外大氣層動能攔截器仿真平臺設(shè)計和實現(xiàn)*

鄭丹

(酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心，甘肅 蘭州　732750)

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外大氣層動能攔截器仿真平臺設(shè)計和實現(xiàn)*

鄭丹

(酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心，甘肅 蘭州732750)

摘要：針對外大氣層固體或液體動能攔截器，使用VC++ 6.0開發(fā)了仿真平臺。仿真模型的參數(shù)可以通過文件形式保存和讀取。仿真平臺能夠動態(tài)演示飛行彈道和飛行參數(shù)；能夠?qū)r截結(jié)果進(jìn)行脫靶量評估、初始條件評估、軌道修正能力評估和能量消耗評估；能夠進(jìn)行3種綜合測試；能夠?qū)﹃P(guān)鍵設(shè)計參數(shù)進(jìn)行尋優(yōu)計算；能夠封裝為動能攔截器仿真模塊與運(yùn)載器仿真模塊整合。介紹了平臺的設(shè)計、實現(xiàn)、關(guān)鍵技術(shù)和應(yīng)用情況。

關(guān)鍵詞：動能攔截器；C++；仿真模型；敏捷軟件開發(fā)

0引言

針對彈道導(dǎo)彈中段進(jìn)行攔截多采用外大氣層動能攔截器(kinetic kill vehicle,KKV)，例如美國地基中段攔截彈的“大氣層外攔截器”、“標(biāo)準(zhǔn)-3”導(dǎo)彈的“大氣層外輕型射彈”等。

為了對各種外大氣層動能攔截器進(jìn)行反設(shè)計和開發(fā)仿真模型，開發(fā)了動能攔截器仿真平臺。該平臺(exe文件)可以獨(dú)立運(yùn)行于裝有Windows XP或者Win 7的個人微機(jī)上，使用簡單方便。平臺的開發(fā)使用了敏捷軟件開發(fā)技術(shù)[1-3]，開發(fā)過程快速可靠。本文介紹了平臺的設(shè)計、功能、關(guān)鍵技術(shù)和應(yīng)用情況。

1動能攔截器建模

1.1動力學(xué)建模

質(zhì)心動力學(xué)方程在發(fā)射坐標(biāo)系下為

dv/dt=g+Fc/m-ae-ak，

式中：v為動能攔截器相對于發(fā)射坐標(biāo)系的速度矢量；Fc為控制力；ae為質(zhì)心的牽連加速度；ak為質(zhì)心的哥氏加速度。具體計算方法參見文獻(xiàn)[4]。

姿態(tài)動力學(xué)方程在彈體坐標(biāo)系下為

I·dωI/dt+ωI×(I·ωI)=M，

式中：I為轉(zhuǎn)動慣量并矢；ωI為動能攔截器相對于發(fā)射慣性坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)動角速度；M為控制力矩。姿態(tài)運(yùn)動用四元數(shù)表示，使用文獻(xiàn)[5]中的公式。

1.2發(fā)動機(jī)仿真模型

平臺具有氣體、液體、固體3種發(fā)動機(jī)仿真模型。氣體發(fā)動機(jī)用于姿控，液體和固體發(fā)動機(jī)用于軌控。

氣體發(fā)動機(jī)和液體發(fā)動機(jī)的推力假設(shè)為常值，脈沖推力模型為梯形和三角型。

固體發(fā)動機(jī)的推力不能假設(shè)為常值，使用文獻(xiàn)[6]的零維內(nèi)彈道模型進(jìn)行計算。藥柱模型為管形。脈沖推力模型為梯形和三角型。

軌控發(fā)動機(jī)噴管具有4個，安裝位置位于質(zhì)心平面內(nèi)。姿控發(fā)動機(jī)的噴管具有6個，安裝位置可以通過平臺的對話框進(jìn)行設(shè)置。

1.3結(jié)構(gòu)仿真模型

動能攔截器的結(jié)構(gòu)仿真模型包括：彈頭類、導(dǎo)引頭類、計算機(jī)類、指令接收機(jī)類、慣性導(dǎo)航設(shè)備類、軌控發(fā)動機(jī)類、姿控發(fā)動機(jī)類、噴管類，如圖1所示。

圖1　動能攔截器結(jié)構(gòu)的面向?qū)ο笤O(shè)計Fig.1　Object-oriented design of construction of KKV

圖1中的濾波類、導(dǎo)引類和脈沖類并不是結(jié)構(gòu)仿真模型，因此用淺灰色表示。

在具體編程中，上述每個類都是一個繼承體系，結(jié)構(gòu)類之間的包含和通信關(guān)系完全模仿真實情況。例如，在一次軌控過程中，信息傳遞順序如圖1的粗箭頭和序號所示。

1.4制導(dǎo)控制建模

1.4.1姿控建模

姿控發(fā)動機(jī)的布局如圖2所示。

圖2　姿控發(fā)動機(jī)布局(后視)圖Fig.2　Arrangement of attitude control motors (rearview)

記ψ，?，γ分別為動能攔截器的偏航角、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角，ψ0，?0，γ0分別為指令偏航角、指令俯仰角和指令滾轉(zhuǎn)角，則Δψ=ψ-ψ0，Δ?=?-?0，Δγ=γ-γ0分別為姿態(tài)角偏差。姿控采用文獻(xiàn)[7]中的開關(guān)控制規(guī)律，具體形式為：

其他情況，2#，5#發(fā)動機(jī)均關(guān)閉。

1.4.2軌控建模

平臺實現(xiàn)了3種常見的導(dǎo)引律，可以在平臺的對話框中進(jìn)行選擇，分別為：

(1) 文獻(xiàn)[8]第3.1節(jié)的常值力工作階段設(shè)計的開關(guān)規(guī)律，具體形式為

該導(dǎo)引律當(dāng)存在制導(dǎo)誤差延遲時，存在失效時刻，失效后轉(zhuǎn)換為其他導(dǎo)引律。

(2) 文獻(xiàn)[9]的軌控規(guī)律。具體形式為

式中：ay，az為彈體坐標(biāo)系下發(fā)動機(jī)指令；a為發(fā)動機(jī)的可用過載；Nyc1和Nzc1為彈道需用過載在彈體坐標(biāo)系下的投影，計算公式詳見文獻(xiàn)[9]。Nzc0，Nyc0為常值過載門限。

(3) 文獻(xiàn)[10]的預(yù)測比例導(dǎo)引律。具體形式為

式中：ay，az為彈體坐標(biāo)系下發(fā)動機(jī)指令；adiv為發(fā)動機(jī)開機(jī)提供的加速度；ZEMy和ZEMz分別對應(yīng)零控脫靶向量的2個垂直分量；ZEM0為零控脫靶量的開機(jī)門限，計算公式為

當(dāng)發(fā)動機(jī)開機(jī)時，需要的脈沖推力長度為

(1)

當(dāng)τω≥一個軌控周期時，脈沖長度為一個軌控周期，下次制導(dǎo)重新計算脈沖長度；當(dāng)τω<一個軌控周期時，脈沖長度由式(1)確定。

1.4.3制導(dǎo)誤差延遲建模

主要制導(dǎo)誤差如表1所示。

表1　誤差源項列表

表1中，導(dǎo)引頭測量誤差有2種建模方法：一種是測角誤差，另一種是測角速率誤差。當(dāng)選擇測角誤差時，對視線角的濾波使用文獻(xiàn)[11]的方法。姿、軌控發(fā)動機(jī)推力偏斜和推力值偏差模型采用文獻(xiàn)[12]的模型。

主要制導(dǎo)延遲包括：導(dǎo)引頭信息處理延遲，姿、軌控指令延遲，姿、軌控執(zhí)行機(jī)構(gòu)開/關(guān)延遲。延遲模型采用文獻(xiàn)[9]的模型。

2平臺的設(shè)計

2.1總體需求分析

平臺具有2種功能：一是對動能攔截器進(jìn)行參數(shù)設(shè)計；二是把動能攔截器仿真模型封裝為可執(zhí)行模塊，與運(yùn)載器仿真模塊整合。

2.2參數(shù)設(shè)計的需求分析

(1) 動能攔截器的參數(shù)設(shè)計結(jié)果使用參數(shù)文件形式，與仿真平臺分離。

(2) 提供關(guān)鍵參數(shù)的尋優(yōu)計算功能。

(3) 能夠動態(tài)演示動能攔截器的飛行彈道、飛行參數(shù)和內(nèi)彈道參數(shù)。

(4) 能夠?qū)r截仿真結(jié)果進(jìn)行評估。

(5) 能夠進(jìn)行大量綜合測試，對參數(shù)設(shè)計結(jié)果進(jìn)行驗證。

參數(shù)設(shè)計時，平臺的UML(unified modeling language)活動圖如圖3所示。

2.3模塊封裝的需求分析

(1) 在仿真飛行前，根據(jù)彈目發(fā)射坐標(biāo)系的參數(shù)，進(jìn)行動能攔截器仿真模塊的初始化工作。

(2) 在中末交班前2 s，根據(jù)中末交班條件，進(jìn)行中末交接班準(zhǔn)備。

(3) 根據(jù)仿真系統(tǒng)提供的目標(biāo)彈道數(shù)據(jù)，實時計算動能攔截器的位置、速度、姿態(tài)角和姿態(tài)角速度，并傳給仿真系統(tǒng)。

(4) 計算時間滿足實時要求。

3平臺的實現(xiàn)

3.1參數(shù)設(shè)置功能

平臺以對話框的形式，提供各種參數(shù)的設(shè)置功能，主要包括：

(1) 中末交班條件設(shè)置對話框

使用MFC的屬性對話框，具有2個屬性頁，分別設(shè)置目標(biāo)彈頭和動能攔截器的參數(shù)，包括發(fā)射坐標(biāo)系參數(shù)、中末交接班時的位置、速度、四元數(shù)和姿態(tài)角速度。

圖3　參數(shù)設(shè)計時平臺的UML活動圖Fig.3　UML activity diagram of the platform for parameter design

(2) 動能攔截器參數(shù)設(shè)置對話框

使用MFC的屬性對話框，具有8個屬性頁，分別設(shè)置以下參數(shù)：結(jié)構(gòu)參數(shù)、液體發(fā)動機(jī)參數(shù)、固體發(fā)動機(jī)參數(shù)、姿控發(fā)動機(jī)參數(shù)、控制參數(shù)、導(dǎo)引頭參數(shù)、導(dǎo)引律參數(shù)和濾波參數(shù)。

在控制參數(shù)屬性頁中，可以設(shè)置無控、僅軌控、僅姿控、姿軌控獨(dú)立和姿軌控耦合5種情況，如圖4所示?？梢赃M(jìn)行不同層次的控制建模和仿真分析。

圖4　控制方式的設(shè)置界面Fig.4　Interface to set the control mode

(3) 制導(dǎo)誤差延遲設(shè)置對話框

制導(dǎo)誤差設(shè)置對話框如圖5所示，通過復(fù)選按鈕，可以任意組合誤差項和設(shè)置誤差值。

圖5　制導(dǎo)誤差設(shè)置對話框Fig.5　Dialog to set guidance and control errors

點(diǎn)擊圖5右側(cè)的“設(shè)置隨機(jī)數(shù)類型”按扭，可以選擇隨機(jī)數(shù)的生成類型：①無誤差；②可重復(fù)隨機(jī)數(shù)；③不可重復(fù)隨機(jī)數(shù)；④常值隨機(jī)數(shù)(調(diào)試使用)。點(diǎn)擊圖5右側(cè)的“設(shè)置延遲”按扭，可以設(shè)置延遲項的延遲時間。

3.2目標(biāo)彈道的設(shè)置功能

目標(biāo)彈道可以由平臺進(jìn)行計算(在中末交班條件設(shè)置對話框中設(shè)置初始值)，或者讀入彈道數(shù)據(jù)文件 (.txt)。通過讀取彈道數(shù)據(jù)文件， 平臺可以考察動能攔截器對真實目標(biāo)彈道或者機(jī)動彈道的攔截結(jié)果。

3.3參數(shù)保存和讀取功能

參數(shù)設(shè)計結(jié)果以平臺文件的形式保存和讀取。參數(shù)包括：動能攔截器的設(shè)計參數(shù)、中末交接班條件參數(shù)和綜合測試參數(shù)等。通過讀取和保存參數(shù)文件，平臺可以同時開發(fā)和測試多個動能攔截器仿真模型。

該功能的具體實現(xiàn)使用了MFC的Serialize()虛函數(shù)。

3.4動態(tài)演示功能

在各種參數(shù)設(shè)置完成后，平臺可以動態(tài)演示攔截飛行過程，運(yùn)行界面如圖6所示。

圖6上方的3個拆分窗口，分別以坐標(biāo)參數(shù)形式、立體彈道形式和平面地圖形式顯示攔截彈道。圖6下方的10個拆分窗口顯示飛行參數(shù)仿真結(jié)果，包括：彈體z軸和y軸上的過載和視線轉(zhuǎn)率曲線、姿態(tài)角曲線、推力和質(zhì)量曲線、零控脫靶量和軌道修正能力曲線、彈目距離和相對速度曲線、速率曲線、姿控推力曲線。通過拆分窗口同時顯示各種飛行參數(shù)，有助于快速觀察各種飛行參數(shù)并進(jìn)行綜合判斷。所有拆分窗口，都可以通過“雙擊”界面的方式全屏放大。單擊圖6工具欄上的“姿態(tài)顯示”按鈕，平臺下方的10個拆分窗口全部換成了姿控的飛行參數(shù)界面，包括：3個姿態(tài)角及其指令角曲線、3個姿態(tài)角偏差曲線、四元數(shù)曲線、姿態(tài)角曲線、姿控推力曲線和姿控力矩曲線。

圖6的工具欄上具有“重放”、“暫?！?、“開始”和“單步”按鈕，可以反復(fù)運(yùn)行攔截過程；具有“定時器”按鈕，可以設(shè)置演示過程的快慢；具有“重置”按鈕，可以重新回到設(shè)置參數(shù)的狀態(tài)。

動態(tài)演示后，通過平臺的“數(shù)據(jù)”菜單，可以輸出彈目彈道、姿軌控推力、視線角、姿態(tài)角和姿態(tài)角速度等數(shù)據(jù)文件(.txt)。

3.5評估功能

動態(tài)演示后，平臺可以自動進(jìn)行脫靶量評估、軌道修正能力評估、初始條件評估和能量消耗評估。點(diǎn)擊圖6工具欄上的“脫靶量”、“初始條件”、“軌修能力”和“能量消耗”按鈕，可以彈出評估結(jié)果對話框。

圖6　平臺的動態(tài)演示界面Fig.6　Display interface of the platform

“能量消耗”評估結(jié)果對話框如圖7所示。對于液體軌控發(fā)動機(jī)和氣體姿控發(fā)動機(jī)，單個脈沖推力消耗的質(zhì)量近似，因此可以用總的脈沖數(shù)乘以單個脈沖平均消耗質(zhì)量，得到圖7中能量消耗的“計算值”。但是推力存在誤差和延遲，因此又統(tǒng)計了發(fā)動機(jī)推力值的仿真結(jié)果，利用發(fā)動機(jī)的比沖計算出能量消耗量，得到圖7中能量消耗的“實際值”。如果二者近似相等，說明發(fā)動機(jī)仿真模型準(zhǔn)確地執(zhí)行了計算機(jī)仿真模型的制導(dǎo)指令，為了考察程序的正確性，在圖7的右側(cè)又給出了二者的“差距”。對于固體軌控發(fā)動機(jī)，僅“實際值”評估結(jié)果具有意義。為了考察飛行過程中存在軌控力和姿控力的時間，圖7給出了“工作時間”評估結(jié)果。同樣具有“計算值”和“實際值”2種形式。其中，“計算值”統(tǒng)計制導(dǎo)指令中存在控制力的時間，“實際值”統(tǒng)計發(fā)動機(jī)存在控制力的時間。二者近似相等。

圖7　能量消耗評估結(jié)果Fig.7　Evaluation of propellant exhausted

3.6綜合測試功能

平臺具有3種綜合測試功能，可以對參數(shù)設(shè)計結(jié)果進(jìn)行大量攔截測試。

(1) 各種誤差組合下的脫靶量Monte Carlo測試。

使用平臺的誤差設(shè)置對話框設(shè)置各種誤差后，測試設(shè)置對話框中設(shè)定 Monte Carlo次數(shù)，進(jìn)行測試，測試完成后，輸出測試結(jié)果對話框，給出攔截概率、脫靶量的均方差、燃料和氣體消耗的均方差和均值等結(jié)果。

測試完成后輸出的測試結(jié)果文件(.txt)包括：動能攔截器參數(shù)文件、制導(dǎo)誤差取值文件、制導(dǎo)誤差均值文件、制導(dǎo)誤差均方差文件、制導(dǎo)延遲文件、脫靶量文件、脫靶量均值文件、脫靶量均方差文件、燃料消耗文件和氣體消耗文件。

(2) 單項誤差對脫靶量的影響測試

在測試設(shè)置對話框中選定一種誤差，設(shè)置誤差均方差的變化范圍，可以令其他誤差全部為0或者保持原來的誤差值，然后對每一種情況進(jìn)行Monte Carlo測試。

測試后輸出的文件類型與第1種綜合測試相同。

(3) 變初始位置和速度綜合測試

保持目標(biāo)位置和速度不變，動能攔截器在各種相對距離、相對速率、視線方位角、視線高低角、零控脫靶分量的情況下，測試攔截結(jié)果。測試設(shè)置對話框如圖8所示。根據(jù)上述循環(huán)條件，平臺求出動能攔截器的初始位置、速度和姿態(tài)角，進(jìn)行攔截測試。

圖8　變初始位置和速度測試設(shè)置界面Fig.8　Test miss distances by varying initial　　　positions and velocities

在圖8的測試設(shè)置下，測試情況共有30×30=900種，為了直接運(yùn)行其中的一種攔截情況，圖8的下方具有2種單例測試功能：第1種，根據(jù)仿真循環(huán)的次序定位到具體的攔截情況；第2種，根據(jù)初始零控脫靶分量的值，定位到具體的攔截情況。

測試后輸出的文件包含了第1種綜合測試輸出的文件，同時還包括：循環(huán)測試條件文件、初始零控脫靶分量文件、初始軌道修正能力文件和初始視線轉(zhuǎn)率文件。

在圖8的測試設(shè)置下，根據(jù)測試后的脫靶量文件和初始零控脫靶分量文件，使用Matlab軟件的等高線函數(shù)，作圖結(jié)果如圖9所示。

圖9　動能攔截器的“攔截域”Fig.9　‘Intercept field’ of KKV

圖9中的點(diǎn)陣表示循環(huán)過程中的取值點(diǎn)?？梢园衙摪辛啃∮?.5 m的區(qū)域作為“攔截域”，即圖9中脫靶量為0.5 m的等高線所包圍的區(qū)域。圖9中的“攔截域”概念把攔截結(jié)果和初始零控脫靶向量聯(lián)系起來，可以直觀看出動能攔截器在一定場景下的軌道修正能力。

3.7關(guān)鍵參數(shù)的尋優(yōu)功能

平臺能夠?qū)﹃P(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行尋優(yōu)計算，點(diǎn)擊平臺的“參數(shù)尋優(yōu)計算”菜單項后，根據(jù)平臺設(shè)置的軌控發(fā)動機(jī)類型，自動彈出相應(yīng)的參數(shù)尋優(yōu)設(shè)置界面。其中，固體軌控發(fā)動機(jī)對應(yīng)的參數(shù)尋優(yōu)設(shè)置界面如圖10所示。通過計算不同參數(shù)設(shè)置情況對脫靶量的影響，尋找參數(shù)組合的最優(yōu)值。測試結(jié)束后輸出的文件類型與第1種綜合測試相同。圖10中的“軌控視線轉(zhuǎn)率門限”，僅當(dāng)平臺設(shè)置的導(dǎo)引律類型具有常值門限時有效。液體軌控發(fā)動機(jī)對應(yīng)的設(shè)置界面類似。

圖10　參數(shù)尋優(yōu)計算對話框(固體軌控發(fā)動機(jī)情形)Fig.10　Dialog to find optimal parameters　　　(solid divert engine)

通過輸出的能量消耗文件(包括燃料消耗和氣體消耗)，可以分析各種參數(shù)組合對能量消耗的影響。

3.8封裝功能

由于仿真平臺包含的C++類超過300個，并且是基于單線程的，把動能攔截器的仿真代碼從平臺框架中分離，既困難又不是多線程安全的。因此把仿真平臺作為一個獨(dú)立的動能攔截器進(jìn)程，與運(yùn)載器仿真模型所在的進(jìn)程進(jìn)行通信。進(jìn)程間的通信方式有很多，由于需要傳輸?shù)臄?shù)據(jù)量較小，因此采用Windows操作系統(tǒng)的WM_COPYDATA消息機(jī)制進(jìn)行通信。

為了實現(xiàn)仿真平臺進(jìn)程與運(yùn)載器所在進(jìn)程的通信功能，開發(fā)了動能攔截器的接口類，用來生成仿真平臺的進(jìn)程，并完成各階段的通信任務(wù)。

4平臺的關(guān)鍵技術(shù)

4.1導(dǎo)引律的面向?qū)ο笤O(shè)計

平臺實現(xiàn)了3種導(dǎo)引律，為了使它們在平臺中任意切換，使用設(shè)計模式的策略模式(STRATEGY)[1]，對導(dǎo)引律進(jìn)行了面向?qū)ο笤O(shè)計，如圖11所示。首先定義“導(dǎo)引類”基類，在基類中定義接口，然后在其派生類中實現(xiàn)接口的功能。當(dāng)平臺更換導(dǎo)引律時，只需對導(dǎo)引律指針進(jìn)行更換，而不需要更改調(diào)用導(dǎo)引律的代碼。當(dāng)添加新的導(dǎo)引律類型時，從適當(dāng)?shù)膶?dǎo)引律基類派生出新的導(dǎo)引類，并實現(xiàn)接口功能。

圖11　導(dǎo)引律的面向?qū)ο笤O(shè)計Fig.11　Object-oriented design of guidance law

4.2制導(dǎo)誤差延遲的面向?qū)ο笤O(shè)計和實時掃描技術(shù)

使用了設(shè)計模式中代理模式(PROXY)[1]對隨機(jī)數(shù)和制導(dǎo)誤差進(jìn)行面向?qū)ο笤O(shè)計，如圖12所示。隨機(jī)數(shù)和制導(dǎo)誤差的代理類用于與外界溝通，其派生類則實現(xiàn)具體的功能。

圖12　制導(dǎo)誤差的面向?qū)ο笤O(shè)計Fig.12　Object-oriented design of guidance error

由于制導(dǎo)誤差是由動能攔截器的各種制導(dǎo)設(shè)備產(chǎn)生的，因此誤差類分散在各個制導(dǎo)設(shè)備類中，為了便于對所有的誤差項進(jìn)行統(tǒng)一管理，建立了誤差表類，即圖12中的CErrorTable類。誤差表類存放所有誤差類的指針，可以集中管理所有的誤差項。在攔截仿真時，誤差表定期獲取所有誤差項的取值情況，并輸出到“制導(dǎo)誤差取值文件”中。在綜合測試時，誤差表負(fù)責(zé)輸出“制導(dǎo)誤差均值文件”和“制導(dǎo)誤差均方差文件”。通過這3種文件，可以考察制導(dǎo)誤差的實際加入情況。

制導(dǎo)延遲的面向?qū)ο笤O(shè)計與制導(dǎo)誤差基本相同。在編程實現(xiàn)時，導(dǎo)引頭信息處理延遲和制導(dǎo)指令延遲分別建立延遲類，由延遲表類統(tǒng)一管理，并在攔截仿真時，輸出“制導(dǎo)延遲取值文件”，以考察制導(dǎo)延遲的實際加入情況。執(zhí)行機(jī)構(gòu)的開/關(guān)延遲時間通過脈沖推力類的上升時間和下降時間來表示，不再建立延遲類。

5平臺的應(yīng)用

5.1開發(fā)動能攔截器的仿真模型

平臺可以對動能攔截器進(jìn)行初步參數(shù)設(shè)計，通過動態(tài)演示功能、各種評估功能和綜合測試功能，對參數(shù)設(shè)計結(jié)果進(jìn)行評估和測試。并且可以封裝為仿真模塊與運(yùn)載器模塊整合。例如，使用平臺的固體軌控發(fā)動機(jī)仿真模型，開發(fā)了國外某型攔截器的六自由度仿真模型。

5.2開展基礎(chǔ)理論研究工作

利用仿真平臺的綜合測試功能，可以方便開展若干種基礎(chǔ)理論研究工作。例如，研究單項制導(dǎo)誤差對脫靶量的影響；研究不同導(dǎo)引律對脫靶量、能量消耗和軌道修正能力的影響；制導(dǎo)參數(shù)的最優(yōu)化設(shè)計等。

6結(jié)束語

平臺使用了敏捷軟件開發(fā)技術(shù)，具有良好的擴(kuò)展功能，在使用的過程中不斷完善。平臺還存在很多不足之處，后續(xù)需要改進(jìn)的方面包括：

(1) 增加新的視線角濾波方法。

(2) 增加新的導(dǎo)引律類型。

(3) 為導(dǎo)引律的添加提供動態(tài)鏈接接口。

(4) 增加新的姿控開關(guān)規(guī)律模型。

(5) 增加新的綜合測試功能。

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Design and Realization of Simulation Platform for Exoatmospheric Kinetic Kill Vehicles

ZHENG Dan

(Jiuquan Satellite Launching Center,Gansu Lanzhou 732750,China)

Abstract:A simulation platform is developed in VC++6.0 for solid or liquid exoatmospheric kinetic kill vehicle(KKV). The platform can save and read all the parameters designed for KKV, display dynamically trajectories and flight parameters of KKV, evaluate the miss distances, the initial fighting conditions, the fuel exhausted and the divert ability and test the simulation model in three ways. The platform provides a method to find optimal parameters of KKV and can be integrated with the simulation model of a launch vehicle. The design, realization,key technologies and application of the platform are presented.

Key words:kinetic kill vehicle (KKV); C++; simulation model; agile software development

中圖分類號：V448.2；TP391.9

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1009-086X(2015)-01-0151-09

doi:10.3969/j.issn.1009-086x.2015.01.026

通信地址：732750甘肅省蘭州市蘭州27支局15信箱6號E-mail：zhengdandanzheng@126.com

作者簡介：鄭丹(1979-)，女，吉林吉林人。高工，博士，研究方向為制導(dǎo)控制仿真。

收稿日期：2014-07-03；
修回日期：2014-09-24