的制导弹药在WGS-84系中当前时刻的速度[vxd1,vyd1,vzd1]T信号、制导弹药当前时刻的合速度vP1和弹道倾角θP1通过如下公式7解算当前时刻的弹道偏角ψP1；

微控制器(3.1)根据弹道倾角信号θP1和地磁装置(3.10)反馈的俯仰角信号θ1通过如下公式8解算当前时刻制导弹药的准攻角

微控制器(3.1)根据弹道偏角信号ψP1和地磁装置(3.10)反馈的偏航角信号ψ1通过如下公式9解算当前时刻弹体的准侧滑角

微控制器(3.1)根据当前时刻俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度δz1、偏航通道电动舵机输出轴偏转角度δy1与地磁装置(3.10)反馈的制导弹药滚转角γ1通过如下公式10解算当前时刻俯仰通道电动舵机输出轴等效偏角δzeq1和偏航通道电动舵机输出轴等效偏角δyeq1；

结合当前时刻制导弹药准攻角当前时刻制导弹药准侧滑角当前时刻俯仰通道电动舵机输出轴等效偏角δzeq1、当前时刻偏航通道电动舵机输出轴等效偏角δyeq1与步骤1中装定的仿真控制参数，通过步骤1中装定的弹体六自由度动力学模型解算当前时刻作用于制导弹药的法向力、侧向力、俯仰力矩和偏航力矩；

步骤3：微控制器(3.1)根据步骤1中装定的微分方程组与四阶龙格库塔法解算下一时刻的外弹道控制参数与微分方程组中所需要求解的变量参数，包括下一时刻的弹目距离R2、制导弹药与目标之间的视线倾角θQ2、制导弹药与目标之间的视线偏角ψQ2、弹道倾角θP2、弹道偏角ψP2、制导弹药在基准系中的位置[xP2,yP2,zP2]T与速度[vxP2,vyP2,vzP2]T、俯仰通道舵机输出轴等效偏角δzeq2、偏航通道舵机输出轴等效偏角δyeq2和三轴转台的俯仰角θ2、偏航角ψ2和滚转角γ2，vxP2,vyP2,vzP2为基准系中的滚转轴，航向轴，俯仰轴速度；

微控制器(3.1)根据下一时刻俯仰通道舵机输出轴等效偏角δzeq2、下一时刻偏航通道舵机输出轴等效偏角δyeq2和下一时刻三轴转台的滚转角γ2通过如下公式(11)解算下一时刻俯仰通道电动舵机输出轴偏角δz2、偏航通道电动舵机输出轴偏角δy2；

微控制器(3.1)根据仿真环境参数中的制导弹药射向角度αN、制导弹药初始的经纬高制导弹药在WGS-84系中初始的位置[xd0,yd0,zd0]T以及下一时刻制导弹药在基准系中的位置[xP2,yP2,zP2]T通过如下公式12解算下一时刻制导弹药在WGS-84系中下一时刻的位置[xd2,yd2,zd2]T；

其中，xP2,yP2,zP2为基准系中下一时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值，xd0,yd0,zd0为WGS-84系中下一时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值，xd2,yd2,zd2为WGS-84系中下一时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值；

微控制器(3.1)根据仿真环境参数中的制导弹药射向角度αN、制导弹药初始的经纬高以及下一时刻制导弹药射在基准系中的速度[vxP2,vyP2,vzP2]T通过如下公式13解算下一时刻制导弹药射在WGS-84系中的速度[vxd2,vyd2,vzd2]T；

B-1为由WGS-84系向基准系转换的逆矩阵，vxP2,vyP2,vzP2为基准系中滚转轴，航向轴，俯仰轴上的速度值，vxd2,vyd2,vzd2为WGS-84系中基准系中滚转轴，航向轴，俯仰轴上的速度值；

步骤4：微控制器(3.1)根据下一时刻俯仰通道电动舵机输出轴偏角δz2和偏航通道电动舵机输出轴偏角δy2向舵机驱动器(3.2)发送偏航通道电动舵机控制指令和俯仰通道电动舵机控制指令；

舵机驱动器(3.2)根据偏航通道电动舵机控制指令控制偏航通道电动舵机(3.4)运动，偏航通道电动舵机(3.4)的运动带动偏航通道电位器(3.6)的输入轴运动，偏航通道电位器(3.6)将偏航通道电动舵机输出轴偏转角度反馈给微控制器(3.1)；

舵机驱动器(3.2)根据俯仰通道电动舵机控制指令控制俯仰通道电动舵机(3.3)运动，俯仰通道电动舵机(3.3)的运动带动俯仰通道电位器(3.5)的输入轴运动，俯仰通道电位器(3.5)将俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度反馈给微控制器(3.1)；

微控制器(3.1)根据下一时刻三轴转台(2.1)的俯仰角θ2、偏航角ψ2和滚转角γ2向控制柜(2.2)发送姿态驱动指令，三轴转台(2.1)在姿态驱动指令的驱动下运动，微控制器(3.1)获取地磁装置(3.10)反馈的姿态角；

微控制器(3.1)根据下一时刻弹体在WGS-84系中的位置[xd2,yd2,zd2]T与速度[vxd2,vyd2,vzd2]T向北斗卫星模拟器(4.1)发送弹体运动驱动指令，北斗卫星模拟器(4.1)根据弹体运动驱动指令模拟弹体的位置与速度信号，再通过卫星射频天线(4.2)发送出，北斗卫星接收器(3.12)通过接收天线接收到北斗卫星模拟器(4.1)模拟的弹体的位置与速度信号，微控制器(3.1)获取北斗卫星接收器(3.12)反馈的弹体的位置与速度信号，并回到步骤2，进行步骤2～4的依次循环直到弹目距离参数R1小于等于设定的距离常数，跳出循环，每个循环中微控制器(3.1)通过存储装置(3.9)进行数据存储，并发送给主控机(1.1)，即本次制导弹药外弹道半实物仿真结束。

10.根据权利要求9所述的制导弹药外弹道半实物仿真方法，其特征在于：步骤4中，所述设定的距离常数为毁伤半径rs，跳出循环的条件为根据当前时刻弹目相对距离参数R1与毁伤半径rs的大小关系判断弹体是否命中目标，若R1≤rs表示弹体命中目标，本次半实物仿真结束。

说明书

技术领域

本发明涉及制导弹药外弹道半实物仿真技术领域，具体地指制导弹药外弹道半实物仿真平台及方法。

背景技术

随着电光技术、信息技术、控制技术、微电子技术的应用，出现了许多新型制导弹药，它们在作用原理、飞行原理和弹道特性上都与传统弹药有很大差别，这促进着新型外弹道理论的建立与发展，不可避免地，其结构与参数将更加复杂。

近年来，各国大力发展高精度低成本的新型制导弹药，目前主要是通过数字仿真选取无控段、中制导段与末制导段的外弹道结构参数，但这种方式只适用于结构简单、参数较少的传统制导方法，对于新型中、末制导律，却难以确定出可信度较高的结构与参数，无法进行成本高、周期长的实弹飞行检验，阻碍了新型外弹道理论的发展及其在新型制导弹药上的应用。

发明内容

本发明的目的就是要提供一种制导弹药外弹道半实物仿真平台及方法，该平台和方法能实现对俯仰和偏航通道电动舵机、三轴转台和北斗卫星模拟器的实时驱动，获取俯仰和偏航通道电动舵机、地磁装置和北斗卫星接收器的反馈数据，以及外弹道的半实物仿真，有利于提高所选取结构与参数的可信度，并缩短研制周期、降低研制成本。

为实现此目的，本发明所设计的制导弹药外弹道半实物仿真平台，它包括主控机、三轴转台、转台控制柜、以及固定在三轴转台上的控制舱单元，所述控制舱单元包括微控制器、舵机驱动器、俯仰通道电动舵机、偏航通道电动舵机、俯仰通道电位器、偏航通道电位器、地磁装置、北斗卫星接收器和北斗卫星模拟器；

所述控制舱单元用于模拟制导弹药的外弹道运动过程；

所述主控机用于向微控制器输送外弹道控制程序、仿真控制指令和仿真控制参数，微控制器的舵机指令输出端连接舵机驱动器的指令输入端，舵机驱动器的偏航通道电动舵机控制信号输出端连接偏航通道电动舵机的信号输入端，舵机驱动器的俯仰通道电动舵机控制信号输出端连接俯仰通道电动舵机的信号输入端，偏航通道电动舵机的输出轴与偏航通道电位器的输入轴固定连接，俯仰通道电动舵机的输出轴与俯仰通道电位器的输入轴固定连接，偏航通道电位器的偏航通道电动舵机输出轴偏转角度信号输出端连接微控制器的偏航通道反馈数据输入端，俯仰通道电位器的俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度信号输出端连接微控制器的俯仰通道反馈数据输入端；

微控制器的转台控制通信端连接转台控制柜的通信端，控制柜用于控制三轴转台运动，微控制器的姿态通信端连接地磁装置的通信端，地磁装置用于获取当前时刻制导弹药的姿态角，微控制器用于向转台控制柜输送姿态驱动指令，并接收地磁装置的制导弹药姿态和滚转角反馈信息；

微控制器的制导弹药位置与速度控制及反馈信号通信端分别连接北斗卫星模拟器的信号输入端和北斗卫星接收器的反馈数据输出端，北斗卫星模拟器用于在微控制器发出的制导弹药位置与速度控制信号的控制下模拟制导弹药的位置与速度信号，北斗卫星接收器用于获取当前时刻北斗卫星模拟器模拟的制导弹药位置与速度信号；

微控制器用于根据北斗卫星接收器反馈的模拟制导弹药位置信号计算当前时刻制导弹药与目标之间的弹目距离、制导弹药与目标之间的视线倾角和制导弹药与目标之间的视线偏角，微控制器还用于根据北斗卫星接收器反馈的模拟制导弹药速度信号计算当前时刻的制导弹药弹道倾角、制导弹药弹道偏角，微控制器还用于根据制导弹药弹道倾角、制导弹药弹道偏角以及地磁装置反馈的当前时刻控制舱单元的姿态角计算当前时刻的制导弹药准攻角与制导弹药准侧滑角；微控制器还用于根据俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度信号、偏航通道电动舵机输出轴偏转角度信号以及地磁装置反馈的制导弹药滚转角计算当前时刻的俯仰通道电动舵机等效偏角和偏航通道电动舵机等效偏角；微控制器还用于根据制导弹药准攻角、制导弹药准侧滑角、俯仰通道电动舵机等效偏角和偏航通道电动舵机等效偏角计算当前时刻作用于制导弹药的法向力、侧向力、俯仰力矩和偏航力矩；微控制器还用于根据所述制导弹药的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩、地磁装置的制导弹药姿态反馈信息、北斗卫星接收器反馈的模拟制导弹药位置与速度信号，通过四阶龙格库塔法得到下一时刻模拟制导弹药外弹道的参数与控制信息。

一种制导弹药外弹道半实物仿真方法，它包括如下步骤：

步骤1：主控机通过外弹道软件向微控制器发送仿真控制指令、装定仿真控制程序和仿真控制参数；

在外弹道软件上选择已经编译好的仿真控制程序，通过发送装定程序控制指令将仿真控制程序装定到微控制器中，仿真控制程序包括微分方程组和四阶龙格库塔算法，微分方程组包括弹体六自由度动力学模型、目标三自由度运动学模型、弹目空间相对运动模型、中制导律模型和末制导律模型；

在外弹道软件上选取或输入仿真环境参数、制导弹药属性参数、目标属性参数、中制导律参数和末制导律参数，通过发送装定参数控制指令将仿真环境参数、制导弹药属性参数、目标属性参数、中制导律参数和末制导律参数装定到微控制器中；

步骤2：微控制器根据仿真环境参数中的制导弹药射向角度αN、制导弹药初始的经纬高[λ0、φ0、h0]T和北斗卫星接收器反馈的制导弹药在WGS-84系中当前时刻的位置[xd1,yd1,zd1]T信号通过如下公式1解算当前时刻制导弹药在基准系中当前时刻的位置[xP1,yP1,zP1]T；

其中，B为由WGS-84系向基准系转换的矩阵，λ0、φ0分别表示制导弹药初始的经纬度，xd1,yd1,zd1分别表示WGS-84系中当前时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值，xP1,yP1,zP1分别表示基准系中当前时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值；

微控制器根据制导弹药在基准系中当前时刻的位置[xP1,yP1,zP1]T和目标属性参数中的目标在基准系中的位置[xT,yT,zT]通过如下公式2解算当前时刻的弹目距离R1；

其中，xT,yT,zT分别表示目标在基准系中的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标；

微控制器根据制导弹药在基准系中当前时刻的位置[xP1,yP1,zP1]T、目标属性参数中的目标在基准系中的位置[xT,yT,zT]以及弹目距离R1通过如下公式3解算当前时刻的制导弹药与目标之间的视线倾角θQ1；

微控制器根据制导弹药在基准系中当前时刻的位置[xP1,yP1,zP1]T、目标属性参数中的目标在基准系中的位置[xT,yT,zT]通过如下公式4解算当前时刻的制导弹药与目标之间的视线偏角ψQ1；

微控制器根据北斗卫星接收器反馈的制导弹药在WGS-84系中当前时刻的速度[vxd1,vyd1,vzd1]T信号通过如下公式5解算当前时刻的制导弹药合速度vP1；

其中，vxd1,vyd1,vzd1分别表示制导弹药在WGS-84系中当前时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴上当前时刻的速度；

微控制器根据北斗卫星接收器反馈的制导弹药在WGS-84系中当前时刻的速度[vxd1,vyd1,vzd1]T信号和制导弹药当前时刻的合速度vP1通过如下公式6解算当前时刻的弹道倾角θP1；

微控制器根据北斗卫星接收器反馈的制导弹药在WGS-84系中当前时刻的速度[vxd1,vyd1,vzd1]T信号、制导弹药当前时刻的合速度vP1和弹道倾角θP1通过如下公式7解算当前时刻的弹道偏角ψP1；

微控制器根据弹道倾角信号θP1和地磁装置反馈的俯仰角信号θ1通过如下公式8解算当前时刻制导弹药的准攻角

微控制器根据弹道偏角信号ψP1和地磁装置反馈的偏航角信号ψ1通过如下公式9解算当前时刻弹体的准侧滑角β1*；

β1*＝ψ1-ψP1 (9)

微控制器根据当前时刻俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度δz1、偏航通道电动舵机输出轴偏转角度δy1与地磁装置反馈的制导弹药滚转角γ1通过如下公式10解算当前时刻俯仰通道电动舵机输出轴等效偏角δzeq1和偏航通道电动舵机输出轴等效偏角δyeq1；

结合当前时刻制导弹药准攻角 当前时刻制导弹药准侧滑角β1*、当前时刻俯仰通道电动舵机输出轴等效偏角δzeq1、当前时刻偏航通道电动舵机输出轴等效偏角δyeq1与步骤1中装定的仿真控制参数，通过步骤1中装定的弹体六自由度动力学模型解算当前时刻作用于制导弹药的法向力、侧向力、俯仰力矩和偏航力矩；

步骤3：微控制器根据步骤1中装定的微分方程组与四阶龙格库塔法解算下一时刻的外弹道控制参数与微分方程组中所需要求解的变量参数，包括下一时刻的弹目距离R2、制导弹药与目标之间的视线倾角θQ2、制导弹药与目标之间的视线偏角ψQ2、弹道倾角θP2、弹道偏角ψP2、制导弹药在基准系中的位置[xP2,yP2,zP2]T与速度[vxP2,vyP2,vzP2]T、俯仰通道舵机输出轴等效偏角δzeq2、偏航通道舵机输出轴等效偏角δyeq2和三轴转台的俯仰角θ2、偏航角ψ2和滚转角γ2，vxP2,vyP2,vzP2为基准系中的滚转轴，航向轴，俯仰轴速度；

微控制器根据下一时刻俯仰通道舵机输出轴等效偏角δzeq2、下一时刻偏航通道舵机输出轴等效偏角δyeq2和下一时刻三轴转台的滚转角γ2通过如下公式解算下一时刻俯仰通道电动舵机输出轴偏角δz2、偏航通道电动舵机输出轴偏角δy2；

微控制器根据仿真环境参数中的制导弹药射向角度αN、制导弹药初始的经纬高 制导弹药在WGS-84系中初始的位置[xd0,yd0,zd0]T以及下一时刻制导弹药在基准系中的位置[xP2,yP2,zP2]T通过如下公式12解算下一时刻制导弹药在WGS-84系中下一时刻的位置[xd2,yd2,zd2]T；

其中，xP2,yP2,zP2为基准系中下一时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值，xd0,yd0,zd0为WGS-84系中下一时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值，xd2,yd2,zd2为WGS-84系中下一时刻的滚转轴，航向轴，俯仰轴坐标值；

微控制器根据仿真环境参数中的制导弹药射向角度αN、制导弹药初始的经纬高 以及下一时刻制导弹药射在基准系中的速度[vxP2,vyP2,vzP2]T通过如下公式13解算下一时刻制导弹药射在WGS-84系中的速度[vxd2,vyd2,vzd2]T；

B-1为由WGS-84系向基准系转换的逆矩阵，vxP2,vyP2,vzP2为基准系中滚转轴，航向轴，俯仰轴上的速度值，vxd2,vyd2,vzd2为WGS-84系中基准系中滚转轴，航向轴，俯仰轴上的速度值；

步骤4：微控制器根据下一时刻俯仰通道电动舵机输出轴偏角δz2和偏航通道电动舵机输出轴偏角δy2向舵机驱动器发送偏航通道电动舵机控制指令和俯仰通道电动舵机控制指令；

舵机驱动器根据偏航通道电动舵机控制指令控制偏航通道电动舵机运动，偏航通道电动舵机的运动带动偏航通道电位器的输入轴运动，偏航通道电位器将偏航通道电动舵机输出轴偏转角度反馈给微控制器；

舵机驱动器根据俯仰通道电动舵机控制指令控制俯仰通道电动舵机运动，俯仰通道电动舵机的运动带动俯仰通道电位器的输入轴运动，俯仰通道电位器将俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度反馈给微控制器；

微控制器根据下一时刻三轴转台的俯仰角θ2、偏航角ψ2和滚转角γ2向控制柜发送姿态驱动指令，三轴转台在姿态驱动指令的驱动下运动，微控制器获取地磁装置反馈的姿态角；

微控制器根据下一时刻弹体在WGS-84系中的位置[xd2,yd2,zd2]T与速度[vxd2,vyd2,vzd2]T向北斗卫星模拟器发送弹体运动驱动指令，北斗卫星模拟器根据弹体运动驱动指令模拟弹体的位置与速度信号，再通过卫星射频天线发送出，北斗卫星接收器通过接收天线接收到北斗卫星模拟器模拟的弹体的位置与速度信号，微控制器获取北斗卫星接收器反馈的弹体的位置与速度信号，并回到步骤2，进行步骤2～4的依次循环直到弹目距离参数R1小于等于设定的距离常数，跳出循环，每个循环中微控制器通过存储装置进行数据存储，并发送给主控机，即本次制导弹药外弹道半实物仿真结束。

本发明的制导弹药外弹道半实物仿真平台及方法结合了半实物仿真技术的优势和制导弹药外弹道的特性，将嵌入式微控制器技术和半实物仿真技术相结合，并将舵机、三轴转台、地磁装置、北斗卫星模拟器和北斗卫星接收器纳入半实物仿真回路，解决了数字仿真因舵机动态特性、姿态角测量误差、弹体位置测量误差和弹体速度测量误差等难以精确建模而导致仿真可信度较低的问题，通过串行通信总线装定程序、装定参数和控制平台，并实时传输、接收、存储与显示参数，方便用户轻松完成制导弹药外弹道的半实物仿真和选取可信度较高的结构与参数，降低实验成本、缩短实验周期，有助于推动新型外弹道理论的发展及其在制导弹药上的应用。

附图说明

图1为本发明的结构示意图。

其中，1—主控单元、1.1—主控机、1.2—第一RS485至USB转换器、2—姿态模拟单元、2.1—三轴转台、2.2—转台控制柜、2.3—第二RS485至USB转换器、3—控制舱单元、3.1—微控制器、3.2—舵机驱动器、3.3—俯仰通道电动舵机、3.4—偏航通道电动舵机、3.5—俯仰通道电位器、3.6—偏航通道电位器、3.7—第一TTL至485转换器、3.8—第二TTL至485转换器、3.9—存储装置、3.10—地磁装置、3.11—TTL至RJ45转换器、3.12—北斗卫星接收器、4—弹体运动模拟单元、4.1—北斗卫星模拟器、4.2—卫星射频天线。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明：

如图1所示的制导弹药外弹道半实物仿真平台，它包括主控机1.1、三轴转台2.1、转台控制柜2.2、以及固定在三轴转台2.1控制舱内部的控制舱单元3，所述控制舱单元3包括微控制器3.1、舵机驱动器3.2、俯仰通道电动舵机3.3、偏航通道电动舵机3.4、俯仰通道电位器3.5、偏航通道电位器3.6、地磁装置3.10、北斗卫星接收器3.12和北斗卫星模拟器4.1；

所述控制舱单元3用于模拟制导弹药的外弹道运动过程；

所述主控机1.1用于向微控制器3.1输送外弹道控制程序、仿真控制指令和仿真控制参数，微控制器3.1的舵机指令输出端连接舵机驱动器3.2的指令输入端，舵机驱动器3.2的偏航通道电动舵机控制信号输出端连接偏航通道电动舵机3.4的信号输入端，舵机驱动器3.2的俯仰通道电动舵机控制信号输出端连接俯仰通道电动舵机3.3的信号输入端，偏航通道电动舵机3.4的输出轴与偏航通道电位器3.6的输入轴固定连接，俯仰通道电动舵机3.3的输出轴与俯仰通道电位器3.5的输入轴固定连接，偏航通道电位器3.6的偏航通道电动舵机输出轴偏转角度信号输出端连接微控制器3.1的偏航通道反馈数据输入端，俯仰通道电位器3.5的俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度信号输出端连接微控制器3.1的俯仰通道反馈数据输入端；

微控制器3.1的转台控制通信端连接转台控制柜2.2的通信端，控制柜2.2用于控制三轴转台2.1运动，微控制器3.1的姿态通信端连接地磁装置3.10的通信端，地磁装置3.10用于获取当前时刻制导弹药的姿态角(即控制舱单元3或三轴转台2.1的姿态角)，微控制器3.1用于向转台控制柜2.2输送姿态驱动指令，并接收地磁装置3.10的制导弹药姿态和滚转角反馈信息，即三轴转台2.1的姿态反馈信息；

微控制器3.1的制导弹药位置与速度控制及反馈信号通信端分别连接北斗卫星模拟器4.1的信号输入端和北斗卫星接收器3.12的反馈数据输出端，北斗卫星模拟器4.1用于在微控制器3.1发出的制导弹药位置与速度控制信号的控制下模拟制导弹药的位置与速度信号，北斗卫星接收器3.12用于获取当前时刻北斗卫星模拟器4.1模拟的制导弹药位置与速度信号；

微控制器3.1用于根据北斗卫星接收器3.12反馈的模拟制导弹药位置信号计算当前时刻制导弹药与目标之间的弹目距离、制导弹药与目标之间的视线倾角和制导弹药与目标之间的视线偏角，微控制器3.1还用于根据北斗卫星接收器3.12反馈的模拟制导弹药速度信号计算当前时刻的制导弹药弹道倾角、制导弹药弹道偏角，微控制器3.1还用于根据制导弹药弹道倾角、制导弹药弹道偏角以及地磁装置3.10反馈的当前时刻控制舱单元3的姿态角计算当前时刻的制导弹药准攻角与制导弹药准侧滑角；微控制器3.1还用于根据俯仰通道电动舵机输出轴偏转角度信号、偏航通道电动舵机输出轴偏转角度信号以及地磁装置3.10反馈的制导弹药滚转角计算当前时刻的俯仰通道电动舵机等效偏角和偏航通道电动舵机等效偏角；微控制器3.1还用于根据制导弹药准攻角、制导弹药准侧滑角、俯仰通道电动舵机等效偏角和偏航通道电动舵机等效偏角计算当前时刻作用于制导弹药的法向力、侧向力、俯仰力矩和偏航力矩；微控制器3.1还用于根据所述制导弹药的法向力、侧向力、俯仰力矩、偏航力矩、地磁装置3.10的制导弹药姿态反馈信息、北斗卫星接收器3.12反馈的模拟制导弹药位置与速度信号，通过四阶龙格库塔法得到下一时刻模拟制导弹药外弹道的参数与控制信息。

上述设计方案中，所述下一时刻模拟制导弹药外弹道的参数与控制信息包括制导弹药与目标之间的弹目距离、制导弹药与目标之间的视线倾角、制导弹药与目标之间的视线偏角、制导弹药弹道倾角、制导弹药弹道偏角、制导弹药位置、制导弹药速度、俯仰通道舵机输出轴偏角、偏航通道舵机输出轴偏角以及制导弹药的姿态角。

上述设计方案中，它还包括卫星射频天线4.2，卫星射频天线4.2用于发射北斗卫星模拟器4.1所模拟的弹体的位置与速度信号。

制导弹药外弹道半实物仿真平台及方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。