CN112181842A - 飞行控制软件敏捷测试方法及系统、终端、存储介质 - Google Patents
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Abstract
本申请实施例提供一种飞行控制软件敏捷测试方法及系统、终端、存储介质，涉及飞行控制软件测试领域。用于克服传统测试方法中飞行控制软件的测试环境复杂、测试周期冗长的问题。飞行控制软件敏捷测试方法，包括：基于从预先敏捷搭建的测试环境中的弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行分步测试，直至分布测试结果满足一类精度指标；基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至联合测试结果满足二类精度指标；基于弹道仿真模块，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行闭环测试，直至闭环测试结果满足三类精度指标。
Description
技术领域
本申请涉及飞行控制软件测试领域，尤其是涉及一种飞行控制软件敏捷测试方法及系统、终端、存储介质。
背景技术
飞行控制软件作为火箭最关键的软件，对飞行试验的成败起关键作用。为保证飞行控制软件的正确性，按照型号软件工程化的要求，需开展多层级多维度的测试验证工作，同时，考虑到飞行控制软件对计算精确程度的苛刻要求，还需开展算法精度测试工作。按照传统的测试方法，飞行控制软件的测试环境复杂、测试周期冗长，难以满足型号整体研制进度需求。
发明内容
本申请实施例中提供一种飞行控制软件敏捷测试方法及系统、终端、存储介质，用于克服传统测试方法中飞行控制软件的测试环境复杂、测试周期冗长的问题。
本申请第一方面实施例提供一种飞行控制软件敏捷测试方法，包括：
基于从预先敏捷搭建的测试环境中的弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行分步测试，直至分布测试结果满足一类精度指标；其中，所述弹道仿真模块分别与所述导航模块、制导与姿控模块通信连接；
基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至联合测试结果满足二类精度指标；
基于所述弹道仿真模块，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行闭环测试，直至闭环测试结果满足三类精度指标。
本申请第二方面实施例提供一种飞行控制软件敏捷测试系统，包括：
弹道仿真模块；
行控制软件，具有导航模块、制导与姿控模块，所述导航模块、制导与姿控模块分别与所述弹道仿真模块直接通信连接；
测试模块，用于：基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行分步测试，直至分布测试结果满足一类精度指标；基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至联合测试结果满足二类精度指标；基于所述弹道仿真模块，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行闭环测试，直至闭环测试结果满足三类精度指标。
本申请第三方面实施例提供一种终端，包括：
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如前述任一项所述的方法。
本申请第四方面实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如前述任一项所述的方法。
本申请实施例提供一种飞行控制软件敏捷测试方法及系统、终端、存储介质，基于预先敏捷搭建的测试环境；通过依次对飞行控制软件中导航模块、制导模块及姿控模块进行分布测试，直至结果满足相应的精度指标，利于确保各模块基础共鞥的正确性；通过对导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至结果满足相应的精度指标，利于确保各模块间接量如派生数据信息和软时序信息计算的正确性；通过对飞行控制软件进行闭环测试，直至结果满足相应的精度指标，利于确保全域计算的正确性，从而实现了飞行控制软件的高精度敏捷测试，且测试周期较短、测试成本较低。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：
图1为通用的飞行控制软件的拓扑结构；
图2为传统的飞行控制软件与现有的弹道仿真模块的结构框图；
图3为一示例性实施例提供的飞行控制软件与弹道仿真模块的结构框图；
图4为一示例性实施例提供的飞行控制软件敏捷测试方法的流程示意图；
图5为一示例性实施例提供的导航模块开环测试示意图；
图6为一示例性实施例提供的制导模块开环测试示意图；
图7为一示例性实施例提供的姿控模块开环测试示意图；
图8为一示例性实施例提供的飞行控制软件联合测试示意图；
图9为一示例性实施例提供的飞行控制软件闭环测试示意图。
具体实施方式
为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
飞行控制软件拓扑结构如图1所示，包括关键外部单机01及飞行控制软件02。飞行控制软件02包括综合控制部分021及算法控制部分022，算法控制部分022包括导航模块0221、制导与姿控模块0222，制导与姿控模块0222包括制导与姿控模块。
综合控制部分022与关键外部单机01通信连接；综合控制部分022用于向关键外部单机01发送飞行控制软件的控制指令，关键外部单机01用于将原始信息(数据和中断)发送给综合控制部分022。综合控制部分022分别与导航模块0221、制导与姿控模块0222通信连接；综合控制部分022用于向导航模块0221发送调用导航模块信息，导航模块0221用于发送关键时序信息给综合控制部分；综合控制部分022用于向制导与姿控模块0222发送调用制导与姿控模块信息，制导与姿控模块0222用于发送控制指令给综合控制部分。导航模块与制导与姿控模块通信连接，导航模块用于发送导航信息给制导与姿控模块。制导模块与姿控模块通信连接，制导模块用于发送制导信息给姿控模块。
在具体实现时，导航模块根据综合控制部分传入的原始信息，完成导航计算，将关键时序返回至综合控制部分，将导航信息传递至制导与姿控模块；制导模块根据综合控制部分传入的原始信息和导航模块传入的导航信息，完成制导计算，将制导信息传递至姿控模块；姿控模块根据综合控制部分传入的原始信息、导航模块传入的导航信息和制导模块传入的制导信息，完成姿控计算，将控制指令返回至综合控制部分。
在真实飞行环境中，飞行控制软件需从外部关键单机获取原始信息，且飞行控制软件无法脱离原始信息运行。然而，外部关键单机的获取不便，且连续运行时间受限，增加了测试难度。
相关技术中，采用弹道仿真模块03代替外部关键单机，弹道仿真模块03与传统的飞行控制软件02交互，如图2所示。然而，相关技术中，综合控制部分为飞行控制软件的原始代码，该部分获取原始信息的方式均需使用全箭协议，现有的弹道仿真模块无对应功能，需对现有的弹道仿真模块或飞行控制软件的综合控制部分进行协议改造。然而，一方面，这导致开发工作量的增加，进而导致测试周期的推迟，与研制周期存在冲突；另一方面，增加的工作量既不是飞行控制软件的研制需求，也不是弹道仿真程序的主要功能，增加的工作量的必要性差。
为了克服上述问题，本实施例提供一种飞行控制软件敏捷测试方法，基于预先敏捷搭建的测试环境；通过依次对飞行控制软件中导航模块、制导模块及姿控模块进行分布测试，直至结果满足相应的精度指标，利于确保各模块基础共鞥的正确性；通过对导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至结果满足相应的精度指标，利于确保各模块间接量如派生数据信息和软时序信息计算的正确性；通过对飞行控制软件进行闭环测试，直至结果满足相应的精度指标，利于确保全域计算的正确性，从而实现了飞行控制软件的高精度敏捷测试，且测试周期较短、测试成本较低。
下面结合附图对本实施例提供的方法的功能及实现过程进行举例说明。
如图4所示，本实施例提供的飞行控制软件敏捷测试方法，包括：
S101、基于从预先敏捷搭建的测试环境中的弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行分步测试，直至分布测试结果满足一类精度指标；
S102、基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至联合测试结果满足二类精度指标；
S103、基于弹道仿真模块，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行闭环测试，直至闭环测试结果满足三类精度指标。
在步骤S101之前，需敏捷搭建测试环境并确定相关的精度指标。预先敏捷搭建的测试环境如图3所示，包括弹道仿真模块1及飞行控制软件2，飞行控制软件2具有导航模块21、制导与姿控模块22，导航模块21、制导与姿控模块22分别与弹道仿真模块1直接通信连接。
其中，弹道仿真模块1能够用于模拟火箭也即能够建立火箭模型，且能够基于建立的火箭模型对导航信息、制导信息及姿控信息进行模拟，从而生成外部信息(也可称为三类信息)；此外，弹道仿真模块1还能够基于生成的外部信息进行导航计算、制导计算及姿控计算。
如此，能够取消传统飞行控制软件中的综合控制部分，将其调度功能转移至弹道仿真模块，保持算法控制部分的逻辑和接口不变，增加的代码不涉及复杂的通信接口，仅包含导航模块调用接口和制导与姿控模块调用接口(上述接口已由算法控制部分封装完成，更改量较小)，飞行控制软件具备导航、制导与姿控的计算功能，弹道仿真程序也不具备导航、制导与姿控的计算功能，具备开展精度测试的条件，从而利于有效缩短测试周期、降低测试成本。
在此基础上，进一步梳理弹道仿真模块与飞行控制软件的逻辑关系，如下：假设弹道仿真模块的计算周期为T1，飞行控制软件的控制周期为T2，若T1＝T2，则无需对弹道仿真模块序的计算周期与飞行控制软件的控制周期进行处理，否则，需对弹道仿真模块的计算周期进行处理，保证其模拟的惯性测量组合数据、接收机数据和时序信息与飞行控制软件的控制周期T2对应。弹道仿真模块模拟综合控制部分，优先调用导航模块，并根据导航模块的计算结果，调用制导与姿控模块。
在具体实现过程中，步骤S101具体可包括：
基于从弹道仿真模块获取的外部信息，依次对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块的直接量进行分步测试，直至导航模块、制导模块及姿控模块的直接量分别满足相应的一类精度指标。
其中，从弹道仿真模块获取的外部信息，又称为三类信号，具体可包括导航信息、制导信息及姿控信息。导航模块的直接量包括：发惯系位置、发惯系速度以及发惯系与箭体系姿态角；制导模块的直接量包括：发惯系与箭体系程序角；姿控模块包括：三通道通道舵偏。
在具体实现过程中，导航模块的直接量及其对应的一类精度指标如表1所示；制导模块的直接量及其对应的一类精度指标如表2所示；姿控模块的直接量及其对应的一类精度指标如表3所示。
表1导航模块的直接量及其对应的一类精度指标
表2制导模块的直接量及其对应的一类精度指标
| 序号 | 直接量名称 | 直接量单位 | 精度指标 |
| 1 | 发惯系与箭体系程序角 | rad | 绝对误差<AngErr1 |
表3姿控模块的直接量及其对应的一类精度指标
| 序号 | 直接量名称 | 直接量单位 | 精度指标 |
| 1 | 三通道通道舵偏 | rad | 绝对误差<AngErr1 |
在上述表1、表2及表3中，PosErr1、VelErr1和AngErr1用于表示相应的标准误差，也即允许误差，其均可根据实际情况进行选取。
在对导航模块进行测试时，测试思路如下：
1)调整飞行控制软件内部接口关系；
2)根据飞行剖面，识别各阶段的导航算法；导航算法包括：初值计算、纯惯性导航和惯组/接收机组合导航；
3)根据各阶段的导航算法，绘制函数调用关系图，以确认所有导航相关函数均能够得到执行；
4)针对各阶段的导航算法，给定初始条件，检查一次计算结果的误差，直至满足表1的误差要求；
5)根据弹道仿真程序提供的外部信息，开展各阶段导航算法的开环测试，如图5所示，检查开环测试结果的误差，直至满足表1的误差要求。
图5中，弹道仿真模块1将其模拟的导航信息发送给飞行控制软件1的导航模块，以使得导航模块能够基于导航信息进行导航计算，进而能够基于导航计算的结果确定导航模块的测试误差。
测试误差可以为飞行控制软件2测计算结果与弹道仿真模块1相应的计算结果之间的差值，或者为飞行控制软件2测计算结果与预先设置的期望计算结果之间的差值，具体可根据实际情况来设置。
另外，在图5至图9中，弹道仿真模块1及飞行控制软件2对应的打方框内的小方框用于示意其对应的功能。
具体步骤可如下：
根据飞行剖面，识别飞行控制软件的导航模块在各阶段的导航算法；
根据阶段的导航算法，确定导航相关函数调用关系，以确保所有导航相关函数均能够得到执行；
根据导航算法及预设的初始条件，确定导航模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则对导航模块进行调整并重新确定其直接量进行新一轮的测试，直至导航模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；其中，测试误差为绝对误差；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息，开展各阶段导航算法的开环测试，确定开环测试后导航模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则对导航模块进行调整并重新测试，直至导航模块的直接量的测试误差满足一类精度指标。
在对制导模块进行测试时，测试思路如下：
1)调整飞行控制软件内部接口关系；
2)根据飞行剖面，识别各阶段的制导算法；制导算法包括：插值计算、定轴飞行、指令过渡、在线修正和末速修正；
3)根据各阶段的制导算法，绘制函数调用关系图，以确认所有制导相关函数均能够得到执行；
4)针对各阶段的制导算法，给定初始条件，检查一次计算结果的误差，直至满足表2的误差要求；
5)根据弹道仿真程序提供的外部信息(跳过导航模块，保证导航信息的完全一致)，开展各阶段导航算法的开环测试，如图6所示，检查开环测试结果的误差，直至满足表2的误差要求。
其中，图6中，弹道仿真模块1将制导信息发送给飞行控制软件2的制导模块，且弹道仿真模块1将其导航计算得到的导航结果、导航软时序发送给飞行控制软件2的制导模块，以确保飞行控制软件2的制导模块与弹道仿真模块1的导航信息完全一致，利于测试结果的精确性。如此，飞行控制软件2的制导模块能够基于导航信息进行制导计算，继而能够根据制导计算的结果确定制导模块的测试误差。
具体步骤可如下：
根据获取的飞行剖面，识别各阶段的制导算法；
根据制导算法，确定制导相关函数调用关系；
根据制导算法及预设的初始条件确定制导模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则调整制导模块并重新测试，直至制导模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；其中，测试误差为绝对误差；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息且跳过与导航模块相关的导航信息，开展各阶段制导算法的开环测试，确定开环测试后制导模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则对制导模块进行调整，直至制导模块的直接量的测试误差满足一类精度指标。
在对姿控模块进行测试时，测试思路如下：
1)调整飞行控制软件内部接口关系；
2)根据飞行剖面，识别各阶段的姿控算法；姿控算法可包括：姿态角控制、角速度控制)；
3)根据各阶段的姿控算法，绘制函数调用关系图，以确认所有姿控相关函数均能够得到执行；
4)针对各阶段的姿控算法，给定初始条件，检查一次计算结果的误差，直至满足表3的误差要求；
5)根据弹道仿真程序提供的外部信息(跳过导航模块和制导模块，保证导航信息和制导信息的完全一致)，开展各阶段姿控算法的开环测试，如图7所示，直至满足表3的误差要求。
其中，图7中，弹道仿真模块1将姿控信息发送给飞行控制软件2的制导模块，且弹道仿真模块1将导航计算后的导航结果、导航软时序发送给飞行控制软件2的姿控模块，弹道仿真模块1将其制导计算后的制导结果、制导软时序发送给飞行控制软件2的姿控模块，以确保飞行控制软件2的姿控模块与弹道仿真模块1的导航信息和制导信息完全一致，利于测试结果的精确性。如此，飞行控制软件2的姿控模块能够基于导航信息及制导信息进行制导计算，继而能够根据姿控计算的结果确定姿控模块的测试误差。
具体步骤可如下：
根据获取的飞行剖面，识别各阶段的姿态控制算法；
根据姿态控制算法，确定姿态控制算法过程中姿态控制相关函数调用关系；
根据姿态控制算法及预设的初始条件确定姿控模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则调整初姿控模块并重新测试，直至姿控模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；其中，测试误差为绝对误差；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息，且跳过与导航模块相关的导航信息及与制导模块相关的制导信息，开展各阶段姿态控制算法的开环测试，确定开环测试后姿控模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则对姿控模块进行调整，直至姿控模块的直接量的测试误差满足一类精度指标。
本示例中，通过飞行控制软件的拓扑结构，明确测试的核心需求，梳理逻辑的依赖关系，实现最小化测试环境的设计与搭建，也即实现飞行控制软件测试环境的敏捷搭建；明确导航、制导与姿控模块的直接量，制定相应的测试精度指标，完成各模块的测试工作，从而，确保了各模块基础功能的正确性。
步骤S102在基于步骤S101分布测试的基础上，将飞行控制软件的算法控制部分与弹道仿真模块的导航计算、制导计算和姿控计算部分视为整体，开展联合测试，以检查各模块间接量计算的正确性。其中，间接量包括：派生数据信息和软时序信息等。
在具体实现时，预先确定联合测试的直接量及其相应的二类精度指标，如表4所示，并确定联合测试的间接量及其相应的二类精度指标，如表5所示。
表4联合测试的直接量及其相应的二类精度指标
| 序号 | 直接量名称 | 直接量单位 | 二类精度指标 |
| 1 | 发惯系位置 | m | 绝对误差<PosErr2 |
| 2 | 发惯系速度 | m/s | 绝对误差<VelErr2 |
| 3 | 发惯系与箭体系姿态角 | rad | 绝对误差<AngErr2 |
| 4 | 发惯系与箭体系程序角 | rad | 绝对误差<AngErr2 |
| 5 | 三通道通道舵偏 | rad | 绝对误差<AngErr2 |
表5联合测试的间接量及其相应的二类精度指标
在表4中，PosErr2、VelErr2和AngErr2用于表示相应的标准误差，也即允许误差，其根据实际情况进行选取；在表5中，WexErr2和N2用于表示相应的标准误差，也即允许误差，其根据实际情况进行选取。
在联合测试时，测试思路如下：
1)保证飞行控制软件的内部接口不变；
2)根据弹道仿真程序提供的外部信息，开展算法控制部分的联合测试，如图8所示，直至满足表4及表5的误差要求。
具体步骤可如下：
基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至导航模块、制导模块及姿控模块的直接量均满足相应的二类精度指标，且直至导航模块、制导模块及姿控模块的间接量均满足相应的二类精度指标。
其中，导航模块、制导模块及姿控模块的间接量，包括：箭体系视速度、箭体系角速度、算法切换时机、发动机耗尽关机满足条件。
本示例中，明确导航、制导与姿控模块的间接量及其精度指标，在分步测试的基础上，将飞行控制软件的算法控制部分与弹道仿真模块的导航计算、制导计算和姿控计算部分视为整体，以确保接口关系的正确性为目标，开展联合测试，从而，确保了各模块间接量如派生数据信息和软时序信息计算的正确性。
步骤S103在步骤S102的基础上，将飞行控制软件的算法控制部分的控制指令接入弹道仿真模块，开展闭环测试工作，重点检查步骤S101和步骤S102未考虑的环节。
在具体实现时，预先确定闭环测试的直接量及其相应的三类精度指标，如表6所示，并确定闭环测试的间接量及其相应的三类精度指标，如表7所示。
表6闭环测试的直接量及其相应的精度指标
| 序号 | 直接量名称 | 直接量单位 | 三类精度指标 |
| 1 | 发惯系位置 | m | 绝对误差<PosErr3 |
| 2 | 发惯系速度 | m/s | 绝对误差<VelErr3 |
| 3 | 发惯系与箭体系姿态角 | rad | 绝对误差<AngErr3 |
| 4 | 发惯系与箭体系程序角 | rad | 绝对误差<AngErr3 |
| 5 | 三通道通道舵偏 | rad | 绝对误差<AngErr3 |
表6中，PosErr3、VelErr3和AngErr3用于表示相应的标准误差，也即允许误差，其根据实际情况进行选取。
表7闭环测试的间接量及其相应的精度指标
表7中，WexErr3和N3用于表示相应的标准误差，也即允许误差，其根据实际情况进行选取。
在闭环测试时，测试思路如下：
1)保证飞行控制软件的内部接口不变；
2)根据弹道仿真程序提供的外部信息(三类信息)，开展算法控制部分的闭环测试，如图9所示；
3)以各阶段的导航算法、制导算法和姿控算法的节点，使用调试模式，将弹道仿真程序的结果逐项写入飞行控制程序；
4)输出导航模块直接量信息，绘制误差曲线，检查各阶段的误差趋势，针对明显变大的区域，从初始化、标志位、正常/异常分支处理等方面，开展问题排查；
5)重复步骤3和步骤4，直至满足表6和表7的误差要求。
具体步骤可如下：
将飞行控制软件导航模块、制导模块及姿控模块的控制指令接入弹道仿真模块，得到弹道仿真模块的输出结果；
将各阶段的导航算法、制导算法和姿控算法的节点作为重置点，使用调试模式，将弹道仿真模块的输出结果逐项写入飞行控制软件，得到飞行控制软件的输出结果；
确定飞行控制软件的输出结果的误差趋势，根据误差趋势及及相应的三类精度指标确定误差异常区域，根据误差异常区域对飞行控制软件进行调整，直至飞行控制软件的输出结果满足三类精度指标。其中，误差趋势可通过闭环测试得到的绝对误差与标准误差之间的差距来体现。
本示例中，明确了重置时机及重置方法，在联合测试的基础上，将飞行控制软件的算法控制部分的控制指令接入弹道仿真程序，开展测试工作，从而确保了全域计算的正确性。
本实施例还提供一种飞行控制软件敏捷测试系统，用于执行前述方法实施例中的步骤，该系统的功能及实现过程可与前述实施例相同，此处不再赘述。
该系统包括：
弹道仿真模块；
行控制软件，具有导航模块、制导与姿控模块，导航模块、制导与姿控模块分别与弹道仿真模块直接通信连接；
测试模块，用于：基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行分步测试，直至分布测试结果满足一类精度指标；基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至联合测试结果满足二类精度指标；基于弹道仿真模块，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行闭环测试，直至闭环测试结果满足三类精度指标。
在其中一种可能的实现方式中，测试模块，用于：基于从弹道仿真模块获取的外部信息，依次对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块的直接量进行分步测试，直至导航模块、制导模块及姿控模块的直接量分别满足相应的一类精度指标；
其中，导航模块的直接量包括：发惯系位置、发惯系速度以及发惯系与箭体系姿态角；制导模块的直接量包括：发惯系与箭体系程序角；姿控模块包括：三通道通道舵偏。
在其中一种可能的实现方式中，测试模块，用于：
根据飞行剖面，识别飞行控制软件的导航模块在各阶段的导航算法；
根据阶段的导航算法，确定导航相关函数调用关系；
根据导航算法及预设的初始条件，确定导航模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则调整导航模块并重新测试，直至导航模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息，开展各阶段导航算法的开环测试，确定开环测试后导航模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则对导航模块进行调整，直至导航模块的直接量的测试误差满足一类精度指标；
根据获取的飞行剖面，识别各阶段的制导算法；
根据制导算法，确定制导相关函数调用关系；
根据制导算法及预设的初始条件确定制导模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则调整制导模块并重新测试，直至制导模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息且跳过与导航模块相关的导航信息，开展各阶段制导算法的开环测试，确定开环测试后制导模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则对制导模块进行调整，直至制导模块的直接量的测试误差满足一类精度指标；
根据获取的飞行剖面，识别各阶段的姿态控制算法；
根据姿态控制算法，确定姿态控制算法过程中姿态控制相关函数调用关系；
根据姿态控制算法及预设的初始条件确定姿控模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则调整姿控模块，直至姿控模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息，且跳过与导航模块相关的导航信息及与制导模块相关的制导信息，开展各阶段姿态控制算法的开环测试，确定开环测试后姿控模块的直接量的测试误差，且将测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有测试误差不满足一类精度指标，则对姿控模块进行调整，直至姿控模块的直接量的测试误差满足一类精度指标。
在其中一种可能的实现方式中，测试模块，用于：基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至导航模块、制导模块及姿控模块的直接量均满足相应的二类精度指标，且直至导航模块、制导模块及姿控模块的间接量均满足相应的二类精度指标；其中，导航模块、制导模块及姿控模块的间接量，包括：箭体系视速度、箭体系角速度、算法切换时机、发动机耗尽关机满足条件；
将飞行控制软件导航模块、制导模块及姿控模块的控制指令接入弹道仿真模块，得到弹道仿真模块的输出结果；
将各阶段的导航算法、制导算法和姿控算法的节点作为重置点，使用调试模式，将弹道仿真模块的输出结果逐项写入飞行控制软件，得到飞行控制软件的输出结果；
确定飞行控制软件的输出结果的误差趋势，根据误差趋势及及相应的三类精度指标确定误差异常区域，根据误差异常区域对飞行控制软件进行调整，直至飞行控制软件的输出结果满足三类精度指标。
本实施例还提供一种终端，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，计算机程序存储在存储器中，并被配置为由处理器执行以实现如权前述任一实施例中的方法。
存储器用于存储计算机程序，处理器在接收到执行指令后，执行计算机程序，前述相应实施例揭示的流过程定义的装置所执行的方法可以应用于处理器中，或者由处理器实现。
存储器可能包含高速随机存取存储器(RAM：Random Access Memory)，也可能还包括非不稳定的存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。存储器可通过至少一个通信接口(可以是有线或者无线)实现该系统网元与至少一个其他网元之间的通信连接，可以使用互联网，广域网，本地网，城域网等。
处理器可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，实施例一揭示的方法的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现成可编程门阵列(FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本发明实施例中的公开的相应方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。
结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件单元组合执行完成。软件单元可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。
本实施例还提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序；计算机程序被处理器执行以实现如权前述任一实施例中的方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请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，本申请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。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、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。
尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
Claims (11)
1.一种飞行控制软件敏捷测试方法，其特征在于，包括：
基于从预先敏捷搭建的测试环境中的弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行分步测试，直至分布测试结果满足一类精度指标；其中，所述弹道仿真模块分别与所述导航模块、制导与姿控模块通信连接；
基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至联合测试结果满足二类精度指标；
基于所述弹道仿真模块，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行闭环测试，直至闭环测试结果满足三类精度指标。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行分步测试，直至分布测试结果满足一类精度指标，包括：
基于从弹道仿真模块获取的外部信息，依次对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块的直接量进行分步测试，直至所述导航模块、制导模块及姿控模块的直接量分别满足相应的一类精度指标；
其中，所述导航模块的直接量包括：发惯系位置、发惯系速度以及发惯系与箭体系姿态角；所述制导模块的直接量包括：发惯系与箭体系程序角；所述姿控模块包括：三通道通道舵偏。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于从弹道仿真模块获取的外部信息，依次对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块的直接量进行分步测试，直至所述导航模块、制导模块及姿控模块的直接量分别满足相应的一类精度指标，包括：
根据飞行剖面，识别飞行控制软件的导航模块在各阶段的导航算法；
根据阶段的导航算法，确定导航相关函数调用关系；
根据所述导航算法及预设的初始条件，确定导航模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述导航模块进行调整，直至所述导航模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息，开展各阶段导航算法的开环测试，确定所述开环测试后导航模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述导航模块进行调整，直至导航模块的直接量的测试误差满足所述一类精度指标；
和/或，
根据获取的飞行剖面，识别各阶段的制导算法；
根据所述制导算法，确定制导相关函数调用关系；
根据所述制导算法及预设的初始条件确定制导模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述制导模块进行调整，直至所述制导模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息且跳过与所述导航模块相关的导航信息，开展各阶段制导算法的开环测试，确定所述开环测试后制导模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述制导模块进行调整，直至制导模块的直接量的测试误差满足所述一类精度指标；
和/或，
根据获取的飞行剖面，识别各阶段的姿态控制算法；
根据所述姿态控制算法，确定姿态控制算法过程中姿态控制相关函数调用关系；
根据所述姿态控制算法及预设的初始条件确定姿控模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述姿控模块进行调整，直至所述姿控模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息，且跳过与所述导航模块相关的导航信息及与制导模块相关的制导信息，开展各阶段姿态控制算法的开环测试，确定所述开环测试后姿控模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述姿控模块进行调整，直至姿控模块的直接量的测试误差满足所述一类精度指标。
4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至联合测试结果满足二类精度指标，包括：
基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至所述导航模块、制导模块及姿控模块的直接量均满足相应的二类精度指标，且直至所述导航模块、制导模块及姿控模块的间接量均满足相应的二类精度指标；
其中，所述导航模块、制导模块及姿控模块的间接量，包括：箭体系视速度、箭体系角速度、算法切换时机、发动机耗尽关机满足条件。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述基于所述弹道仿真模块，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行闭环测试，直至闭环测试结果满足三类精度指标，包括：
将飞行控制软件导航模块、制导模块及姿控模块的控制指令接入弹道仿真模块，得到弹道仿真模块的输出结果；
将各阶段的导航算法、制导算法和姿控算法的节点作为重置点，使用调试模式，将弹道仿真模块的输出结果逐项写入飞行控制软件，得到所述飞行控制软件的输出结果；
确定所述飞行控制软件的输出结果的误差趋势，根据所述误差趋势及及相应的三类精度指标确定误差异常区域，根据所述误差异常区域对所述飞行控制软件进行调整，直至所述飞行控制软件的输出结果满足所述三类精度指标。
6.一种飞行控制软件敏捷测试系统，其特征在于，包括：
弹道仿真模块；
行控制软件，具有导航模块、制导与姿控模块，所述导航模块、制导与姿控模块分别与所述弹道仿真模块直接通信连接；
测试模块，用于：基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行分步测试，直至分布测试结果满足一类精度指标；基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至联合测试结果满足二类精度指标；基于所述弹道仿真模块，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行闭环测试，直至闭环测试结果满足三类精度指标。
7.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述测试模块，用于：基于从弹道仿真模块获取的外部信息，依次对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块的直接量进行分步测试，直至所述导航模块、制导模块及姿控模块的直接量分别满足相应的一类精度指标；
其中，所述导航模块的直接量包括：发惯系位置、发惯系速度以及发惯系与箭体系姿态角；所述制导模块的直接量包括：发惯系与箭体系程序角；所述姿控模块包括：三通道通道舵偏。
8.根据权利要求6所述的系统，其特征在于，所述测试模块，用于：
根据飞行剖面，识别飞行控制软件的导航模块在各阶段的导航算法；
根据阶段的导航算法，确定导航相关函数调用关系；
根据所述导航算法及预设的初始条件，确定导航模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述导航模块进行调整，直至所述导航模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息，开展各阶段导航算法的开环测试，确定所述开环测试后导航模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述导航模块进行调整，直至导航模块的直接量的测试误差满足所述一类精度指标；
根据获取的飞行剖面，识别各阶段的制导算法；
根据所述制导算法，确定制导相关函数调用关系；
根据所述制导算法及预设的初始条件确定制导模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述制导模块进行调整，直至所述制导模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息且跳过与所述导航模块相关的导航信息，开展各阶段制导算法的开环测试，确定所述开环测试后制导模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述制导模块进行调整，直至制导模块的直接量的测试误差满足所述一类精度指标；
根据获取的飞行剖面，识别各阶段的姿态控制算法；
根据所述姿态控制算法，确定姿态控制算法过程中姿态控制相关函数调用关系；
根据所述姿态控制算法及预设的初始条件确定姿控模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述姿控模块进行调整，直至所述姿控模块的直接量的测试误差都满足相应的一类精度指标；
根据从弹道仿真模块获取的外部信息，且跳过与所述导航模块相关的导航信息及与制导模块相关的制导信息，开展各阶段姿态控制算法的开环测试，确定所述开环测试后姿控模块的直接量的测试误差，且将所述测试误差分别与相应的一类精度指标进行比较；若有所述测试误差不满足所述一类精度指标，则对所述姿控模块进行调整，直至姿控模块的直接量的测试误差满足所述一类精度指标。
9.根据权利要求8所述的系统，其特征在于，所述测试模块，用于：基于从弹道仿真模块获取的外部信息，对飞行控制软件的导航模块、制导模块及姿控模块进行联合测试，直至所述导航模块、制导模块及姿控模块的直接量均满足相应的二类精度指标，且直至所述导航模块、制导模块及姿控模块的间接量均满足相应的二类精度指标；其中，所述导航模块、制导模块及姿控模块的间接量，包括：箭体系视速度、箭体系角速度、算法切换时机、发动机耗尽关机满足条件；
将飞行控制软件导航模块、制导模块及姿控模块的控制指令接入弹道仿真模块，得到弹道仿真模块的输出结果；
将各阶段的导航算法、制导算法和姿控算法的节点作为重置点，使用调试模式，将弹道仿真模块的输出结果逐项写入飞行控制软件，得到所述飞行控制软件的输出结果；
确定所述飞行控制软件的输出结果的误差趋势，根据所述误差趋势及及相应的三类精度指标确定误差异常区域，根据所述误差异常区域对所述飞行控制软件进行调整，直至所述飞行控制软件的输出结果满足所述三类精度指标。
10.一种终端，其特征在于，包括：
存储器；
处理器；以及
计算机程序；
其中，所述计算机程序存储在所述存储器中，并被配置为由所述处理器执行以实现如权利要求1-5任一项所述的方法。
11.一种计算机可读存储介质，其特征在于，其上存储有计算机程序；所述计算机程序被处理器执行以实现如权利要求1-5任一项所述的方法。
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