CN114326440A - 一种用于运载火箭的仿真试验系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于运载火箭的仿真试验系统及方法，该系统包括：模拟测发控系统、火箭运动仿真系统以及中心计算机，中心计算机分别与模拟测发控系统以及火箭运动仿真系统连接；火箭运动仿真系统用于对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，生成初始火箭运动与姿态信息；模拟测发控系统用于将待装订参数发送给中心计算机，以对运载火箭进行飞行初始化参数装订；中心计算机用于基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向火箭运动仿真系统发送控制指令；火箭运动仿真系统还用于基于控制指令对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息。该系统能够完成飞行控制软件初始化参数自动装订，极大地简化了试验操作流程。
Description
技术领域
本发明涉及火箭仿真技术领域，尤其涉及一种用于运载火箭的仿真试验系统及方法。
背景技术
随着卫星互联网/卫星物联网产业蓬勃发展，为适应火箭快速研制需要，亟需设计一种高可靠、快速验证的半实物仿真系统。现有的控制系统半实物仿真试验方法需要在试验时修改飞控软件源代码，并进行手动参数初始化配置，流程较为繁琐，且存在较为严重的飞控软件版本失控风险，降低了试验结果置信度，甚至可能导致试验结果无效，从而产生试验反复，增大了研制复杂程度，也影响发射履约研制进度，造成人力、物力以及财力的浪费等等。
发明内容
本申请实施例通过提供了一种用于运载火箭的仿真试验系统及方法，能够完成飞行控制软件初始化参数自动装订，极大地简化了试验操作流程，提高了半实物仿真置信度。
第一方面，本发明通过本发明的一实施例提供如下技术方案：
一种用于运载火箭的仿真试验系统，包括：模拟测发控系统、火箭运动仿真系统以及中心计算机，所述中心计算机分别与所述模拟测发控系统以及所述火箭运动仿真系统连接；所述火箭运动仿真系统用于对所述运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，生成初始火箭运动与姿态信息，并发送给所述中心计算机；所述模拟测发控系统用于将待装订参数发送给所述中心计算机，以对运载火箭进行飞行初始化参数装订；所述中心计算机用于基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向所述火箭运动仿真系统发送控制指令；所述火箭运动仿真系统还用于基于所述控制指令对所述运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息。
优选地，所述模拟测发控系统还用于从所述中心计算机中读取已装订的参数，并对读取的已装订的参数与所述待装订参数进行校核，以判断所述已装订的参数是否正常。
优选地，所述模拟测发控系统还用于根据箭上总线协议在相应时序点向所述中心计算机发送用于启动导航板程序与允许点火的命令；所述中心计算机还用于在完成参数装订后，响应于所述命令，以控制所述运载火箭启动。
优选地，所述系统还包括：仿真上位机，所述仿真上位机分别与所述模拟测发控系统以及火箭运动仿真系统连接；所述仿真上位机用于对所述火箭运动仿真系统以及所述模拟测发控系统的运行状况进行监测与处理，并对所述运载火箭进行发射控制。
优选地，所述仿真上位机包含仿真界面，用于显示所述运载火箭的发射控制流程以及飞行状态信息；其中，所述飞行状态信息包括：火箭各级点火信息、级间分离信息、整流罩分离信息、星箭分离状态及时间信息、液体姿控推进剂消耗量信、迭代制导入轨精度计算结果以及火箭速度、姿态与控制指令信息。
优选地，所述系统还包括：控制器，所述控制器分别与所述火箭运动仿真系统、所述中心计算机以及所述运载火箭的舵系统连接。
第二方面，本发明通过本发明的一实施例，提供如下技术方案：
一种用于运载火箭的仿真试验方法，应用于上述第一方面中任一项所述仿真试验系统中，所述方法包括：获取待装订参数；将所述待装订参数发送给中心计算机，对运载火箭进行飞行初始化参数装订，以使得所述中心计算机基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向所述火箭运动仿真系统发送控制指令。
优选地，所述将所述待装订参数发送给中心计算机，包括：将所述待装订参数划分成多个数据块；基于预设数据格式，将划分后的数据块累加成数据帧；将所述数据块逐帧发送给所述中心计算机。
优选地，所述方法还包括：根据箭上总线协议在相应时序点向所述中心计算机发送用于启动导航板程序与允许点火的命令，以使得所述中心计算机在完成参数装订后，响应于所述命令，控制所述运载火箭启动。
优选地，所述根据箭上总线协议在相应时序点向所述中心计算机发送用于启动导航板程序与允许点火的命令之前，还包括：接收仿真上位机发送的发射控制信号，所述发射控制信号包括用于启动导航板程序与允许点火的命令。
本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
本发明实施例提供的一种用于运载火箭的仿真试验系统及方法，该系统包括：模拟测发控系统、火箭运动仿真系统以及中心计算机，中心计算机分别与模拟测发控系统以及火箭运动仿真系统连接；火箭运动仿真系统用于对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，生成初始火箭运动与姿态信息，并发送给中心计算机；模拟测发控系统用于将待装订参数发送给中心计算机，以对运载火箭进行飞行初始化参数装订；中心计算机用于基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向火箭运动仿真系统发送控制指令；火箭运动仿真系统还用于基于控制指令对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息。该系统通过增加模拟测发控系统，来用于将运载火箭的待装订参数发送给中心计算机，从而通过模拟测发控系统实现对中心计算机中飞控软件初始化参数的自动装订，保证了地面试验与正式飞行用飞行控制软件一致。对该系统进行仿真试验时无需修改飞控软件源代码，进行手动参数初始化配置，极大地简化了仿真试验操作流程，且有效规避了因半实物仿真试验造成的飞控软件版本失控风险，提高了半实物仿真置信度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图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用于运载火箭的仿真试验系统的结构图；
图2为本发明实施例提供的运载火箭的仿真试验系统的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的一种用于运载火箭的仿真试验方法的流程图。
具体实施方式
本申请实施例通过提供了一种用于运载火箭的仿真试验系统及方法，能够完成飞控软件初始化参数自动装订，极大地简化了试验操作流程，提高了半实物仿真置信度。
本申请实施例的技术方案为解决上述技术问题，总体思路如下：
一种用于运载火箭的仿真试验系统，包括：模拟测发控系统、火箭运动仿真系统以及中心计算机，中心计算机分别与模拟测发控系统以及火箭运动仿真系统连接；火箭运动仿真系统用于对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，生成初始火箭运动与姿态信息，并发送给中心计算机；模拟测发控系统用于将待装订参数发送给中心计算机，以对运载火箭进行飞行初始化参数装订；中心计算机用于基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向火箭运动仿真系统发送控制指令；火箭运动仿真系统还用于基于控制指令对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息。
为了更好的理解上述技术方案，下面将结合说明书附图以及具体的实施方式对上述技术方案进行详细的说明。
第一方面，本发明实施例提供的一种用于运载火箭的仿真试验系统。具体来讲，如图1所示，所述系统包括：模拟测发控系统10、火箭运动仿真系统20以及中心计算机30，中心计算机30分别与模拟测发控系统10以及火箭运动仿真系统20连接。
其中，火箭运动仿真系统20用于对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，生成初始火箭运动与姿态信息，并发送给中心计算机；模拟测发控系统10用于将待装订参数发送给中心计算机，以对运载火箭进行飞行初始化参数装订，中心计算机30用于基于装订后的参数进行现有的导航制导控制计算，并向火箭运动仿真系统20发送控制指令，火箭运动仿真系统20还用于基于控制指令对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息。举例来说，模拟测发控系统可以是一种上位机、控制面板等。
具体地，模拟测发控系统10可进行待装订参数的参数读取和实时传输装订，这里的待装订参数表示中心计算机中飞控软件用于导航制导、稳定计算所需的参数。举例来说，待装订参数可以包括惯组脉冲数反算矩阵GTM、初始滚动角、发射点参数、入轨点参数以及标准弹道特征参数等。另外，参数读取是指将包含装订参数的数据文件根据约定的数据格式进行读取及再输出。
具体而言，待装订参数可以是生成在或用户预先输入进固定的计算机内，模拟测发控系统从固定计算机中读取得来的。当然，也可以是用户将待装订参数直接输入进模拟测发控系统中的。
在具体实施例中，参数装订是指将事先准备好的运算参数，通过控制器局部网(Controller Area Network，CAN)总线发送给中心计算机中的飞控软件供其计算使用的过程。参数装订过程采用的是块传输协议，本申请中将待装订参数发送给中心计算机，可以包括：将待装订参数划分成多个数据块；基于预设数据格式，将划分后的数据块累加成数据帧；将数据块逐帧发送给中心计算机。
具体而言，先将待装订参数切分为一个个数据块，对于切分后的每一个数据块，按照约定好的数据格式，用一组ID值累加的CAN数据帧，将数据块的内容逐帧发送给中心计算机飞控软件，从而将数据(待装订的参数)划分成一组连续的数据帧进行发送，以便于对已装订的参数的数据内容进行快速定位，且逐帧发送数据的过程中存在数据比对，使得数据的传输更加稳定可靠。
在具体实施例中，如图2所示，所述模拟测发控系统10可以用于将待装订参数发送给中心计算机30。具体地，模拟测发控系统10发送待装订参数的过程可以包括：诸元参数处理、惯组参数处理以及数据块传输，其中，诸元参数处理包括：读取诸元参数以及按照块传输数据格式要求进行数据(待装订参数)解析与整合等，并赋予相应参数具体的物理意义。惯组参数处理包括：向中心计算机发送加表和陀螺工具误差补偿系数及惯组脉冲数反算矩阵GTM。数据块传输过程包括：对待装订参数数据块进行传输。
具体而言，装订参数列表可以如下述表1所示：
表1
如表所示，装订参数列表可以包括：标志位、惯组参数以及发射诸元参数等，通过将数据(待装订参数)分为多种数据类别，每一类别数据包含一份说明，用于描述该类别。即标志位的说明为：飞行相关状态标志，惯组参数的说明为：加表和陀螺工具误差补偿系数及惯组脉冲数反算矩阵(GTM)，发射诸元的说明为：发射点参数、标准弹道参数等。
进一步地，所述模拟测发控系统10还可以从中心计算机中读取已装订的参数，并对读取的已装订的参数与待装订参数进行校核，以判断已装订的参数是否正常。
具体地，模拟测发控系统10将装订给飞控软件的参数回读后，与本地待装订的参数进行校核是否正确，即用于判定装订是否有误，若判定已装订的参数与本地待装订的参数匹配时，则核验已装订参数无误，若不匹配，则表明已装订参数有误，需重新装订。其中，校核过程中的数据传输也是采用的块传输协议，其原理与参数装订相同。
进一步地，为了更好地实现火箭的自动化控制，模拟测发控系统10还可以用于根据箭上总线协议在相应时序点向中心计算机30发送用于启动导航板程序与允许点火的命令，使得中心计算机30在完成参数装订后，响应于允许点火的命令，控制火箭运动仿真系统20基于控制指令对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真。
进一步地，为了实现对火箭更精准的控制，所述模拟测发控系统还可以用于对参数装订过程的进度进行显示，从而用户可基于显示的进度，根据火箭射前时序进行发射控制。
具体地，模拟测发控系统具备火箭进度显示功能，可根据箭上总线协议在相应时序点向中心计算机30发送启动导航板程序、允许点火等命令，并接收初始调平结果、点火零秒等信息。
具体而言，通过启动火箭模拟测发控系统，基于CAN总线对中心计算机进行飞行初始化参数装订，并根据射前时序进行发射控制，实时显示相关时序过程。在火箭达到需点火这一时序点时，向中心计算机发送启动导航板程序、允许点火命令。中心计算机30接收到启动导航板程序、允许点火命令，控制火箭启动，并向火箭运动仿真系统发送控制指令，使得火箭运动仿真系统基于控制指令进行运载火箭的六自由度仿真，得到新的火箭运动及姿态信息。如图2所示，中心计算机的控制指令可以包括：姿控指令以及时序控制指令，通过CAN总线向火箭运动仿真系统发送该控制指令。
由此，本申请提供的模拟测发控系统，不仅具备参数读取和实时传输装订功能，还可以具备发射控制、装订参数自动校核、参数显示以及打印输出(根据参数显示进行打印输出)等功能。
在具体实施例中，前述火箭运动与姿态信息可以包括：火箭的姿态信息以及位置速度信息(加速度与角速度)，火箭运动仿真系统还可以包括：基于中心计算机发送的控制指令，对火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息(即火箭的姿态信息以及位置速度信息)，并通过CAN通讯向中心计算机反馈转换而来的加表和陀螺脉冲数据。
具体地，火箭运动仿真系统能够对中心计算机发出的控制指令进行实时解析，进行飞行动力学和运动学仿真计算，并向中心计算机实时反馈加表和陀螺脉冲数据，使得中心计算机基于反馈回的加表和陀螺脉冲数据，向运载火箭发送新的控制指令，从而对火箭进行飞行调整，该过程构成了闭环半实物仿真。当然，在仿真运行过程中，火箭运动仿真系统除了向中心计算机反馈加表和陀螺脉冲数据之外，也可以根据需要，反馈火箭运动与姿态信息中的其他参数。
本申请中的模拟测发控系统以及火箭运动仿真系统均为实时仿真系统，其中，火箭运动仿真系统用于对火箭生成参数的实时解析，模拟测发控系统用于传输装订以及火箭发射控制，具备装订参数自动校核、进度显示功能，可根据火箭射前时序进行发射控制。
具体地，在模拟测发控系统向中心计算机发送了待参数装订以及发射控制命令，且中心计算机已完成参数装订，并已接收到模拟测发控系统发送的火箭启动命令的一定时间后，中心计算机将发射零秒信息(姿控指令以及时序控制指令)发送到火箭运动仿真系统，火箭运动仿真系统将基于中心计算机的控制指令对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息，并通过CAN通讯向中心计算机反馈由火箭运动与姿态信息转换的加表以及陀螺脉冲数据，此时模拟测发控系统无需再进行参数装订。
具体地，火箭运动仿真系统在生成火箭运动与姿态信息之前，还可以包括：对仿真系统中的仿真模型进行总体参数、气动参数、发动机内弹道参数、弹性箭体参数以及诸元参数的初始化。
需要说明的是，本申请建立的火箭运动仿真系统，可以包括：六自由度动力学仿真模型、运动学仿真模型、惯组脉冲数计算模型、实时信息解算调度以及通信网络数据交互模型，这些模型可以是在仿真试验之前预先建立的。
其中，六自由度动力学仿真模型可以包括：舵指令/姿控指令解算及分配模型、力/力矩/质量/质心/转动惯量计算数学模型、飞行时序解析数学模型、弹性计算数学模型、六自由度仿真计算数学模型、调平计算数学模型、惯组模拟器数学模型以及全球定位系统(GlobalPositioningSystem，GPS)模拟器数学模型等。
具体来说，六自由度动力学仿真可以包括：通过CAN总线信息解析模型解析控制器反馈的舵指令信息，将其转换为相应舵面偏转角度的物理量信息，再结合舵系统特性加入舵系统传函、死区、间隙、舵偏限幅以及白噪声等，以实现对舵系统物理特性仿真。
其中，姿控指令是指每个火箭液体姿控发动机开关机指令，各姿控发动机开关机指令分配于相应数据位，根据CAN协议对相应数据位信息进行解析后，加入喷管动态特性传函模型实现对姿控发动机仿真。
力/力矩计算数学模型可以包括：大气模型、发动机推力插值计算模型、发动机干扰模型、气动力/力矩插值计算数学模型以及姿控力/力矩计算数学模型，其中，质量/质心/转动惯量计算数学模型是在总体数据的基础上，实时计算火箭固体发动机消耗质量以及姿控发动机消耗质量，减出对应时序点分离体质量，得到实时的火箭质量数据并插值得到实时的火箭质心和转动惯量数据，用于火箭发动机干扰力矩、气动力矩计算及火箭运动学方程解算。
具体地，弹性计算数学模型用于计算在相应攻角/侧滑角、火箭刚体角速率等飞行条件下，箭体俯仰/偏航通道弹性角速率大小，叠加刚体角速率并模拟生成惯组脉冲数，发送至飞控软件，作为惯组敏感到的箭体姿态运动信息，用于检验姿态控制系统对弹性箭体的控制性能。
调平计算数学模型用于模拟火箭点火发射前加表陀螺惯性信息，进行导航计算后，可给出发射时刻箭体初始俯仰角
偏航角ψ0以及初始速度Vxj0、Vyj0、Vzj0。
惯组模拟器数学模型用于模拟惯组真实的脉冲数输出，即根据惯组工具误差补偿系数，将箭体系加速度和角速度信息转换为飞控软件可识别解析的惯组脉冲数。GPS模拟器数学模型即利用数学公式模拟真实GPS的信息输出形式。
在具体实施例中，通过在火箭运动仿真系统与模拟测发控系统模型创建后，定义相关数据类型，整合各系统，构建火箭半实物仿真试验系统。在建立好仿真试验系统后，基于仿真试验系统开展与中心计算机中的飞行控制软件的联合调试和半实物仿真试验。
作为一种可选地实施例，如图2所示，本申请提供的仿真试验系统还可以包括：仿真上位机40，所述仿真上位机40与模拟测发控系统10以及火箭运动仿真系统20连接，用于对火箭的运动仿真系统以及模拟测发控系统的运行状况进行监测，并针对运行状况进行相应的数据处理，以及对运载火箭进行发射控制。
具体地，用户可以通过仿真上位机向模拟测发控系统发送火箭控制指令，模拟测发控系统接收到仿真上位机发送的火箭发射控制指令，并在向中心计算机发送待装订参数之后，向中心计算机发送火箭控制指令。
其中，模拟测发控系统向中心计算机发送火箭控制指令的过程可以包括：根据箭上总线协议在相应时序点向中心计算机发送用于启动导航板程序与允许点火的命令，以使得中心计算机在完成参数装订后，响应于所述命令，以控制所述运载火箭启动。
具体而言，如图2所示，仿真上位机40可以用于模型配置、发射控制、状态监测、在线判读以及数据处理等，其中，配置模型表示以进行仿真和代码生成涉及代码生成的模型配置参数定义代码生成器如何从模型中生成代码并编译可执行文件。
在具体实施例中，仿真上位机还包括仿真界面，用于显示火箭发射控制流程以及飞行状态信息，其中，飞行状态信息可以包括：火箭各级点火信息、级间分离信息、整流罩分离信息、星箭分离状态及时间信息、液体姿控推进剂消耗量信、迭代制导入轨精度计算结果以及火箭速度、姿态与控制指令信息。
具体地，基于实时仿真系统软件搭建仿真用户界面可进行仿真试验控制、实时显示火箭发射控制流程和飞行状态信息，其中，仿真界面的监控内容具体可以包括：火箭发射时序、推进剂消耗量、发射系速度、姿态角、姿态角速率、角偏差、舵偏角以及姿控指令等。另外，仿真用户界面还可以具备初始状态配置、参数回读与校核等功能。
在具体实施例中，搭建实时仿真界面之前，需构建火箭运动仿真系统以及模拟测发控系统分别与仿真上位机之间的数据交互关系，建立火箭半实物仿真系统。
如图2所示，本申请提供的运载火箭半实物仿真试验系统还可以包括：控制器50，控制器分别与火箭运动仿真系统、中心计算机以及火箭的舵系统连接。
具体地，控制器用于接收中心计算机发送的舵控指令并转发给舵系统，以使得舵系统基于舵控指令，控制导弹舵面或副翼偏转的伺服系统等，同时，舵系统将自身运行信息反馈给控制器，通过控制器向火箭运动仿真系统进行舵反馈，使得火箭运动仿真系统基于控制指令以及舵反馈，对运载火箭的控制系统进行六自由度仿真。举例来说，该控制器可以是计算机。
本申请提供的用于运载火箭的仿真试验方法，具体可以包括以下步骤：
建立火箭六自由度动力学仿真模型、运动学仿真模型、惯组脉冲数计算模型、实时信息解算调度及通信网络数据交互模型；搭建一种模拟的运载火箭测发控系统模型，可进行参数读取和实时传输装订，具备发射控制、装订参数自动校核等功能；根据各系统数据交互关系，建立火箭半实物仿真系统；搭建实时仿真界面，实时显示火箭发射控制流程和飞行状态信息；开展与飞控软件的联合调试和半实物仿真试验。
综上所述，本申请针对现阶段火箭控制系统半实物仿真试验时需修改飞控软件导致的试验流程繁冗及状态失控风险，提出一种基于模拟测发控系统的运载火箭半实物仿真试验系统，该系统在完成半实物仿真模型基本功能开发的基础上，开发并增加模拟运载火箭测发控系统的功能，可进行系统原有的参数处理以及诸元参数计算和参数装订等，在开展运载火箭控制系统半实物仿真试验时，可实现飞行控制软件初始参数在线装订，从而保证地面试验与正式飞行用飞行控制软件一致。该系统能有效简化半实物仿真试验流程，提高试验置信度，缩短试验时间。
第二方面，本发明实施例提供的一种用于运载火箭的仿真试验方法。具体来讲，如图3所示，所述仿真试验方法包括以下步骤S101至步骤S102。
步骤S101，获取待装订参数；
步骤S102，将待装订参数发送给中心计算机，对运载火箭进行飞行初始化参数装订，以使得中心计算机基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向火箭运动仿真系统发送控制指令。
作为一种可选的实施例，将待装订参数发送给中心计算机，包括：将待装订参数划分成多个数据块；基于预设数据格式，将划分后的数据块累加成数据帧；将数据块逐帧发送给中心计算机。
作为一种可选的实施例，所述方法还包括：根据箭上总线协议在相应时序点向中心计算机发送用于启动导航板程序与允许点火的命令，以使得中心计算机在完成参数装订后，响应于命令，以控制运载火箭启动。
作为一种可选的实施例，所述根据箭上总线协议在相应时序点向所述中心计算机发送用于启动导航板程序与允许点火的命令之前，还包括：接收仿真上位机发送的发射控制信号，所述发射控制信号包括用于启动导航板程序与允许点火的命令。
本发明实施例所提供的一种用于运载火箭的仿真试验方法，其实现原理及产生的技术效果和前述系统实施例相同，为简要描述，装置实施例部分未提及之处，可参考前述系统实施例中相应内容。
尽管已描述了本发明的优选实施例，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发明范围的所有变更和修改。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。
Claims (10)
1.一种用于运载火箭的仿真试验系统，其特征在于，包括：模拟测发控系统、火箭运动仿真系统以及中心计算机，所述中心计算机分别与所述模拟测发控系统以及所述火箭运动仿真系统连接；
所述火箭运动仿真系统用于对所述运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，生成初始火箭运动与姿态信息，并发送给所述中心计算机；
所述模拟测发控系统用于将待装订参数发送给所述中心计算机，以对运载火箭进行飞行初始化参数装订；
所述中心计算机用于基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向所述火箭运动仿真系统发送控制指令；
所述火箭运动仿真系统还用于基于所述控制指令对所述运载火箭的控制系统进行六自由度仿真，得到新的火箭运动与姿态信息。
2.如权利要求1所述的仿真试验系统，其特征在于，所述模拟测发控系统还用于从所述中心计算机中读取已装订的参数，并对读取的已装订的参数与所述待装订参数进行校核，以判断所述已装订的参数是否正常。
3.如权利要求1所述的仿真试验系统，其特征在于，所述模拟测发控系统还用于根据箭上总线协议在相应时序点向所述中心计算机发送用于启动导航板程序与允许点火的命令；
所述中心计算机还用于在完成参数装订后，响应于所述命令，以控制所述运载火箭启动。
4.如权利要求1所述的仿真试验系统，其特征在于，还包括：仿真上位机，所述仿真上位机分别与所述模拟测发控系统以及所述火箭运动仿真系统连接；
所述仿真上位机用于对所述火箭运动仿真系统以及所述模拟测发控系统的运行状况进行监测与处理，并对所述运载火箭进行发射控制。
5.如权利要求4所述的仿真试验系统，其特征在于，所述仿真上位机包含仿真界面，用于显示所述运载火箭的发射控制流程以及飞行状态信息；
其中，所述飞行状态信息包括：火箭各级点火信息、级间分离信息、整流罩分离信息、星箭分离状态及时间信息、液体姿控推进剂消耗量信、迭代制导入轨精度计算结果以及火箭速度、姿态与控制指令信息。
6.如权利要求1所述的仿真试验系统，其特征在于，还包括：控制器，所述控制器分别与所述火箭运动仿真系统、所述中心计算机以及所述运载火箭的舵系统连接。
7.一种用于运载火箭的仿真试验方法，其特征在于，应用于权利要求1-6中任一项所述仿真试验系统中，所述方法包括：
获取待装订参数；
将所述待装订参数发送给中心计算机，对运载火箭进行飞行初始化参数装订，以使得所述中心计算机基于装订后的参数进行导航制导控制计算，并向所述火箭运动仿真系统发送控制指令。
8.如权利要求7所述的仿真试验方法，其特征在于，所述将所述待装订参数发送给中心计算机，包括：
将所述待装订参数划分成多个数据块；
基于预设数据格式，将划分后的数据块累加成数据帧；
将所述数据块逐帧发送给所述中心计算机。
9.如权利要求7所述的仿真试验方法，其特征在于，所述方法还包括：
根据箭上总线协议在相应时序点向所述中心计算机发送用于启动导航板程序与允许点火的命令，以使得所述中心计算机在完成参数装订后，响应于所述命令，控制所述运载火箭启动。
10.如权利要求9所述的仿真试验方法，其特征在于，所述根据箭上总线协议在相应时序点向所述中心计算机发送用于启动导航板程序与允许点火的命令之前，还包括：
接收仿真上位机发送的发射控制信号，所述发射控制信号包括用于启动导航板程序与允许点火的命令。
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