空地制導武器傳遞對準及組合導航半實物實時仿真系統設計

白宏陽，段江鋒，熊 凱，蘇文杰

( 1. 南京理工大學 能源與動力工程學院，南京 210094；2. 第二炮兵駐七一〇七廠軍事代表室，陜西 寶雞721006；3. 北京控制工程研究所，北京 100190 )

空地制導武器傳遞對準及組合導航半實物實時仿真系統設計

白宏陽1，段江鋒2，熊 凱3，蘇文杰1

( 1. 南京理工大學 能源與動力工程學院，南京 210094；2. 第二炮兵駐七一〇七廠軍事代表室，陜西 寶雞721006；3. 北京控制工程研究所，北京 100190 )

針對空地武器攻擊時敏目標半實物仿真系統的應用需求，以往所采用的純數字仿真系統及方法已無法滿足和實現所需要的功能，現有的半實物仿真技術又存在功能單一、接口有限、二次開發難的缺陷，提出了一種空地武器攻擊時敏目標半實物仿真系統方案, 重點設計了傳遞對準算法和GPS/INS組合導航算法。以空地制導炸彈為例，系統仿真功能涵蓋了從載機掛彈飛行、系統自檢、傳遞對準、熱電池激活、數據鏈開啟、炸彈投放、彈體姿態穩定、彈翼張開、滑翔中制導、中末交班、導引頭開啟、末制導直到命中時敏目標結束的全工作流程, 針對該復雜系統的時間統一問題，提出了一種全系統投彈前后的傳遞對準時間同步方法。最后的模擬投彈試驗結果表明：所設計的半實物仿真系統結構合理、實時性好、功能齊全，可為后期空地制導武器的研制提供一種非常有效的半實物仿真試驗方法。

制導炸彈；半實物仿真；傳遞對準；組合導航

隨著現代戰爭的發展，戰場中的目標種類及數量迅速增加，尤其是移動目標在戰爭中發揮的作用日益增強。諸如坦克、導彈發射車、裝甲車等移動速度較快的地面目標，大多表現為打打走走、開開停停的時間敏感特性[1-3]；另一方面，隨著聯合作戰任務的提出，未來的空地制導武器還需要在空中投放后能夠繼續接收載機或其它中繼機通過無線數據鏈路發送來的信息以進行二次任務規劃和目標信息裝訂，使得空地制導武器可重新規劃彈道并進行目標選擇性打擊，體現制導武器的作戰時敏特性。機載航空時敏制導炸彈即是在上述兩個任務背景下提出和設計的，在原炸彈的基礎上，通過加裝紅外圖像導引頭、GPS/INS組合導航系統、飛控計算機、熱電池、舵機和多節點雙向數據通訊鏈路等系統而構成。因此，研究機載時敏目標打擊技術、研制機載時敏目標打擊武器具有非常重要的戰術意義和軍事價值。

與純數字仿真技術相比，半實物仿真試驗是將系統中的部分實物引入仿真回路，能夠反映系統的動、靜態特性，且更加接近實際，現已成為飛機和導彈中導航、制導與控制系統研制與鑒定的重要試驗環節。本文從實際工程中的應用需求出發，按照制導炸彈的發射流程，搭建了航空時敏制導炸彈分布式半實物仿真系統。在此基礎上，針對不同的時敏目標類型進行了多次模擬投彈與打靶試驗。該半實物仿真系統的設計旨在為機動目標打擊用航空精確制導武器導航與飛控系統的設計和試驗提供一種有效的試驗手段，更真實地仿真武器實際打擊時敏目標過程中的動態特性，縮短武器的研制周期。

1 半實物仿真系統的組成與功能

該半實物仿真系統主要由仿真總控機、飛機仿真計算機、機載火控仿真計算機、機載吊艙、彈載數據鏈端機、導引頭模擬器、目標仿真計算機、彈道仿真計算機、彈載導航系統、三軸轉臺、電動舵機、舵機負載模擬器、彈載飛控計算機、三維視景演示與數據監控系統以及1553B通訊卡、串口通訊卡和SBS光纖通訊卡等構成，如圖1所示。其中彈道仿真計算機包括環境仿真模塊、彈體動力學及運動學模塊和通信模塊；彈載導航系統包括GPS模塊、慣性測量單元(IMU)模塊和彈載導航計算機(組合導航計算機)；彈載飛控計算機包括通信模塊、邏輯控制模塊、制導律模塊、控制律模塊和坐標轉換模塊。

圖1 半實物仿真系統結構圖Fig.1 Architecture of semi-physical simulation system

1.1 目標仿真計算機

目標仿真計算機主要用來模擬時敏目標的靜、動態特性，主要包括靜止、勻速、加速等過程，并將目標當前的位置、速度、類型、狀態等信息寫入SBS實時網絡，分別傳遞給機載吊艙和導引頭模擬器。機載吊艙將目標信息無線發送給彈載數據鏈端機，然后通過RS-422串口發送至彈載飛控計算機。

1.2 導引頭模擬器

導引頭模擬器將接收到的目標信息通過共享彈道仿真機的武器當前所在位置信息，轉換為彈目視線角和視線角速率，并在距目標3 km后開始傳遞給彈載飛控計算機，以模擬真實情況下導引頭的工作過程。

1.3 飛機仿真計算機

飛機仿真計算機主要用來模擬實際系統中飛機的飛行過程，產生相應的飛行軌跡和主慣導數據。飛機仿真計算機有兩種模式：自主飛行系統模式和人工操作模式。當選用人工操作模式時，可通過飛機仿真計算機上配置的飛行搖桿控制飛機的飛行，通過人機界面可以實時顯示當前飛機的飛行姿態和飛行軌跡參數等信息。在傳遞對準過程中，飛行軌跡信息結合誤差模型生成模塊，加入對應誤差特性，可模擬生成傳遞對準所需的主慣導數據；同時可以通過飛行搖桿做相應的機動（本文主要采用搖翼機動），輔助完成傳遞對準解算，更加真實地再現空中傳遞對準過程。

1.4 彈道仿真計算機

彈道仿真計算機是該半實物仿真系統的關鍵，主要用來模擬傳感器IMU及GPS的原始測量信息，解算彈道諸元，計算負載模擬器的力矩加載信息，并接收舵機負載模擬器采樣的舵偏指令，閉環控制炸彈的當前飛行軌跡。彈道仿真計算機采用多線程設計。在傳遞對準過程中，彈道仿真機實時獲取主慣導信息，結合誤差發生模塊加入誤差特性，同時還可以添加安裝誤差和桿臂效應等誤差，以便真實模擬生成傳遞對準過程中所需的彈載子慣導測量信息。當按下發射按鈕后，系統進入組合導航流程，彈道仿真機切換到彈道仿真線程，模擬生成彈載組合導航所需的IMU及GPS測量信息。

1.5 機載火控仿真計算機

機載火控仿真計算機主要用于模擬載機投放武器的全指令流程以及向武器裝訂目標初始參數。機載火控仿真計算機主要完成以下功能：全系統自檢、點火準備、發射信號的接收、顯示與執行等。在傳遞對準過程中，機載火控仿真機通過SBS實時網絡獲取飛機仿真計算機產生的主慣導信息，經過處理，通過1553B發送到彈載飛控計算機；在組合導航過程中，火控仿真計算機通過SBS實時網絡獲取目標信息，通過1553B總線發送至彈載飛控計算機。

1.6 彈載導航系統

彈載導航系統安裝于三軸轉臺上，用于將接收到的飛機主慣導信息、彈道仿真計算機模擬產生的衛星信息和慣性信息進行信息融合，以進行傳遞對準和組合導航。彈載導航系統中所采用的彈載導航計算機為DSP+FPGA并行架構[4-5]。其中DSP采用浮點型數字信號處理芯片TMS320C6747，其主要功能是進行捷聯慣導解算、傳遞對準解算和組合導航解算等； FPGA主要用于數據的實時采集和通信，大大減少了數據采集和通信對導航解算的影響。

1.7 彈載飛控計算機

彈載飛控計算機采用浮點型數字處理芯片TMS320C6748，具有運算速度快、精度高等特點，可快速執行和完成相關計算任務。在傳遞對準過程中，彈載飛控計算機通過航空1553B總線獲取主慣導信息，經過處理，通過RS-422串口將主慣導信息發送到彈載導航計算機。傳遞對準過程結束后，彈載飛控計算機控制系統流程切入組合導航流程。在組合導航流程中，彈載飛控計算機通過RS-422串口獲取彈載導航計算機的導航解算結果，完成制導、控制律、坐標轉換和邏輯控制等運算，并生成相應的指令舵偏，通過D/A數模轉換通道驅動電動舵機進行偏轉。

1.8 舵機負載模擬器

舵機負載模擬器根據彈道仿真計算機模擬出的鉸鏈力矩對舵機加載相應的力矩，然后由舵機負載模擬器讀取測量的實際舵偏角，并通過舵機負載模擬器控制臺經SBS光纖網絡反饋給彈道仿真計算機。

1.9 監控計算機

監控計算機的主要任務是對半實物仿真系統的工作過程進行實時監控，在線顯示武器的整個飛行和攻擊過程以及各參數狀態，進行性能分析與評估。其主要功能包括全程數據及狀態實時顯示、曲線實時顯示、OpenGL投彈全程動畫顯示以及仿真結果存儲等。

1.10 硬件接口部分

由于該半實物仿真系統中存在設備較多，各子系統之間的接口復雜，數據傳輸量較大等問題，導致系統的實時性難以保證。針對上述問題，系統設計采用一臺仿真總控機控制各路SBS光纖的實時通訊，模擬飛機飛行過程的飛機仿真計算機通過SBS光纖網絡與模擬載機外掛物管理器的機載火控仿真計算機相連，機載火控仿真計算機通過航空1553B總線與彈載飛控計算機相連，模擬目標運動過程的目標仿真計算機分別通過兩路SBS光纖網絡與機載吊艙和導引頭模擬器相連，機載吊艙與彈載端機通過收發無線信號互相進行通信，彈載端機和導引頭模擬器分別通過RS-422串口與彈載飛控計算機相連，電動舵機安裝在舵機負載模擬器上，舵機負載模擬器與舵機負載模擬器控制臺通過SBS光纖網絡連接，彈載導航系統安裝在三軸轉臺上，三軸轉臺、舵機負載模擬器與舵機負載模擬器控制臺通過SBS光纖網絡與彈道仿真計算機互連，彈道仿真計算機和彈載導航系統分別通過RS-232和RS-422串口與彈載飛控計算機相連，彈載飛控計算機通過D/A數模轉換通道與電動舵機相連，并通過RS-232串口與三維視景演示與監控系統相連。

2 傳遞對準及組合導航算法設計

作為制導炸彈的“眼睛”，導航系統的性能直接影響制導炸彈的脫靶量，GPS/SINS組合導航具有精度高、抗干擾性強等特點，目前已得到廣泛的應用。由于SINS采用推算式導航方式，故在其開始工作前需要對其進行初始對準。傳遞對準作為初始對準技術之一，具有可靠性強、對準精度高等特點，廣泛應用于航空、航天等領域。傳遞對準的精度將直接影響導航系統的精度，因此，設計一種針對機載航空時敏制導炸彈的合理和高精度的傳遞對準算法尤為關鍵。

2.1 傳遞對準算法設計

本文中所設計的傳遞對準的核心算法為基于速度+姿態角匹配的傳遞對準算法[6-9]，其原理框圖如圖2所示。

系統的狀態方程為：

式中：

其中，Eφ、Nφ、Uφ為俯仰、滾轉、航向姿態失準角，δVE、δVN、δVU為東北天速度誤差，xε、yε、zε為機體系下陀螺的隨機常值漂移，x▽、y▽、z▽為機體系下加速度計的零偏，xλ、yλ、zλ為三個軸方向的安裝誤差角；F為狀態轉移矩陣。

圖2 速度+姿態角匹配的傳遞對準算法原理圖Fig.2 Schematic of velocity+attitude matched transfer alignment algorithm

其中，矩陣塊F1與F2如下所示：

系統量測方程為：

式中：Z為觀測向量，

V是量測噪聲，設定為零均值高斯白噪聲，其協方差為E[VVT]=R。δv由主子慣導在導航坐標系下的速度相減得到；δφ為子慣導與主慣導各自所解算得到的姿態信息做差得到。

H為量測矩陣：

式中：

其中，Tij為主慣導系統當前姿態矩陣的元素。

2.2 組合導航算法的設計

系統的狀態方程為：

式中：Φk/k-1為狀態轉移矩陣，Γk-1為噪聲驅動矩陣，協方差為E[VVT]=R，Wk-1為零均值高斯白噪聲，Xk為系統狀態變量。

其中，φE、φN、φU為俯仰、滾轉、航向姿態失準角，δVE、δVN、δVU為東北天方向速度誤差，δL、δλ、δh分別為緯度、經度和高度誤差，εrx、εry、εrz為機體系下陀螺相關漂移(用一階馬爾可夫過程描述)，▽x、▽y、▽z為載體系下加速度計零偏，εx、εy、εz為載體系下陀螺隨機常值漂移。系統的量測方程為：

式中：Zk為量測值，Hk為量測矩陣，Vk為量測白噪聲。

其中：Ls、λs、hs為SINS解算得到的載體緯度、經度和高度信息，Lg、λg、hg為GPS測量得到的載體緯度、經度和高度信息；VsE、VsN、VsU為SINS解算得到的載體在東、北、天方向的速度，VgE、VgN、VgU為GPS接收機測量得到的載體在東、北、天方向的速度；δVgE、δVgN、δVgU為GPS輸出在東、北、天方向上的速度誤差，通常可近似為白噪聲處理；NE、NN、NU為GPS在東北天方向的位置誤差。

在實際系統中，由于系統中器件誤差、載體機動時的動態誤差等諸多不確定因素的存在，很難準確地建立和獲取系統的數學模型和噪聲統計，同時在大振動、高沖擊等情況下，系統中噪聲突變等情況會影響常規卡爾曼濾波器(CKF)的穩定性和估計精度，甚至會導致濾波器發散[10-12]。

所以，鑒于上述問題，在常規卡爾曼濾波的基礎上，引入漸消因子，構建漸消自適應卡爾曼濾波(AKF）,算法如下：

其中，λ為漸消因子，計算方法如下：

3 半實物仿真系統仿真流程

圖3以航空時敏制導炸彈為例給出了空地制導武器半實物仿真系統的仿真流程圖，系統總的運行流程如下：

步驟1：啟動仿真總控機，打開并聯通各分系統的SBS網絡通訊。

步驟2：自檢、握手流程。機載火控仿真計算機模擬投彈指令流程，并通過1553B總線傳遞至彈載飛控計算機。彈載飛控計算機驅動彈載導航系統、舵機和彈載數據鏈、導引頭進行自檢，并反饋給機載火控仿真計算機自檢狀態。若自檢成功，在火控仿真計算機仿真界面上顯示自檢完成狀態。自檢完成后，進入握手流程：彈載飛控計算機向彈道仿真計算機發送握手信號，彈道仿真計算機收到握手信號后在界面上顯示彈載飛控計算機握手成功；彈載飛控計算機向彈載導航計算機發送握手信號，彈載導航計算機收到握手信號后向彈道仿真計算機發送握手信號，彈道仿真計算機接收彈載導航計算機的握手信號后，在其界面上顯示握手成功，同時返回返握手狀態。

步驟3：握手完成后，系統首先進入傳遞對準流程。通過飛機仿真計算機人機交互界面點擊準備按鈕，模擬發送準備信號，同時開始模擬生成主慣導信息，并寫入SBS實時網絡，供火控仿真計算機獲取。火控仿真計算機收到準備信號后，通過SBS實時網絡獲取主慣導數據，主慣導信息經火控仿真計算機和彈載飛控計算機最終傳送至彈載導航計算機。彈道仿真計算機收到準備信號后，開始模擬生成傳遞對準所需的子慣導信息，即通過SBS實時網絡獲取主慣導數據，經過處理，如添加器件誤差、安裝誤差、臂參數等，模擬生成子慣導數據，然后通過RS-232串口發送至彈載導航計算機。彈載導航計算機收到主、子慣導數據后，對數據進行預處理，根據傳遞對準流程開始進行傳遞對準解算。此時通過飛機仿真計算機配置的飛行搖桿，選擇人工操作模式，做相應的機動，輔助完成傳遞對準運算。對準完成后，彈載導航計算機返回對準完成信號。對準完成信號經彈載飛控計算機最終發送至火控仿真計算機，并在其界面上顯示對準成功。

步驟4：機載火控仿真計算機主界面上顯示“對準好”狀態后，可擇時按動機載火控系統仿真機上模擬駕駛桿的“投彈”按鈕。此時，彈道仿真機通過SBS網絡接收火控系統傳遞的投彈初始參數，然后按所規劃的方案彈道，仿真武器飛行的子慣導量測角速率和比力信息以及GPS信息。然后將角速率和投彈初始姿態角發送至三軸轉臺，驅動轉臺旋轉，模擬武器的實際姿態角變化，將GPS定位信息和子慣導的比力信息發送至彈載導航系統。然后進行組合導航，確定武器的位姿信息，并將組合導航結果輸出給彈載飛控計算機。

步驟5：目標仿真計算機模擬目標的運動信息并通過SBS光纖網絡分別傳遞給機載吊艙和導引頭模擬器。機載吊艙將目標信息無線發送給彈載數據鏈端機，然后通過RS-422串口在武器投放全程中將目標類型及坐標信息發送至飛控計算機。導引頭模擬器將接收到的目標信息通過共享彈道仿真機的武器當前所在位置信息，轉換為彈目視線角和視線角速率，并在距目標3 km后才開始將彈目視線角和視線角速率傳遞給飛控計算機，以模擬真實情況下導引頭的工作過程。

步驟6：彈載飛控計算機接收到目標信息和武器的當前導航信息后，運行邏輯控制程序，每20 ms執行一次制導律、控制律和坐標轉換程序，并生成相應的俯仰、偏航和滾轉通道的指令舵偏；然后將三通道的指令舵偏分解為“X字型”舵機的四個舵面對應指令，通過D/A數模轉換通道驅動電動舵機進行舵面偏轉；舵偏偏轉時，舵機負載模擬器根據彈道仿真機模擬出的鉸鏈力矩，對舵機加載相應的力矩，然后由舵機負載模擬器讀取測量的實際舵偏角，并通過舵機負載模擬器控制臺經SBS光纖網絡反饋給彈道仿真機。整個半實物仿真過程中，彈載飛控計算機與三維視景演示與數據監控系統相連，以動畫和曲線圖表的方式實時顯示武器的整個飛行和攻擊過程以及各參數狀態。

至此，實現了雙模制導航空時敏制導炸彈的半實物仿真系統的一個仿真節拍內的閉環仿真過程。

圖3 系統運行流程圖Fig.3 Flow chart of system operation

4 時間同步方法

在本文所設計的半實物仿真系統傳遞對準過程中，主慣導數據經火控仿真計算機和彈載飛控計算機，最終傳送至彈載導航計算機，傳輸過程中會存在較大的傳輸延遲。而子慣導數據則由彈道仿真計算機直接傳送至彈載導航計算機，時間延遲相對較小，可忽略不計。故需對主、子慣導數據進行時間同步處理。

在傳遞對準中，常用的同步方法包括外推法、存儲器移位法、狀態遞推法等。上述方法均需要主、子慣導數據時標已知，而獲取主、子慣導數據時標的方法有多種。如在傳遞對準過程中，載機可采用GPS接收機輸出的GPS精確時間信息作為主慣導數據時間，同時結合定時器和秒脈沖PPS實現時間累加和校準。在本文所設計的半實物仿真系統中，主慣導數據由飛機仿真計算機在飛行軌跡數據的基礎上添加對應實際中量級誤差模擬產生，主慣導數據時標由飛機仿真計算機配置的定時脈沖信號得出。子慣導數據在主慣導數據的基礎上，通過添加相關誤差得出；子慣導數據時標根據主慣導數據時標，結合其仿真節拍推算得出。

本文傳遞對準時間同步方法采用狀態遞推法。在程序中設有緩沖區用來存儲子慣導數據，緩沖區大小根據時間延遲大小而定。當收到主慣導數據后，設其時標為t1，從緩沖區中選取同一時刻的主、子慣導數據進行傳遞對準運算獲得誤差狀態變量的最優估計，并根據當前時刻的狀態轉移矩陣將其遞推到當前時刻，以對慣導系統進行反饋校正。其原理框圖如圖4所示，其中設當前時刻為t2，時間延遲為Δt。

圖4 傳遞對準時間同步原理圖Fig.4 Schematic of time synchronization for transfer alignment

5 系統試驗及結果分析

為了驗證該半實物仿真系統的性能，按照上述運行流程進行試驗驗證，試驗主要包括傳遞對準精度、組合導航精度以及制導炸彈打擊精度驗證。試驗開始前，需要對目標信息、飛機的初始位置、速度、姿態等信息進行設置，同時通過彈道仿真計算機在X、Y、Z軸方向添加適當的安裝誤差角模擬生成傳遞對準用子慣導信息。

通過飛機仿真計算機的配置文件設定初始位置為北緯38.758°，東經105.61°，高度為12 000 m，初始航向角為0°，在X、Y、Z軸方向各添加-1°的安裝誤差角。為了更真實地模擬實際系統中的主、子慣導特性，在初始信息的基礎上疊加相應誤差項，具體如下：

器件誤差水平 GPS：水平定位精度為5 m (1σ)，垂直定位精度為10 m (1σ)，水平測速精度為0.1 m/s (1σ)，垂直測速精度為0.2 m/s (1σ)；機載主慣導系統：陀螺常值漂移為0.1 (°)/h (1σ)，加速度計常值偏置為0.1 mg (1σ)；彈載子慣導系統：陀螺常值漂移為3 (°)/h (1σ)，加速度計常值偏置為1 mg (1σ)。

為了更真實地模擬實際系統中投彈過程，在投彈初始時刻第0～5 s、130～150 s、280～290 s為丟星時刻。

設置完成后按照系統運行流程開始仿真，試驗結果如圖5～9所示。

圖5 安裝誤差角估計曲線Fig.5 Estimation curves of misalignment angles

圖6 傳遞對準主子慣導姿態角曲線Fig.6 Attitude curves of main- and sub-IMU in transfer alignment

圖7 組合導航位置誤差曲線Fig.7 Position error curves of integrated navigation system

圖8 組合導航速度誤差曲線Fig.8 Velocity error curves of integrated navigation system

圖9 制導炸彈與目標軌跡曲線Fig.9 Trajectory of the guided bomb and target

需要說明的是，仿真系統中實際航向角定義范圍為0°～360°，由于本仿真算例炸彈朝正北方向飛行，本文為了便于對曲線進行分析，在圖6中航向角曲線顯示范圍設為-180°～180°。分析上述試驗結果可得出以下結論：

① 由圖5、圖6可以看出，通過做相應的機動，X、Y、Z軸安裝誤差角都能收斂到-1°以內，收斂時間小于10 s，可滿足系統要求。

② 從圖7、圖8可以看出，組合導航系統的位置誤差小于2 m，速度誤差小于0.1 m/s(1σ)；在丟星情況下，組合導航系統依然保持了較高的導航精度，滿足制導炸彈對導航系統的要求。

③ 從圖9可以看出，制導炸彈能夠精確命中時敏目標。

6 結 論

本文提出并設計實現了一種空地武器攻擊時敏目標半實物仿真系統及時間同步方法，并對系統的總體結構、傳遞對準和組合導航算法設計、運行流程進行了詳細的介紹。與現有技術相比，文中所設計方法的顯著優點是：①系統功能齊全，涵蓋了從載機掛彈飛行到武器投放后對時敏目標的整個打擊過程；②采用了航空總線1553B和RS422/RS232標準串口，與實際中各分系統之間的連接方式一致，便于模擬真實狀態；③武器與載機之間以及武器內各分系統之間采用了與實際航空標準中一致的數據協議，具有通用性；④具有“數據鏈+紅外圖像導引頭”雙模制導仿真功能，可為新型聯合攻擊武器的研制提供參考；⑤實時性好，提高了開發效率，減少了測試風險和試驗費用，為后期工程樣彈的研制提供有效的科學依據，縮短了研制周期。最后的試驗結果也表明該半實物仿真系統結構設計合理，穩定可靠，能夠滿足實際投彈的仿真要求。

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Design of real-time semi-physical simulation system for transfer alignment and integrated navigation of airborne guided weapon

BAI Hong-yang1, DUAN Jiang-feng2, XIONG Kai3, SU Wen-jie3
(1. School of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Science and Technology, Nanjing 210094, China; 2. The Second Artillery Presentation Office in No. 7107 Factory, Baoji 721006, China; 3. Beijing Institute of Control Engineering, Beijing 100190, China)

A semi-physical simulation scheme was proposed for air-to-ground time-sensitive target weapon, focusing on the design of transfer alignment and GPS/INS integrated navigation algorithm. It satisfy the practical application and overcomes such problems as traditional digital simulation systems can not provide required functions and existing semi-physical simulation techniques have the disadvantages of single-function, limited interfaces and hard secondary-development. Take air-to-ground guided bomb as an example, the designed simulation system covers the whole attack period from hanging, self test, transfer alignment, thermal battery activation, data chain open, bomb dropping, attitude stabilization, wing open, glide guidance, mid-terminal handover, seeker open, terminal guidance, and target attack. To solve the problem of time delay, a time synchronization algorithm was proposed for the transfer alignment of the designed system. The semi-attack experiment shows that the designed semi-physical simulation system is effective, reliable, adequately real-time and fully functional. It provides an effective semi-practicality simulation method for the design of airborne guided weapons.

guided bomb; semi-physical simulation; transfer alignment; integrated navigation

U666.1

A

1005-6734(2015)02-0224-08

10.13695/j.cnki.12-1222/o3.2015.02.016

2014-11-26；

2015-03-02

總裝預研基金（9140A31010114JB25465）；國家自然科學基金資助項目（1176072）；中國航天CAST創新基金（CAST2014-27）；中國航空科學基金（20145159002）；江蘇省自然科學基金（BK20140795）

白宏陽（1985—），男，講師，碩士生導師，從事衛星/慣性導航、圖像導航技術研究。E-mail：hongyang@njust.edu.cn