一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统及其使用方法

技术领域

本发明涉及实验教学技术领域，特别是涉及一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统及其使用方法。

背景技术

《自动控制原理》课程是一门兼顾理论性与工程性的课程，如何将控制理论在实践中的应用完美地呈现给学生，是每个控制理论的教育工作者所孜孜不倦研究的课题之一，也是控制理论教学的难点之一。目前比较常用的做法是在理论课堂上通过案例法突出控制理论的应用特点，并通过实验课堂加强其理论在实践中的认知以及培养其工程创新能力。但在实际操作时，由于各种客观原因的存在，使得这一由感性到理论，由理论至实践，由实践加深理论的这一过程始终无法形成闭环。主要表现在:

1.控制理论的工程应用非常之多，特别是导弹、航天等装设备的工程实例又非常庞大，无法在有限的实验室条件下一一展示，这就造成了课堂上所交待的工程背景成了空中楼阁，学生根本无法对其产生最直观的认识。

2.课上对装设备等工程案例的结合很难把握住度的问题。工程背景讲得多，会涉及到很多飞行器控制、空气动力学、导弹飞行力学等相关知识，学生又会觉得这些知识太难，无从切入，从而失去了研究兴趣；然而工程背景讲得太少，就完全成了一块“背景板”，一样的模型换个“背景板”又是一个案例，失去了探测专业、导弹专业的专业特色。

3.目前自动控制原理的课内实验的开展形式一般有如下几类：

(1)通过插拔线以模拟运放电路组成的典型环节来进行时域分析。这种实验形式必须要讲清楚模拟电路组成的典型环节的传递函数形式，否则对于学生而言只是一系列的插拔电线操作；而且该类实验仅能对简单控制系统进行时域下的分析研究，与自动控制在装设备中的应用联系不紧密，也难以锻炼对控制系统的设计和校正能力。

(2)通过Matlab/Labview等软件进行的虚拟仿真实验。该类实验可以帮助学员清晰地认识到控制系统中的某一参数对系统性能的影响，并能从时域、根轨迹、频域的角度进行分析，但是该类实验无法体现模型和实物的直观关联，仍然是一种理论上的分析研究。

(3)基于某一控制对象的半实物仿真研究。该类实验可以帮助学员建立起实物和模型的联系，并能将控制算法应用到仿真平台以观测实物的被控量变化，但是该类实验装置成本较高，一般实验室只有一台，很难保证所有学员都能够进行充分的实验研究；而且该类实验方法一般只针对时域分析法，几乎没有使用根轨迹法和频域法来进行分析和验证。

以上三类实验根据其优缺点，在进行教学时间或采用，虽然看上去在优势互补，但是实际上不同的实验类型其实验对象已经发生了变化，这让学生很难在一个对象上进行深入研究，缺乏知识的连贯性和系统性，而且目前的实验设备、实验案例都和装设备联系不紧密，且实验的充分性需求受到场地大小、设备数量、时间的极大影响。

发明内容

本发明的目的是提供一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统及其使用方法，以提供一种针对同一的实验对象可完成不同的实验的实验教学系统，方便知识的连贯性、系统性的深入学习及研究。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

本发明提供一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统，所述系统包括：用户前端和后台服务器；所述用户前端与所述后台服务器通过互联网连接；所述用户前端上设置有与导弹自动控制原理相关的多个虚拟部件，所述虚拟部件包括：虚拟弹体、虚拟三轴转台、虚拟控制柜、虚拟示波器、虚拟信号源、虚拟实验桌和悬浮窗；所述悬浮窗内设置有导弹控制所需的虚拟控制元件；所述用户前端用于根据用户指令利用所述虚拟部件搭建控制电路，设置控制参数，并将所述控制电路和所述控制参数发送给所述后台服务器；所述后台服务器上设置有后端计算库，所述后台服务器用于根据所述控制电路和所述控制参数利用后端计算库进行解算，获得解算结果，并将解算结果反馈给所述用户前端。

可选的，所述虚拟弹体使用基于物理光照的PBR技术构建，虚拟弹体所在的虚拟风洞采用粒子效果碰撞技术构建。

可选的，所述虚拟弹体作为被控对象时的控制模型包括弹体纵向模型、弹体航向角模型和弹体滚转角模型；

所述弹体纵向模型、所述弹体航向角模型和所述弹体滚转角模型分别为虚拟弹体的俯仰角控制、航向角控制和滚转角控制的传递函数。

可选的，所述虚拟控制元件基于吸附技术构建；

所述虚拟控制元件包括综控机、液压舵机、电动舵机、功率放大器、反馈电位计、惯导、气压高度表、雷达高度表、测速电机、比例电路、积分电路、微分电路和延迟环节。

可选的，所述综控机包括比较环节和控制律运算环节，所述比较环节为比较运算的传递函数，所述控制律运算环节为控制律运算的传递函数。

一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统的使用方法，所述使用方法包括：

将悬浮窗内的单个虚拟控制元件拖拽至虚拟实验桌或虚拟三轴转台上，并进行电路连接，形成元件观测电路；

对所述元件观测电路进行观测，获得第一观测结果；

将悬浮窗内的多个虚拟控制元件拖拽至虚拟实验桌上或导弹里，并进行电路连接，形成组合回路；

对所述组合回路进行观测，获得第二观测结果；

调整所述组合回路中的各虚拟控制元件的参数，观察第二观测结果的变化。

可选的，第一观测结果和所述第二观测结果均为阶跃响应曲线、根轨迹图、伯德图和奈奎斯特图中的至少一个。

可选的，所述组合回路包括：舵回路、姿态角回路和高度控制回路；

所述舵回路包括：液压舵回路、电动舵回路和带扰动的电动舵回路；

所述姿态角回路包括：俯仰角回路、航向角回路、带扰动的航向角回路和倾斜角回路。

可选的，所述液压舵回路包括：液压舵机、比较环节、功率放大器、反馈电位计、虚拟示波器和虚拟信号源；

所述电动舵回路包括：电动舵机、比较环节、功率放大器、反馈电位计、虚拟示波器和虚拟信号源；电动舵回路中的虚拟信号源用于产生电动舵回路的输入信号；

带扰动的电动舵回路包括：电动舵机、比较环节、功率放大器、反馈电位计、虚拟示波器和虚拟信号源，带扰动的电动舵回路中的虚拟信号源用于产生电动舵回路的输入信号和干扰信号。

可选的，所述俯仰角回路包括：两个比较环节、比例电路、功率放大器、液压舵机、弹体纵向模型、积分电路、反馈电位计和惯导；

所述航向角回路包括：两个比较环节、比例电路、功率放大器、液压舵机、弹体航向角模型、积分电路、反馈电位计和惯导；

所述带扰动的航向角回路包括：两个比较环节、比例电路、功率放大器、液压舵机、虚拟信号源、弹体航向角模型、积分电路、反馈电位计和惯导；带扰动的航向角回路中的虚拟信号源用于产生干扰信号；

所述倾斜角回路包括：两个比较环节、比例电路、功率放大器、液压舵机、弹体滚转角模型、积分电路、反馈电位计和惯导；

所述高度控制回路包括：三个比较环节、两个比例电路、控制律运算环节、功率放大器、液压舵机、弹体纵向模型、两个积分电路、雷达高度表、反馈电位计和惯导。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明公开了一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统及其使用方法，所述系统包括：用户前端和后台服务器；所述用户前端与所述后台服务器通过互联网连接；所述用户前端上设置有与导弹自动控制原理相关的多个虚拟部件，所述虚拟部件包括：虚拟弹体、虚拟三轴转台、虚拟控制柜、虚拟示波器、虚拟信号源、虚拟实验桌和悬浮窗；所述悬浮窗内设置有导弹控制所需的虚拟控制元件。本发明的系统通过具体元件的模型的单独构建，只需学生根据需要进行组合即可完成不同的实验。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统的布局图；

图2为本发明实施例提供的液压舵回路的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的电动舵回路的结构示意图

图4为本发明实施例提供的带扰动的电动舵回路的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的无测速反馈的俯仰角回路的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的带有测速反馈的俯仰角回路的结构示意图；

图7为本发明实施例提供的PD控制下的导弹俯仰角回路的结构示意图；

图8为本发明实施例提供的PI+测速反馈的俯仰角回路的结构示意图；

图9为本发明实施例提供的串联微分校正+测速反馈的俯仰角回路的结构示意图；

图10为本发明实施例提供的无测速反馈的导弹航向角回路的结构示意图；

图11为本发明实施例提供的测速反馈下的导弹航向角回路的结构示意图；

图12为本发明实施例提供的有扰动的测速反馈下导弹航向角回路的结构示意图；

图13为本发明实施例提供的PI控制下的导弹航向角回路的结构示意图；

图14为本发明实施例提供的倾斜角回路的结构示意图；

图15为本发明实施例提供的比例控制下的高度回路的结构示意图；

图16为本发明实施例提供的高度回路的滞后校正的结构示意图；

图17为本发明实施例提供的PID控制的高度回路的结构示意图；

图18为本发明实施例提供的伯德图的示例图；

图19为本发明实施例提供的根轨迹图的示例图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统及其使用方法，以提供一种针对同一的实验对象可完成不同的实验的实验教学系统，方便知识的连贯性、系统性的深入学习及研究。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

实施例1

如图1所示，本发明实施例1提供本发明提供一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统，本发明实施例中的导弹自动控制原理是指基于导弹控制的自动控制原理。所述系统包括：用户前端和后台服务器；所述用户前端与所述后台服务器通过互联网连接；所述用户前端上设置有与导弹自动控制原理相关的多个虚拟部件，所述虚拟部件包括：虚拟弹体1、虚拟三轴转台5、虚拟控制柜6、虚拟示波器31、虚拟信号源32、虚拟实验桌(该虚拟实验桌为图1中的第一实验桌3)和悬浮窗4；所述悬浮窗4内设置有导弹控制所需的虚拟控制元件；所述用户前端用于根据用户指令利用所述虚拟部件搭建控制电路，设置控制参数，获得不同控制参数下的控制结果，并将所述控制结果和所述控制参数发送给所述后台服务器；所述后台服务器上设置有计算库，所述后台服务器用于根据所述控制结果和所述控制参数利用计算库中分析方法进行解算，获得解算结果，并将解算结果反馈给所述用户前端，所述分析方法包括根轨迹法和频域分析法。

示例性的，本发明实施例1根据实际某型号导弹及其测试设备的工程尺寸及布局，使用3DMAX构建虚拟场景和虚拟模型。虚拟场景中的各模型基本按一比一复制实际对象。虚拟场景中的对象包含虚拟弹体1、虚拟三轴转台5、虚拟控制柜6、计算机23、虚拟示波器31、虚拟信号源32、若干虚拟控制元件等，其布局可见图1。其中的计算机23设置在第二实验桌2上，计算机23用来设置惯导的转动角度和角速度。

其中对虚拟弹体1使用了基于物理光照的PBR技术，使其更加自然、逼真。对虚拟弹体1在虚拟风洞中的姿态观测采用了粒子效果碰撞技术模拟了气流运动，使导弹通过舵角改变姿态角度的观测更加直观。虚拟控制元件里包含了综控机41、液压舵机42、电动舵机43、功率放大器44、反馈电位计45、惯导46、气压高度表47、雷达高度表48、测速电机49、比例电路410、积分电路411、微分电路412和延迟环节413等。对虚拟控制元件采用了吸附技术可以实现元部件的拖拽、安装和组合。同时，对各三维的虚拟控制元件填充公式和参数，使其具备数学模型的运算功能。

后台构建服务器，虚拟实验教学系统的用户前端通过互联网连接到后台服务器上的计算库。当用户选择某一元部件或组合某几个元部件时，虚拟实验系统将数据以网络数据包传给计算库，计算库通过预先编写好的MATLAB程序进行解算，之后后台服务器再将解算好的数据回传给用户前端，通过用户前端的计算机23和虚拟示波器31展现出来，或通过按键调出根轨迹图等图的显示。

用户在系统中，根据研究需求，可以任意组合、拖拽导弹的虚拟控制元件，使用自动控制原理里的时域分析法、根轨迹法、频域分析法，分别或依次完成导弹元部件的观测、导弹姿态角的观测、舵回路的设计、姿态角控制回路设计、高度控制回路的设计等实验。

其中，各虚拟部件的模型为：

(1)比例电路410：G(s)＝K。

(2)惯导46：角度输入，对应角度的电压输出；角速度输入，对应角速度的输出。

角度传递系数。

G(s)＝K

(3)功率放大器44：G(s)＝K

(4)气压高度表47：G(s)＝K

(5)雷达高度表48：G(s)＝K

(6)反馈电位计45：G(s)＝K

(7)积分电路411：

(8)液压舵机42：

(9)电动舵机43：

(10)微分电路412：微分电路412又分为三种，分别为纯微分、一阶微分和二阶微分。

①纯微分：G(s)＝s，在实验系统中，是一个纯微分运放电路。

③一阶微分：G(s)＝τs+1，在实验系统中，是一个一阶微分的运放电路。

④二阶微分：

(11)延迟环节413：G(s)＝e

(12)弹体：观测时：弹体放到虚拟风洞，通过给定风速、姿态下，调整舵角作为输入，弹体的姿态角变化为输出。能够看到随着舵角的变化，响应曲线的变化以及弹体姿态的变化。

①弹体纵向模型如下，参数见程序，取三组特征点(t＝2s时，t＝5s时，t＝20s时)，缺省取t＝20s那组。

②弹体航向角模型与纵向模型的形式一样，只是其中参数取值不一样。

实验系统组仍然是取三组特征点。

③弹体滚转角模型

实验系统组仍然是取三组特征点.

(13)综控机

起到比较环节、控制律运算的作用。

比较是能够对输入信号进行相加减运算：

Δe＝Δδ

综控机仅仅作为运算单元，不需要观测。

实施例2

本发明实施例2提供了一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统的使用方法，所述使用方法包括：

将悬浮窗内的单个虚拟控制元件拖拽至虚拟实验桌或虚拟三轴转台上，并进行电路连接，形成元件观测电路。

对所述元件观测电路进行观测，获得第一观测结果；

将悬浮窗内的多个虚拟控制元件拖拽至虚拟实验桌上或导弹里，并进行电路连接，形成组合回路。具体的，在舵回路的组合中，把舵回路的元件放在实验桌上；在姿态回路、高度回路的组合中，把相应的元件拖到导弹里。

对所述组合回路进行观测，获得第二观测结果；

调整所述组合回路中的各虚拟控制元件的参数，观察第二观测结果的变化。

第一观测结果和所述第二观测结果均为阶跃响应曲线、根轨迹图、伯德图和奈奎斯特图中的至少一个。所述组合回路包括：舵回路、姿态角回路和高度控制回路；所述舵回路包括：液压舵回路、电动舵回路和带扰动的电动舵回路；所述姿态角回路包括：俯仰角回路、航向角回路、带扰动的航向角回路和倾斜角回路。

具体的，针对单个元部件的观测，可以在图1中的悬浮窗4中选择某一个虚拟控制元件(除惯导外)，将其放到第一实验桌3上，调整该虚拟控制元件的自身参数，通过虚拟控制元件的输入输出端，接线连接到虚拟示波器31、虚拟信号源32的输入输出端，打开虚拟信号源32的开关，点击虚拟示波器31，即可观测该元部件的单位阶跃响应。

通过在用户前端保留每次仿真后的结果，可以点击实验系统中的“数据比对”观测不同参数下的所有阶跃响应曲线。

对于惯导的观测，可以在图1中的悬浮窗4中选择惯导46，将其放到虚拟三轴转台5上，接线与虚拟三轴转台3的输入输出端相连。打开虚拟控制柜6，接通虚拟三轴转台3的电源。打开计算机23，显示转台虚拟操作界面，在界面上调整该惯导46的自身参数

对于组合回路的观测，根据系统中预制的舵回路、姿态角回路和高度控制回路，其中，姿态角回路包括俯仰角回路、航向角回路、滚转角回路，当点击某一种回路时，会有相应的结构图弹出，并根据结构图进行元部件的拖拽和组合，当拖拽的元部件符合系统要求时，结构图的相应部分会高亮显示。当全部把当前回路所需的元部件选择并连接后，可以任意修改当前回路下的任一元部件的参数。点击示波器可以观测阶跃响应，同时根据选择的分析方法的不同，还可以点击系统中“根轨迹图”这个按钮来观测根轨迹，点击“伯德图”按钮观测伯德图，点击“奈奎斯特图”按钮观测奈奎斯特图。

根轨迹图和伯德图不仅有分析的功能，还有校正的功能，具体包括：

1.在根轨迹图上，根据根轨迹图上的主导极点，选择某一点作为系统的特征根，则此时确定了系统的比例系数值，并根据此值的大小观测系统的阶跃响应是否满足要求；

2.在伯德图上，根据频域指标要求选择伯德图上某一点来进行系统的校正。如果是超前校正，则在伯德图的对数幅值曲线上选择选取一点作为期望的截止频率ω

针对舵系统的分析和设计，选择液压舵机K

打开信号源电源，点击示波器，可以观测阶跃响应曲线。对于液压舵机组成的一阶系统，如图2所示，其调节时间t

在调整好的电动舵回路上，从虚拟信号源32再连接一条线进入舵回路的电动舵机之前，功率放大器之后，此时可以研究扰动作用下的系统响应，调整舵回路参数使其满足稳态误差e

当舵回路设计好后，可以点击虚拟实验系统中的“舵机后视图”来观测舵机转动角度随参数K

针对姿态角回路的分析和设计，以舵回路参数为依据，将其作为内回路，根据某一姿态角回路框图，拖动舵机、放大器、电位计、惯导、综控机进入导弹的相应位置，每拖动一个元部件，回路框图的相应位置会高亮显示，需要放置在导弹中的位置也会高亮显示。点击示波器，可以对组建好的回路观测阶跃响应。

同时对姿态角回路可以选择不同的校正方法，可以选择的方法有比例控制、RC微分电路、比例积分控制、测速反馈、比例微分控制、扰动下的航向纠偏控制、滚转回路的超前校正，根据选择的校正方法不同会弹出不同的方框图，根据相应的方框图选择相应的元部件进行拖拽、组装。图5为无测速反馈的俯仰角回路，如图5所示，无测速反馈的俯仰角回路包括两个比较环节、比例电路410、功率放大器44、液压舵机42、弹体纵向模型、积分电路411、反馈电位计45和惯导46。只组装液压舵机42、惯导46、综控机41；显示导弹(虚拟弹体1)的同时也显示方框图；

拖动液压舵机42，则方框图中整个舵系统子回路亮，同时提示文字“在导弹中，舵机、功率放大器、反馈电位计集成于舵回路子系统中”；

拖动惯导，则方框图中积分环节1/s和角度反馈回路亮，同时提示文字“在导弹中，惯导可以测量导弹的姿态角和姿态角速度”；

拖动综控机时，方框图中外回路的比较环节+比例环节亮，同时提示文字“导弹中的综控机通过软件完成信号的运算和回路的控制算法”。

设计要求的描述是K

带有测速反馈的俯仰角回路，如图6所示，图6中在图5的基础上增设惯导46的角速度反馈信号。

PD控制下的导弹俯仰角回路，如图7所示，图7设计要求与图5和图6相比略有不同：K

PI+测速反馈的俯仰角回路，如图8所示，图8中在图6的基础上增设控制律运算环节。图8的实验中，学生主要调的就是K

串联微分校正+测速反馈的俯仰角回路，如图9所示，图9中在图6的基础上增设串联微分校正环节。图9的实验中，学生主要调的就是T

当俯仰角回路设计好后，可以在风洞中观测导弹的俯仰姿态，同时点击虚拟实验系统中的“导弹侧视图”“导弹后视图”观测俯仰角转动角度随俯仰角控制回路中不同控制律下的不同控制参数的变化趋势。

航向角回路，主要以频域法(伯德图、奈奎斯特图)来进行分析。

其中，无测速反馈的导弹航向角回路，如图10所示，图10的实验中要求绘制开环奈奎斯特图以及伯德图，判断系统的稳定性。包括两个比较环节、比例电路410、功率放大器44、液压舵机42、弹体航向角模型、积分电路411、反馈电位计45和惯导46。

测速反馈下的导弹航向角回路，如图11所示，图11的实验中要求绘制开环伯德图、系统阶跃响应图(作比照用)、闭环伯德图。其中，K

有扰动的测速反馈下导弹航向角回路，如图12，图12是在图11上直接增加干扰，调节扰动输入的大小，通过响应曲线观察系统的稳态误差和开环伯德图。

PI控制下的导弹航向角回路，如图13所示，图13中通过抬高低频段(增加比例积分环节)，观察此时伯德图和扰动作用下的响应图，调节K

当航向角回路设计好后，可以在风洞中观测导弹的航向姿态，点击虚拟实验系统中的“导弹俯视图”“导弹后视图”观测航向角转动角度随航向角控制回路中不同控制律下的不同控制参数的变化趋势。

倾斜角回路，主要实现频域下的超前校正。

倾斜角回路如图14所示，两个比较环节、比例电路410、功率放大器44、液压舵机42、弹体滚转角模型、积分电路411、反馈电位计45、惯导46和串联超前校正网络。这里串联超前校正网络通过综控机给出，当拖动综控机元件时，图14中的输入信号Δγ

图14的实验中通过超前校正，在校正前的伯德图上以选点的方式，确定校正网络中参数a、T值，使图14的倾斜角回路满足γ

图5-图14的分析方法可以采用时域分析法，即在阶跃响应图上，根据指标要求的曲线来确定校正参数K

通过在用户前端保留每次仿真后的结果，可以点击实验系统中的“数据比对”观测不同参数下的所有阶跃响应曲线、根轨迹图、伯德图和奈奎斯特图。

当倾斜角回路设计好后，可以在风洞中观测导弹的倾斜姿态，点击虚拟实验系统中的“导弹侧视图”“导弹后视图”观测倾斜角转动角度随倾斜角控制回路中不同控制律下的不同控制参数的变化趋势。

依据调整好的姿态角回路的控制参数，将其作为内回路，可以搭建高度控制回路。

高度控制回路包括：

比例控制下的高度回路，如图15所示，方框图本身高亮显示弹体传函与

图15的实验中，要求学生对高度回路进行比例控制，选择合适的K

高度回路的滞后校正，如图16所示。

图16的实验中要求学生对高度回路进行滞后校正，使之满足r≥60°，h≥8db

PID控制的高度回路，如图17所示。

如图17的实验中，要求学生设计PID控制器，使系统在单位阶跃作用下，满足σ％≤20％，t

图15-图17所示的高度回路中的液压舵机也可为电动舵机，在高度回路搭建过程中二者是二选一的。

针对高度控制回路，可以使用的控制方法有比例控制、滞后校正、PID控制。选择不同的控制方法，会弹出不同的结构图。根据结构图拖拽相应元部件进入导弹中，组成导弹高度控制回路。当拖拽元部件时，结构图中相应的部分会高亮显示，需要放置在导弹中的位置也会高亮显示。点击示波器，可以对组建好的回路观测阶跃响应。

分析方法可以采用时域分析法，即在阶跃响应图上，根据指标要求的曲线来确定校正参数K

对高度控制回路，在风洞中施加阵风的干扰，此时加入积分和微分控制，其中，积分系数为K

通过在前端保留每次仿真后的结果，可以点击实验系统中的“数据比对”观测不同参数下的所有阶跃响应曲线、根轨迹图(如图19所示)、伯德图(如图18所示)和奈奎斯特图。

当参数调整好后，可以观测导弹的爬升过程，即观测高度随高度回路控制律参数的变化过程。

实验和设计过程中产生的数据、图表、结论，使用MASQL以动态数据库的形式存储。用户登录账号可以获得上一次的保存结果。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明公开了一种导弹自动控制原理的虚拟实验教学系统及其使用方法，所述系统包括：用户前端和后台服务器；所述用户前端与所述后台服务器通过互联网连接；所述用户前端上设置有与导弹自动控制原理相关的多个虚拟部件，所述虚拟部件包括：虚拟弹体、虚拟三轴转台、虚拟控制柜、虚拟示波器、虚拟信号源、虚拟实验桌和悬浮窗；所述悬浮窗内设置有导弹控制所需的虚拟控制元件。本发明的系统通过具体元件的模型的单独构建，只需学生根据需要进行组合即可完成不同的实验。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。