火箭半实物仿真测试系统技术方案

本申请涉及火箭半实物仿真测试系统，包括实时仿真机、导航计算机、飞控计算机、三轴转台、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站。飞控计算机分别通信连接实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子和遥测电台，实时仿真机分别通信连接导航计算机和三轴转台，地面站通信连接遥测电台，导航计算机装设在三轴转台上，跟随三轴转台做牵连运动。实时仿真机用于控制三轴转台旋转模拟火箭飞行姿态，飞控计算机用于分别联动实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站，开展火箭控制系统半实物仿真测试。通过将飞控计算机、导航计算机、舵机、黑匣子、地面站和遥测电台引入仿真回路中，实现了高效测试提升火箭控制系统可靠性目的。

【技术实现步骤摘要】
火箭半实物仿真测试系统
本申请涉及航空航天
，特别是涉及一种火箭半实物仿真测试系统。
技术介绍
随着火箭技术的发展，对火箭控制系统的可靠性要求越来越高。火箭控制系统是火箭的核心组成部分，在火箭飞行中起到至关重要的作用。为了确保火箭控制系统的可靠性，从而确保火箭飞行成功，必须在地面进行大量的实验，如需要进行半实物仿真实验。适用于火箭的传统的半实物仿真平台，有基于弹道仿真机、转台控制柜和三轴转台等搭建的仿真系统，其能够满足火箭子级落区控制的半实物仿真实验，在地面仿真模拟火箭子级的飞行过程。然而，在实现本专利技术过程中，专利技术人发现前述传统的半实物仿真平台，存在着无法高效测试，提升火箭控制系统可靠性的技术问题。
技术实现思路
基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种能够高效测试提升火箭控制系统可靠性的火箭半实物仿真测试系统。为了实现上述目的，本专利技术实施例采用以下技术方案：本专利技术实施例提供一种火箭半实物仿真测试系统，包括实时仿真机、导航计算机、飞控计算机、三轴转台、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站；飞控计算机分别通信连接实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子和遥测电台，实时仿真机分别通信连接导航计算机和三轴转台，地面站通信连接遥测电台，导航计算机装设在三轴转台上，跟随三轴转台做牵连运动；实时仿真机用于控制三轴转台旋转模拟火箭飞行姿态，飞控计算机用于分别联动实时仿真机、导航计算机、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站，开展火箭控制系统半实物仿真测试。在其中一个实施例中，三轴转台装设有角位移传感器，角位移传感器通信连接实时仿真机，用于测量三轴转台的偏转角度并发送至实时仿真机。在其中一个实施例中，三轴转台用于接收到实时仿真机传输的姿态控制指令后，转动模拟火箭飞行姿态。在其中一个实施例中，实时仿真机用于接收飞控计算机传输的舵偏角指令和运算逻辑控制指令后，控制三轴转台转动，以及向导航计算机传送模拟加速度信息和模拟GPS信息；其中，模拟加速度信息和模拟GPS信息通过实时仿真机根据运算逻辑控制指令，利用舵偏角指令以及接收的偏转角度模拟解算得到。在其中一个实施例中，飞控计算机用于接收地面站通过遥测电台发送的遥测测试指令并通过遥测电台向地面站返回遥测数据，地面站用于检测返回的遥测数据确定遥测电台是否正常。在其中一个实施例中，飞控计算机还用于接收地面站通过遥测电台发送的舵机测试指令后，控制舵机偏转并接收舵机实测的舵偏角；飞控计算机还用于通过遥测电台向地面站返回舵偏角，地面站还用于检测返回的舵偏角确定舵机是否正常。在其中一个实施例中，飞控计算机还用于接收地面站通过遥测电台发送的火箭起竖指令后，转发至实时仿真机。在其中一个实施例中，飞控计算机还用于接收地面站通过遥测电台发送的火箭点火指令后，转发至实时仿真机并进入自动控制模式，分别联动导航计算机、舵机、实时仿真机和黑匣子完成火箭闭环控制。在其中一个实施例中，导航计算机用于测量三轴转台的角速度信息，接收实时仿真机发送的模拟加速度信息和模拟GPS信息，以及用于将解算得到的火箭飞行的位置信息、速度信息和姿态信息发送至飞控计算机；其中，位置信息、速度信息和姿态信息为导航计算机根据角速度信息、模拟加速度信息和模拟GPS信息解算获得。在其中一个实施例中，遥测电台包括第一遥测电台和第二遥测电台，第一遥测电台和第二遥测电台之间通过天线无线连接，第一遥测电台通过通信线缆连接飞控计算机，第二遥测电台通过通信线缆连接地面站。上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点和有益效果：上述火箭半实物仿真测试系统，通过以飞控计算机为核心，以实时仿真机和三轴转台为辅助，将火箭飞行控制系统中的飞控计算机、导航计算机、舵机、黑匣子、地面站和遥测电台引入仿真回路中，可以给参试部件提供充分的激励，真实模拟火箭飞行中的轨迹、姿态，验证飞控计算机和各部件的数据通信是否正常，大大提升调试改进控制参数的便捷度，保证了火箭控制系统的高可靠性，对于火箭成功飞行提供有力支持。附图说明图1为一个实施例中火箭半实物仿真测试系统的结构示意图；图2为另一个实施例中火箭半实物仿真测试系统的结构示意图；图3为一个实施例中火箭半实物仿真测试系统的工作流程示意图。具体实施方式为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。需要说明的是，当一个元件被认为是“连接”另一个元件，可以是直接连接到另一个元件并与之结合为一体，或者可能同时存在居中元件，即也可以是间接连接到另一个元件。除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本申请的
的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本申请的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本申请。本文所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。另外，本专利技术各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时，应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本专利技术要求的保护范围之内。本专利技术针对传统的半实物仿真平台中，存在着无法高效测试提升火箭控制系统可靠性的技术问题，提出了有效的解决方法，能够高效测试提升火箭控制系统可靠性。请参阅图1，在一个实施例中，本专利技术提供一种火箭半实物仿真测试系统100，包括实时仿真机12、导航计算机14、飞控计算机16、三轴转台18、舵机20、黑匣子22、遥测电台24和地面站26。飞控计算机16分别通信连接实时仿真机12、导航计算机14、舵机20、黑匣子22和遥测电台24。实时仿真机12分别通信连接导航计算机14和三轴转台18。地面站26通信连接遥测电台24。导航计算机14装设在三轴转台18上，跟随三轴转台18做牵连运动。实时仿真机12用于控制三轴转台18旋转模拟火箭飞行姿态。飞控计算机16用于分别联动实时仿真机12、导航计算机14、舵机20、黑匣子22、遥测电台24和地面站26，开展火箭控制系统半实物仿真测试。可以理解，飞控计算机16、导航计算机14、舵机20、遥测电台24、黑匣子22和地面站26作为火箭实际飞行时火箭控制系统的既有组成部分，在半实物仿真系统中属于被测试部件。实时仿真机12和三轴转台18不参与火箭实际飞行，在半实物仿真系统中作为测试部件。将飞控计算机16、导航计算机14、舵机20、遥测电台24、黑匣子22、地面站26引入仿真回路中，与实时仿真机12和三轴转台18共同搭建成整个火箭半实物仿真测试系统100。其中，实时仿真机12可以采用现有的计算机终端，其安装有本领域现有的实时操作系统，具有良好的实时性。实时仿真机12可用于建立火箭飞行控制模型，计算火箭飞行的轨迹和姿态，接收飞控计算机16传输的舵偏角指令和运算逻辑控制指令，接收三轴转台本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭半实物仿真测试系统，其特征在于，包括实时仿真机、导航计算机、飞控计算机、三轴转台、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站；/n所述飞控计算机分别通信连接所述实时仿真机、所述导航计算机、所述舵机、所述黑匣子和所述遥测电台，所述实时仿真机分别通信连接所述导航计算机和所述三轴转台，所述地面站通信连接所述遥测电台，所述导航计算机装设在所述三轴转台上，跟随所述三轴转台做牵连运动；/n所述实时仿真机用于控制所述三轴转台旋转模拟火箭飞行姿态，所述飞控计算机用于分别联动所述实时仿真机、所述导航计算机、所述舵机、所述黑匣子、所述遥测电台和所述地面站，开展火箭控制系统半实物仿真测试。/n

【技术特征摘要】
1.一种火箭半实物仿真测试系统，其特征在于，包括实时仿真机、导航计算机、飞控计算机、三轴转台、舵机、黑匣子、遥测电台和地面站；
所述飞控计算机分别通信连接所述实时仿真机、所述导航计算机、所述舵机、所述黑匣子和所述遥测电台，所述实时仿真机分别通信连接所述导航计算机和所述三轴转台，所述地面站通信连接所述遥测电台，所述导航计算机装设在所述三轴转台上，跟随所述三轴转台做牵连运动；
所述实时仿真机用于控制所述三轴转台旋转模拟火箭飞行姿态，所述飞控计算机用于分别联动所述实时仿真机、所述导航计算机、所述舵机、所述黑匣子、所述遥测电台和所述地面站，开展火箭控制系统半实物仿真测试。


2.根据权利要求1所述的火箭半实物仿真测试系统，其特征在于，所述三轴转台装设有角位移传感器，所述角位移传感器通信连接所述实时仿真机，用于测量所述三轴转台的偏转角度并发送至所述实时仿真机。


3.根据权利要求1或2所述的火箭半实物仿真测试系统，其特征在于，所述三轴转台用于接收到所述实时仿真机传输的姿态控制指令后，转动模拟火箭飞行姿态。


4.根据权利要求2所述的火箭半实物仿真测试系统，其特征在于，所述实时仿真机用于接收所述飞控计算机传输的舵偏角指令和运算逻辑控制指令后，控制所述三轴转台转动，以及向所述导航计算机传送模拟加速度信息和模拟GPS信息；
其中，所述模拟加速度信息和所述模拟GPS信息通过所述实时仿真机根据所述运算逻辑控制指令，利用所述舵偏角指令以及接收的所述偏转角度模拟解算得到。


5.根据权利要求1、2或4所述的火箭半实物仿真测试系统，其特征在于，所述飞控计算机用于接收所述地面站通过所述遥测电台发送的遥测测试指令并通过所述遥测电台向所述地面站返回...

【专利技术属性】
技术研发人员：樊晓帅，江振宇，张士峰，白锡斌，许秋平，刘轩岑，周首，杨豪，陈浩然，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43