可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真系统及方法

摘要

本发明公开了一种可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真系统及方法。该系统包括机载火控系统仿真机、目标运动仿真机、弹道及制导控制仿真机和可视化仿真机，所述弹道及制导控制仿真机分别通过1553B总线、SBS光纤网络、RS232串口与机载火控系统仿真机、目标运动仿真机、可视化仿真机相连。方法为：机载火控系统仿真机模拟投弹流程及投弹初始参数，并通过1553B总线传递至弹道及制导控制仿真机；目标运动仿真机模拟目标的运动信息并传递给弹道及制导控制仿真机；仿真过程中，弹道及制导控制仿真机与可视化仿真机通过RS232串口相连接，以动画和曲线图表的方式实时显示炸弹的飞行和攻击过程。本发明为航空武器导航与制导控制率的设计和试验提供了有效的手段，缩短了研制周期。

说明书

一、技术领域

本发明涉及可视化系统仿真技术领域，特别是一种可视化双模制导航空时敏炸弹半 实物仿真系统及方法。

二、背景技术

可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真系统的功能包括：通过建立1553B通讯接 口，由弹道及制导控制仿真机接收机载火控系统传递的准备信号、主惯导信息、热电池 激活指令和投弹指令，仿真运行航空时敏炸弹的工作流程，从加电工作开始，经过系统 自检、传递对准、热电池激活、炸弹投放、姿态稳定、弹翼张开、滑翔中制导、中末交 班、导引头开启、末制导等流程，直到命中目标结束，覆盖航空时敏炸弹的全工作流程， 飞行中将控制系统的舵偏指令反馈给弹体动力学及运动学模型做更新，再用更新后的动 力学和运动学模型驱动炸弹的三维模型仿真，实时以曲线和仪表、动画的方式输出当前 仿真图像及数据。通过仿真检验航空时敏制导炸弹在各个飞行段和全空域内的稳定性、 快速性、机动能力、精度和控制鲁棒性等各项指标，为进一步的工程化研制打好基础， 提供研制依据，缩短研制周期。

仿真系统需具有与外部仿真控制计算机和机上外挂物管理系统(火控系统)的接口， 能够通过接口接收系统仿真控制指令，接收外挂物管理系统对飞行器的管理操作和数 据，能够通过接口输出仿真结果，反馈状态和操作响应。

针对可视化双模制导，即数据链中制导+红外导引头末制导的航空时敏制导炸弹半 实物仿真系统的应用需求，以往所采用的纯数字仿真系统及方法已无法满足和实现所需 要的功能，而目前所公开的可视化仿真技术又存在功能单一、接口有限、二次开发难的 缺陷，不能有效仿真时敏炸弹的整个投放及飞行过程，以及全弹道飞行过程中对静止和 机动运动目标的跟踪和打击能力。

三、发明内容

本发明的目的在于提供一种可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真系统及方法， 以高效地仿真时敏炸弹的整个投放及飞行过程，以及全弹道飞行过程中对静止和机动运 动目标的跟踪和打击能力。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真 系统，包括机载火控系统仿真机、目标运动仿真机、弹道及制导控制仿真机、可视化仿 真机以及1553B通讯卡、串口通讯卡和SBS光纤通讯卡；其中弹道及制导控制仿真机 包括数据收发模块、弹道仿真模块、导引头仿真模块、数据链通信仿真模块、舵机仿真 模块、组合导航仿真模块、弹载任务处理模块，所述弹载任务处理模块包括制导律模块、 控制律模块和坐标转换模块，所述弹道仿真模块包括环境仿真模块和弹体动力学及运动 学模块；

所述机载火控系统仿真机模拟载机外挂且通过1553B总线与弹道及制导控制仿真 机相连，目标运动仿真机通过SBS光纤网络与弹道及制导控制仿真机相连，弹道及制导 控制仿真机与可视化仿真机通过RS232串口相连接；弹道及制导控制仿真机中数据收发 模块分别通过导引头仿真模块和数据链通信仿真模块接入弹载任务处理模块，弹道仿真 模块通过组合导航仿真模块与弹载任务处理模块相连接，弹载任务处理模块通过舵机仿 真模块接入弹道仿真模块；

机载火控系统仿真机模拟投弹流程及投弹初始参数，并通过1553B总线传递至弹道 及制导控制仿真机；目标运动仿真机模拟目标的运动信息并传递给弹道及制导控制仿真 机；仿真过程中，弹道及制导控制仿真机与可视化仿真机通过RS232串口相连接，以动 画和曲线图表的方式实时显示炸弹的整个飞行和攻击过程。

一种可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真方法，包括以下步骤：

步骤1，在机载火控系统仿真机中建立机载火控系统模块，在目标运动仿真机中建 立目标运动的仿真模块，并建立仿真机间的通信模块；

步骤2，在弹道及制导控制仿真机中建立数据收发模块、弹道仿真模块、导引头仿 真模块、数据链通信仿真模块、舵机仿真模块、组合导航仿真模块和弹载任务处理模块；

步骤3，在可视化仿真机中建立航空时敏炸弹的三维模型、以及动画显示模块；

步骤4，机载火控系统仿真机模拟投弹流程及投弹初始参数，并通过1553B总线传 递至弹道及制导控制仿真机，弹道及制导控制仿真机的数据收发模块将投弹初始参数传 送至弹道仿真模块，同时将投弹流程及投弹初始参数输入弹载任务处理模块；

步骤5，弹道仿真模块仿真炸弹运动的角速率和比力信号并输入至组合导航仿真模 块，组合导航仿真模块确定炸弹的位姿信息，滤波后输出给弹载任务处理模块；

步骤6，目标运动仿真机模拟目标的运动信息，目标运动信息传递给弹道及制导控 制仿真机后，根据弹目距离选择运行数据链通讯仿真模块或导引头仿真模块，将目标运 动信息作相应的坐标转换后发送给弹载任务处理模块；

步骤7，弹载任务处理模块接收组合导航仿真模块输出的炸弹位姿信息和目标运动 信息，经坐标转换，进而调用制导律模块和控制律模块得出控制指令，该控制指令由弹 载任务处理模块传递给舵机仿真模块，确定仿真节拍内的俯仰、偏航和滚转三个通道上 的理论舵偏角，将理论舵偏角传递给弹体动力学及运动学弹道仿真模块，闭环修正航空 时敏炸弹的飞行状态，使其按预定方案弹道进行飞行；

步骤8，仿真过程中，弹道及制导控制仿真机与可视化仿真机通过RS232串口相连 接，将需要监控的信息通过RS232串口发送给可视化仿真机，可视化仿真机调用步骤3 中所建立的航空时敏制导炸弹的三维模型，以动画和曲线图表的方式实时显示炸弹的整 个飞行和攻击过程。

与现有技术相比，本发明的显著优点是：(1)整个系统中的仿真模块具有通用化的优 点，各子模块把数学模型、仿真运算、I/O管理，消息和事件响应封装在自身内部，最 大限度地避免模块之间的耦合；(2)目标运动仿真机涵盖了当前多种目标的典型运动轨 迹，能仿真验证航空时敏制导炸弹对静态目标的打击能力，也能仿真验证航空时敏制导 炸弹对机动目标的打击能力，具有“数据链+红外图像导引头”双模制导仿真功能；(3) 具有简单、快速、灵活、实时的特点，提高了开发效率，减少了测试风险和试验费用， 为后期工程样机的研制提供有效的科学依据，缩短了研制周期。

四、附图说明

图1为本发明可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真系统的硬件结构图。

图2为本发明可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真系统的结构原理图。

图3为本发明中可视化仿真机的主界面效果及各部分构成图。

图4为实施例1中可视化仿真机的炸弹和目标的(a)全程飞行轨迹图与(b)最终脱靶量 图。

图5为实施例1中炸弹在纵向平面的飞行轨迹。

图6为实施例1中目标在水平面的运动曲线。

图7为实施例1中弹道倾角随时间的变化曲线。

图8为实施例1中弹道偏角随时间的变化曲线。

图9为实施例1中姿态角随时间的变化曲线。

图10为实施例1中攻角与俯仰舵偏角随时间的变化曲线。

图11为实施例1中飞行马赫数、速度随时间的变化曲线。

五、具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。

结合图1～2，本发明可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真系统，包括机载火控 系统仿真机、目标运动仿真机、弹道及制导控制仿真机、可视化仿真机以及1553B通讯 卡、串口通讯卡和SBS光纤通讯卡；其中弹道及制导控制仿真机包括数据收发模块、弹 道仿真模块、导引头仿真模块、数据链通信仿真模块、舵机仿真模块、组合导航仿真模 块、弹载任务处理模块，所述弹载任务处理模块包括制导律模块、控制律模块和坐标转 换模块，所述弹道仿真模块包括环境仿真模块和弹体动力学及运动学模块；所述弹道及 制导控制仿真机中数据收发模块包括1553B总线通讯模块、串口通讯模块和SBS光纤 通讯模块。所述可视化仿真机包括串口通讯模块、参数配置模块、动画及曲线图表显示 模块、视角切换模块和飞行数据处理模块；

所述机载火控系统仿真机模拟载机外挂且通过1553B总线与弹道及制导控制仿真 机相连，目标运动仿真机通过SBS光纤网络与弹道及制导控制仿真机相连，弹道及制导 控制仿真机与可视化仿真机通过RS232串口相连接；弹道及制导控制仿真机中数据收发 模块分别通过导引头仿真模块和数据链通信仿真模块接入弹载任务处理模块，弹道仿真 模块通过组合导航仿真模块与弹载任务处理模块相连接，弹载任务处理模块通过舵机仿 真模块接入弹道仿真模块；

机载火控系统仿真机模拟投弹流程及投弹初始参数，并通过1553B总线传递至弹道 及制导控制仿真机，以模拟投弹流程及投弹初始参数的装订；目标运动仿真机模拟目标 的运动信息并传递给弹道及制导控制仿真机，以模拟坦克、装甲车等典型目标的运动信 息，目标运动信息传递给弹道及制导控制仿真机后，系统根据弹目距离选择运行数据链 通讯模块或导引头仿真模块，以模拟航空时敏制导炸弹在进入末制导段前，由载机火控 雷达通过机载数据链终端发送目标在载机惯性系下的坐标信息，在转入末制导后，制导 炸弹开启导引头并运行导引头仿真模块，将接收到的目标信息转换为视线角和视线角速 率信号；仿真过程中，弹道及制导控制仿真机与可视化仿真机通过RS232串口相连接， 以动画和曲线图表的方式实时显示炸弹的整个飞行和攻击过程。

一种可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真方法，包括以下步骤：

步骤1，在机载火控系统仿真机中建立机载火控系统模块，在目标运动仿真机中建 立目标运动的仿真模块，并建立仿真机间的通信模块；

所述建立的通信模块包括弹道及制导控制仿真机与机载火控系统仿真机间的 1553B通讯模块、弹道及制导控制仿真机与目标运动仿真机间的光纤通讯模块、弹道及 制导控制仿真机与可视化仿真机间的串口通讯模块；

在对机载火控仿真机安装好1553B总线通信卡和驱动程序后，分别加载对应的接口 函数API到仿真系统中，编制1553B总线通讯程序，调试1553B总线的BC->RT和 RT->BC通讯功能；按照既定协议，编制机载火控系统软件，实现火控系统功能；

在目标运动仿真机上安装好光纤通信卡及驱动程序后，按照既定协议，测试目标运 动仿真机的SBS光纤通讯功能；根据典型目标(坦克、装甲车)的运动特性，建立目标运 动仿真模型，编制目标运动仿真模块；所述目标运动的仿真模块中机动目标的运动采 用匀速直线运动、匀加速直线运动和S型曲线运动三种模型，目标的运动主要为二维平 面运动，运动规律满足如下关系：

$\left(\begin{array}{c}\frac{{\mathrm{dV}}_T}{\mathrm{dt}}=a_T\\ \frac{d{\psi }_T}{\mathrm{dt}}=A_{\psi }\sin \left({\omega }_{\psi }t\right)\\ \frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}=V_T\cos {\psi }_T\\ \frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}=V_T\sin {\psi }_T\end{array}\right)---\left(1\right)$

其中，t为时间，V_T为目标运动的地速，ψ_T为目标运动的方位角，以北偏东方向为 正，a_T为目标运动的加速度，A_ψ和ω_ψ分别为目标S型机动运动的对应幅值和频率，x、 z分别为目标在发射系下的前向和侧向位置分量。

步骤2，在弹道及制导控制仿真机中建立数据收发模块、弹道仿真模块、导引头仿 真模块、数据链通信仿真模块、舵机仿真模块、组合导航仿真模块和弹载任务处理模块；

在对弹道及制导控制仿真机安装好1553B总线通信卡、光纤通讯卡、串口通讯卡及 各自相应的驱动程序后，按照既定协议，联合测试弹道及制导控制仿真机与机载火控仿 真机、目标运动仿真机和可视化仿真机间的通讯功能；如附图2所示，在弹道及制导控 制仿真机中建立航空时敏制导炸弹的参数可配置的通用化仿真模块，涵盖弹道仿真模 块、环境仿真模块(气动力仿真模块、空气密度仿真模块、声速仿真模块、马赫数Ma 仿真模块、重力加速度g模块、地球模型模块、风场干扰仿真模块)、坐标系转换模块、 GPS/IMU组合导航模块、制导律模块、控制律模块、舵机仿真模块、数据链通信仿真 模块和导引头仿真模块；

其中所述弹道仿真模块中的数学模型包括：

炸弹质心运动的动力学方程：

$m\left(\begin{array}{c}\frac{{\mathrm{dV}}_x}{\mathrm{dt}}\\ \frac{{\mathrm{dV}}_y}{\mathrm{dt}}\\ \frac{{\mathrm{dV}}_z}{\mathrm{dt}}\end{array}\right)=C_V^L\left(\begin{array}{c}-q{S}_{\mathrm{ref}}{C}_x\\ {\mathrm{qS}}_{\mathrm{ref}}{C}_y\\ q{S}_{\mathrm{ref}}{C}_z\end{array}\right)+m\frac{g_r^{\prime }}{r}\left(\begin{array}{c}x+R_{0x}\\ y+R_{0y}\\ z+R_{0z}\end{array}\right)+m\frac{g_{{\omega }_e}}{{\omega }_e}\left(\begin{array}{c}{\omega }_{\mathrm{ex}}\\ {\omega }_{\mathrm{ey}}\\ {\omega }_{\mathrm{ez}}\end{array}\right)-m\left(\begin{array}{ccc}{a}_{11}& a_{12}& a_{13}\\ a_{21}& a_{22}& a_{23}\\ a_{31}& a_{32}& a_{33}\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}x+R_{0x}\\ y+R_{0y}\\ z+R_{0z}\end{array}\right)-m\begin{array}{c}\left(\begin{array}{ccc}{b}_{11}& b_{12}& b_{13}\\ b_{21}& b_{22}& b_{23}\\ b_{31}& b_{32}& b_{33}\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}{V}_x\\ V_y\\ V_z\end{array}\right)---\left(2\right)\end{array}$

炸弹质心运动的运动学方程：

$\left(\begin{array}{c}\frac{\mathrm{dx}}{\mathrm{dt}}\\ \frac{\mathrm{dy}}{\mathrm{dt}}\\ \frac{\mathrm{dz}}{\mathrm{dt}}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}{V}_x\\ V_y\\ V_z\end{array}\right)---\left(3\right)$

式(2)、(3)中，m为弹体质量；t为时间；V_x、V_y、V_z为地速V在发射坐标系O-xyz 中对应各轴的分量，其中x轴指向目标为正，y轴垂直地面向上为正，z轴与x轴、y轴 构成右手坐标系；q为动压；S_ref为弹体横截面积；C_x、C_y、C_z分别为阻力系数、升力 系数和侧向力系数；为速度坐标系到发射坐标系的姿态转换矩阵；x、y、z为弹体 质心在发射坐标系O-xyz中对应各轴的坐标；R_0x、R_0y、R_0z为发射点地心矢径在发射坐 标系下的对应分量；ω_ex、ω_ey、ω_ez为地球自转角速度矢量ω_e在发射坐标系下的三个分量； g′_r、分别为重力加速度矢量沿地心矢径r和地轴的方向的分量；a₁₂＝a₂₁＝ω_exω_ey、a₂₃＝a₃₂＝ω_eyω_ez、a₁₃＝a₃₁＝ω_ezω_ex； b₁₁＝b₂₂＝b₃₃＝0、b₁₂＝-b₂₁＝-2ω_ez、b₃₁＝-b₁₃＝-2ω_ey、b₂₃＝-b₃₂＝-2ω_ex；

炸弹绕质心转动的动力学方程：

$\left(\begin{array}{ccc}{J}_{x1}& 0& 0\\ 0& J_{y1}& 0\\ 0& 0& J_{z1}\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}\frac{d{\omega }_{\mathrm{ix}1}}{\mathrm{dt}}\\ \frac{{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{iy}1}}{\mathrm{dt}}\\ \frac{{\mathrm{d\omega }}_{\mathrm{iz}1}}{\mathrm{dt}}\end{array}\right)\left(\begin{array}{c}(J_{z1}-J_{y1}){\omega }_{\mathrm{iz}1}{\omega }_{\mathrm{iy}1}\\ (J_{x1}-J_{z1}){\omega }_{\mathrm{ix}1}{\omega }_{\mathrm{iz}1}\\ (J_{y1}-J_{x1}){\omega }_{\mathrm{iy}1}{\omega }_{\mathrm{ix}1}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}0\\ q{S}_{\mathrm{ref}}{\mathrm{lm}}_{y1}^{\beta }\beta \\ q{S}_{\mathrm{ref}}{\mathrm{lm}}_{z1}^{\alpha }\alpha \end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}q{S}_{\mathrm{ref}}{\mathrm{lm}}_{x1}^{{\bar{\omega }}_{x1}}{\bar{\omega }}_{x1}\\ q{S}_{\mathrm{ref}}{\mathrm{lm}}_{y1}^{{\bar{\omega }}_{y1}}{\bar{\omega }}_{y1}\\ q{S}_{\mathrm{ref}}{\mathrm{lm}}_{z1}^{{\bar{\omega }}_{z1}}{\bar{\omega }}_{z1}\end{array}\right)+\left(\begin{array}{c}q{S}_{\mathrm{ref}}{\mathrm{lm}}_x^{{\delta }_x}{\delta }_x\\ q{S}_{\mathrm{ref}}{\mathrm{lm}}_y^{{\delta }_y}{\delta }_y\\ q{S}_{\mathrm{ref}}{\mathrm{lm}}_z^{{\delta }_z}{\delta }_z\end{array}\right)---\left(4\right)$

式(4)中，ω_ix1、ω_iy1、ω_iz1为弹体相对于平移坐标系的转动角速度矢量ω_i在弹体坐标 系的分量；J_x1、J_y1、J_z1为弹体惯性张量在弹体坐标系中分量；R_0x、R_0y、R_0z为发射点 地心矢径在发射坐标系上的三分量；α为攻角；β为侧滑角；l此处取弹长；为各弹体阻尼力矩系数；为各稳定力矩系数；为各控制力矩 系数；δ_x为滚转通道控制舵偏；δ_y为偏航通道控制舵偏；δ_z为俯仰通道控制舵偏；

炸弹绕质心转动的运动学方程：

$\left(\begin{array}{c}\frac{d{\theta }_i}{\mathrm{dt}}\\ \frac{d{\psi }_i}{\mathrm{dt}}\\ \frac{d{\gamma }_i}{\mathrm{dt}}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}{\omega }_{\mathrm{iy}1}\sin {\gamma }_i+{\omega }_{\mathrm{iz}1}\cos {\gamma }_i\\ \left({\omega }_{\mathrm{iy}1}\cos {\gamma }_i-{\omega }_{\mathrm{iz}1}\sin {\gamma }_i\right)/\cos {\theta }_i\\ {\omega }_{\mathrm{ix}1}-({\omega }_{\mathrm{iy}1}\cos {\gamma }_i-{\omega }_{\mathrm{iz}1}\sin {\gamma }_i)\tan {\theta }_i\end{array}\right)---\left(5\right)$

式(5)中，γ_i、θ_i、ψ_i分别为弹体在惯性系下的滚转角、俯仰角和偏航角；

几何关系方程：

$\left(\begin{array}{c}{\omega }_{x1}\\ {\omega }_{y1}\\ {\omega }_{z1}\end{array}\right)=\left(\begin{array}{c}{\omega }_{\mathrm{ix}1}\\ {\omega }_{\mathrm{iy}1}\\ {\omega }_{\mathrm{iz}1}\end{array}\right)-C_L^B\left(\begin{array}{c}{\omega }_{\mathrm{ex}}\\ {\omega }_{\mathrm{ey}}\\ {\omega }_{\mathrm{ez}}\end{array}\right)---\left(6\right)$

式(6)中，ω_x1、ω_y1、ω_z1为弹体相对于发射坐标系的转动角速度矢量在弹体坐标系 的分量；为发射坐标系到弹体坐标系的姿态转换矩阵。

步骤3，在可视化仿真机中建立航空时敏炸弹的三维模型、以及动画显示模块；所 述可视化仿真机中建立的航空时敏炸弹的三维模型包括弹身、弹翼、舵片及三维整体图 形，其中弹翼和舵片为航空时敏炸弹在飞行中的可动部分，依照控制指令进行张开和转 动，实现动画效果。如附图3所示，为可视化仿真机主界面效果图，整个界面主要包括 10个功能块：

1—所示区域为流程选择区域，包括“全流程”和“投弹流程”。全流程动画模拟航 空时敏制导炸弹的整个投放过程，包括载机系统加电、系统自检、传递对准、炸弹激活 热电池和炸弹启动数据链。模拟投弹准备流程完后，显示“投放允许”，此时用户点击 区域2中的“开始投弹”按钮，则仿真系统进入投弹后的仿真流程，然后等待弹道及制 导控制仿真机传递过来的投弹信息。“投弹流程”单选按钮是为了省去投弹准备过程的 仿真时间，进而用户可将注意力集中在投放后的流程上，为节省仿真时间而设置，该区 域默认值为“全流程”。

2—所示区域为仿真控制区域，其中包括仿真准备、开始投弹、仿真暂停/仿真继续 和仿真停止四个按钮。当用户在区域1中选择“全流程”后，则在此点击“仿真准备”， 可模拟载机投放炸弹前的整个时序过程，并在显示区右上角显示。当投放允许后，点击 “开始投弹”，仿真整个炸弹的工作过程，在仿真期间，可点击“仿真暂停”按钮暂停 仿真程序，点击后，“仿真暂停”按钮变为“仿真继续”，用户可继续点击“仿真继续” 按钮继续前面的仿真。若点击“仿真停止”按钮，则重新开始新的仿真。

3—所示区域为仿真曲线显示区域，分别动态实时显示半实物仿真过程中的“射程- 射高”、“射程-射偏”、“射程-俯仰角”、“射程-偏航角”和“射程-滚转角”关系曲线。

4—所示区域为仿真仪表显示区域，分别动态实时显示了半实物仿真过程中的舵偏 δ_x、舵偏δ_y和舵偏δ_z以及攻角和侧滑角信息。

5—所示区域为航空时敏制导炸弹信息显示区域，分别动态实时显示了半实物仿真 过程中航空时敏制导炸弹的位置、速度和姿态信息。

6—所示区域为目标点信息显示区域，分别动态实时显示了半实物仿真过程中目标 点的类型、位置、速度和姿态信息，以及目标点信息的来源(数据链或导引头)。

7—所示区域为OpenGL动画显示区域，动态实时显示载机投放航空时敏制导炸弹 以及投放后航空时敏制导炸弹的整个工作过程和攻击目标过程。投放允许前，在显示区 域的左上角显示了武器类型、挂架号、武器编号和RT地址信息；投放允许后即投弹后， 此处显示了实时计算的弹目距离。动画显示区域的右上角分别显示航空时敏制导炸弹的 当前工作状态。炸弹投放后，采用信号符号模拟显示了载机与航空时敏制导炸弹间采用 数据链进行信号的传递过程。

8—所示区域为工作状态指示区域。工作状态包括：系统加电、系统自检、传递对 准、激活电池、启动数据链、投放允许、投放炸弹、姿态回正、弹翼展开、滑翔中制导、 中末交班、开启导引头、目标捕获、末制导段和命中目标。当该工作状态还为启动时， 状态指示灯显示为红色；当该工作状态启动后，状态指示灯显示为绿色。

9—所示区域为显示结果曲线按钮，可显示航空时敏制导炸弹和目标的全程三维运 动轨迹以及航空时敏制导炸弹攻击目标的脱靶量。

10—所示区域为切换视角按钮，可在半实物仿真过程中切换视角。

步骤4，机载火控系统仿真机模拟投弹流程及投弹初始参数，并通过1553B总线传 递至弹道及制导控制仿真机，弹道及制导控制仿真机的数据收发模块将投弹初始参数传 送至弹道仿真模块，同时将投弹流程及投弹初始参数输入弹载任务处理模块；

步骤5，弹道仿真模块仿真炸弹运动的角速率和比力信号并输入至组合导航仿真模 块，组合导航仿真模块确定炸弹的位姿信息，滤波后输出给弹载任务处理模块；

步骤6，目标运动仿真机模拟目标的运动信息，目标运动信息传递给弹道及制导控 制仿真机后，根据弹目距离选择运行数据链通讯仿真模块或导引头仿真模块，将目标运 动信息作相应的坐标转换后发送给弹载任务处理模块；

步骤7，弹载任务处理模块接收组合导航仿真模块输出的炸弹位姿信息和目标运动 信息，经坐标转换，进而调用制导律模块和控制律模块得出控制指令，该控制指令由弹 载任务处理模块传递给舵机仿真模块，确定仿真节拍内的俯仰、偏航和滚转三个通道上 的理论舵偏角，将理论舵偏角传递给弹体动力学及运动学弹道仿真模块，闭环修正航空 时敏炸弹的飞行状态，使其按预定方案弹道进行飞行；

步骤8，仿真过程中，弹道及制导控制仿真机与可视化仿真机通过RS232串口相连 接，将需要监控的信息（炸弹当前工作状态、炸弹位置、速度、姿态、攻角、侧滑角和 舵偏角）通过RS232串口发送给可视化仿真机，可视化仿真机调用步骤3中所建立的航 空时敏制导炸弹的三维模型，以动画和曲线图表的方式实时显示炸弹的整个飞行和攻击 过程，实时以仪表、曲线、信号灯、流量表和OpenGL动画的方式显示炸弹的攻角、侧 滑角、制导方式、工作状态以及炸弹和目标的姿态、速度、位置等信息。

如图4所示，可视化仿真机中的动画显示模块设计采用了VC++与Matlab混合编程 的方法，在整个半实物仿真结束后，可视化仿真机可对航空时敏制导炸弹六自由度全弹 道飞行数据进行保存、处理、读取、发送和回放炸弹的整个飞行过程，并绘制出航空时 敏制导炸弹和目标的全程三维运动轨迹以及航空时敏制导炸弹攻击目标的最终脱靶量。

实施例1

投弹初始条件设置为：投弹高度12000m，投弹速度：0.95Ma，投弹点在导航系下 的坐标为：北纬38.758°，东经105.61°；

目标运动参数的设计为：设定目标为机动目标，其运动为变速S型曲线运动，数 据链上报目标点初始位置在发射系下的坐标为(65000,-332.123,0.0)m；目标点初始位置对 应的在导航系下的坐标为(39.3435°,105.609°,0.0m)；目标运动轨迹大致为“加速－匀速－ 减速”循环的“S”形曲线运动；目标初始运动方向随机，其范围为北偏东[0°,180°]，初 始运动速度为0km/h，最大速度为20km/h。

试验1目标初始运动方向：北偏西165°

试验2目标初始运动方向：北偏东45°

试验3目标初始运动方向：北偏西135°

表1～2给出了各种误差因素综合的正交试验表。从图5～11对正交试验1、2、3的 结果可以看出，在各种误差综合条件下，航空时敏制导炸弹的飞行姿态稳定，各阶段控 制过程正常，从各误差条件下的弹道落点参数表3对9次正交试验的统计结果看，在9 次正交试验条件下，落点参数均满足设计要求。

表1误差分析试验因素水平表

表2误差分析试验正交表及试验结果

表3正交试验落点参数表

综上所述，本发明可视化双模制导航空时敏炸弹半实物仿真系统及方法，为航空武 器导航与制导控制率的设计和试验提供了有效的手段，通过仿真检验航空时敏制导炸弹 在各个飞行段和全空域内的稳定性、快速性、机动能力、精度和控制鲁棒性等各项指标， 为进一步的工程化研制打好基础，提供研制依据，缩短了研制周期。