本發(fā)明涉及本發(fā)明涉及運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的仿真驗(yàn)證與測(cè)試方法。

背景技術(shù)：

在運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)傳統(tǒng)研制過程中，制導(dǎo)系統(tǒng)與姿態(tài)控制系統(tǒng)由于考核指標(biāo)不一樣，需要研制兩套仿真系統(tǒng)以供開展閉路制導(dǎo)仿真試驗(yàn)六自由度姿控仿真試驗(yàn)。在傳統(tǒng)仿真試驗(yàn)?zāi)Ｊ较?，需要配備兩組試驗(yàn)人員、兩套仿真軟件，存在試驗(yàn)資源成本高、人力成本較高、試驗(yàn)周期過長、軟件版本更新不一致等問題。

針對(duì)相關(guān)技術(shù)中的問題，目前尚未提出有效的解決方案。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)相關(guān)技術(shù)中的上述技術(shù)問題，本發(fā)明提出了一種運(yùn)載火箭飛行品質(zhì)高效仿真驗(yàn)證方法，在同一平臺(tái)上實(shí)現(xiàn)制導(dǎo)系統(tǒng)與姿控系統(tǒng)不同指標(biāo)的同步考核。

為實(shí)現(xiàn)上述技術(shù)目的，本發(fā)明的技術(shù)方案是這樣實(shí)現(xiàn)的：

一種運(yùn)載火箭飛行品質(zhì)高效仿真驗(yàn)證方法，包括：

1.運(yùn)載火箭箭體模型校核、驗(yàn)證與確認(rèn)（vvv&a）。

根據(jù)需求，設(shè)計(jì)基于單機(jī)模型模塊的靜態(tài)測(cè)試、基于箭體模型的開環(huán)測(cè)試、基于仿真流程的閉環(huán)測(cè)試等方法，確保用于仿真試驗(yàn)的數(shù)學(xué)模型和制導(dǎo)控制率實(shí)現(xiàn)的正確性和可靠性。

1）靜態(tài)測(cè)試：運(yùn)載火箭運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)模采用matlab/simulink與c語言混合編程方式實(shí)現(xiàn)，將發(fā)動(dòng)機(jī)推力模型、伺服機(jī)構(gòu)模型、慣性器件模型、風(fēng)場引力場模型以及導(dǎo)航計(jì)算、彈道參數(shù)計(jì)算、迭代制導(dǎo)計(jì)算、氣動(dòng)力與力矩計(jì)算、導(dǎo)引及關(guān)機(jī)計(jì)算、姿態(tài)控制網(wǎng)絡(luò)計(jì)算、控制指令輸出計(jì)算的編碼成c語言函數(shù)。將此函數(shù)封裝為simulink圖形化子模塊。給定階躍信號(hào)輸入，比較輸出實(shí)際值與理論值，偏差若在允許范圍（一般為0.1%以內(nèi)）則通過靜態(tài)測(cè)試。

2）開環(huán)測(cè)試：將通過靜態(tài)測(cè)試的子模塊按照信號(hào)流搭建運(yùn)載火箭六自由度仿真模型，順序?yàn)閳?zhí)行機(jī)構(gòu)模型計(jì)算→箭體總體參數(shù)計(jì)算→風(fēng)場引力場模型計(jì)算→攻角側(cè)滑角計(jì)算→發(fā)動(dòng)機(jī)推力氣動(dòng)力計(jì)算→發(fā)動(dòng)機(jī)擺角合成計(jì)算→力與力矩計(jì)算→彈性晃動(dòng)方程計(jì)算→速度位置姿態(tài)計(jì)算→慣性器件測(cè)量方程計(jì)算→慣性器件單機(jī)模型計(jì)算。給定輸入，校驗(yàn)輸出值的大小和延遲，偏差若在允許范圍內(nèi)則通過開環(huán)測(cè)試。

3）閉環(huán)測(cè)試：需將通過開環(huán)測(cè)試的六自由度仿真模型接入制導(dǎo)控制回路中行程閉環(huán)。制導(dǎo)控制的信息流順序?yàn)樽x取仿真模型的脈沖數(shù)→導(dǎo)航參數(shù)計(jì)算→程序角計(jì)算→導(dǎo)引及關(guān)機(jī)計(jì)算→姿控網(wǎng)絡(luò)計(jì)算→控制指令輸出。給定輸入與停止條件，進(jìn)行閉環(huán)計(jì)算，比較理論值與實(shí)際值，偏差若在允許范圍內(nèi)則通過閉環(huán)測(cè)試。

2.箭體模型偏差同步注入。

制導(dǎo)系統(tǒng)主要考核飛行精度指標(biāo)，姿控系統(tǒng)主要考核飛行穩(wěn)定性指標(biāo)，根據(jù)不同的考核需求，采用標(biāo)準(zhǔn)化的腳本文件，按照偏差組合規(guī)則將制導(dǎo)系統(tǒng)的偏差參數(shù)和姿控系統(tǒng)的偏差參數(shù)編制為多條試驗(yàn)用例，實(shí)現(xiàn)不同偏差注入到簡體數(shù)學(xué)模型中。

1）選定偏差項(xiàng)：綜合考慮制導(dǎo)偏差與姿控偏差的鉸鏈與分解情況，編制偏差目錄文件，選型的偏差項(xiàng)包括：質(zhì)量偏差、姿態(tài)偏差、質(zhì)心偏差、位置偏差、速度偏差、角速度偏差、加速度偏差、大氣偏差、風(fēng)場偏差、推力偏差、氣動(dòng)力偏差、慣組偏差、彈性偏差、器件安裝偏差。

2）偏差組合規(guī)則：針對(duì)方向類偏差（如力的方向），按照“+”、“-”標(biāo)示其正反向進(jìn)行讀取，該規(guī)則記為r1；數(shù)值累偏差（如安裝偏差角）則讀取偏差的變化范圍，該規(guī)則記為r2；分支類偏差（如多種風(fēng)場數(shù)據(jù)偏差）則讀取偏差的編號(hào)，該規(guī)則記為r3。最后，按照x、y、z三個(gè)不同維度采取遍歷方式加注偏差，該規(guī)則記為r4。所以，得到組合偏差的同一編制規(guī)則r=r1*r2*r3*r4。

3）用例序列：按照上述規(guī)則將偏差文件按照同一的數(shù)據(jù)格式編制成標(biāo)準(zhǔn)文件，并從小到大賦予編號(hào)，行程仿真試驗(yàn)用例序列。

3.軟件在環(huán)仿真試驗(yàn)。

將箭載計(jì)算機(jī)和地面仿真系統(tǒng)連接形成閉環(huán)，箭載計(jì)算機(jī)運(yùn)行飛行控制軟件，地面仿真系統(tǒng)運(yùn)行箭體模型仿真軟件，對(duì)模型偏差試驗(yàn)用例進(jìn)行遍歷測(cè)試，并對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，確定觸及試驗(yàn)指標(biāo)邊界的試驗(yàn)用例。

1）系統(tǒng)組成：采用電纜網(wǎng)與網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)將箭載計(jì)算機(jī)、地面仿真系統(tǒng)連接形成閉環(huán)，通過發(fā)送與接收接測(cè)試信號(hào)，實(shí)現(xiàn)閉環(huán)的信號(hào)通路測(cè)試。仿真模式設(shè)置為軟件在環(huán)模式，采用數(shù)學(xué)模型模擬伺服機(jī)構(gòu)特性、慣性器件特性、衛(wèi)星導(dǎo)航計(jì)算與特性等。

2）仿真運(yùn)行：加載仿真模型的試驗(yàn)用例序列，將當(dāng)前序列的組合偏差加注到六自由度仿真模型中，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)模型運(yùn)算與實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)與顯示。完成所有序列的測(cè)試后，借助第三方數(shù)據(jù)分析軟件對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行批量數(shù)據(jù)處理，同步分析制導(dǎo)、姿控性能，主要考核伺服執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性、姿態(tài)平穩(wěn)性、制導(dǎo)精度等指標(biāo)，找出逼近和超出邊界條件的試驗(yàn)用例。

4.硬件在環(huán)仿真試驗(yàn)。

將箭載計(jì)算機(jī)、地面仿真系統(tǒng)、火箭擺動(dòng)噴管、衛(wèi)星模擬器等主要測(cè)試單元連接形成閉環(huán)，開展硬件在環(huán)仿真試驗(yàn)。針對(duì)軟件在環(huán)實(shí)驗(yàn)結(jié)果中的邊界條件，進(jìn)行實(shí)物仿真，考核其運(yùn)行指標(biāo)是否符合設(shè)計(jì)需求。

1）系統(tǒng)組成：按照附圖1配備所需設(shè)備并采用電纜網(wǎng)和網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)將所有設(shè)備進(jìn)行連接形成閉環(huán)。對(duì)伺服機(jī)構(gòu)節(jié)點(diǎn)發(fā)送1553b控制指令和采集反饋信號(hào)，完成其信號(hào)通路測(cè)試；對(duì)衛(wèi)星導(dǎo)航模擬器的控制計(jì)算機(jī)節(jié)點(diǎn)通過光纖發(fā)送并接收信號(hào)，完成信號(hào)通路測(cè)試；將仿真模式設(shè)置為硬件在環(huán)模式，系統(tǒng)接入真實(shí)的伺服機(jī)構(gòu)、衛(wèi)星導(dǎo)航模擬器等。

2）仿真運(yùn)行：針對(duì)軟件在環(huán)仿真結(jié)果，選擇觸及邊界條件的組合偏差加載仿真模型進(jìn)行試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)模型運(yùn)算與實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)與顯示。需關(guān)注試驗(yàn)過程中各個(gè)參試元件的運(yùn)行情況，在出現(xiàn)異常及發(fā)散的請(qǐng)款下，人為干預(yù)仿真進(jìn)展；需關(guān)注試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并將硬件在環(huán)與軟件在環(huán)的結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，比較其飛行過程中關(guān)鍵時(shí)刻的異同，據(jù)此優(yōu)化設(shè)計(jì)。

3）優(yōu)化設(shè)計(jì)：根據(jù)硬件在環(huán)與軟件在環(huán)的結(jié)果差異，對(duì)姿控網(wǎng)絡(luò)參數(shù)的正確性和適應(yīng)性進(jìn)行單向考核與優(yōu)化設(shè)計(jì)，對(duì)迭代制導(dǎo)算法、導(dǎo)航算法的適用性進(jìn)行復(fù)核與優(yōu)化設(shè)計(jì)。經(jīng)過優(yōu)化設(shè)計(jì)后，再次進(jìn)行驗(yàn)證。

本發(fā)明的有益效果：通過設(shè)計(jì)制導(dǎo)、姿控同步仿真驗(yàn)證技術(shù)，在同一平臺(tái)上實(shí)現(xiàn)了制導(dǎo)系統(tǒng)與姿控系統(tǒng)不同指標(biāo)的同步考核，節(jié)省了仿真試驗(yàn)資源，節(jié)省了人力成本，確保了仿真模型與軟件版本更新一致性。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1是根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例所述的一種運(yùn)載火箭飛行品質(zhì)高效仿真驗(yàn)證方法的硬件在環(huán)仿真結(jié)構(gòu)圖；

圖2是根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例所述的一種運(yùn)載火箭飛行品質(zhì)高效仿真驗(yàn)證方法的軟件系統(tǒng)流程圖。

具體實(shí)施方式

下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實(shí)施例僅僅是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

如圖1-2所示，根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例所述的一種運(yùn)載火箭飛行品質(zhì)高效仿真驗(yàn)證方法，包括如下步驟：

1.開展制導(dǎo)、姿控同步仿真驗(yàn)證流程設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭信息流與控制流滿足全彈道飛行仿真過程需求，基于總線技術(shù)與實(shí)時(shí)通信技術(shù)實(shí)現(xiàn)地面主控系統(tǒng)、箭載計(jì)算機(jī)、衛(wèi)星模擬器、慣組、火箭噴管及伺服系統(tǒng)按照附圖1配備仿真系統(tǒng)參試設(shè)備并通過電纜網(wǎng)和網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)進(jìn)行組網(wǎng)連接。

1）配電部分采用50kw級(jí)別的大功率直流電源給伺服機(jī)構(gòu)供電，低功率電源則用于對(duì)控制器、采集傳感器設(shè)備供電，由動(dòng)力電纜網(wǎng)進(jìn)行連接；

2）基于光纖hub的星型光纖網(wǎng)系統(tǒng)用于向衛(wèi)星模擬器節(jié)點(diǎn)傳輸實(shí)時(shí)姿態(tài)信息，并采集經(jīng)角位移傳感器轉(zhuǎn)化后的伺服機(jī)構(gòu)反饋信息；

3）以太網(wǎng)系統(tǒng)作為上下位機(jī)的通信載體，采用udp協(xié)議實(shí)現(xiàn)模型編裝載與數(shù)據(jù)回傳，同時(shí)也用于下位機(jī)對(duì)電源的啟?？刂菩盘?hào)的傳輸；

4）1553b總線用于傳輸箭載計(jì)算機(jī)對(duì)外發(fā)出的控制指令和時(shí)序信號(hào)，傳輸協(xié)議在此處不做贅述。

2.開展軟件系統(tǒng)設(shè)計(jì)，基于matlab/simulink開發(fā)、編譯和調(diào)試仿真模型，基于visualc++開發(fā)上位機(jī)的人機(jī)交互系統(tǒng)，軟件流程圖如附圖2所示。其中，上位機(jī)軟件采用采用多線程/多進(jìn)程編程技術(shù)實(shí)現(xiàn)主控仿真軟件、飛行控制軟件的交互；

1）系統(tǒng)參試元件狀態(tài)點(diǎn)名檢查：基于c/s模式，連入閉環(huán)的多個(gè)參試設(shè)備為client，上位機(jī)主控節(jié)點(diǎn)為server，主控節(jié)點(diǎn)發(fā)出檢查命令，各個(gè)節(jié)點(diǎn)依次自檢并向主控節(jié)點(diǎn)反饋當(dāng)前狀態(tài)；

2）配置仿真任務(wù)：仿真模式可根據(jù)用戶需求設(shè)置為軟件在環(huán)模式、硬件在環(huán)模式，軟件在環(huán)模式采用模型模擬參試元件的特性，硬件在環(huán)模式采用真實(shí)參試元件接入閉環(huán)，根據(jù)用戶配置選擇，通過對(duì)下位機(jī)工作標(biāo)志位的自動(dòng)映射實(shí)現(xiàn)兩種狀態(tài)的無縫切換；另外，讀取仿真試驗(yàn)的偏差序列，將組合偏差注入六自由度箭體模型中；

3）下載仿真模型：通過以太網(wǎng)將仿真模型下載到下位機(jī)，下位機(jī)處于黑盒狀態(tài)，持續(xù)偵聽指定的網(wǎng)絡(luò)通信接口，接收到模型后，自動(dòng)加載到實(shí)時(shí)引擎中。

4）模型實(shí)時(shí)運(yùn)算：下位機(jī)采用加拿大的實(shí)時(shí)系統(tǒng)qnx作為實(shí)時(shí)引擎，驅(qū)動(dòng)模型，嚴(yán)格按照1ms的幀周期推進(jìn)實(shí)時(shí)運(yùn)算；

5）數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)管理：主要完成的工作包括實(shí)時(shí)采集硬件端口的信號(hào)、實(shí)時(shí)發(fā)送控制指令，實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)關(guān)鍵指標(biāo)是否超出閾值，實(shí)時(shí)緩存采集與運(yùn)算的仿真結(jié)果。通過高速以太網(wǎng)將仿真結(jié)果同步傳輸給上位機(jī)進(jìn)行顯示與存儲(chǔ)。實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)管理與模型實(shí)時(shí)運(yùn)算采用多線程方式實(shí)現(xiàn)。

6）仿真啟停管理：通過上位機(jī)人機(jī)交互界面輸入用戶需求，基于高速以太網(wǎng)傳輸給下位機(jī)進(jìn)行啟?？刂?。主要功能包括模式選擇、用例注入、模型下載、仿真開始、仿真停止、數(shù)據(jù)回收等。

7）時(shí)鐘信號(hào)同步：基于中斷信號(hào)實(shí)現(xiàn)接入系統(tǒng)的所有參試設(shè)備的時(shí)鐘同步。

3.設(shè)計(jì)制導(dǎo)姿控仿真用例。將考核制導(dǎo)精度指標(biāo)的關(guān)鍵偏差項(xiàng)、考核姿控穩(wěn)定性指標(biāo)的關(guān)鍵偏差項(xiàng)按照排列組合方式，編織成統(tǒng)一格式的腳本文件，并賦予專用的用例編號(hào)。

1）選定偏差項(xiàng)：綜合考慮制導(dǎo)偏差與姿控偏差的鉸鏈與分解情況，編制偏差目錄文件，選型的偏差項(xiàng)包括：質(zhì)量偏差、姿態(tài)偏差、質(zhì)心偏差、位置偏差、速度偏差、角速度偏差、加速度偏差、大氣偏差、風(fēng)場偏差、推力偏差、氣動(dòng)力偏差、慣組偏差、彈性偏差、器件安裝偏差。

2）偏差組合規(guī)則：針對(duì)方向類偏差（如力的方向），按照“+”、“-”標(biāo)示其正反向進(jìn)行讀取，該規(guī)則記為r1；數(shù)值累偏差（如安裝偏差角）則讀取偏差的變化范圍，該規(guī)則記為r2；分支類偏差（如多種風(fēng)場數(shù)據(jù)偏差）則讀取偏差的編號(hào)，該規(guī)則記為r3。最后，按照x、y、z三個(gè)不同維度采取遍歷方式加注偏差，該規(guī)則記為r4。所以，得到組合偏差的同一編制規(guī)則r=r1*r2*r3*r4。

3）用例序列：按照上述規(guī)則將偏差文件按照同一的數(shù)據(jù)格式編制成標(biāo)準(zhǔn)文件，并從小到大賦予編號(hào)，形成仿真試驗(yàn)用例序列。

4.開展模型校驗(yàn)與系統(tǒng)聯(lián)試，采用靜態(tài)測(cè)試法、開環(huán)校驗(yàn)與閉環(huán)校驗(yàn)，完成制導(dǎo)、姿控模型一致性校驗(yàn)，然后植入matlab平臺(tái)在實(shí)時(shí)系統(tǒng)中，連接仿真參試元件進(jìn)行通信調(diào)試，實(shí)現(xiàn)全系統(tǒng)的實(shí)時(shí)運(yùn)行。

1）靜態(tài)測(cè)試：運(yùn)載火箭運(yùn)動(dòng)學(xué)與動(dòng)力學(xué)模采用matlab/simulink與c語言混合編程方式實(shí)現(xiàn)，將發(fā)動(dòng)機(jī)推力模型、伺服機(jī)構(gòu)模型、慣性器件模型、風(fēng)場引力場模型以及導(dǎo)航計(jì)算、彈道參數(shù)計(jì)算、迭代制導(dǎo)計(jì)算、氣動(dòng)力與力矩計(jì)算、導(dǎo)引及關(guān)機(jī)計(jì)算、姿態(tài)控制網(wǎng)絡(luò)計(jì)算、控制指令輸出計(jì)算的編碼成c語言函數(shù)。將此函數(shù)封裝為simulink圖形化子模塊。給定階躍信號(hào)輸入，比較輸出實(shí)際值與理論值，偏差若在允許范圍（一般為0.1%以內(nèi)）則通過靜態(tài)測(cè)試。

2）開環(huán)測(cè)試：將通過靜態(tài)測(cè)試的子模塊按照信號(hào)流搭建運(yùn)載火箭六自由度仿真模型，順序?yàn)閳?zhí)行機(jī)構(gòu)模型計(jì)算→箭體總體參數(shù)計(jì)算→風(fēng)場引力場模型計(jì)算→攻角側(cè)滑角計(jì)算→發(fā)動(dòng)機(jī)推力氣動(dòng)力計(jì)算→發(fā)動(dòng)機(jī)擺角合成計(jì)算→力與力矩計(jì)算→彈性晃動(dòng)方程計(jì)算→速度位置姿態(tài)計(jì)算→慣性器件測(cè)量方程計(jì)算→慣性器件單機(jī)模型計(jì)算。給定輸入，校驗(yàn)輸出值的大小和延遲，偏差若在允許范圍內(nèi)則通過開環(huán)測(cè)試。

3）閉環(huán)測(cè)試：需將通過開環(huán)測(cè)試的六自由度仿真模型接入制導(dǎo)控制回路中行程閉環(huán)。制導(dǎo)控制的信息流順序?yàn)樽x取仿真模型的脈沖數(shù)→導(dǎo)航參數(shù)計(jì)算→程序角計(jì)算→導(dǎo)引及關(guān)機(jī)計(jì)算→姿控網(wǎng)絡(luò)計(jì)算→控制指令輸出。給定輸入與停止條件，進(jìn)行閉環(huán)計(jì)算，比較理論值與實(shí)際值，偏差若在允許范圍內(nèi)則通過閉環(huán)測(cè)試。

5.軟件在環(huán)仿真試驗(yàn)。將箭載計(jì)算機(jī)和地面仿真系統(tǒng)連接形成閉環(huán)，箭載計(jì)算機(jī)運(yùn)行飛行控制軟件，地面仿真系統(tǒng)運(yùn)行箭體模型仿真軟件，對(duì)模型偏差試驗(yàn)用例進(jìn)行遍歷測(cè)試，并對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，確定觸及試驗(yàn)指標(biāo)邊界的試驗(yàn)用例。

1）系統(tǒng)組成：采用電纜網(wǎng)與網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)將箭載計(jì)算機(jī)、地面仿真系統(tǒng)連接形成閉環(huán)，通過發(fā)送與接收接測(cè)試信號(hào)，實(shí)現(xiàn)閉環(huán)的信號(hào)通路測(cè)試。仿真模式設(shè)置為軟件在環(huán)模式，采用數(shù)學(xué)模型模擬伺服機(jī)構(gòu)特性、慣性器件特性、衛(wèi)星導(dǎo)航計(jì)算與特性等。

2）仿真運(yùn)行：加載仿真模型的試驗(yàn)用例序列，將當(dāng)前序列的組合偏差加注到六自由度仿真模型中，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)模型運(yùn)算與實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)與顯示。完成所有序列的測(cè)試后，借助第三方數(shù)據(jù)分析軟件對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行批量數(shù)據(jù)處理，同步分析制導(dǎo)、姿控性能，主要考核伺服執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動(dòng)態(tài)特性、姿態(tài)平穩(wěn)性、制導(dǎo)精度等指標(biāo)，找出逼近和超出邊界條件的試驗(yàn)用例。

6.硬件在環(huán)仿真試驗(yàn)，將箭載計(jì)算機(jī)、地面仿真系統(tǒng)、火箭擺動(dòng)噴管、衛(wèi)星模擬器等主要測(cè)試單元連接形成閉環(huán)，開展硬件在環(huán)仿真試驗(yàn)，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如附圖1所示。針對(duì)軟件在環(huán)實(shí)驗(yàn)結(jié)果中的邊界條件，進(jìn)行實(shí)物仿真，考核其運(yùn)行指標(biāo)是否符合設(shè)計(jì)需求。

1）系統(tǒng)組成：按照附圖1配備所需設(shè)備并采用電纜網(wǎng)和網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)將所有設(shè)備進(jìn)行連接形成閉環(huán)。對(duì)伺服機(jī)構(gòu)節(jié)點(diǎn)發(fā)送1553b控制指令和采集反饋信號(hào)，完成其信號(hào)通路測(cè)試；對(duì)衛(wèi)星導(dǎo)航模擬器的控制計(jì)算機(jī)節(jié)點(diǎn)通過光纖發(fā)送并接收信號(hào)，完成信號(hào)通路測(cè)試；將仿真模式設(shè)置為硬件在環(huán)模式，系統(tǒng)接入真實(shí)的伺服機(jī)構(gòu)、衛(wèi)星導(dǎo)航模擬器等。

2）仿真運(yùn)行：針對(duì)軟件在環(huán)仿真結(jié)果，選擇觸及邊界條件的組合偏差加載仿真模型進(jìn)行試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)模型運(yùn)算與實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)與顯示。需關(guān)注試驗(yàn)過程中各個(gè)參試元件的運(yùn)行情況，在出現(xiàn)異常及發(fā)散的請(qǐng)款下，人為干預(yù)仿真進(jìn)展；需關(guān)注試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并將硬件在環(huán)與軟件在環(huán)的結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，比較其飛行過程中關(guān)鍵時(shí)刻的異同，據(jù)此優(yōu)化設(shè)計(jì)。

3）優(yōu)化設(shè)計(jì)：根據(jù)硬件在環(huán)與軟件在環(huán)的結(jié)果差異，對(duì)姿控網(wǎng)絡(luò)參數(shù)的正確性和適應(yīng)性進(jìn)行單向考核與優(yōu)化設(shè)計(jì)，對(duì)迭代制導(dǎo)算法、導(dǎo)航算法的適用性進(jìn)行復(fù)核與優(yōu)化設(shè)計(jì)。經(jīng)過優(yōu)化設(shè)計(jì)后，再次進(jìn)行驗(yàn)證。

綜上所述，借助于本發(fā)明的上述技術(shù)方案：

1.節(jié)省仿真系統(tǒng)軟硬件成本。傳統(tǒng)研制模式下，需要兩套仿真主控系統(tǒng)、兩套箭載計(jì)算機(jī)、兩套仿真軟件，可合成為一套軟硬件系統(tǒng)。產(chǎn)品采購成本節(jié)省40%以上；

2.節(jié)省人力成本。制導(dǎo)試驗(yàn)與姿控試驗(yàn)需要兩組實(shí)驗(yàn)人員執(zhí)行試驗(yàn)、維護(hù)系統(tǒng)、分析數(shù)據(jù)、更新代碼，采用該發(fā)明方案后，只需一組試驗(yàn)人員進(jìn)行保障，節(jié)省人力成本50%；

3.縮短試驗(yàn)周期。傳統(tǒng)研制模式下，制導(dǎo)指標(biāo)、姿控指標(biāo)分開考核后，還需關(guān)聯(lián)分析，試驗(yàn)周期較長。采用該方案后，制導(dǎo)指標(biāo)與姿控指標(biāo)同步考核，提高了試驗(yàn)效率，縮短了試驗(yàn)周期50%。

4.避免軟件更新不一致。兩個(gè)試驗(yàn)分開開展過程中，存在數(shù)據(jù)更新不一致，軟件版本不同步的情況，影響試驗(yàn)結(jié)果的可靠性。采用該方案后，只有一套仿真軟件和模型，提高了仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致性與可靠性。

以上所述僅為本發(fā)明的較佳實(shí)施例而已，并不用以限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所作的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。