飞行控制软件敏捷测试方法及系统、终端、存储介质技术方案

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。

【技术实现步骤摘要】
飞行控制软件敏捷测试方法及系统、终端、存储介质
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。
技术介绍
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。
技术实现思路
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；r>基于从弹道仿真模本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行控制软件敏捷测试方法，其特征在于，包括：/n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；/n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；/n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。/n

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡骁，李浩，张亚琳，潘彦鹏，张雪婷，陈旭东，吕瑞，涂海峰，严大卫，陈喆，葛云鹏，梁卓，宋志国，张东，王冀宁，王凯旋，李迎博，薛晨琛，李烨，谭黎立，杨立杰，丁禹，赵楠，陈铁凝，郝仁杰，邱岳诗，孟文霞，姜春旺，杜肖，谭清科，
申请(专利权)人：中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11