制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统及测试方法技术方案

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。试。试。

【技术实现步骤摘要】
制导火箭弹弹载计算机测试模拟系统及测试方法


[0001]本公开涉及火箭弹制导控制
，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。

技术介绍

[0002]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。
[0003]需要说明的是，在上述
技术介绍
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。

技术实现思路

[0004]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。
[0005]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。
[0006]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。
[0007]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。
[0008]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。
[0009]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。
[0010]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。
[0011]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。
[0012]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。
[0013]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。
[0014]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本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：李波，杨杰，陈媛，熊建宁，
申请(专利权)人：西安雷通科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：