CN111123889B - 飞行器制导控制仿真测试方法及装置 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供一种飞行器制导控制仿真测试方法及装置，方法包括：基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型；根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统；对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数；将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试。本申能够有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性。

Description

飞行器制导控制仿真测试方法及装置

技术领域

本申请涉及飞行器控制技术领域，具体涉及飞行器制导控制仿真测试方法及装置。

背景技术

飞行器(flight vehicle)是在大气层内或大气层外空间(太空)飞行的器械。在航空领域，众多企业通过实施基于模型的系统工程，实现飞机整机的虚拟集成，进而能够开展飞控系统设计方案评价、复杂工况分析等工作。在此基础上，还航空、航天等行业相继启动了“基于模型的系统工程”在本行业内的论证和推进工作。

目前，在现有的飞行器控制方面，可以通过定制开发飞行器专用分析软件，提供满足飞行器稳定性分析和着陆性能分析需求的全部功能模板，以及包含各种构型起落装置的定制化模型库，具有定制化的批量仿真功能和后处理功能，并具有规范化和标准化的建模与仿真分析流程管理功能，确保建模与仿真分析工作的标准化。

然而，虽然针对飞行器控制仿真方式开展了大量基于模型的系统工程的应用工作，但由于侧重点各有不同，尚无法实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，因此无法满足飞行器制导控制的仿真需求。

发明内容

针对现有技术中的问题，本申请提供一种飞行器制导控制仿真测试方法及装置，能够有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性。

为解决上述技术问题，本申请提供以下技术方案：

第一方面，本申请提供一种飞行器制导控制仿真测试方法，包括：

基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型；

根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统；

对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数；

将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试。

进一步地，所述基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型，包括：

将飞行器的历史仿真工程数据分解为多个功能模块FMU；

基于预设的FMI标准文件将各个所述功能模块FMU封装至动态链接库；

自所述动态链接库调用各个所述功能模块FMU，建立得到各个所述被控对象各自对应的子系统模型。

进一步地，各个所述被控对象各自对应的子系统模型包括：地球模型、气动模型、运动学模型、控制算法模型、惯导系统模型、舵机系统模型、动力系统模型和功能模块FMU信息模型。

进一步地，在所述在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统之前，还包括：

根据预设的仿真工具对各个所述子系统模型进行开发，以使各个所述子系统模型具备在多个物理领域的仿真扩展功能；

基于预设的标准接口将各个所述子系统模型的接口进行统一处理。

进一步地，所述根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统，包括：

分别对所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型进行封装；

根据封装后的所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

进一步地，所述分别对所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型进行封装，包括：

应用预设的封装插件对所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型进行封装。

进一步地，所述根据封装后的所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统，包括：

分别建立各个所述子系统模型各自对应的元模型及载体；

以各个所述元模型为基础组件，基于图形化界面建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

进一步地，还包括：

将所述制导控制仿真系统中的模型参数从正常模式切换至故障模式；

控制所述制导控制仿真系统在所述故障模式中进行故障仿真测试；

其中，所述故障模式包括预设的分系统级故障仿真模式和系统级故障仿真模式。

第二方面，本申请提供一种飞行器制导控制仿真测试装置，包括：

子系统模型构建模块，用于基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型；

仿真系统建立模块，用于根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统；

仿真验证模块，用于对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数；

半实物仿真测试模块，用于将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试。

第三方面，本申请提供一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现所述的飞行器制导控制仿真测试方法的步骤。

第四方面，本申请提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现飞行器制导控制仿真测试方法的步骤。

由上述技术方案可知，本申请提供的飞行器制导控制仿真测试方法及装置，通过设计飞行器制导控制仿真测试技术，构建制导控制系统的虚拟仿真环境，为制导控制系统与被控子系统之间的集成、测试、优化问题，提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境，集成已有的C/C++、Simulink等零散的专业模型与工具，开发被控子系统模型，支持的仿真验证，同时具备了向硬件在环实时仿真(HiL)扩展的能力，可以进行。该方法利用虚拟验证方式实现制导控制系统方案快速构建匹配评估等，实现多专业联合仿真验证；可以缩短半实物仿真试验周期，将前期的大量准备集成测试工作，通过数字化模型的方式进行先期测试集成提前发现问题；通过数字化模型方式，实现对制导控制分系统多专业模型的数字化管控，为后续使用提供知识积累，能够有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，可广泛应用于飞行器制导控制仿真测试，可对飞行器制导控制仿真测试，在向基于模型的系统工程方向的转型工作中应用价值较高，在虚拟仿真领域具有较好应用前景。

附图说明

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

图1为本申请实施例中的飞行器制导控制仿真测试方法的流程示意图。

图2为本申请实施例中的飞行器制导控制仿真测试方法中步骤100的第一种流程示意图。

图3为本申请实施例中的飞行器制导控制仿真测试方法中步骤100的第二种流程示意图。

图4为本申请实施例中的飞行器制导控制仿真测试方法中步骤200的流程示意图。

图5为本申请实施例中的飞行器制导控制仿真测试方法中步骤501和步骤502的具体流程示意图。

图6为本申请应用实例中的系统方案总体架构示意图。

图7为本申请应用实例中的C2FMU封装工具原理示意图。

图8为本申请应用实例中的仿真数据2D实时视图。

图9为本申请应用实例中的虚实结合的实时仿真系统架构示意图。

图10为本申请实施例中的飞行器制导控制仿真测试装置的结构示意图。

图11为本申请实施例中的电子设备的结构示意图。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

新一代信息技术与制造业深度融合，借助信息物理系统(CPS)，正在引发以数字化、网络化、智能化、绿色化为特征的智慧化产业变革，形成新的生产方式、产业形态、商业模式和经济增长点。航空、航天产品作为一类典型的复杂高端制造产品，其复杂的制造过程已明显呈现出“大制造”的特点，即在时间范围上覆盖产品全生命周期活动，在空间上呈现跨地域、全球化协同资源配置的发展趋势。为了适应全球未来制造业的发展需求，外航空、航天企业都在探索数字化、网络化、智能化的先进生产模式，基于模型的系统工程方法(Model Based System Engineering，简称MBSE)，成为支撑当前复杂产品研发的主流趋势。2007年，国际系统工程学会(INCOSE)在《系统工程2020年愿景》中给出了“基于模型的系统工程”的定义，并指出基于模型的系统工程是未来的发展方向，以支撑未来制造业的技术体系。

在航天领域，NASA在航天通信和导航项目、牵牛星(Altair)月球车项目、约翰逊航天中心出舱活动/航天服研制等多个项目上积极运用MBSE技术。喷气推进实验室(JPL)制订了一个时间跨度为2009-2016年的MBSE应用发展战略，并在多个项目中应用了MBSE方法论。在航空领域，众多企业通过实施基于模型的系统工程，实现飞机整机的虚拟集成，建立“虚拟铁鸟”模型。某企业“虚拟铁鸟”开发项目，第一阶段样机整合了飞控EHA等作动器模型、舵机与控制面机械模型、控制策略等子系统，通过该“虚拟铁鸟”，该企业开展了飞控系统设计方案评价、复杂工况分析等工作。在此基础上，该企业逐步制定专门的“虚拟铁鸟”建模规范，在该规范中详细定义了各分系统模型的建模要求，包括封装与接口设置等。而某企业已完成第一阶段整机性能仿真“虚拟铁鸟”的开发，主要用于考虑全机属性的起落架、制动系统(包括控制与电液在内)方案评价，目前正在开展第二阶段，集成更多学科和系统。某企业从2006年开始，开始开展“虚拟铁鸟”方面的开发，目前已经完成飞控系统、环境控制系统、电气网络与线缆集成装配3个领域的系统开发。航空、航天等行业相继启动了“基于模型的系统工程”在本行业内的论证和推进工作。

在这种大背景下某单位以“云制造”作为核心技术理念，推进航天云网、专有云、智慧企业运行平台“三大平台”等，正在开展面向先进制造的数字化科研生产体系建设三年专项行动。通过将信息化纳入企业发展战略，提出了基于模型定义的导弹系统工程的基本构想，将基于模型的系统工程方法(MBSE)引入到飞航导弹的全寿命周期研制过程，建设适应本土飞行器工业需求的、国际先进、自主可控的MBSE体系、方法、工具和应用体系。

各工业部门均开展了大量基于模型的系统工程的应用探索工作，基于GCAir的功能样机建模及仿真系统，某单位运载火箭多学科交叉虚拟仿真平台，定制运载火箭多学科交叉虚拟仿真专用分析软件。兼容多种商业软件，以及C/C++/C#等具有源代码的仿真模型；对于没有源代码的dll文件和exe计算程序，采用数据通讯方案，以满足虚拟仿真平台集成仿真分析工作的应用需求。支持现有发动机模型、伺服系统模型、虚拟箭机模型以及箭体动力学模型的集成与仿真分析。某单位的无人机GNC系统模块化集成仿真，该系统需要将捷联惯导、卫星导航及大气数据进行融合处理，研发设计过程中，进行系统性的集成仿真需要打通不同的设计手段(Simulink模型、嵌入式C代码以及SCADE系统)之间的软件接口。

某单位开展了高品质直升机飞行力学建模，采用了较为成熟的相关理论进行该飞行动力学模型库的开发，例如采用叶素-动量理论，完成了桨叶模型及入流模型的建立；再通过多体动力学完成整体旋翼的建模；通过查表的形式考虑6力素以建立直升机机身模型等；开发的模型的计算结果与相关实验文献吻合。

某研究所定制开发了直升机起落装置专用分析软件，提供满足直升机起落装置滑跑稳定性分析和着陆性能分析需求的全部功能模板，以及包含各种构型起落装置的定制化模型库，具有定制化的批量仿真功能和后处理功能，并具有规范化和标准化的建模与仿真分析流程管理功能，确保建模与仿真分析工作的标准化。

总之，国内外开展了大量基于模型的系统工程的应用工作，侧重点各有不同，涵盖领域广泛，方兴未艾。

针对飞行器控制仿真方式的侧重点各有不同，尚无法实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，因此无法满足飞行器制导控制的仿真需求的问题，本申请提供一种飞行器制导控制仿真测试方法、飞行器制导控制仿真测试装置、电子设备和计算机可读存储介质，基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型；根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统；对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数；将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试，通过设计飞行器制导控制仿真测试技术，构建制导控制系统的虚拟仿真环境，为制导控制系统与被控子系统之间的集成、测试、优化问题，提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境，集成已有的C/C++、Simulink等零散的专业模型与工具，开发被控子系统模型，支持的仿真验证，同时具备了向硬件在环实时仿真(HiL)扩展的能力，可以进行。该方法利用虚拟验证方式实现制导控制系统方案快速构建匹配评估等，实现多专业联合仿真验证；可以缩短半实物仿真试验周期，将前期的大量准备集成测试工作，通过数字化模型的方式进行先期测试集成提前发现问题；通过数字化模型方式，实现对制导控制分系统多专业模型的数字化管控，为后续使用提供知识积累，能够有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，可广泛应用于飞行器制导控制仿真测试，可对飞行器制导控制仿真测试，在向基于模型的系统工程方向的转型工作中应用价值较高，在虚拟仿真领域具有较好应用前景。

在本申请的一个或多个实施例中，所述飞行器制导控制仿真测试方法，通过构建一种制导控制系统的虚拟仿真平台，可以解决制导控制系统与被控子系统之间的集成、测试、优化问题，提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境，集成已有的C/C++、Simulink等零散的专业模型与工具，转换或开发被控子系统模型，支持仿真结果演示，支持基于仿真平台的自动化测试，同时具备向硬件在环实时仿真(HiL)扩展的能力。

在本申请的一个或多个实施例中，所述飞行器制导控制仿真测试方法通过构建功能样机，集成了制导控制子系统模型，将已有的C代码或支持FMI标准的建模工具所搭建的子系统模型，对现有模型进行封装/转换，其次实现子系统模型与制导控制系统模型的集成与仿真与测试。

在本申请的一个或多个实施例中，所述飞行器制导控制仿真测试过程对应的仿真集成环境可以兼容多种商业软件，以及C/C++等具有源代码的仿真模型，并基于自动化测试模块对不同工况、不同测试需求进行批量化测试评估，满足制导控制系统集成仿真分析应用需求。

在本申请的一个或多个实施例中，飞行器制导控制仿真测试环境可以开展基于虚实结合的半实物仿真，通过仿真上位机/实时下位机的形式驱动仿真设备及参试设备，在开展仿真时可以选择实物或模型，实现虚实结合的半实物仿真，并能够实现分系统之间的数据通讯。

在本申请的一个或多个实施例中，飞行器制导控制仿真测试环境可以开展基于模型的故障仿真，该方法具备故障条件测试分析功能，复现可能遇到的各类故障，检测制导控制系统在异常状态下的故障处理能力，以及故障恢复能力。

为了有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，本申请提供一种飞行器制导控制仿真测试方法的实施例，参见图1，所述飞行器制导控制仿真测试方法具体包含有如下内容：

步骤100：基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型。

在步骤100中，所述飞行器制导控制仿真测试装置根据原仿真工程的功能设计，以模块为单位整理建模数据，其中，所述建模数据包括：输入及输出端口定义、外部数据使用情况以及公共信息调用形式，具体来说，可以将基于通用弹道框架的C/C++原仿真工程，按功能需求重构(分解)为功能模块单元FMU的形式。

可以理解的是，各个所述被控对象各自对应的子系统模型包括：地球模型、气动模型、运动学模型、控制算法模型、惯导系统模型、舵机系统模型、动力系统模型和功能模块FMU信息模型。

步骤200：根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

在步骤200中，所述飞行器制导控制仿真测试装置可以应用C2FMU插件对已有的基于C/C++代码的制导控制系统模型进行封装；具体为：依托FMI标准和封装工具，软件平台的模型接口连接、仿真条件设置、结果后处理、定时任务、模型执行顺序分组等功能，将目前已有的基于C/C++代码的制导控制系统模型封装成FMU。同时，也可以应用C2FMU插件对各个所述子系统模型进行封装，实现模型算法的模块化集成仿真。

步骤300：对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数。

在步骤300中，所述飞行器制导控制仿真测试装置对所述制导控制系统模型进行仿真调试以验证该制导控制系统模型的运行状态是否正常，若否，则对所述制导控制仿真系统对应的仿真参数、模型输入输出端以及端口/模型属性信息；具体为：通过测试用例脚本批量修改、执行仿真平台中的仿真工程，调用多个仿真引擎高效地批量执行仿真计算，并配置时序数据曲线或使用2D组件实时动态观测仿真过程中输入输出端口数据的趋势，便于用户判断仿真运行状态，具体为：动态运行仿真结果评估脚本，提取、评价测试用例仿真结果，汇总参数化的仿真数据、图表，直接生成或更新可打印的分析报告，以及在仿真结束后可通过保存本次仿真结果为CSV文件供用户离线分析，并通过对比原始仿真工程与GCAir仿真工程的数据，可确认在同一初始条件下两者仿真结果是否一致。

步骤400：将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试。

在步骤400中，所述飞行器制导控制仿真测试装置可以通过仿真上位机/实时下位机的形式驱动仿真设备及参试设备，支持A/D、D/A、IO等类型的端口采集，支持RS422、CAN等类型的总线通讯，并通过网络端口连接转台、负载器、模拟器等试验设备，构建完整的半实物仿真环境。

为了有效提高子系统模型建立的全面性以及应用的可靠性，以进一步实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，在本申请提供一种飞行器制导控制仿真测试方法的实施例中，参见图2，所述飞行器制导控制仿真测试方法中的步骤100具体包含有如下内容：

步骤101：将飞行器的历史仿真工程数据分解为多个功能模块FMU。

步骤102：基于预设的FMI标准文件将各个所述功能模块FMU封装至动态链接库。

步骤103：自所述动态链接库调用各个所述功能模块FMU，建立得到各个所述被控对象各自对应的子系统模型。

具体来说，所述飞行器制导控制仿真测试装置将基于通用弹道框架的C/C++原仿真工程，按功能需求重构(分解)为功能模块单元FMU的形式；以FMI标准将功能模块封装至动态链接库DLL备用；调用动态链接库DLL中的功能模块，建立得到被控对象(常用控制系统组件：地球/气动/运动学、控制算法、惯性导航系统、舵机系统)的子系统模型，其中，所述子系统模型包括：地球模型、气动模型、运动学模型、控制算法、惯导系统、舵机系统、动力系统，FMU模块信息等。

为了进一步提高子系统模型建立的全面性以及应用的可靠性，以进一步实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，在本申请提供一种飞行器制导控制仿真测试方法的实施例中，参见图3，所述飞行器制导控制仿真测试方法中的步骤103之后以及步骤200之前还具体包含有如下内容：

步骤104：根据预设的仿真工具对各个所述子系统模型进行开发，以使各个所述子系统模型具备在多个物理领域的仿真扩展功能。

步骤105：基于预设的标准接口将各个所述子系统模型的接口进行统一处理。

具体来说，所述飞行器制导控制仿真测试装置可以根据Modelica语言多物理领域仿真建模经验(多物理领域仿真工具)对各个所述子系统模型进行适应性开发，以在满足控制仿真需求的同时，具备多物理领域仿真扩展能力；将各个所述子系统模型的接口进行统一处理，以实现各个所述子系统模型的集成封装；而后将各个所述子系统模型导出到集成平台使用。

为了进一步提高制导控制仿真系统建立的全面性以及应用的可靠性，以进一步实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，在本申请提供一种飞行器制导控制仿真测试方法的实施例中，参见图4，所述飞行器制导控制仿真测试方法中的步骤200具体包含有如下内容：

步骤201：分别对所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型进行封装。

可以理解的是，所述步骤201具体可以包含有如下内容：

应用预设的封装插件对所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型进行封装。

步骤202：根据封装后的所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

可以理解的是，所述步骤202具体可以包含有如下内容：

(1)分别建立各个所述子系统模型各自对应的元模型及载体。

(2)以各个所述元模型为基础组件，基于图形化界面建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

具体来说，所述飞行器制导控制仿真测试装置可以分别建立各个所述子系统模型对应的元模型以及载体，其中，该载体的端口为功能模块单元FMU；以各个所述元模型为基础组件，基于图形化界面建立制导控制仿真系统，即根据项目实际需求定义各个所述元模型独立的可配置参数、输入输出端口描述模型信息，并导入与各个所述元模型对应的FMU模块以实现预期功能。

为了进一步提高飞行器制导控制仿真测试的全面性以及适用广泛性，以进一步实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，在本申请提供一种飞行器制导控制仿真测试方法的实施例中，参见图5，所述飞行器制导控制仿真测试方法还具体包含有如下内容：

步骤501：将所述制导控制仿真系统中的模型参数从正常模式切换至故障模式；

步骤502：控制所述制导控制仿真系统在所述故障模式中进行故障仿真测试，其中，所述故障模式包括预设的分系统级故障仿真模式和系统级故障仿真模式。

具体来说，所述飞行器制导控制仿真测试装置将模型中的参数由正常模式变化到故障模式，即可实现系统仿真从正常模式到故障仿真模式的切换；将C/C++模型进行升级，将其参数类型改为输入变量类型，使其具备这种特性，进而完成为制导控制系统模型库中的每个元件开发故障仿真功能，检测制导控制系统在异常状态下的故障处理能力，以及故障恢复能力。

其中，所述故障仿真模式包括：

A)分系统级故障仿真

分系统元件级故障仿真是指在每个模型元件中开发故障模式页面，在该页面中将配置该元件单独的故障模拟功能。此种方式适用于元件自身故障的建模描述。下面以某元件为例，展示元件级故障仿真的应用。此种技术的应用特点是在元件中添加其自身的故障模式，能够保存在模型库之中，便于重复使用，有利于知识经验的传承与积累。

B)系统级故障仿真

系统级故障仿真基于元件中的故障仿真功能，但是各元件之间耦合，或者由于系统仿真环境引起的故障需要在系统模型中，以全局参数的方式来开发实现。基于动态参数功能，能够方便地实现元件级故障仿真和系统级故障仿真应用，可以动态地观察故障的产生和发展，有利于故障推演和反演应用。

为了进一步说明本方案，本申请还提供一种飞行器制导控制仿真测试方法的具体应用实例，目的是为了解决飞行器各子系统详细建模以及多来源子系统详细模型在半实物仿真前实现集成仿真的问题，帮助控制专业提前发现问题，为改进、优化控制算法创造条件，节省在半实物仿真过程中排除软件问题耗费的时间精力，构建基于功能样机建模及仿真系统，基于此可以开展仿真测试、基于虚实结合的半实物仿真和基于模型的故障仿真等。该飞行器制导控制仿真测试方法具体包含有如下内容：

选用集成平台软件，软件具备所需的多源异构模型集成、仿真求解、评估测试、3D显示，以及可能需要拓展的HiL仿真等功能，具体的解决方案总体架构如图6所示。

(一)制导控制子系统建模

根据仿真需求，建立所需的被控对象子系统模型(包括舵机模型和惯导模型等)。在模型集成前，需梳理原仿真工程的功能设计，以模块为单位整理输入输出端口定义、外部数据使用情况、公共信息调用形式，并依据FMI标准重构模块级C++代码，建立控制子系统模型。

其次，并开展舵系统、惯导等子系统模型建模，准备对其模型进行适应性开发，进行接口统一实现模型集成封装，依托丰富的Modelica语言多物理领域仿真建模经验进行开发，模型可以导出到FMU集成到集成平台使用。

具体实现方式如下：

完整的制导控制系统模型涉及常用控制系统组件(地球/气动/运动学、控制算法、惯性导航系统、舵机系统)的子系统建模工作。实际建模工作中，可使用多物理领域仿真工具进行子系统模型开发，在满足控制仿真需求的同时，具备多物理领域仿真扩展能力。

对制导控制子系统进行建模，将基于通用弹道框架的C/C++仿真工程，按功能需求重构为FMU形式，基于C/C++模型建模重构的基本流程为：

(1)分解原始仿真工程的功能模块；

(2)以FMI标准封装为DLL动态库备用；

(3)设计FMU标准流程中调用上述DLL实现功能；

对子系统建模，对象包括地球模型、气动模型、运动学模型、控制算法、惯导系统、舵机系统、动力系统，FMU模块信息，以地球模型为例。

(二)制导控制模型封装与集成

基于现有的通用弹道程序，根据多专业联合仿真需求对仿真程序进行模块化改造，完成程序代码的架构分析与设计，具备适用于基于模型的快速迭代研发，形成多专业联合仿真集成测试的基础环境。依托FMI标准和封装工具，软件平台的模型接口连接、仿真条件设置、结果后处理、定时任务、模型执行顺序分组等功能，将目前已有的基于C/C++代码的制导控制系统模型封装成FMU，并实现对子系统模型集成封装成FMU，实现模型算法的模块化集成仿真，C2FMU封装工具原理如图7所示。

具体实现方式如下：

对制导控制模型使用C2FMU插件完成模型封装，如附图所示。GCAir的系统构建基于System Architect实现，对地球模型、气动模型、运动学模型、控制算法、惯导系统、舵机系统、动力系统分别建立了元模型与端口作为FMU的载体并基于图形化界面实现完整的仿真系统构建。

基于System Architect的系统构建均以元模型为基础组件，每个元模型根据项目实际需求定义独立的可配置参数、输入输出端口描述模型信息，并导入与模型对应的FMU模块以实现预期功能。

完成构建的元模型可作为模型库中的标准组件，即可单独运行又可被调用，在实现某个特定功能的同时，也具备对于同类模型的通用化描述、扩展化改造的能力。

(三)自动化仿真测试

该模块能够通过测试用例脚本批量修改、执行仿真平台中的仿真工程，调用多个仿真引擎高效地批量执行仿真计算，并动态运行仿真结果评估脚本，提取、评价测试用例仿真结果，汇总参数化的仿真数据、图表，直接生成或更新可打印的分析报告。同时，TestManager提供需求管理工具，用户可以根据流程图操作自动生成评估脚本，一个工程只能添加一个评估脚本，但一个评估脚本中可以包含多个需求。用户按照需求进行自动化的批量仿真测试和自动评估结果，提高工作效率，确保工作品质。

测试评估要求可以来源于国军标、行业标准或企业标准等标准文件以及产品的设计需求和设计指标，因其内容和评判算法及指标往往是固定的、可量化评估的，因此适用于自动分析工具进行快速、批量、自动化的仿真和分析，代替人工进行的大量重复性仿真测试和结果分析工作。TestManager支持基于Python脚本语言编写测试用例/仿真任务，实现批量执行测试用例和参数分析；支持基于脚本编写结果评估算法，实现自动评估批量仿真结果和自动生成报告等功能。在同一个平台上整合了现有的研发工具、技术手段和长期以来所里积累和形成的知识经验，形成集成化的研究环境。

具体实现方式如下：

制导控制系统模型构建完成后可在GCAir主界面进行单次仿真调试工作以验证模型运行是否正常。该模式下用户可通过“元模型视图”查看系统组成并修改本次仿真参数、“模型视图”查看模型输入输出端口连接情况、“变量关联信息/变量信息”查看端口/模型属性。

“2D显示窗口”可用于配置时序数据曲线或使用2D组件实时动态观测仿真过程中输入输出端口数据的趋势，便于用户判断仿真运行状态。仿真结束后可通过保存本次仿真结果为CSV文件供用户离线分析。其中，仿真数据2D实时视图如图8所示。

通过对比原始仿真工程与GCAir仿真工程的数据，可确认在同一初始条件下两者仿真结果一致，模型集成功能符合设计预期。

(四)基于虚实结合的半实物仿真

可以开展基于虚实结合的半实物仿真，通过仿真上位机/实时下位机的形式驱动仿真设备及参试设备，在开展仿真时可以选择实物或模型，实现虚实结合的半实物仿真，并能够实现分系统之间的数据通讯。

采用Windows版本的仿真引擎，实现PC环境的虚拟集成与仿真分析；并可以拓展到HiL系统的应用，可以选择使用Linux RT版本的仿真引擎，仿真前台的配置可以沿用。在HiL系统中，需要在仿真前台中增加硬件板卡的接口，多种硬件板卡接口模块已经内置在GCAir的建模菜单中，进行调用和配置。

具体实现方式如下：

系统测试阶段为提升测试的验证效果，一般会将部分硬件产品接入仿真系统代替原有的数学模型进行综合测试。这要求仿真平台具有半实物仿真功能，可通过仿真上位机/实时下位机的形式驱动仿真设备及参试设备，支持A/D、D/A、IO等类型的端口采集，支持RS422、CAN等类型的总线通讯，并通过网络端口连接转台、负载器、模拟器等试验设备，构建完整的半实物仿真环境。

在HiL系统中，需要在仿真前台中增加硬件板卡的接口，多种硬件板卡接口模块已经内置在GCAir的建模菜单中，用户可以方便地调用和配置。基于GCAir的解决方案，将项目成果拓展到HiL阶段使用。具体实现如图9所示。

(五)基于模型的故障仿真

该方法具备故障条件测试分析功能，复现可能遇到的各类故障，检测制导控制系统在异常状态下的故障处理能力，以及故障恢复能力。对于系统仿真模型而言，系统的正常状态和故障状态意味着不同的参数设置。把模型中的参数由正常模式变化到故障模式，即可实现系统仿真从正常模式到故障模式的切换。

将C/C++模型进行升级，将其参数类型改为输入变量类型，使其具备这种特性，进而完成为制导控制系统模型库中的每个元件开发故障仿真功能。

具体实现方式如下：

系统模型调试完成后，可使用Test Manager进行系统模型的自动化批量测试。该模式下用户可导入自定义的CSV仿真参数表或手动选择参数并配置其值域供批量仿真使用。

此外，测试用例支持设置仿真步骤细分仿真阶段，定义仿真停机条件或每个阶段需要判断的开关量/物理量用于分析每个阶段运行状态。批量仿真完成后可自动输出数据分析报告便于用户快速汇总。

根据实际应用需求不同，综合采取两种故障仿真模式，

A)分系统级故障仿真

分系统元件级故障仿真是指在每个模型元件中开发故障模式页面，在该页面中将配置该元件单独的故障模拟功能。此种方式适用于元件自身故障的建模描述。下面以某元件为例，展示元件级故障仿真的应用。此种技术的应用特点是在元件中添加其自身的故障模式，能够保存在模型库之中，便于重复使用，有利于知识经验的传承与积累。

B)系统级故障仿真

系统级故障仿真基于元件中的故障仿真功能，但是各元件之间耦合，或者由于系统仿真环境引起的故障需要在系统模型中，以全局参数的方式来开发实现。基于动态参数功能，能够方便地实现元件级故障仿真和系统级故障仿真应用，可以动态地观察故障的产生和发展，有利于故障推演和反演应用。

为了有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，本申请提供一种用于实现飞行器制导控制仿真测试方法中全部或部分内容的飞行器制导控制仿真测试装置的实施例，参见图10，所述飞行器制导控制仿真测试装置具体包含有如下内容：

子系统模型构建模块10，用于基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型。

仿真系统建立模块20，用于根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

仿真验证模块30，用于对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数。

半实物仿真测试模块40，用于将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试。

本说明书提供的飞行器制导控制仿真测试装置的实施例具体可以用于执行上述飞行器制导控制仿真测试方法的实施例的处理流程，其功能在此不再赘述，可以参照上述飞行器制导控制仿真测试方法实施例的详细描述。

从上述描述可知，本申请实施例提供的飞行器制导控制仿真测试装置，通过设计飞行器制导控制仿真测试技术，构建制导控制系统的虚拟仿真环境，为制导控制系统与被控子系统之间的集成、测试、优化问题，提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境，集成已有的C/C++、Simulink等零散的专业模型与工具，开发被控子系统模型，支持的仿真验证，同时具备了向硬件在环实时仿真(HiL)扩展的能力，可以进行。该方法利用虚拟验证方式实现制导控制系统方案快速构建匹配评估等，实现多专业联合仿真验证；可以缩短半实物仿真试验周期，将前期的大量准备集成测试工作，通过数字化模型的方式进行先期测试集成提前发现问题；通过数字化模型方式，实现对制导控制分系统多专业模型的数字化管控，为后续使用提供知识积累，能够有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，可广泛应用于飞行器制导控制仿真测试，可对飞行器制导控制仿真测试，在向基于模型的系统工程方向的转型工作中应用价值较高，在虚拟仿真领域具有较好应用前景。

从硬件层面来说，为了有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，本申请提供一种用于实现所述飞行器制导控制仿真测试方法中的全部或部分内容的电子设备的实施例，所述电子设备具体包含有如下内容：

处理器(processor)、存储器(memory)、通信接口(Communications Interface)和总线；其中，所述处理器、存储器、通信接口通过所述总线完成相互间的通信；所述通信接口用于实现飞行器制导控制仿真测试装置与各类数据库、体飞行器的传感器、控制中心以及用户终端等相关设备之间的信息传输；该电子设备可以是台式计算机、平板电脑及移动终端等，本实施例不限于此。在本实施例中，该电子设备可以参照实施例中的飞行器制导控制仿真测试方法的实施例，以及，飞行器制导控制仿真测试装置的实施例进行实施，其内容被合并于此，重复之处不再赘述。

图11为本申请实施例的电子设备9600的系统构成的示意框图。如图11所示，该电子设备9600可以包括中央处理器9100和存储器9140；存储器9140耦合到中央处理器9100。值得注意的是，该图11是示例性的；还可以使用其他类型的结构，来补充或代替该结构，以实现电信功能或其他功能。

一实施例中，飞行器制导控制仿真测试功能可以被集成到中央处理器9100中。其中，中央处理器9100可以被配置为进行如下控制：

步骤100：基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型。

步骤200：根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

步骤300：对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数。

步骤400：将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试。

从上述描述可知，本申请实施例提供的电子设备，通过设计飞行器制导控制仿真测试技术，构建制导控制系统的虚拟仿真环境，为制导控制系统与被控子系统之间的集成、测试、优化问题，提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境，集成已有的C/C++、Simulink等零散的专业模型与工具，开发被控子系统模型，支持的仿真验证，同时具备了向硬件在环实时仿真(HiL)扩展的能力，可以进行。该方法利用虚拟验证方式实现制导控制系统方案快速构建匹配评估等，实现多专业联合仿真验证；可以缩短半实物仿真试验周期，将前期的大量准备集成测试工作，通过数字化模型的方式进行先期测试集成提前发现问题；通过数字化模型方式，实现对制导控制分系统多专业模型的数字化管控，为后续使用提供知识积累，能够有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，可广泛应用于飞行器制导控制仿真测试，可对飞行器制导控制仿真测试，在向基于模型的系统工程方向的转型工作中应用价值较高，在虚拟仿真领域具有较好应用前景。

在另一个实施方式中，飞行器制导控制仿真测试装置可以与中央处理器9100分开配置，例如可以将飞行器制导控制仿真测试装置配置为与中央处理器9100连接的芯片，通过中央处理器的控制来实现飞行器制导控制仿真测试功能。

如图11所示，该电子设备9600还可以包括：通信模块9110、输入单元9120、音频处理器9130、显示器9160、电源9170。值得注意的是，电子设备9600也并不是必须要包括图11中所示的所有部件；此外，电子设备9600还可以包括图11中没有示出的部件，可以参考现有技术。

如图11所示，中央处理器9100有时也称为控制器或操作控件，可以包括微处理器或其他处理器装置和/或逻辑装置，该中央处理器9100接收输入并控制电子设备9600的各个部件的操作。

其中，存储器9140，例如可以是缓存器、闪存、硬驱、可移动介质、易失性存储器、非易失性存储器或其它合适装置中的一种或更多种。可储存上述与失败有关的信息，此外还可存储执行有关信息的程序。并且中央处理器9100可执行该存储器9140存储的该程序，以实现信息存储或处理等。

输入单元9120向中央处理器9100提供输入。该输入单元9120例如为按键或触摸输入装置。电源9170用于向电子设备9600提供电力。显示器9160用于进行图像和文字等显示对象的显示。该显示器例如可为LCD显示器，但并不限于此。

该存储器9140可以是固态存储器，例如，只读存储器(ROM)、随机存取存储器(RAM)、SIM卡等。还可以是这样的存储器，其即使在断电时也保存信息，可被选择性地擦除且设有更多数据，该存储器的示例有时被称为EPROM等。存储器9140还可以是某种其它类型的装置。存储器9140包括缓冲存储器9141(有时被称为缓冲器)。存储器9140可以包括应用/功能存储部9142，该应用/功能存储部9142用于存储应用程序和功能程序或用于通过中央处理器9100执行电子设备9600的操作的流程。

存储器9140还可以包括数据存储部9143，该数据存储部9143用于存储数据，例如联系人、数字数据、图片、声音和/或任何其他由电子设备使用的数据。存储器9140的驱动程序存储部9144可以包括电子设备的用于通信功能和/或用于执行电子设备的其他功能(如消息传送应用、通讯录应用等)的各种驱动程序。

通信模块9110即为经由天线9111发送和接收信号的发送机/接收机9110。通信模块(发送机/接收机)9110耦合到中央处理器9100，以提供输入信号和接收输出信号，这可以和常规移动通信终端的情况相同。

基于不同的通信技术，在同一电子设备中，可以设置有多个通信模块9110，如蜂窝网络模块、蓝牙模块和/或无线局域网模块等。通信模块(发送机/接收机)9110还经由音频处理器9130耦合到扬声器9131和麦克风9132，以经由扬声器9131提供音频输出，并接收来自麦克风9132的音频输入，从而实现通常的电信功能。音频处理器9130可以包括任何合适的缓冲器、解码器、放大器等。另外，音频处理器9130还耦合到中央处理器9100，从而使得可以通过麦克风9132能够在本机上录音，且使得可以通过扬声器9131来播放本机上存储的声音。

本申请的实施例还提供能够实现上述实施例中的飞行器制导控制仿真测试方法中全部步骤的一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述实施例中的执行主体为服务器或客户端的飞行器制导控制仿真测试方法的全部步骤，例如，所述处理器执行所述计算机程序时实现下述步骤：

步骤100：基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型。

步骤200：根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

步骤300：对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数。

步骤400：将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试。

从上述描述可知，本申请实施例提供的计算机可读存储介质，通过设计飞行器制导控制仿真测试技术，构建制导控制系统的虚拟仿真环境，为制导控制系统与被控子系统之间的集成、测试、优化问题，提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境，集成已有的C/C++、Simulink等零散的专业模型与工具，开发被控子系统模型，支持的仿真验证，同时具备了向硬件在环实时仿真(HiL)扩展的能力，可以进行。该方法利用虚拟验证方式实现制导控制系统方案快速构建匹配评估等，实现多专业联合仿真验证；可以缩短半实物仿真试验周期，将前期的大量准备集成测试工作，通过数字化模型的方式进行先期测试集成提前发现问题；通过数字化模型方式，实现对制导控制分系统多专业模型的数字化管控，为后续使用提供知识积累，能够有效实现飞行器的制导控制系统与被控子系统之间的集成仿真测试，并能够通过提供开放的、可扩展的虚拟集成仿真与测试环境来提高飞行器制导控制仿真测试的准确性及可靠性，可广泛应用于飞行器制导控制仿真测试，可对飞行器制导控制仿真测试，在向基于模型的系统工程方向的转型工作中应用价值较高，在虚拟仿真领域具有较好应用前景。

本领域内的技术人员应明白，本发明的实施例可提供为方法、装置、或计算机程序产品。因此，本发明可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本发明可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器、CD-ROM、光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。

本发明是参照根据本发明实施例的方法、设备(装置)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。

这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。

这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。

本发明中应用了具体实施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。

Claims (9)

1.一种飞行器制导控制仿真测试方法，其特征在于，包括：

基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型；

根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统；

对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数；

将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试；

其中，所述基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型，包括：

将飞行器的历史仿真工程数据分解为多个功能模块FMU；

基于预设的FMI标准文件将各个所述功能模块FMU封装至动态链接库；

自所述动态链接库调用各个所述功能模块FMU，建立得到各个所述被控对象各自对应的子系统模型。

2.根据权利要求1所述的飞行器制导控制仿真测试方法，其特征在于，各个所述被控对象各自对应的子系统模型包括：地球模型、气动模型、运动学模型、控制算法模型、惯导系统模型、舵机系统模型、动力系统模型和功能模块FMU信息模型。

3.根据权利要求1所述的飞行器制导控制仿真测试方法，其特征在于，在所述在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统之前，还包括：

根据预设的仿真工具对各个所述子系统模型进行开发，以使各个所述子系统模型具备在多个物理领域的仿真扩展功能；

基于预设的标准接口将各个所述子系统模型的接口进行统一处理。

4.根据权利要求1所述的飞行器制导控制仿真测试方法，其特征在于，所述根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统，包括：

分别对所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型进行封装；

根据封装后的所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

5.根据权利要求4所述的飞行器制导控制仿真测试方法，其特征在于，所述分别对所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型进行封装，包括：

应用预设的封装插件对所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型进行封装。

6.根据权利要求4所述的飞行器制导控制仿真测试方法，其特征在于，所述根据封装后的所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统，包括：

分别建立各个所述子系统模型各自对应的元模型及载体；

以各个所述元模型为基础组件，基于图形化界面建立所述飞行器的制导控制仿真系统。

7.根据权利要求1所述的飞行器制导控制仿真测试方法，其特征在于，还包括：

将所述制导控制仿真系统中的模型参数从正常模式切换至故障模式；

控制所述制导控制仿真系统在所述故障模式中进行故障仿真测试；

其中，所述故障模式包括预设的分系统级故障仿真模式和系统级故障仿真模式。

8.一种飞行器制导控制仿真测试装置，其特征在于，所述装置用于执行如权利要求1所述的仿真测试方法，所述装置包括：

子系统模型构建模块，用于基于飞行器的历史仿真工程数据，分别建立该飞行器的预设的制导控制系统模型对应的各个被控对象的子系统模型；

仿真系统建立模块，用于根据所述飞行器的制导控制系统模型和各个所述子系统模型，在虚拟仿真环境中建立所述飞行器的制导控制仿真系统；

仿真验证模块，用于对所述制导控制仿真系统进行运行状态的仿真验证，以根据仿真验证结果调试所述制导控制仿真系统的运行参数；

半实物仿真测试模块，用于将预设的硬件设备接入所述制导控制仿真系统进行针对所述飞行器的半实物仿真测试。

9.一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述程序时实现权利要求1至7任一项所述的飞行器制导控制仿真测试方法的步骤。

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