CN113703010B - 脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备及其测试方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备及其测试方法，包括：目标模拟器包括目标信号辐射源和微波暗箱；目标信号辐射源辐射天线安转在微波暗箱箱体内端面；卫星信号转发器包括卫星信号实时转发设备、卫星信号接收天线以及卫星信号发射天线；卫星信号实时转发设备输入端口和输出端口分别连接卫星信号接收天线以及卫星信号发射天线；摇摆台包括前箱组合、后箱组合、控制组合、电缆以及底座组合；前箱组合和后箱组合通过底座组合的接口位置锁紧定位；控制组合通过电缆连接后箱组合和底座组合；控制组合控制底座组合做抬升动作；前箱组件和后箱组件连接导弹并带动导弹运动；测控电气设备向导弹施加电气激励信号和测量导弹性能指标。
Description
技术领域
本发明涉及测控技术领域，具体地，涉及一种脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备及其测试方法。
背景技术
专利文献CN110749253A(申请号：201911018986.4)公开了一种导弹测试系统用导弹性能测试单元，涉及导弹测试装置技术领域。所述导弹性能测试单元包括导弹性能测试单元箱体，第二交流输入接口内嵌到所述导弹性能测试单元箱体上，第二交流输入接口经第二电源开关与第二开关电源与第一DC-DC转换电路的一个电源输入端连接，所述第一DC-DC转换电路的输出端的第一路与第二电源处理电路的输入端连接，所述第一DC-DC转换电路的输出端的第二路与起转模块的电源输入端连接，第二直流电源插座内嵌在所述转台控制单元箱体上。
脉冲多普勒雷达制导导弹，因为其导引头微波辐射/接收的制导体制，以及卫星导航与惯性导航组合的导航方式，导弹综合测试设备的目标信号辐射源辐射天线安装在微波暗箱箱体内端面，卫星信号接收天线置于户外空旷处，卫星信号发射天线置于导弹卫星导航接收天线正上方，对外辐射转发的卫星导航信号。为了考核脉冲多普勒雷达制导导弹导航、制导以及三通道控制系统的综合性能，一种脉冲多普勒雷达制导导弹综合测试设备应运而生。导弹综合测试是检测导弹制导、导航以及控制系统性能的重要手段，对于雷达制导导弹需要模拟目标并提供导弹动态外部激励，基于“相对等效”原理的运动特性模拟目标与环境的运动，是目标-导弹的视线运动而非绝对运动。综合测试设备及测试方法是一个复杂而系统的问题，其涉及导弹的外形尺寸、制导体制、导航方式以及测试工况和测试要求。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备及其测试方法。
根据本发明提供的一种脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备，包括：目标模拟器、卫星信号转发器、摇摆台以及测控电气设备；
所述目标模拟器包括目标信号辐射源和微波暗箱；所述目标信号辐射源辐射天线安转在所述微波暗箱箱体内端面；
所述卫星信号转发器包括卫星信号实时转发设备、卫星信号接收天线以及卫星信号发射天线；所述卫星信号实时转发设备输入端口和输出端口分别连接所述卫星信号接收天线以及卫星信号发射天线；
所述摇摆台包括前箱组合、后箱组合、控制组合、电缆以及底座组合；所述前箱组合和所述后箱组合的相对位置通过所述底座组合的接口位置锁紧定位；所述控制组合通过所述电缆连接后箱组合和底座组合；所述控制组合控制所述后箱组合做滚动或水平摇摆动作；所述控制组合控制所述底座组合做抬升动作；
所述前箱组件和后箱组件连接导弹并带动导弹运动；
所述测控电气设备向导弹施加电气激励信号和测量导弹性能指标。
优选地，所述前箱组件和后箱组件连接导弹并带动导弹运动采用：前箱组合和后箱组合通过抱箍与定位销连接导弹，并通过后箱组合带动导弹绕X轴做正弦滚动或以后箱组合转轴为中心，绕Y轴做水平摇摆运动；前箱组合与后箱组合置于底座组合上，底座组合通过液压缸进行抬升，从而抬升前箱组合与后箱组合，带动导弹沿Z轴做抬升运动。
根据本发明提供的一种脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，运用上述所述的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备执行如下步骤：
步骤S1：接通导弹工作电源，导弹开始工作；
步骤S2：利用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备进行导航、制导以及三通道控制系统的测试；
步骤S3：通过测控电器设备进行数据记录和显示；
步骤S4：完成试验，关闭导弹工作电源；
步骤S5：完成试验数据处理及性能分析。
优选地，接通导弹工作电源前，将导弹导引头雷达端面置于微波暗箱内，雷达端面中心线与暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合，导弹x轴中心线与暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合；将卫星信号接收天线置于户外空旷处，将卫星信号发射天线置于导弹卫星导航接收天线正上方，所述卫星信号发射天线对外辐射转发卫星导航信号；
所述测控电器设备上电，装订初始参数，卫星信号转发器的卫星信号实时转发设备上电，目标模拟器的目标信号辐射源上电，装订目标信号辐射源初始参数，摇摆台的控制组合上电，前箱组合、后箱组合以及底座组合自动带动导弹归正于零位。
优选地，所述步骤S2包括：利用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备完成包括卫星导航定位功能测试、导引头跟踪性能测试、导弹俯偏滚控制回路测试以及惯性测量系统静态测试。
优选地，所述卫星导航定位功能测试采用：
步骤M1：卫星导航定位功能测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M2：测控电气设备向导弹装订启动卫星导航指令，使导弹开始接收卫星信号发射天线对外辐射的卫星导航信号；
步骤M3：测控电气设备采集导弹卫星定位状态标志字和数字信号；
步骤M4：测控电气设备向导弹装订停止卫星导航指令，使导弹停止接收卫星信号发射天线对外辐射的卫星导航信号；
步骤M5：测控电气设备对采集的卫星定位状态标志字和相关数字信号进行处理，判断卫星定位状态标志字在规定的时间内是否满足实验指标要求。
优选地，所述导引头跟踪性能测试采用：
步骤M6：当导引头偏航通道跟踪性能测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；当导引头俯仰通道跟踪性能测试时，摇摆台带动导弹x轴顺航向逆时针自动旋转并定位自锁在90°位置上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M7：测控电气设备向目标信号辐射源装订目标特性参数，使目标信号辐射源辐射天线向外辐射目标微波信号；
步骤M8：测控电气设备向导引头装订目标特性参数，装订“允许截获”指令，使导引头截获跟踪目标；
步骤M9：摇摆台开始带动导弹做摆动幅度为预设值，摆动频率为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M10：测控电气设备采集导引头输出的视线角速度信号以及导弹惯性测量系统输出的偏航角速度信号；
步骤M11：测控电气设备向导引头装订“断允许截获”指令，使导引头停止截获跟踪目标；
步骤M12：摇摆台停止带动导弹做摆动幅度为预设值的正弦位移的摇摆运动；
步骤M13：测控电气设备对采集的视线角速度信号进行处理，判断包括视线角速度的大小、极性以及偏航角速度信号的大小、极性是否满足实验指标。
优选地，所述导弹俯偏滚控制回路测试采用：
步骤M14：当俯仰通道控制回路测试时，摇摆台带动导弹绕x轴顺航向顺时针自动旋转并定位自锁在45°位置上，导弹呈“+”型水平放置；
步骤M15：测控电气设备向导弹装订“导弹对准”指令，装订弹道特征参数；
步骤M16：摇摆台开始带动导弹做摆动幅度为预设值、摆动频率为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M17：导弹稳控系统根据测试设备向导弹装订弹道特征参数与摇摆台外部激励，向舵机装订相应动作指令；
步骤M18：测控电气设备采集导弹二、四舵反馈电压与弹道基准电压；
步骤M19：摇摆台停止带动导弹做摆动幅度为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M20：测控电气设备对采集的导弹二、四舵反馈电压与弹道基准电压信号进行处理，对比导弹二、四舵反馈电压与弹道基准电压信号的大小、极性是否满足实验指标；
步骤M21：偏航通道控制回路测试时，所述摇摆台带动导弹绕x轴顺航向逆时针自动旋转并定位自锁在45°位置上，导弹呈“+”型水平放置；
步骤M22：测控电气设备向导弹装订“导弹对准”指令，装订弹道特征参数；
步骤M23：摇摆台开始带动导弹做摆动幅度为预设值，摆动频率为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M24：导弹稳控系统根据所述测试设备向导弹装订弹道特征参数与摇摆台外部激励，向舵机装订相应动作指令；
步骤M25：测控电气设备采集导弹一、三舵反馈电压与弹道基准电压；
步骤M26：摇摆台停止带动导弹做摆动幅度为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M27：测控电气设备对采集的导弹一、三舵反馈电压与弹道基准电压信号进行处理，对比导弹一、三舵反馈电压与弹道基准电压信号的大小、极性是否满足实验指标。
优选地，所述导弹俯偏滚控制回路测试采用：
步骤M28：滚动通道控制回路测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M29：测控电气设备向导弹装订“导弹对准”指令，装订弹道特征参数；
步骤M30：摇摆台开始带动导弹做滚动幅度为预设值、滚动频率为预设值的正弦位移滚动运动；
步骤M31：导弹稳控系统根据测控电气设备向导弹装订弹道特征参数与摇摆台外部激励，向舵机装订相应动作指令；
步骤M32：测控电气设备采集导弹一、二、三、四舵反馈电压与弹道基准电压；
步骤M33：摇摆台停止带动导弹做滚动幅度为预设值的正弦位移滚动运动；
步骤M34：测控电气设备对采集的导弹一、二、三、四舵反馈电压与弹道基准电压信号进行处理，对比导弹一、二、三、四舵反馈电压与弹道基准电压信号的大小、极性是否满足实验指标。
优选地，所述惯性测量系统静态测试采用：
步骤M35：惯性测量系统静态测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M36：摇摆台带动导弹沿z轴抬升预设值；
步骤M37：测控电气设备:采集导弹静态偏航角速度、静态俯仰角速度、静态滚转角速度、静态俯仰加速度、静态偏航加速度和静态纵向加速度；
步骤M38：摇摆台带动导弹沿z轴回落预设值至水平位置；
步骤M39：测控电气设备采集导弹静态偏航角速度、静态俯仰角速度、静态滚转角速度、静态俯仰加速度、静态偏航加速度和静态纵向加速度数据进行处理，判断导弹静态偏航角速度、静态俯仰角速度、静态滚转角速度、静态俯仰加速度、静态偏航加速度和静态纵向加速度的大小、极性是否满足实验指标。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明提供的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备，设备体积小，可操作性高，能够实现脉冲多普勒雷达制导导弹导航、制导以及三通道控制系统的综合测试性能要求；
2、本发明提供的利用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，通过脉冲多普勒雷达制导导弹综合性能测试试验，检查了导弹导航、制导以及三通道控制系统的性能。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明实施例提供的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备结构示意图；
图2为本发明实施例提供的利用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法的步骤流程示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
本发明的目的在于提供一种脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备及其测试方法，以解决如何测试脉冲多普勒雷达制导导弹导航、制导以及三通道控制系统的综合性能的问题。
本发明的核心思想在于，本发明提供的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备，设备体积小，可操作性高，能够实现脉冲多普勒雷达制导导弹导航、制导以及三通道控制系统的综合测试性能要求。本发明提供的利用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，通过脉冲多普勒雷达制导导弹综合性能测试试验，检查了导弹导航、制导以及三通道控制系统的性能。
根据本发明提供的一种脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备，如图1所示，包括：目标模拟器、卫星信号转发器、摇摆台以及测控电气设备；
所述目标模拟器包括目标信号辐射源和微波暗箱；所述目标信号辐射源辐射天线安转在所述微波暗箱箱体内端面；
目标信号辐射源通过安装在微波暗箱箱体内端面的辐射天线向外辐射目标模拟信号，微波暗箱屏蔽外界电磁环境干扰，吸收箱内信号能量避免多径效应，满足测试远场条件；
所述卫星信号转发器包括卫星信号实时转发设备、卫星信号接收天线以及卫星信号发射天线；所述卫星信号实时转发设备输入端口和输出端口分别连接所述卫星信号接收天线以及卫星信号发射天线；卫星信号转发器通过卫星信号实时转发设备，将卫星信号接收天线接收的实时卫星定位信号通过卫星信号发射天线对外转发辐射。
所述摇摆台包括前箱组合、后箱组合、控制组合、电缆以及底座组合；所述前箱组合和所述后箱组合的相对位置通过所述底座组合的接口位置锁紧定位；所述控制组合通过所述电缆连接后箱组合和底座组合；所述控制组合控制所述后箱组合做滚动或水平摇摆动作；所述控制组合控制所述底座组合做抬升动作；
所述前箱组件和后箱组件连接导弹并带动导弹运动；
所述测控电气设备向导弹施加电气激励信号和测量导弹性能指标。
具体地，所述前箱组件和后箱组件连接导弹并带动导弹运动采用：前箱组合和后箱组合通过抱箍与定位销连接导弹，并通过后箱组合带动导弹绕X轴做正弦滚动或以后箱组合转轴为中心，绕Y轴做水平摇摆运动；前箱组合与后箱组合置于底座组合上，底座组合通过液压缸进行抬升，从而抬升前箱组合与后箱组合，带动导弹沿Z轴做抬升运动。
更为具体地，导弹试验时，将导弹搁置在摇摆台的前箱组合、后箱组合的抱环上并锁紧，摇摆台可带动导弹绕x轴自动旋转并定位自锁在0°、45°、90°位置上，实现导弹的“+”或“×”形水平放置；摇摆台可带动导弹沿z轴抬升10°，实现导弹的倾斜放置；摇摆运动时，摇摆中心在座组合后端，控制组合通过线缆控制底座组合内驱动装置，带动导弹做正弦位移水平摆动；滚动运动时，控制组合通过线缆控制后箱组合109内驱动装置，带动导弹绕x轴滚动；导弹抬升时，控制组合通过线缆控制底座组合内驱动装置，带动导弹沿z轴抬升10°，实现导弹的倾斜放置。
所述摇摆台带动导弹做正弦位移滚动运动的滚动幅度为4°，滚动的频率为1Hz；摇摆台带动导弹做正弦位移摇摆运动的摆动幅度为1°，摆动的频率为1Hz；摇摆台带动导弹绕x轴自动旋转并定位自锁在0°、45°、90°位置上；摇摆台带动导弹沿z轴抬升10°。
根据本发明提供的一种脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，如图2所示，运用上述所述的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备执行如下步骤：将导引头雷达端面置于微波暗箱内，雷达端面中心线与暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合，导弹x轴中心线与所述暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合；将卫星信号接收天线置于户外空旷处，卫星信号发射天线置于导弹卫星导航接收天线正上方；
步骤S1：接通导弹工作电源，导弹开始工作；
步骤S2：利用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备进行导航、制导以及三通道控制系统的测试；
步骤S3：通过测控电器设备进行数据记录和显示；
步骤S4：完成试验，关闭导弹工作电源；
步骤S5：完成试验数据处理及性能分析。
具体地，接通导弹工作电源前，将导弹导引头雷达端面置于微波暗箱内，雷达端面中心线与暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合，导弹x轴中心线与暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合；将卫星信号接收天线置于户外空旷处，将卫星信号发射天线置于导弹卫星导航接收天线正上方，所述卫星信号发射天线对外辐射转发卫星导航信号；
所述测控电器设备上电，装订初始参数，卫星信号转发器的卫星信号实时转发设备上电，目标模拟器的目标信号辐射源上电，装订目标信号辐射源初始参数，摇摆台的控制组合上电，前箱组合、后箱组合以及底座组合自动带动导弹归正于零位。
具体地，所述步骤S2包括：利用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备完成包括卫星导航定位功能测试、导引头跟踪性能测试、导弹俯偏滚控制回路测试以及惯性测量系统静态测试。
具体地，所述卫星导航定位功能测试采用：
步骤M1：卫星导航定位功能测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；卫星信号接收天线置于户外空旷处，卫星信号发射天线置于导弹卫星导航接收天线正上方，所述卫星信号发射天线对外辐射转发卫星导航信号；
步骤M2：测控电气设备通过1553B通讯总线向导弹装订“启动卫星导航”指令，使导弹开始接收卫星信号发射天线对外辐射的卫星导航信号；
步骤M3：测控电气设备通过1553B通讯总线采集导弹“卫星定位状态”标志字和数字信号；
步骤M4：测控电气设备通过1553B通讯总线向导弹装订“停止卫星导航”指令，使导弹停止接收卫星信号发射天线对外辐射的卫星导航信号；
步骤M5：测控电气设备对采集的“卫星定位状态”标志字和相关数字信号进行处理，判断卫星定位状态标志字在规定的时间内是否满足实验指标要求，若满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验通过指示，并记录实验数据生成实验结果报表；若不满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验未通过指示，并提示故障位置，记录实验数据，生成实验结果报表。
具体地，所述导引头跟踪性能测试采用：
步骤M6：当导引头偏航通道跟踪性能测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；当导引头俯仰通道跟踪性能测试时，摇摆台带动导弹x轴顺航向逆时针自动旋转并定位自锁在90°位置上，导弹呈“×”型水平放置；将导弹导引头雷达端面置于微波暗箱内，雷达端面中心线与暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合，导弹x轴中心线与所述暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合；
步骤M7：测控电气设备向目标信号辐射源装订目标特性参数，使目标信号辐射源辐射天线向外辐射目标微波信号；
步骤M8：测控电气设备通过1553B通讯总线向导引头装订目标特性参数，装订“允许截获”指令，使导引头截获跟踪目标；
步骤M9：摇摆台开始带动导弹做正弦位移摆动幅度为1°的摇摆运动，摆动频率为1Hz；
步骤M10：测控电气设备通过1553B通讯总线采集导引头输出的视线角速度信号以及导弹惯性测量系统输出的偏航角速度信号；
步骤M11：测控电气设备通过1553B通讯总线向导引头装订“断允许截获”指令，使导引头停止截获跟踪目标；
步骤M12：摇摆台停止带动导弹做正弦位移摆动幅度为1°的摇摆运动；
步骤M13：测控电气设备对采集的视线角速度信号进行处理，判断包括视线角速度的大小、极性以及偏航角速度信号的大小、极性是否满足实验指标，若满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验通过指示，并记录实验数据生成实验结果报表；若不满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验未通过指示，并提示故障位置，记录实验数据，生成实验结果报表。。
具体地，所述导弹俯偏滚控制回路测试采用：
步骤M14：当俯仰通道控制回路测试时，摇摆台带动导弹绕x轴顺航向顺时针自动旋转并定位自锁在45°位置上，导弹呈“+”型水平放置；
步骤M15：测控电气设备通过1553B通讯总线向导弹装订“导弹对准”指令，装订弹道特征参数；
步骤M16：摇摆台开始带动导弹做正弦位移摆动幅度为1°的摇摆运动，摆动频率为1Hz；
步骤M17：导弹稳控系统根据测试设备通过1553B通讯总线向导弹装订弹道特征参数与摇摆台外部激励，向舵机装订相应动作指令；
步骤M18：测控电气设备通过1553B通讯总线采集导弹二、四舵反馈电压与弹道基准电压；
步骤M19：摇摆台停止带动导弹做正弦位移摆动幅度为1°的摇摆运动；
步骤M20：测控电气设备对采集的导弹二、四舵反馈电压与弹道基准电压信号进行处理，对比导弹二、四舵反馈电压与弹道基准电压信号的大小、极性是否满足实验指标；若满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验通过指示，并记录实验数据生成实验结果报表；若不满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验未通过指示，并提示故障位置，记录实验数据，生成实验结果报表。
步骤M21：偏航通道控制回路测试时，所述摇摆台带动导弹绕x轴顺航向逆时针自动旋转并定位自锁在45°位置上，导弹呈“+”型水平放置；
步骤M22：测控电气设备通过1553B通讯总线向导弹装订“导弹对准”指令，装订弹道特征参数；
步骤M23：摇摆台开始带动导弹做正弦位移摆动幅度为1°的摇摆运动，摆动频率为1Hz；
步骤M24：导弹稳控系统根据所述测控电器设备通过1553B通讯总线向导弹装订弹道特征参数与摇摆台外部激励，向舵机装订相应动作指令；
步骤M25：测控电气设备通过1553B通讯总线采集导弹一、三舵反馈电压与弹道基准电压；
步骤M26：摇摆台停止带动导弹做正弦位移摆动幅度为1°的摇摆运动；
步骤M27：测控电气设备对采集的导弹一、三舵反馈电压与弹道基准电压信号进行处理，对比导弹一、三舵反馈电压与弹道基准电压信号的大小、极性是否满足实验指标，若满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验通过指示，并记录实验数据生成实验结果报表；若不满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验未通过指示，并提示故障位置，记录实验数据，生成实验结果报表。。
具体地，所述导弹俯偏滚控制回路测试采用：
步骤M28：滚动通道控制回路测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M29：测控电气设备通过1553B通讯总线向导弹装订“导弹对准”指令，装订弹道特征参数；
步骤M30：摇摆台开始带动导弹做正弦位移滚动幅度为4°的滚动运动，滚动频率为1Hz；
步骤M31：导弹稳控系统根据测控电气设备通过1553B通讯总线向导弹装订弹道特征参数与摇摆台外部激励，向舵机装订相应动作指令；
步骤M32：测控电气设备通过1553B通讯总线采集导弹一、二、三、四舵反馈电压与弹道基准电压；
步骤M33：摇摆台停止带动导弹做正弦位移滚动幅度为4°的滚动运动；
步骤M34：测控电气设备对采集的导弹一、二、三、四舵反馈电压与弹道基准电压信号进行处理，对比导弹一、二、三、四舵反馈电压与弹道基准电压信号的大小、极性是否满足实验指标。
具体地，所述惯性测量系统静态测试采用：
步骤M35：惯性测量系统静态测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M36：摇摆台带动导弹沿z轴抬升10°；
步骤M37：测控电气设备通过1553B通讯总线采集导弹静态偏航角速度、静态俯仰角速度、静态滚转角速度、静态俯仰加速度、静态偏航加速度和静态纵向加速度；
步骤M38：摇摆台带动导弹沿z轴回落10°至水平位置；
步骤M39：测控电气设备通过1553B通讯总线采集导弹静态偏航角速度、静态俯仰角速度、静态滚转角速度、静态俯仰加速度、静态偏航加速度和静态纵向加速度数据进行处理，判断导弹静态偏航角速度、静态俯仰角速度、静态滚转角速度、静态俯仰加速度、静态偏航加速度和静态纵向加速度的大小、极性是否满足实验指标若满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验通过指示，并记录实验数据生成实验结果报表；若不满足实验指标要求，则测控电气设备显示实验未通过指示，并提示故障位置，记录实验数据，生成实验结果报表。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (7)
1.一种脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，其特征在于，运用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备执行如下步骤：
步骤S1：接通导弹工作电源，导弹开始工作；
步骤S2：利用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备进行导航、制导以及三通道控制系统的测试；
步骤S3：通过测控电器设备进行数据记录和显示；
步骤S4：完成试验，关闭导弹工作电源；
步骤S5：完成试验数据处理及性能分析；
所述脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备包括：目标模拟器、卫星信号转发器、摇摆台以及测控电气设备；
所述目标模拟器包括目标信号辐射源和微波暗箱；所述目标信号辐射源辐射天线安转在所述微波暗箱箱体内端面；
所述卫星信号转发器包括卫星信号实时转发设备、卫星信号接收天线以及卫星信号发射天线；所述卫星信号实时转发设备输入端口和输出端口分别连接所述卫星信号接收天线以及卫星信号发射天线；
所述摇摆台包括前箱组合、后箱组合、控制组合、电缆以及底座组合；所述前箱组合和所述后箱组合的相对位置通过所述底座组合的接口位置锁紧定位；所述控制组合通过所述电缆连接后箱组合和底座组合；所述控制组合控制所述后箱组合做滚动或水平摇摆动作；所述控制组合控制所述底座组合做抬升动作；
所述前箱组合和后箱组合连接导弹并带动导弹运动；
所述测控电气设备向导弹施加电气激励信号和测量导弹性能指标；
所述步骤S2包括：利用脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备完成包括卫星导航定位功能测试、导引头跟踪性能测试、导弹俯偏滚控制回路测试以及惯性测量系统静态测试；
所述卫星导航定位功能测试采用：
步骤M1：卫星导航定位功能测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M2：测控电气设备向导弹装订启动卫星导航指令，使导弹开始接收卫星信号发射天线对外辐射的卫星导航信号；
步骤M3：测控电气设备采集导弹卫星定位状态标志字和数字信号；
步骤M4：测控电气设备向导弹装订停止卫星导航指令，使导弹停止接收卫星信号发射天线对外辐射的卫星导航信号；
步骤M5：测控电气设备对采集的卫星定位状态标志字和相关数字信号进行处理，判断卫星定位状态标志字在规定的时间内是否满足实验指标要求。
2.根据权利要求1所述的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备，其特征在于，所述前箱组合和后箱组合连接导弹并带动导弹运动采用：前箱组合和后箱组合通过抱箍与定位销连接导弹，并通过后箱组合带动导弹绕X轴做正弦滚动或以后箱组合转轴为中心，绕Y轴做水平摇摆运动；前箱组合与后箱组合置于底座组合上，底座组合通过液压缸进行抬升，从而抬升前箱组合与后箱组合，带动导弹沿Z轴做抬升运动。
3.根据权利要求1所述的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，其特征在于，接通导弹工作电源前，将导弹导引头雷达端面置于微波暗箱内，雷达端面中心线与暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合，导弹x轴中心线与暗箱内端面目标信号辐射源辐射天线中心线重合；将卫星信号接收天线置于户外空旷处，将卫星信号发射天线置于导弹卫星导航接收天线正上方，所述卫星信号发射天线对外辐射转发卫星导航信号；
所述测控电器设备上电，装订初始参数，卫星信号转发器的卫星信号实时转发设备上电，目标模拟器的目标信号辐射源上电，装订目标信号辐射源初始参数，摇摆台的控制组合上电，前箱组合、后箱组合以及底座组合自动带动导弹归正于零位。
4.根据权利要求1所述的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，其特征在于，所述导引头跟踪性能测试采用：
步骤M6：当导引头偏航通道跟踪性能测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；当导引头俯仰通道跟踪性能测试时，摇摆台带动导弹x轴顺航向逆时针自动旋转并定位自锁在90°位置上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M7：测控电气设备向目标信号辐射源装订目标特性参数，使目标信号辐射源辐射天线向外辐射目标微波信号；
步骤M8：测控电气设备向导引头装订目标特性参数，装订“允许截获”指令，使导引头截获跟踪目标；
步骤M9：摇摆台开始带动导弹做摆动幅度为预设值，摆动频率为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M10：测控电气设备采集导引头输出的视线角速度信号以及导弹惯性测量系统输出的偏航角速度信号；
步骤M11：测控电气设备向导引头装订“断允许截获”指令，使导引头停止截获跟踪目标；
步骤M12：摇摆台停止带动导弹做摆动幅度为预设值的正弦位移的摇摆运动；
步骤M13：测控电气设备对采集的视线角速度信号进行处理，判断包括视线角速度的大小、极性以及偏航角速度信号的大小、极性是否满足实验指标。
5.根据权利要求1所述的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，其特征在于，所述导弹俯偏滚控制回路测试采用：
步骤M14：当俯仰通道控制回路测试时，摇摆台带动导弹绕x轴顺航向顺时针自动旋转并定位自锁在45°位置上，导弹呈“+”型水平放置；
步骤M15：测控电气设备向导弹装订“导弹对准”指令，装订弹道特征参数；
步骤M16：摇摆台开始带动导弹做摆动幅度为预设值、摆动频率为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M17：导弹稳控系统根据测试设备向导弹装订弹道特征参数与摇摆台外部激励，向舵机装订相应动作指令；
步骤M18：测控电气设备采集导弹二、四舵反馈电压与弹道基准电压；
步骤M19：摇摆台停止带动导弹做摆动幅度为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M20：测控电气设备对采集的导弹二、四舵反馈电压与弹道基准电压信号进行处理，对比导弹二、四舵反馈电压与弹道基准电压信号的大小、极性是否满足实验指标；
步骤M21：偏航通道控制回路测试时，所述摇摆台带动导弹绕x轴顺航向逆时针自动旋转并定位自锁在45°位置上，导弹呈“+”型水平放置；
步骤M22：测控电气设备向导弹装订“导弹对准”指令，装订弹道特征参数；
步骤M23：摇摆台开始带动导弹做摆动幅度为预设值，摆动频率为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M24：导弹稳控系统根据所述测试设备向导弹装订弹道特征参数与摇摆台外部激励，向舵机装订相应动作指令；
步骤M25：测控电气设备采集导弹一、三舵反馈电压与弹道基准电压；
步骤M26：摇摆台停止带动导弹做摆动幅度为预设值的正弦位移摇摆运动；
步骤M27：测控电气设备对采集的导弹一、三舵反馈电压与弹道基准电压信号进行处理，对比导弹一、三舵反馈电压与弹道基准电压信号的大小、极性是否满足实验指标。
6.根据权利要求1所述的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，其特征在于，所述导弹俯偏滚控制回路测试采用：
步骤M28：滚动通道控制回路测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M29：测控电气设备向导弹装订“导弹对准”指令，装订弹道特征参数；
步骤M30：摇摆台开始带动导弹做滚动幅度为预设值、滚动频率为预设值的正弦位移滚动运动；
步骤M31：导弹稳控系统根据测试设备向导弹装订弹道特征参数与摇摆台外部激励，向舵机装订相应动作指令；
步骤M32：测控电气设备采集导弹一、二、三、四舵反馈电压与弹道基准电压；
步骤M33：摇摆台停止带动导弹做滚动幅度为预设值的正弦位移滚动运动；
步骤M34：测控电气设备对采集的导弹一、二、三、四舵反馈电压与弹道基准电压信号进行处理，对比导弹一、二、三、四舵反馈电压与弹道基准电压信号的大小、极性是否满足实验指标。
7.根据权利要求1所述的脉冲多普勒雷达制导导弹测试设备的测试方法，其特征在于，所述惯性测量系统静态测试采用：
步骤M35：惯性测量系统静态测试时，导弹发控接口向上，导弹呈“×”型水平放置；
步骤M36：摇摆台带动导弹沿z轴抬升预设值；
步骤M37：测控电气设备:采集导弹静态偏航角速度、静态俯仰角速度、静态滚转角速度、静态俯仰加速度、静态偏航加速度和静态纵向加速度；
步骤M38：摇摆台带动导弹沿z轴回落预设值至水平位置；
步骤M39：测控电气设备采集导弹静态偏航角速度、静态俯仰角速度、静态滚转角速度、静态俯仰加速度、静态偏航加速度和静态纵向加速度数据进行处理，判断导弹静态偏航角速度、静态俯仰角速度、静态滚转角速度、静态俯仰加速度、静态偏航加速度和静态纵向加速度的大小、极性是否满足实验指标。
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