1.本发明属于导弹技术领域，具体涉及一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法。
背景技术：
2.弹体弹性模态试验是导弹武器装备结构测试的必要手段，只有通过弹性模态试验才能识别武器装备结构模态参数，从而使武器装备结构在设计中避开或承受在行军、发射等各种环境中的振动和冲击，避免武器装备的损坏，提高武器装备使用的可靠性和打击精度。另一方面，真实的导弹武器装备是一个弹性体，并不是一个刚体，因此在导弹飞行过程中，其空气动力学会随着气流流速的变化而变化。在实际外场中不同结构的弹体会存在一个临界的流动速度，在这个速度下，结构变为不稳定。这种不稳定分为静力不稳定性和动力不稳定性，前者主要是弹体扭转变形发散，后者主要颤震。变形和颤震都会导致弹体结构的损坏和灾难性事故的发生，很多导弹武器系统的飞行事故都是由此而引发的。可以看出，开展高置信度的弹体弹性模态试验必不可少。
3.传统的弹体弹性模态试验方法有两种，一是数学仿真试验，二是全弹锤击试验。数学仿真试验采用将弹体全数学建模的方法，其所需的人力、物力、时间成本较低，但建立较为真实的数学模型是非常困难的，受建模水平的限制仿真结果的置信度较低。全弹锤击试验是采用人工锤击的方法对真实的全弹进行锤击测试，力锤上连有传感器能够对弹体的频响和模态特性进行实时测量，相比数学仿真试验，该方法的测量结果较为真实，缺点是由于需要人工进行锤击，每次试验选取的触发电平、触发时间、窗函数等随机，不利于对试验结果进行定量对比分析；而且由于对制导控制系统考核的制导控制半实物仿真试验是在全弹锤击试验之前进行，参试的部件往往通过了制导控制半实物仿真试验但在进行全弹锤击试验时出现问题，导致制导控制半实物仿真试验不得不重新开展，造成人力、物力、时间成本的极大浪费；最后，由于全弹锤击试验需要装配出一个真实的全弹，而全弹成本昂贵，大大增加了试验系统的研制费用。
4.可以看出，数学仿真试验和全弹锤击试验均存在着一些缺陷，需要构建一种全新的弹体弹性模态试验方法，能够取长补短，以对导弹弹体的弹性模态特性进行更好地考核验证。
技术实现要素：
5.为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法，首先将导弹弹体假想为一个刚体，然后基于导弹飞行力学计算出导弹飞行过程中刚体的俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度a
gt
、z方向线加速度；再根据实飞弹道或设计弹道计算出真实俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度、z方向线加速度四个变量的1阶和2阶弹性模态量；最后将刚体的四个参数与弹性模态量叠加得到导弹弹体真实的俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度、z方向线加速度；最后，将其注入给导弹的惯性测量装
置。本发明方法设计简单、有效、实用、通用性强，大幅提升了弹体弹性模态的试验效率，简化了试验流程，实现了人力、人力、物力、时间和研制成本的大幅节约，具有很好的推广应用空间。
6.本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括如下步骤：
7.步骤1：将导弹弹体假想为一个刚体；
8.步骤2：基于导弹飞行力学计算出导弹飞行过程中刚体的俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay
gt
、z方向线加速度az
gt
；
9.步骤3：根据实飞弹道或设计弹道计算出真实俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay、z方向线加速度az四个变量的1阶和2阶弹性模态量；
10.步骤4：将刚体的、、ay
gt
、az
gt
与弹性模态量叠加得到导弹弹体真实俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay、z方向线加速度az；最后，将、、ay、az注入到导弹的惯性测量装置。
11.优选地，所述步骤2具体为：
12.联立求解：
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（1）
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（2）
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（3）
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（4）
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（5）
18.式（1）~式（5）中，为刚体的滚转角速度；、、分别为弹体坐标系下x、y、z三个方向的气动力矩；、、分别为弹体坐标系下x、y、z三个方向的气动阻尼力矩；jx、jy、jz分别为弹体坐标系下x、y、z三个方向的转动惯量。
19.优选地，所述步骤3具体为：
20.ꢀꢀ
（6）
21.ꢀꢀ
（7）
22.ꢀꢀ
（8）
23.ꢀꢀ
（9）
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（10）
25.ꢀꢀ
（11）
26.ꢀꢀ
（12）
27.ꢀꢀ
（13）
28.式（6）~式（13）中，、分别为的1阶和2阶弹性模态量，、分别为的1阶和2阶弹性模态量，、分别为ay的1阶和2阶弹性模态量，、分别为az
的1阶和2阶弹性模态量，、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为偏航方向舵偏角和俯仰方向舵偏角；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；a1、a2、b1、b2、b3、aa1、aa2、bb1、bb2、bb3、c1、c2、d1、d2、d3、cc1、cc2、dd1、dd2、dd3为系数。
29.优选地，所述步骤4具体为：
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（14）
31.ꢀꢀ
（15）
32.ꢀꢀ
（16）
33.ꢀꢀ
（17）
34.式中，g为重力加速度，其值取9.81。
35.本发明的有益效果如下：
36.本发明提供了一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法，解决了传统的数学仿真试验方法建模逼真度不高，仿真结果置信度差；全弹锤击试验方法存在的难以对试验结果进行定量对比分析，与制导控制半实物仿真试验分开进行造成的制导控制半实物仿真试验经常重复，人力、物力、时间成本较高，由于全弹成本昂贵造成的试验系统研制费用较高等问题。该方法设计简单、有效、实用、通用性强，大幅提升了弹体弹性模态的试验效率，简化了试验流程，实现了人力、人力、物力、时间和研制成本的大幅节约，具有很好的推广应用空间。
具体实施方式
37.下面通过实施例对本发明进一步说明。
38.本发明要解决的技术问题是：提供一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法，以解决传统的数学仿真试验方法建模逼真度不高，仿真结果置信度差；全弹锤击试验方法存在的难以对试验结果进行定量对比分析，与制导控制半实物仿真试验分开进行造成的制导控制半实物仿真试验经常重复，人力、物力、时间成本较高，由于全弹成本昂贵造成的试验系统研制费用较高等问题。
39.本发明提出一种导弹弹体弹性模态半实物仿真试验方法，借助半实物仿真的思想来解决上述问题。半实物仿真具有较高的置信度，既能克服数学仿真试验方法建模逼真度不高，仿真结果置信度差的缺点，又能克服全实物仿真（全弹锤击试验）存在的难以对试验结果进行定量对比分析，人力、物力、时间成本较高，试验系统研制费用较高等问题，其技术方案为：首先将导弹弹体假想为一个刚体，此时可以将导弹近似为一个质点，该质点位于导弹弹体的质心位置；接着基于导弹飞行力学计算出导弹飞行过程中刚体的俯仰角速度
、偏航角速度、y方向线加速度ay
gt
、z方向线加速度az
gt
；然后根据以往的实飞弹道或设计弹道计算出真实俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay、z方向线加速度az的1阶和2阶弹性模态量；之后将刚体的、、ay
gt
、azg与弹性模态量叠加即可得到导弹弹体真实的（包含弹性模态特性的）、、ay、az；最后，将、、ay、az注入给导弹的惯性测量装置（一般为惯导或陀螺仪）即可对加入弹体真实弹性模态的导弹制导控制系统或武器系统开展制导控制半实物仿真试验或弹性模态半实物仿真试验。
40.基于本发明方法构建的半实物仿真试验系统，所使用的仿真设备一般包括仿真转台、目标模拟系统、仿真计算机、试验总控系统等；参与半实物仿真试验的部件可包括导弹的全部制导控制部件，一般为导引头、惯性测量装置、弹载计算机、舵机、数据链、卫星接收机等。在这些部件中，弹体的弹性模态只影响惯性测量装置的解算，因此，在计算出导弹弹体真实的（包含弹性模态特性的）俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay、z方向线加速度az后只需将其注入给惯性测量装置，惯性测量装置根据这些包含弹性模态特性的信号进行解算，即可实现考虑弹体弹性模态特性的半实物仿真。可以看出，本发明提出的方法在试验时能够包含导弹的全部制导控制部件，这些部件以实物的形式接入仿真回路，参与闭环试验，很好地克服了传统的数学仿真试验或全弹锤击试验存在的种种问题。基于此方法可将制导控制半实物仿真试验与弹体弹性模态试验合二为一，大幅提升了试验效率，简化了试验流程，实现了人力、人力、物力、时间和研制成本的大幅节约。
41.本发明方法所需参量计算如下：
42.（1）计算导弹飞行过程中刚体的俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay
gt
、z方向线加速度az
gt
：
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（1）
44.ꢀꢀ
（2）
45.ꢀꢀ
（3）
46.ꢀꢀ
（4）
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（5）
48.式（1）~式（5）中，为刚体的滚转角速度；、、分别为弹体坐标系下x、y、z三个方向的气动力矩；、、分别为弹体坐标系下x、y、z三个方向的气动阻尼力矩；jx、jy、jz分别为弹体坐标系下x、y、z三个方向的转动惯量；
49.（2）计算真实俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay、z方向线加速度az的1阶和2阶弹性模态量：
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（6）
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（7）
52.ꢀꢀ
（8）
53.ꢀꢀ
（9）
54.ꢀꢀ
（10）
55.ꢀꢀ
（11）
56.ꢀꢀ
（12）
57.ꢀꢀ
（13）
58.式（6）~式（13）中，、分别为的1阶和2阶弹性模态量，、分别为的1阶和2阶弹性模态量，、分别为ay的1阶和2阶弹性模态量，、分别为az的1阶和2阶弹性模态量，、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为偏航方向舵偏角和俯仰方向舵偏角；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；、分别为的前一帧周期和前二帧周期的值；a1、a2、b1、b2、b3、aa1、aa2、bb1、bb2、bb3、c1、c2、d1、d2、d3、cc1、cc2、dd1、dd2、dd3为系数。
59.（3）计算导弹弹体真实的（包含弹性模态特性的）俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay、z方向线加速度az：
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（14）
61.ꢀꢀ
（15）
62.ꢀꢀ
（16）
63.ꢀꢀ
（17）
64.式中，g为重力加速度，其值取9.81。
65.由于导弹弹体在x方向的弹性模态特性与刚体基本一致，因此无需计算滚转角速度wx和x方向线加速度ax。
66.本发明方法具体实施步骤如下：
67.（1）利用公式（1）~（5）计算出导弹飞行过程中刚体的俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay
gt
、z方向线加速度az
gt
；
68.（2）利用公式（6）~（13）计算出真实俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay、z方向线加速度az的1阶和2阶弹性模态量；
69.（3）利用公式（14）~（17）计算出导弹弹体真实的（包含弹性模态特性的）俯仰角速度、偏航角速度、y方向线加速度ay、z方向线加速度az；
70.（4）将、、ay、az注入给导弹的惯性测量装置ssss用于其进行导航解算，即可对加入弹体真实弹性模态的导弹制导控制系统或武器系统开展制导控制半实物仿真试验或弹性模态半实物仿真试验。