CN114967493A - 制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统及测试方法 - Google Patents

Abstract

本公开涉及火箭弹制导控制技术领域，公开一种制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，该测试模拟系统包括：仿真控制计算机，被配置为仿真弹载计算机的控制时序，基于第一预设数据进行弹道仿真；模拟测试板，连接于所述仿真控制计算机和弹载计算机之间，所述模拟测试板被配置为基于第二预设数据进行串口数据模拟，基于所述控制时序将模拟的串口数据输出至弹载计算机，并将所述弹载计算机反馈的控制信号输出至所述仿真控制计算机；其中，所述仿真控制计算机基于所述弹载计算机反馈的控制信号对火箭弹的弹道进行更新并将所述控制信号与预设的历史数据中对应时刻的同一类型的信号进行比较，基于比较结果对所述弹载计算机进行测试。

Description

制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统及测试方法

技术领域

本公开涉及火箭弹制导控制技术领域，具体而言，涉及一种制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统及测试方法。

背景技术

随着弹道制导控制技术在火箭弹上的应用，使火箭武器的射击精度有了大幅度的提高。弹载计算机作为整个制导控制系统的核心部件，在火箭弹的制导化中发挥着重要的作用。弹载计算机功能与外部接口最为复杂，在火箭弹发射阶段需要通过通信接口接收来自火控计算机的装订数据，完成弹载控制舱各分系统的初始装定参数分发；在中制导阶段需要接收来自地面测控系统的弹道控制指令并结合弹姿测量组件的信息不断产生舵机指令驱动舵片产生偏转；进入末制导后需通过与导引头的通信接口接收的目标状态信息并依据制导律生成舵机指令驱动舵片偏转，将火箭弹导向目标。作为弹载控制舱的控制中心，弹载计算机工作的正确性、可靠性及稳定性至关重要，需要通过大量的试验对弹载计算机的工作状态进行测试和确认，弹载计算机的测试手段十分重要。由于系统组成、作战使命、战技指标等的不同，不同弹种对弹载计算机的要求往往差异较大，其测试系统也存在很大的差异。目前还没有一套测试系统能够适应不同弹种的弹载计算机的测试需求。

需要说明的是，在上述背景技术部分公开的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开的目的在于克服上述现有技术的不足，提供一种制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统及测试方法。

根据本公开的一个方面，提供一种制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，包括：仿真控制计算机，被配置为仿真弹载计算机的控制时序，基于第一预设数据进行弹道仿真；模拟测试板，连接于所述仿真控制计算机和弹载计算机之间，所述模拟测试板被配置为基于第二预设数据进行串口数据模拟，基于所述控制时序将模拟的串口数据输出至弹载计算机，并将所述弹载计算机反馈的控制信号输出至所述仿真控制计算机；其中，所述仿真控制计算机基于所述弹载计算机反馈的控制信号对火箭弹的弹道进行更新并将所述控制信号与预设的历史数据中对应时刻的同一类型的信号进行比较，基于比较结果对所述弹载计算机进行测试。

在本公开的一种示例性实施例中，所述弹载计算机反馈的控制信号包括舵偏角；所述仿真控制计算机还被配置为：在中制导阶段，根据第一预设数据确定理论弹道，对所述理论弹道进行射向角调整得到第一实际飞行弹道，基于所述第一实际飞行弹道和所述理论飞行弹道的弹道偏差生成第一弹道控制指令，将所述第一弹道控制指令输出至所述模拟测试板；基于所述第二预设数据生成初始地磁模拟数据、初始惯组模拟数据和初始射频组件模拟数据，并输出至所述模拟测试板；所述模拟测试板还被配置为：基于所述控制时序将所述第一弹道控制指令以及初始地磁模拟数据、初始惯组模拟数据和初始射频组件模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机计算得到初始舵偏角，将所述初始舵偏角输出至所述仿真控制计算机。

在本公开的一种示例性实施例中，所述仿真控制计算机还被配置为：基于所述初始舵偏角对所述第一实际飞行弹道进行更新，得到第二实际飞行弹道，基于所述第二实际飞行弹道和所述理论弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，得到第二弹道控制指令，将所述第二弹道控制指令输出至所述模拟测试板；重复执行所述弹道控制指令的更新过程，并将更新的弹道控制指令输出至所述模拟测试板，直至中制导阶段结束；所述模拟测试板还被配置为：按照所述控制时序将获取到的所述第二弹道控制指令以及对应时刻的地磁模拟数据、惯组模拟数据和射频组件模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机计算得到第二舵偏角；按照所述控制时序将获取到的更新的弹道控制指令及对应时刻的地磁模拟数据和惯组模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机持续更新舵偏角，并将更新后的舵偏角输出至所述仿真控制计算机，直至中制导阶段结束。

在本公开的一种示例性实施例中，所述仿真控制计算机还被配置为：根据第三预设数据生成导引头模拟数据，将所述导引头模拟数据输出至所述模拟测试板；所述模拟测试板还被配置为：在末制导阶段，根据所述控制时序，将更新的弹道控制指令以及对应时刻的导引头模拟数据、地磁模拟数据和惯组模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机更新舵偏角。

在本公开的一种示例性实施例中，所述仿真控制计算机还被配置为：在末制导阶段，基于更新后的舵偏角更新实际飞行弹道，基于更新后的实际飞行弹道和所述理论飞行弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，将更新后的弹道控制指令输出至所述模拟测试板，重复执行所述弹道控制指令的更新过程和输出过程，直至末制导阶段结束；所述模拟测试板还被配置为：根据所述控制时序，将更新的弹道控制指令以及对应时刻的导引头模拟数据、地磁模拟数据和惯组模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机更新舵偏角，并将更新后的舵偏角输出至所述仿真控制计算机，直至末制导阶段结束。

在本公开的一种示例性实施例中，所述第一预设数据至少包括发射点数据、目标点数据、气象数据。

在本公开的一种示例性实施例中，所述仿真控制计算机还被配置为：在测试开始前，基于预设参数和第二预设数据生成火控装订数据，将所述火控装订数据输出至所述模拟测试板；所述模拟测试板还被配置为：将所述初始装订数据输出至所述弹载计算机，其中，所述火控装订数据中包括有时序信号和流程信号，所述弹载计算机依据所述时序信号和所述流程信号生成所述控制信号。

在本公开的一种示例性实施例中，所述模拟测试板包括：串口模拟单元，被配置为在所述弹载计算机的对应串口和所述仿真控制计算机之间传送数据；控制信号检测单元，被配置为获取所述弹载计算机输出的控制信号，将所述控制信号进行A/D转换并标注当前的检测时间，点亮对应的弹载计算机控制信号状态指示灯，并将所述检测时间输出至所述仿真控制计算机。

在本公开的一种示例性实施例中，所述串口模拟单元至少包括：地磁组件模拟串口、惯性测量组件模拟串口、射频组件模拟串口和导引头信处模拟串口。

根据本公开的另一个方面，还提供一种制导火箭弹弹载计算机测试方法，应用于本公开任意实施例所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，所述方法包括：仿真控制计算机基于第一预设数据确定非标条件下的理论弹道，微调射向，重新计算一条非标条件下的弹道作为模拟实际飞行弹道；计算预设制导起控点的理论弹道与模拟实际飞行弹道的弹道偏差，并基于所述弹道偏差生成弹道控制指令；将所述弹道控制指令以及第二预设数据输出至模拟测试板；所述模拟测试板基于所述第二预设数据进行串口数据模拟，将所述弹道控制指令、模拟的串口数据输出至弹载计算机，以指示所述弹载计算机根据所述弹道控制指令和模拟的串口数据计算舵偏角；将所述舵偏角反馈至所述仿真控制计算机；所述仿真控制计算机基于所述舵偏角更新所述实际飞行弹道，并根据更新后的实际飞行弹道与所述理论弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，并将更新后的弹道控制指令输出至所述模拟测试板；所述模拟测试板将更新后的弹道控制指令输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机根据更新后的弹道控制指令更新舵偏角，并将更新后的舵偏角输出至所述仿真控制计算机；所述仿真控制计算机重复执行弹道控制指令的更新过程、所述模拟测试板重复执行弹道控制指令的输出过程，以指示弹道计算机持续更新舵偏角，直至火箭弹落地。

本公开提供的测试模拟系统，包括仿真控制计算机和模拟测试板，仿真控制计算机可以根据历史数据进行弹道仿真，模拟测试板可进行串口数据模拟，从而测试模拟系统可按照控制时序通过模拟测试板向弹载计算机发送串口模拟数据，弹载计算机根据串口模拟数据计算出控制信号并通过模拟测试板反馈至仿真控制计算机，仿真控制计算机将弹载计算机返回的控制信号与对应时刻的历史数据中的同一类型的信号进行比较，并基于比较结果对弹载计算机进行检测。本公开提供的测试仿真系统能够模拟弹载计算机在整个发射飞行过程中的外界电气接口环境，可对弹载计算机的通信接口、工作时序、控制策略等进行全面测试，系统具有功能性强、精度较高、软硬件扩展性好等特点，并具有一定通用性。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本公开。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本公开的实施例，并与说明书一起用于解释本公开的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本公开的一些实施例，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为相关技术中某型制导火箭弹控制舱的组成示意图；

图2为根据本公开一种实施方式的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统的结构示意图；

图3为根据本公开一种实施方式的制导火箭弹弹载计算机测试方法的流程图。

具体实施方式

现在将参考附图更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的实施方式；相反，提供这些实施方式使得本公开将全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。图中相同的附图标记表示相同或类似的结构，因而将省略它们的详细描述。此外，附图仅为本公开的示意性图解，并非一定是按比例绘制。

虽然本说明书中使用相对性的用语，例如“上”“下”来描述图标的一个组件对于另一组件的相对关系，但是这些术语用于本说明书中仅出于方便，例如根据附图中所述的示例的方向。能理解的是，如果将图标的装置翻转使其上下颠倒，则所叙述在“上”的组件将会成为在“下”的组件。当某结构在其它结构“上”时，有可能是指某结构一体形成于其它结构上，或指某结构“直接”设置在其它结构上，或指某结构通过另一结构“间接”设置在其它结构上。

用语“一个”、“一”、“该”、“所述”和“至少一个”用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等；用语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等；用语“第一”、“第二”和“第三”等仅作为标记使用，不是对其对象的数量限制。

图1为相关技术中某型制导火箭弹控制舱的组成示意图，整个控制舱主要包括雷达导引头、地磁组件、惯性测量组件、安保组件、射频组件、弹载计算机、热电池组件、舵机、遥测等，弹载计算机共配置了9个串口和多路控制信号，以完成整个控制舱的工作控制。由于控制精度的要求和各分系统工作特点的不同，不同串口的通信频率为50Hz至500Hz不等。现有的计算机串口难以达到如此高的通信频率，在弹载计算机的测试过程中，仍需实物与弹载计算机配合，导致测试系统复杂、灵活性差、部分状态无法模拟、测试困难。同时为验证系统控制策略与导引律设计的正确性往往需要进行半实物仿真，但在各分系统未完成实物的研制与测试前，半实物仿真试验无法开展，系统控制策略与导引律无法进行有效验证。

图2为根据本公开一种实施方式的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统的结构示意图，如图2所示，本示例性实施例中，该测试模拟系统可以包括仿真控制计算机100和模拟测试板200，仿真控制计算机100被配置为仿真弹载计算机300的控制时序，基于第一预设数据进行弹道仿真；模拟测试板200连接于仿真控制计算机100和弹载计算机300之间，模拟测试板200被配置为基于第二预设数据进行串口数据模拟，基于控制时序将模拟的串口数据输出至弹载计算机300，并将弹载计算机300反馈的控制信号输出至仿真控制计算机100；其中，仿真控制计算机100可基于弹载计算机300反馈的控制信号对火箭弹的弹道进行更新并将控制信号与预设的历史数据中对应时刻的同一类型的信号进行比较，基于比较结果对弹载计算机300进行测试。

本公开提供的测试模拟系统，包括仿真控制计算机100和模拟测试板200，仿真控制计算机100可以根据历史数据进行弹道仿真，模拟测试板200可进行串口数据模拟，从而测试模拟系统可按照控制时序通过模拟测试板200向弹载计算机300发送串口模拟数据，弹载计算机300根据串口模拟数据计算出控制信号并通过模拟测试板200反馈至仿真控制计算机100，仿真控制计算机100将弹载计算机300返回的控制信号与对应时刻的历史数据中的同一类型的信号进行比较，并基于比较结果对弹载计算机300进行检测。本公开提供的测试仿真系统能够模拟弹载计算机300在整个发射飞行过程中的外界电气接口环境，可对弹载计算机300的通信接口、工作时序、控制策略等进行全面测试，系统具有功能性强、精度较高、软硬件扩展性好等特点，并具有一定通用性。

本示例性实施例中，仿真控制计算机100作为整个测试模拟系统的控制中心主要完成流程控制、时序控制、仿真模拟数据装定、弹道控制模拟仿真、测试结果存储与显示等工作，模拟测试板200主要完成串口数据模拟、控制信号检测、工作状态显示等工作。仿真控制计算机100与模拟测试板200可通过LAN接口连接。

本示例性实施例中，第一预设数据可以包括发射点数据、目标点数据、气象数据等。第二预设数据可以包括火箭弹控制舱的各部件与弹载计算机300间传输的历史数据。本示例性实施例中，第一预设数据和第二预设数据可从历史靶场试验数据中获取，可将记录的历史靶场试验数据导入仿真控制计算机100，仿真控制计算机100仿真弹载计算机300的控制时序，从而按照该控制时序将历史靶场试验数据中对应的串口数据通过模拟测试板200分发至弹载计算机300，对弹载计算机300进行弹道测试。并且，基于历史靶场试验数据对弹载计算机300进行弹道测试，可减少靶场试验数量，从而可极大地降低成本支出。

如图2所示，本示例性实施例中，模拟测试板200可以包括串口模拟单元201和控制信号检测单元202，其中，串口模拟单元201可用于仿真火箭弹控制舱中的各部件与弹载计算机300之间的通信串口，具体而言，串口模拟单元201可用于获取仿真控制计算机100下发的各项串口数据，并将各项串口数据输出至弹载计算机300的对应串口。示例性的，串口模拟单元201可以包括：地磁组件模拟串口、惯性测量组件模拟串口、射频组件模拟串口、导引头信处模拟串口，其中，地磁组件模拟串口可将仿真控制计算机100下发的地磁模拟数据传输至弹载计算机300，惯性测量组件模拟串口可将仿真控制计算机100下发的惯组模拟数据输出至弹载计算机300，射频组件模拟串口可将仿真控制计算机100下发的射频组件模拟数据输出至弹载计算机300，导引头信处模拟串口可将仿真控制计算机100下发的导引头模拟数据输出至弹载计算机300。本示例性实施例中，可灵活配置装定的串口数据内容与串口通信频率，满足弹载计算机300的多串口同时测试要求；此外，在本公开的另一些实施例中，串口模拟单元201还可以包括用于模拟火箭弹控制舱中的火控计算机与弹载计算机间的通信串口的火控计算机模拟串口，用于模拟火箭弹控制舱中的舵机组件与弹载计算机间的通信串口舵机模拟串口，以及用于模拟火箭弹控制舱中的遥测组件与弹载计算机间的通信串口遥测模拟串口。控制信号检测单元202可用于检测并获取弹载计算机300输出的各路控制信号，具体而言，模拟测试板200可通过多路A/D采样电路将弹载计算机300输出的各路模拟控制信号转换为数字信号，并通过信号检测电路对该数字信号进行检测，当检测到弹载计算机300发出的控制信号时，可通过数据处理电路记下当前的检测时间并将该检测时间数据发送至仿真控制计算机100，以备后续的数据分析，同时，可通过数据处理电路点亮对应的弹载计算机300控制信号状态指示灯。本示例性实施例中，弹载计算机300通过输出不同的控制信号指示相关组件输出相应数据以及向相关组件反馈相应数据。例如，弹载计算机300可输出需要获取下一刻的地磁模拟数据的控制信号，则模拟测试板200按照控制时序将地磁模拟数据输出至弹载计算机300。

本示例性实施例中，测试模拟系统可以对火箭弹的中制导阶段和末制导阶段进行弹道仿真模拟。下面对中制导阶段的仿真模拟和末制导阶段的仿真模拟过程分别进行介绍。本示例性实施例中，弹载计算机300反馈的控制信号可包括舵偏角；在中制导阶段，仿真控制计算机100可根据第一预设数据确定理论弹道，对理论弹道进行射向角调整得到第一实际飞行弹道，基于第一实际飞行弹道和理论飞行弹道的弹道偏差生成第一弹道控制指令，将第一弹道控制指令输出至模拟测试板200；基于第二预设数据生成初始地磁模拟数据和初始惯组模拟数据，并输出至模拟测试板200。模拟测试板200可基于控制时序将第一弹道控制指令以及初始地磁模拟数据、初始惯组模拟数据和初始射频组件模拟数据输出至弹载计算机300，弹载计算机300根据第一弹道控制指令并结合初始地磁模拟数据、初始惯组模拟数据和初始射频组件模拟数据计算初始舵偏角，并将初始舵偏角通过模拟测试板200反馈至仿真控制计算机100。仿真控制计算机100在获取到初始舵偏角后，根据初始舵偏角对第一实际飞行弹道进行更新，得到第二实际飞行弹道，并根据第二实际飞行弹道和理论弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，得到第二弹道控制指令，将第二弹道控制指令输出至模拟测试板200；模拟测试板200按照控制时序将获取到的第二弹道控制指令以及对应时刻的地磁模拟数据、惯组模拟数据和射频组件模拟数据输出至弹载计算机300，弹载计算机300根据第二弹道控制指令并结合此刻的地磁模拟数据、惯组模拟数据和射频组件模拟数据计算得到第二舵偏角，并将第二舵偏角通过模拟测试板200反馈至仿真控制计算机100。仿真控制计算机100和模拟测试板200按照控制时序重复上述的反馈控制过程，持续更新弹道控制指令，相应地，弹载计算机300持续更新舵偏角并反馈至仿真控制计算机100，直至中制导阶段结束。仿真控制计算机100可将弹道计算机反馈的不同时刻的舵偏角与历史数据中对应时刻的舵偏角进行关联存储，仿真控制计算机100可进一步根据预设算法对弹载计算机300反馈的舵偏角和历史数据中的舵偏角进行比较，并根据比较结果测试弹载计算机300工作的正确性、可靠性及稳定性。本示例性实施例中，仿真控制计算机100可对弹载计算机300反馈的舵偏角进行多维度检测。例如，对于每一组弹载计算机300反馈的舵偏角和历史数据中的舵偏角，仿真控制计算机100可检测弹载计算机300反馈的舵偏角与历史数据中的舵偏角的偏差是否在预设范围内，以检测各单个舵偏角是否满足要求。仿真控制计算机100还可以对弹载计算机300反馈的舵偏角进行全局检测，例如检测弹载计算机300反馈的所有舵偏角的均值与历史数据中所有舵偏角的均值是否在规定的容差范围内等。应该理解的是，在本公开的其他示例性实施例中，还可以基于其他的数学算法或数学模型进行舵偏角比较。

本示例性实施例中，仿真控制计算机100可根据第三预设数据生成导引头模拟数据，并且在末制导阶段，仿真控制计算机100可根据更新后的实际飞行弹道和理论飞行弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，将更新后的弹道控制指令输出至模拟测试板200，模拟测试板200可根据控制时序，将更新的弹道控制指令以及对应时刻的导引头模拟数据、地磁模拟数据和惯组模拟数据输出至弹载计算机300，弹载计算机300根据弹道控制指令并结合导引头模拟数据、地磁模拟数据和惯组模拟数据计算舵偏角，并将舵偏角通过模拟测试板200反馈至仿真控制计算机100，仿真控制计算机100再结合弹载计算机300反馈的舵偏角对火箭弹的实际飞行弹道进行更新，进而基于更新后的实际飞行弹道和理论弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，该更新后的导弹控制指令通过模拟测试板200发送至弹载计算机300，弹载计算机300重新计算新的舵偏角，该新的舵偏角经由模拟测试板200反馈至仿真控制计算机100，从而仿真控制计算机100基于新的舵偏角更新弹道控制指令，仿真控制计算机100和模拟测试板200重复上述反馈控制过程，持续更新弹道控制指令，相应地，弹载计算机300持续更新舵偏角并反馈至仿真控制计算机100，直至末制导阶段结束。本示例性实施例中，不同于中制导阶段的弹道更新过程，在末制导阶段，仿真控制计算机100通过模拟测试板200向弹载计算机300下发导引头模拟数据、地磁模拟数据和惯组模拟数据进行弹道更新，弹载计算机300根据导引律产生包含舵偏角信息的舵机控制指令。应该理解的是，本示例性实施例中，中制导阶段结束时的实际飞行弹道即为末制导阶段开始时的初始实时飞行弹道。仿真控制计算机100可基于预存的数学算法或模型对末制导阶段弹载计算机300反馈的舵偏角进行比较来检测弹载计算机在末制导阶段工作的正确性、可靠性及稳定性，从而无需进行半实物仿真即可对弹载计算机的控制策略与导引律无法进行有效验证。此外，本示例性实施例中，第三预设数据同样可从历史靶场试验数据中获取，即第一预设数据、第二预设数据和第三预设数据为历史靶场试验数据中包含不同信息的子数据。

本示例性实施例中，在测试开始前，仿真控制计算机100可根据靶场试验数据完成地磁组件模拟数据、惯组模拟数据、射频组件模拟数据、导引头模拟数据的生成，根据测试要求生成火控装订数据，并通过模拟测试板200将火控装订数据分发至弹载计算机300，弹载计算机300可根据火控装订数据进行控制。火控装订数据可以包括弹载计算机300在制导过程中所需要的各项参数，以及弹载计算机300在制导过程中的控制策略和控制时序等信息。

此外，本示例性实施例中，在弹载计算机300工作过程中，弹载计算机300还会产生发射确认信号、热电池激活信号、舵机翼张信号等控制信号，此类控制信号将送入模拟测试板200，经A/D变换后由DSP进行检测并标注时标，DSP将根据检测结果点亮相应的状态指示灯并将检测结果通过LAN口发往仿真控制计算机100以用于后续的数据分析。

此外，本示例性实施例中，测试模拟系统运行期间的所有控制参数和反馈参数都将保存在仿真控制计算机100中，仿真过程中的弹道变化情况将实时显示在仿真控制计算机100操控界面上。

本示例性实施例提供的测试模拟系统，可利用仿真弹道或实际测量弹道产生多条模拟弹道，通过弹道仿真计算软件对弹载计算机300中植入的控制策略与导引律进行仿真测试，并且可实时获得弹载计算机300输出的多路控制信号的时序关系。本公开提供的测试模拟系统可导入实际靶场射击试验数据，实现数据的回放，减少靶场试验数量，解决了采用实物进行测试时的连接关系复杂，操作性差、可靠性差、一致性差等问题；通过仿真控制计算机的操控界面可实时修改串口通信的数据率与内容，并实时显示弹载计算机300的执行结果；该测试模拟系统兼容性好、扩展性好，通过软件升级，可应用于同类制导火箭弹弹载计算机300的综合测试，能够大大提高了弹载计算机300的测试效率与测试准确性。

本公开还提供一种制导火箭弹弹载计算机测试方法，图3为根据本公开一种实施方式的制导火箭弹弹载计算机测试方法的流程图，如图3所示，该测试方法可包括如下步骤：

S110、仿真控制计算机基于第一预设数据确定非标条件下的理论弹道，微调射向，重新计算一条非标条件下的弹道作为模拟实际飞行弹道；计算预设制导起控点的理论弹道与模拟实际飞行弹道的弹道偏差，并基于弹道偏差生成弹道控制指令；将弹道控制指令以及第二预设数据输出至模拟测试板；

S120、模拟测试板基于第二预设数据进行串口数据模拟，将弹道控制指令、模拟的串口数据输出至弹载计算机，以指示弹载计算机根据弹道控制指令和模拟的串口数据计算舵偏角；模拟测试板将舵偏角反馈至仿真控制计算机；

S130、仿真控制计算机基于舵偏角更新实际飞行弹道，并根据更新后的实际飞行弹道与理论弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，并将更新后的弹道控制指令输出至模拟测试板；

S140、模拟测试板将更新后的弹道控制指令输出至弹载计算机，以指示弹载计算机根据更新后的弹道控制指令更新舵偏角，并将更新后的舵偏角输出至仿真控制计算机；

S150、仿真控制计算机重复执行弹道控制指令的更新过程、模拟测试板重复执行弹道控制指令的输出过程，以指示弹道计算机持续更新舵偏角，直至火箭弹落地。

应该理解的是，本公开提供的测试模拟系统可基于步骤S110～S150对火箭弹的中制导和末制导阶段进行弹道仿真模拟，以对弹载计算机进行检测。

在步骤S120中，对于中制导阶段，模拟测试板向弹载计算机发送的模拟的串口数据可包括地磁模拟数据、惯组模拟数据和射频组件模拟数据；对于末制导阶段，模拟测试板向弹载计算机发送的模拟的串口数据可包括地磁模拟数据、惯组模拟数据和导引头模拟数据。

在本公开的一具体实施方式中，制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统可具体按照如下步骤进行弹道仿真：

S11，确定发射点、目标点、气象条件，计算非标条件下的理论弹道；

S12，微调射向，重新计算一条非标条件下的弹道作为模拟实际飞行弹道；

S13，计算预设制导起控点的理论弹道与模拟实际飞行弹道的弹道偏差，根据控制策略生成控制指令；

S14，将控制指令通过模拟测试板中的预设串口发往弹载计算机；

S15，弹载计算机根据控制指令并结合地磁模拟数据与惯组模拟数据计算舵偏角；

S16，弹载计算机将舵偏角反馈给仿真控制计算机，仿真控制计算机根据该舵偏角计算实际弹道的变化量；

S17，仿真控制计算机根据变化后的实际弹道重新与理论弹道进行比较计算控制指令，弹载计算机根据指令生成新的舵偏角并反馈给仿真控制计算机；

S18，重复上述过程，直至火箭弹落地，分析仿真结果。

在本公开的一具体实施方式中，制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统可具体按照如下步骤进行串口数据模拟：

S21，仿真控制计算机根据靶场试验数据完成地磁组件模拟数据、惯组模拟数据的生成，根据测试要求生成火控装订数据；

S22，仿真控制计算机通过LAN口将以上数据装入模拟测试板；

S23，模拟测试板按照规定的工作时序依次向弹载计算机对应串口发送模拟数据，弹载计算机按照工作时序向模拟测试板返回运行结果；

S24，模拟测试板将运行结果通过LAN口反馈给仿真控制计算机，仿真控制计算机根据反馈数据向弹载计算机下达新的控制指令。

在本公开的一具体实施方式中，制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统可具体按照如下步骤进行控制信号检测：

S31，将弹载计算机的各路输出控制信号接入模拟测试板；

S32，模拟测试板通过A/D采样将模拟信号转换为数字信号，并对该信号进行检测；

S33，当检测到弹载计算机发出的控制信号时，点亮对应的弹载计算机控制信号状态指示灯，同时分别记下当前的检测时间并将该时间数据发往仿真控制计算机，以备后续的数据分析。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这里公开的发明后，将容易想到本公开的其他实施例。本申请旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性远离并包括本公开未公开的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (10)

1.一种制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，其特征在于，包括：

仿真控制计算机，被配置为仿真弹载计算机的控制时序，基于第一预设数据进行弹道仿真；

模拟测试板，连接于所述仿真控制计算机和弹载计算机之间，所述模拟测试板被配置为基于第二预设数据进行串口数据模拟，基于所述控制时序将模拟的串口数据输出至弹载计算机，并将所述弹载计算机反馈的控制信号输出至所述仿真控制计算机；

其中，所述仿真控制计算机基于所述弹载计算机反馈的控制信号对火箭弹的弹道进行更新并将所述控制信号与预设的历史数据中对应时刻的同一类型的信号进行比较，基于比较结果对所述弹载计算机进行测试。

2.根据权利要求1所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，其特征在于，所述弹载计算机反馈的控制信号包括舵偏角；

所述仿真控制计算机还被配置为：在中制导阶段，根据第一预设数据确定理论弹道，对所述理论弹道进行射向角调整得到第一实际飞行弹道，基于所述第一实际飞行弹道和所述理论飞行弹道的弹道偏差生成第一弹道控制指令，将所述第一弹道控制指令输出至所述模拟测试板；基于所述第二预设数据生成初始地磁模拟数据、初始惯组模拟数据和初始射频组件模拟数据，并输出至所述模拟测试板；

所述模拟测试板还被配置为：基于所述控制时序将所述第一弹道控制指令以及初始地磁模拟数据、初始惯组模拟数据和初始射频组件模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机计算得到初始舵偏角，将所述初始舵偏角输出至所述仿真控制计算机。

3.根据权利要求2所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，其特征在于，

所述仿真控制计算机还被配置为：基于所述初始舵偏角对所述第一实际飞行弹道进行更新，得到第二实际飞行弹道，基于所述第二实际飞行弹道和所述理论弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，得到第二弹道控制指令，将所述第二弹道控制指令输出至所述模拟测试板；重复执行所述弹道控制指令的更新过程，并将更新的弹道控制指令输出至所述模拟测试板，直至中制导阶段结束；

所述模拟测试板还被配置为：按照所述控制时序将获取到的所述第二弹道控制指令以及对应时刻的地磁模拟数据、惯组模拟数据和射频组件模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机计算得到第二舵偏角；按照所述控制时序将获取到的更新的弹道控制指令及对应时刻的地磁模拟数据和惯组模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机持续更新舵偏角，并将更新后的舵偏角输出至所述仿真控制计算机，直至中制导阶段结束。

4.根据权利要求2所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，其特征在于，

所述仿真控制计算机还被配置为：根据第三预设数据生成导引头模拟数据，将所述导引头模拟数据输出至所述模拟测试板；

所述模拟测试板还被配置为：在末制导阶段，根据所述控制时序，将更新的弹道控制指令以及对应时刻的导引头模拟数据、地磁模拟数据和惯组模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机更新舵偏角。

5.根据权利要求4所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，其特征在于，

所述仿真控制计算机还被配置为：在末制导阶段，基于更新后的舵偏角更新实际飞行弹道，基于更新后的实际飞行弹道和所述理论飞行弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，将更新后的弹道控制指令输出至所述模拟测试板，重复执行所述弹道控制指令的更新过程和输出过程，直至末制导阶段结束；

所述模拟测试板还被配置为：根据所述控制时序，将更新的弹道控制指令以及对应时刻的导引头模拟数据、地磁模拟数据和惯组模拟数据输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机更新舵偏角，并将更新后的舵偏角输出至所述仿真控制计算机，直至末制导阶段结束。

6.根据权利要求1所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，其特征在于，所述第一预设数据至少包括发射点数据、目标点数据、气象数据。

7.根据权利要求1所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，其特征在于，所述仿真控制计算机还被配置为：在测试开始前，基于预设参数和第二预设数据生成火控装订数据，将所述火控装订数据输出至所述模拟测试板；

所述模拟测试板还被配置为：将所述初始装订数据输出至所述弹载计算机，其中，所述火控装订数据中包括有时序信号和流程信号，所述弹载计算机依据所述时序信号和所述流程信号生成所述控制信号。

8.根据权利要求1所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，其特征在于，所述模拟测试板包括：

串口模拟单元，被配置为在所述弹载计算机的对应串口和所述仿真控制计算机之间传送数据；

控制信号检测单元，被配置为获取所述弹载计算机输出的控制信号，将所述控制信号进行A/D转换并标注当前的检测时间，点亮对应的弹载计算机控制信号状态指示灯，并将所述检测时间输出至所述仿真控制计算机。

9.根据权利要求8所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，其特征在于，所述串口模拟单元至少包括：地磁组件模拟串口、惯性测量组件模拟串口、射频组件模拟串口和导引头信处模拟串口。

10.一种制导火箭弹弹载计算机测试方法，应用于权利要求1-9任一项所述的制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统，所述方法包括：

仿真控制计算机基于第一预设数据确定非标条件下的理论弹道，微调射向，重新计算一条非标条件下的弹道作为模拟实际飞行弹道；计算预设制导起控点的理论弹道与模拟实际飞行弹道的弹道偏差，并基于所述弹道偏差生成弹道控制指令；将所述弹道控制指令以及第二预设数据输出至模拟测试板；

所述模拟测试板基于所述第二预设数据进行串口数据模拟，将所述弹道控制指令、模拟的串口数据输出至弹载计算机，以指示所述弹载计算机根据所述弹道控制指令和模拟的串口数据计算舵偏角；将所述舵偏角反馈至所述仿真控制计算机；

所述仿真控制计算机基于所述舵偏角更新所述实际飞行弹道，并根据更新后的实际飞行弹道与所述理论弹道的弹道偏差更新弹道控制指令，并将更新后的弹道控制指令输出至所述模拟测试板；

所述模拟测试板将更新后的弹道控制指令输出至所述弹载计算机，以指示所述弹载计算机根据更新后的弹道控制指令更新舵偏角，并将更新后的舵偏角输出至所述仿真控制计算机；

所述仿真控制计算机重复执行弹道控制指令的更新过程、所述模拟测试板重复执行弹道控制指令的输出过程，以指示弹道计算机持续更新舵偏角，直至火箭弹落地。

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