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(1.陸軍工程大學石家莊校區(qū) 導彈工程系精確制導技術教研室，石家莊 050003;2.中國人民解放軍66400部隊，北京 100010; 3.中國人民解放軍66029部隊，內(nèi)蒙古 011200)

0 引言

在現(xiàn)代軍事斗爭中，為實現(xiàn)對固定點目標的精確打擊、適應未來城區(qū)作戰(zhàn)和反恐作戰(zhàn)的需求，并大幅減少彈藥消耗量，減輕后勤供應壓力，提高中大口徑高旋彈的射擊精度是近年來世界各軍事強國不懈追求的目標[1]。高旋彈的二維彈道修正組件采用彈載衛(wèi)星導航定位接收機實時感知彈丸位置和速度信息，結(jié)合高精度地磁滾轉(zhuǎn)測角信息，由彈載計算機完成彈道偏差解算和彈道修正控制量計算，進而實現(xiàn)彈道修正。其中衛(wèi)星導航接收機準確測量彈丸速度和位置是二維彈道修正組件的關鍵技術和先決條件。

半實物仿真是將部分產(chǎn)品實物引入到仿真回路的一種仿真技術[2-5]，廣泛應用于航天、化工、通信等領域，特別是軍事領域發(fā)揮著重要的作用。針對高旋彈二維彈道修正組件在高旋轉(zhuǎn)、高動態(tài)環(huán)境下的應用需求，采用利用半實物仿真技術對外彈道條件下的衛(wèi)星導航接收機進行實驗，檢測衛(wèi)星導航接收機性能，對縮短高旋彈研制周期具有重要意義[6-8]。

本文闡述了二維彈道修正引信實現(xiàn)彈道修正的工作原理和北斗衛(wèi)星導航接收機的基本工作原理，建立了高旋7自由度彈道模型，設計了衛(wèi)星導航接收機半實物仿真系統(tǒng)，并在非旋轉(zhuǎn)條件和旋轉(zhuǎn)條件下對衛(wèi)星導航接收機進行了半實物仿真測試。

1 二維彈道修正引信工作原理及彈道建模

1.1 二維彈道修正引信組成和工作原理

固定鴨舵式二維彈道修正引信在原引信的基礎上增加了衛(wèi)星天線、固定鴨舵、彈上機系統(tǒng)和制動器等，使其內(nèi)部結(jié)構(gòu)和外形尺寸發(fā)生了明顯變化，如圖1所示。制動器內(nèi)部安裝了軸承，故制動器在結(jié)構(gòu)上可分為轉(zhuǎn)子和定子。轉(zhuǎn)子與引信尾部固連，稱該部分為引信尾部組件；定子與彈上機系統(tǒng)、固定鴨舵和衛(wèi)星天線等固連，因該部分集成了與彈道修正控制相關的部組件，稱其為修正組件。引信可通過尾部組件上的螺紋與彈體固連[9-10]。

圖1 固定鴨舵式二維彈道修正引信結(jié)構(gòu)示意圖

圖2為固定鴨舵式二維彈道修正引信的外形示意圖。舵1和舵3具有相同的舵偏角，但舵偏方向不同，稱其為一對差動舵；舵2與舵4舵偏角與舵偏方向均相同，稱其為一對操縱舵。彈丸飛行過程中，在空氣作用下差動舵上形成了導轉(zhuǎn)力矩，使修正組件左旋(從彈尾向彈頭看)，而引信尾部組件隨彈體右旋(從彈尾向彈頭看)，形成了修正組件與彈體(以下，彈體皆為引信尾部組件與未安裝引信的彈體的總稱)滾轉(zhuǎn)角速度的隔離。稱該結(jié)構(gòu)為雙旋結(jié)構(gòu)。

圖2 固定鴨舵式二維彈道修正引信外形示意圖

安裝修正引信后的普通榴彈稱為二維彈道修正榴彈。引信與彈體通過螺紋固連，不計安裝誤差，則引信與彈體同軸，即修正組件與彈體同軸，因而，修正組件與彈體具有相同的俯仰和偏航角速度。在彈丸飛行過程中，當其處于無控狀態(tài)時，修正組件在導轉(zhuǎn)力矩作用下克服滾轉(zhuǎn)阻尼力矩、摩擦力矩和修正組件與彈體間的相互作用力矩自由滾轉(zhuǎn)。當操縱舵自由滾轉(zhuǎn)一個整周期時其產(chǎn)生的控制合力矩為0，認為其對彈丸運動狀態(tài)的影響很??；當彈丸處于有控狀態(tài)時，舵片被穩(wěn)定在某一控制角度，空氣在操縱舵作用形成控制力和控制力矩，改變彈丸姿態(tài)進而改變彈丸的受力，從而實現(xiàn)彈道修正。

1.2 高旋7自由度彈道模型

對于一個普通彈丸而言，6自由度模型可以完全描述其在空間的運動狀態(tài)，但對于修二維彈道修正組件而言，由于存在引信頭部(翼面部分)與彈丸主體之間的相互轉(zhuǎn)動，帶有二維彈道修正組件的彈丸不是一個剛體，6自由度外彈道模型無法完全描述其在空間的運動狀態(tài)。由于二維彈道修正組件由彈體部分和翼面部分兩個剛體組成，要描述二維彈道修正組件的運動狀態(tài)，最直接的方法是對頭部和尾部兩部分分別建立相應的模型，形成共12個自由度的運動模型，其中包括彈體部分三個質(zhì)心運動、三個轉(zhuǎn)動、翼面部分三個質(zhì)心運動、三個轉(zhuǎn)動[11]。其中頭部和尾部分別受到空氣動力、重力、科氏力以及兩部分相互的作用和反作用力。對于質(zhì)心運動，考慮到兩部分之間不存在相對位移，可以作為一個整體進行建模，這樣彈體部分的三個質(zhì)心運動和翼面部分的三個質(zhì)心運動可以合并考慮，這時頭部和尾部之間的作用屬于內(nèi)力，對彈體的質(zhì)心運動沒有影響，只需考慮兩部分所受重力、科氏力、空氣動力之和，當然此處存在一個假設：翼面和彈體所受空氣動力不存在相互影響，其整體所受空氣動力等于兩部分所受空氣動力之和。質(zhì)心運動初始狀態(tài)由彈丸射角、射向和初速決定，之后在整體所受合外力的作用下運動，質(zhì)量采用彈丸與翼面兩部分質(zhì)量之和，事實上翼面部分相對彈丸質(zhì)量基本可以忽略。

為構(gòu)建高旋7自由度彈道模型，引入固定舵坐標系和固定舵速度坐標系。

固定舵坐標系OfXf1Yf1Zf1：原點位于固定舵(含引信旋轉(zhuǎn)組件)質(zhì)心，OfXf1沿固定舵軸線，OfYf1在固定舵縱向?qū)ΨQ面內(nèi)垂直于OfXf1，OfXf1、OfYf1、OfZf1構(gòu)成右手系；

固定舵速度坐標系OfXf2Yf2Zf2：原點位于固定舵質(zhì)心，OfXf2沿固定舵速度方向，OfYf2在固定舵縱向?qū)ΨQ面內(nèi)垂直于OfXf2，OfXf2、OfYf2、OfZf2構(gòu)成右手系。

攻角αf：固定舵速度矢量在固定舵縱向?qū)ΨQ面內(nèi)的投影與OfXf1夾角，規(guī)定OfXf1軸在上時攻角αf為正；

側(cè)滑角βf：固定舵速度矢量與固定舵縱向?qū)ΨQ面夾角，規(guī)定速度矢量指向固定舵縱向?qū)ΨQ面右側(cè)時側(cè)滑角βf為正。

幾何關系方程為：

(1)

彈丸質(zhì)心動力學方程：

(2)

彈丸繞質(zhì)心的動力學方程：

(3)

其中:Jy=Jfy+Jay，Jz=Jfz+Jaz。

彈丸質(zhì)心運動方程為：

(4)

彈丸角運動方程為：

(5)

對于彈體的橫滾自由度，除受到其自身的空氣力矩之外，還受到翼面部分對彈體的軸向力矩，包括軸承摩擦力矩和電磁力矩。由于翼面部分轉(zhuǎn)動慣量相對于彈體部分而言很小(約1/200)，故整體的俯仰、偏航和彈體的滾轉(zhuǎn)可以按照制式彈6自由度彈道模型進行解算，當然其中所受外力矩需要增加翼面部分的影響。這三個自由度的初始狀態(tài)由彈丸初始轉(zhuǎn)速、射角、射向決定，初始橫滾角可假設為0，由于橫滾轉(zhuǎn)速較高，其初始橫滾角對仿真結(jié)果沒有影響。

對于翼面部分的橫滾自由度解算，其所受外力矩主要有空氣力矩和彈體的反作用力矩，空氣力矩包括導轉(zhuǎn)翼面產(chǎn)生的導轉(zhuǎn)力矩以及與轉(zhuǎn)速對應的極阻尼力矩，彈體對其的反作用力矩為軸承摩擦力矩和電磁力矩。翼面部分橫滾處在這些力矩的共同作用下，其初始橫滾角可假設為0，由于初始轉(zhuǎn)速較高，該初值不影響仿真結(jié)果。這樣通過整體三個質(zhì)心運動、整體俯仰、偏航，彈體橫滾、翼面橫滾共7個自由度即可完全描述修正彈運動狀態(tài)。

高旋7自由度彈道模型如3所示。

圖3 高旋7自由度彈道模型

2 衛(wèi)星導航接收機組成和工作原理

衛(wèi)星導航系統(tǒng)由有源天線、射頻通道、基帶、導航處理單元組成，系統(tǒng)設計結(jié)構(gòu)如圖4所示。衛(wèi)星信號到達地面后，被天線接收，經(jīng)前置放大器放大、進入變頻模塊下變頻并數(shù)字化為基帶信號，由基帶模塊進行處理搜索、跟蹤解調(diào)。

圖4 系統(tǒng)設計結(jié)構(gòu)圖

其中有源天線由接收天線和低噪聲放大器組成，完成衛(wèi)星天線輻射信號的接收選擇和放大。射頻通道采用專用射頻芯片，完成衛(wèi)星信號的變頻、選擇、放大處理，以滿足數(shù)字信號處理要求?；鶐盘柼幚韱卧瓿尚盘柕乃阉?、捕獲、跟蹤、位同步、幀同步、糾錯譯碼、導航電文的提取拼接、偽距測量、積分多卜勒測量。導航處理單元根據(jù)導航模式要求完成用戶的PVT解算并輸出導航信息。導航信息處理單元利用基帶信號處理單元獲得的測量信號、衛(wèi)星導航電文完成導航解算，實現(xiàn)對用戶的位置、速度和系統(tǒng)時間(PVT)的解算，并按規(guī)定的數(shù)據(jù)格式輸出。

3 衛(wèi)星導航接收機半實物仿真系統(tǒng)設計

為實現(xiàn)對衛(wèi)星導航接收機的半實物仿真，設計了半實物仿真系統(tǒng)。該系統(tǒng)主要由仿真測試轉(zhuǎn)臺和仿真控制臺等組成。利用仿真測試轉(zhuǎn)臺、衛(wèi)星導航模擬器、二維彈道修正引信、仿真計算機、仿真電纜、數(shù)據(jù)記錄儀等開展飛行控制系統(tǒng)半實物仿真試驗，其基本構(gòu)成如圖5所示。

圖5 半實物仿真系統(tǒng)構(gòu)成示意圖

3.1 仿真測試轉(zhuǎn)臺

仿真測試轉(zhuǎn)臺仿真彈丸飛行過程中彈體與引信部反向旋轉(zhuǎn)。仿真測試轉(zhuǎn)臺具備以下功能：①能夠驅(qū)動彈體高速旋轉(zhuǎn)，模擬彈丸飛行過程中滾轉(zhuǎn)速度和方向； ②根據(jù)設定不同的滾轉(zhuǎn)力矩，能夠驅(qū)動固定鴨舵反向旋轉(zhuǎn)；③固定舵執(zhí)行機構(gòu)將引信部制動后，能夠準確測量固定鴨舵的制動角度，以方便和地磁測量組件的滾轉(zhuǎn)角進行對比分析。

3.2 衛(wèi)星導航模擬器

衛(wèi)星導航模擬器通過光纖反射內(nèi)存實時通訊網(wǎng)接收仿真計算機發(fā)送的彈丸質(zhì)心的WGS-84坐標系下的速度位置信息，并將其轉(zhuǎn)換為衛(wèi)星信號。

3.3 仿真綜合控制臺

仿真綜合控制臺由控制計算機、實時數(shù)字通信接口擴展器、高速電機遠端控制器、低速電機遠端控制器、力矩控制器、力矩采集顯示器、相關上位機軟件等組成。

3.4 反射內(nèi)存實時網(wǎng)絡交換機

半實物仿真過程中，為了確保數(shù)據(jù)通訊的實時性，半實物仿真系統(tǒng)選用了光纖反射內(nèi)存實時通訊網(wǎng)(VMIC)，當用戶在建立其半實物仿真系統(tǒng)時，應將系統(tǒng)信號進行整理后錄入該文件，以便程序模塊對信號的詳細信息訪問，建立信號的物理映射關系，而系統(tǒng)中各個模塊之間通過信號編號對信號進行輸入、輸出或運算等基本操作。

3.5 半實物仿真計算機及仿真軟件

針對二維彈道修正引信動力學和運動學模型，采用Matlab/Simulink/Stateflow編寫了仿真模型，并在RT-LAB實時仿真平臺上運行，與衛(wèi)星模擬器、雙軸轉(zhuǎn)臺、彈上制導控制系統(tǒng)等構(gòu)成閉環(huán)半實物仿真系統(tǒng)?；?自由度彈道模型所形成的飛行動力學仿真子系統(tǒng)RT-LAB如6所示。

圖6 基于7自由度彈道模型所形成的飛行動力學仿真子系統(tǒng)

4 實驗結(jié)果

衛(wèi)星導航接收機半實物仿真分為非旋轉(zhuǎn)條件下仿真測試和旋轉(zhuǎn)條件下仿真測試。其中，非旋轉(zhuǎn)條件下北斗導航模塊測試目的是確保天線和數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換模塊工作正常。在旋轉(zhuǎn)條件下，衛(wèi)星導航定位接收機在測試過程中，固定舵隨彈體一起轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)動速率可調(diào)。衛(wèi)星信號采用高動態(tài)衛(wèi)星導航模擬器來模擬。由于衛(wèi)星接收機真實運行狀態(tài)為高動態(tài)的環(huán)境，加載的仿真激勵也應當是高動態(tài)的場景。

4.1 非旋轉(zhuǎn)條件下仿真測試實驗

測試流程如下：仿真計算機進行彈道解算，同時向仿真控制臺發(fā)送84系下彈丸質(zhì)心的速度位置信息；仿真控制臺將彈丸的速度位置信息發(fā)送給衛(wèi)星導航模擬器，并由衛(wèi)星導航模擬器將數(shù)據(jù)信息轉(zhuǎn)換成衛(wèi)星信號；在衛(wèi)星導航模擬器輸出衛(wèi)星信號的同時，啟動衛(wèi)星導航模塊，由衛(wèi)星導航模塊接收衛(wèi)星信號并由彈上計算機轉(zhuǎn)換，同時，彈上計算機將轉(zhuǎn)換后的信息存入記錄儀中。若彈上計算機轉(zhuǎn)換后的數(shù)據(jù)與仿真計算機的數(shù)據(jù)相同或誤差很小，則衛(wèi)星導航模塊測試結(jié)果滿足要求。

利用衛(wèi)星導航模擬器對衛(wèi)星導航接收機的導航性能進行測試，測試數(shù)據(jù)采用某型底凹彈的彈道，測試結(jié)果如圖7所示。

圖7 導航定位接收機測試曲線

由圖7可以看出，衛(wèi)星導航接收機在熱啟動條件下，能夠在5秒內(nèi)實現(xiàn)收星定位，并對彈丸軌跡進行持續(xù)跟蹤，彈上計算機轉(zhuǎn)換后的數(shù)據(jù)與仿真計算機的數(shù)據(jù)誤差很小，導航定位結(jié)果滿足技術指標要求。

4.2 旋轉(zhuǎn)條件下仿真測試實驗

測試流程如下：仿真啟動后，仿真計算機開始彈道解算，并向衛(wèi)星導航模擬器發(fā)送84系下的彈丸質(zhì)心的速度、位置信息，同時向綜合控制臺發(fā)送固定舵和彈體的滾轉(zhuǎn)角速度；仿真控制臺控制雙軸仿真測試臺上的頭部電機和尾部電機進行滾轉(zhuǎn)，從而模擬固定舵和彈體的滾轉(zhuǎn)狀態(tài)；與此同時，天線實時接收衛(wèi)星導航模擬器發(fā)射的衛(wèi)星信號，待定位后北斗導航模塊將速度、位置信息傳送給彈上計算機；彈上計算機根據(jù)制導控制算法解算出控制信號并將其傳送給制動器，并由制動器輸出控制力矩使固定舵穩(wěn)定在相應的控制角上；彈上機系統(tǒng)的地磁模塊采集到固定舵的滾轉(zhuǎn)角后將其通過仿真控制臺發(fā)送給仿真計算機，用于仿真計算機的下一步迭代計算。

試驗中，分別采用某型底排彈和某型底凹彈的仿真程序?qū)πl(wèi)星導航接收機性能進行了測試。

圖8是基于某型底凹彈仿真程序的衛(wèi)星導航接收機測試結(jié)果。圖中彈上計算機轉(zhuǎn)換后的射程彈道高曲線在5 km處與仿真計算機輸出的射程彈道高曲線重合，說明衛(wèi)星導航模塊能準確接收衛(wèi)星信息，同時證明彈上計算機的數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換過程是正確的。需要指出的是，由于室內(nèi)干擾較多，衛(wèi)星導航模塊定位在5 km處定位(9.7 s)。定位前，彈上計算機獲得的速度、位置信息均為0，因而，在彈上機轉(zhuǎn)換后數(shù)據(jù)的射程彈道高曲線的0～5 km段為一直線。

圖8 某型底凹彈仿真程序的仿真與基準曲線

圖9是基于某型底排彈仿真程序的衛(wèi)星導航接收機測試結(jié)果。仿真機數(shù)據(jù)與彈上機轉(zhuǎn)換后數(shù)據(jù)曲線重合，說明衛(wèi)星導航接收機能無誤差的接收衛(wèi)星導航數(shù)據(jù)，滿足要求。

圖9 某型底排彈仿真程序的仿真與基準曲線

5 結(jié)論

本文設計了高旋炮彈衛(wèi)星導航接收機半實物仿真系統(tǒng)，在非旋轉(zhuǎn)條件和旋轉(zhuǎn)條件下進行了仿真實驗測試，其中，在非旋轉(zhuǎn)條件下，衛(wèi)星導航接收機能夠在5秒內(nèi)實現(xiàn)收星定位，并對彈丸軌跡進行持續(xù)跟蹤，彈上計算機轉(zhuǎn)換后的數(shù)據(jù)與仿真計算機的數(shù)據(jù)誤差很小；在旋轉(zhuǎn)條件下，仿真機數(shù)據(jù)與彈上機轉(zhuǎn)換后數(shù)據(jù)曲線重合，可實現(xiàn)定位跟蹤。實驗結(jié)果表明：半實物仿真系統(tǒng)設計可有效檢驗高旋炮彈衛(wèi)星導航接收機功能和準確度，通過仿真實驗可對衛(wèi)星導航接收機進行有效驗證。

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