一种便携式火箭制导组件地面测试发控系统技术方案

本发明专利技术公开了一种便携式火箭制导组件地面测试发控系统，该系统包括防护箱体、测试发控计算机、电源模块、操作面板模块和线缆；防护箱体用于安装和保护内部设备；测试发控计算机用于对火箭制导组件测试进行控制和测试；电源模块为测试发控计算机和火箭制导组件供电；操作面板模块用于控制火箭制导组件，并为测试发控计算机和火箭制导组件提供电器通信接口；系统内置故障模拟诊断算法、导航算法等相关算法，测试发控计算机通过操作面板上的电气通信接口将指令转换为控制信号发送到火箭制导组件，并接收其反馈的状态信号发送给测试发控计算机。本发明专利技术可根据实际需求加载其他算法软件，具有集成度高、体积小、重量轻、功能全面和适用性强的优点。适用性强的优点。适用性强的优点。

【技术实现步骤摘要】
一种便携式火箭制导组件地面测试发控系统


[0001]本专利技术涉及火箭测试发控系统
，特别是一种便携式火箭制导组件地面测试发控系统。

技术介绍

[0002]随着现代战争侦查手段的不断演进，武器系统的生存难度越来越大，上个世纪六七十年代研制的武器己经很难满足现代战争的需求，因此，对武器系统包括测试系统提出了新的要求。过去研制的地面测试系统，体积大、测试功能单一、测试精度低。随着测试手段的提高、计算机总线技术的发展、存储资源的增加、数据通讯速率的提高，过去难以完成的测试现在己经变得较为容易。导弹发射前需要在地面对导弹各个设备的工作状态进行逐一检查，完成检查后按照规定流程进行发射，地面测试系统的测试结果决定导弹是否具备发射条件，所以地面测试十分重要。因此，对武器系统测试设备的技术升级，能极大地提高武器系统的可靠性。
[0003]火箭制导组件地面测试发控系统(Ground test and launch control system)集测试、发射控制和数据处理等功能于一体，用于在火箭研制的过程中对火箭制导组件的性能进行测试和控制。传统的地面测试发控系统需根据火箭制导组件型号定制，测试设备中接口数量和功能较少且功能单一，测试设备的数量较多，体积大，重量大，准备过程较为复杂，延长了火箭测试发控的测试时间，还存在资源浪费，兼容性差、信息传递低效等问题。
[0004]地面测试发控系统作为火箭制导组件测试的重要组成部分，通常需要投入大量的人力物力和时间。专利CN110411517A公开了一种火箭智能测发控系统，功能比较全面但需要多台计算机和服务器交互，系统架构较为复杂。论文《运载火箭地面一体化测发控系统设计》(韩亮,张宏德,彭越.运载火箭地面一体化测发控系统设计[J].计算机测量与控制,2021,29(06):5
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8,34.)提出的方法对运载火箭地面测发控系统的硬件、软件和信息进行了一体化设计，系统功能全面且集成化程度高，但系统架构仍较为复杂。专利CN110780599A公开了一种运载火箭机动测发控系统，可根据发射环境设置不同模式，但系统设备布置安装过程仍较复杂。专利CN102042122A公开了一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，体积结构较小但仍分为计算机、数据采集与控制卡和和测控箱三大部分，便携性仍可进一步提高。专利CN111997786A公开了一种火箭发动机便携测控系统箱，集成化程度较高，但软件功能相对较少。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种集成度高、体积小、重量轻、功能齐全的便携式火箭制导组件地面测试发控系统。
[0006]实现本专利技术目的的技术解决方案为：一种便携式火箭制导组件地面测试发控系统，硬件包括防护箱体、测试发控计算机、电源模块、操作面板模块和线缆，软件包括其中：
[0007]所述防护箱体，用于安装和保护内部设备；
[0008]所述测试发控计算机，用于对火箭制导组件测试进行控制和测试；
[0009]所述电源模块，为测试发控计算机和火箭制导组件供电；
[0010]所述操作面板模块，用于控制火箭制导组件，并为测试发控计算机和火箭制导组件提供电器通信接口；
[0011]所述线缆，用于连接测试发控系统与火箭制导组件，为电源模块充电，为测试发控计算机供电。
[0012]进一步地，所述防护箱体采用聚合材料注塑成型，采用扁型弹性发泡密封橡胶条密封。
[0013]进一步地，所述测试发控计算机包括工控主机、显示屏、键盘、扬声器和散热系统，预存用于对火箭制导组件测试进行控制的计算机程序和操作界面软件，根据具体需求进行配置和更新；所述计算机程序和操作界面软件包括测试发控软件、故障模拟与测试软件和导航制导算法软件。
[0014]进一步地，所述电源模块包括两组独立的电源，分别为测试发控计算机电源和火箭制导组件电源。
[0015]进一步地，所述操作面板模块包括控制按钮与电气通信接口，其中：
[0016]所述控制按钮，用于对火箭制导组件进行控制；
[0017]所述电气通信接口，用于进行测试发控计算机与火箭制导组件通信，所述电气通信接口将测试发控计算机发出的指令转换为控制信号发送到火箭制导组件，并接收火箭制导组件反馈的状态信号发送给测试发控计算机。
[0018]进一步地，所述测试发控软件的功能包括通讯设置、系统自检和点火发射功能；所述故障模拟与测试软件包括故障模拟功能和故障诊断功能；所述导航制导算法软件包括导航自标定算法、GNSS/INS组合导航算法、因子图多源信息融合算法、基于LSTM神经网络的智能融合算法。
[0019]进一步地，所述控制按钮包括测试发控计算机的开机按钮；测试发控计算机的屏幕亮度调节按钮和音量调节按钮；激活保险按钮；电池激活按钮；交流供电按钮和电池供电按钮；点火按钮；备用点火按钮；
[0020]所述交流供电按钮和电池供电按钮，用于根据测试发控系统的使用条件，选择通过交流电为测试发控计算机供电或通过电源模块中的测试发控计算机电源为测试发控计算机供电。
[0021]进一步地，所述电气通信接口包括以太网接口；USB通信接口；通信串口；电压输入接口；电压输出接口；测试发控计算机的供电接口和充电接口；12芯接插件。
[0022]进一步地，所述测试发控软件、故障模拟与测试软件和导航制导算法软件，具体如下：
[0023]所述测试发控软件中，通讯设置功能用于设置通信串口的串口号和通信波特率，通信连接成功后，火箭制导组件的参数将实时显示在软件界面上；系统自检功能用于驱动火箭制导组件进行系统自检，并将GPS、舵机这些部件的自检结果显示在软件界面上；点火发射功能将发射诸元进行装订，调用火箭制导组件软件，进行仿真飞行并显示结果，相应参数以图表形式在界面显示；
[0024]所述故障模拟与测试软件，能够对故障进行模拟仿真；对火箭故障进行检测与诊
断，并将相应故障以图形信息在界面显示；
[0025]所述导航制导算法软件，以GNSS卫星信息为基准，通过设计决策锁存补偿方法，在不对惯导进行拆卸的前提下完成对误差参数的估计并完成惯导元器件常值误差自动标定；GNSS/INS组合导航算法利用卡尔曼滤波技术对GNSS/INS信息进行融合；因子图多源信息融合算法利用因子图方法针对多源信息融合导航问题进行求解；基于LSTM神经网络的智能融合算法在卫星拒止情况下利用训练好的神经网络输出伪GNSS信息用于组合导航。
[0026]进一步地，所述USB通信接口包括两个USB3.0接口和一个USB2.0接口；所述通信串口为RS232通信串口；所述电压输入接口包括12V输入接口和28V输入接口，所述电压输出接口包括12V输出接口和28V输出接口；所述测试发控计算机的供电接口电压为交流220V/50Hz。
[0027]本专利技术与现有技术相比，其显著优点在于：(1)集成度高、体积小、重量轻。本专利技术整备质量小于13千克，防护箱体尺寸小于500
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种便携式火箭制导组件地面测试发控系统，其特征在于，硬件包括防护箱体、测试发控计算机、电源模块、操作面板模块和线缆，软件包括其中：所述防护箱体，用于安装和保护内部设备；所述测试发控计算机，用于对火箭制导组件测试进行控制和测试；所述电源模块，为测试发控计算机和火箭制导组件供电；所述操作面板模块，用于控制火箭制导组件，并为测试发控计算机和火箭制导组件提供电器通信接口；所述线缆，用于连接测试发控系统与火箭制导组件，为电源模块充电，为测试发控计算机供电。2.根据权利要求1所述的便携式火箭制导组件地面测试发控系统，其特征在于，所述防护箱体采用聚合材料注塑成型，采用扁型弹性发泡密封橡胶条密封。3.根据权利要求1所述的便携式火箭制导组件地面测试发控系统，其特征在于，所述测试发控计算机包括工控主机、显示屏、键盘、扬声器和散热系统，预存用于对火箭制导组件测试进行控制的计算机程序和操作界面软件，根据具体需求进行配置和更新；所述计算机程序和操作界面软件包括测试发控软件、故障模拟与测试软件和导航制导算法软件。4.根据权利要求1所述的便携式火箭制导组件地面测试发控系统，其特征在于，所述电源模块包括两组独立的电源，分别为测试发控计算机电源和火箭制导组件电源。5.根据权利要求1所述的便携式火箭制导组件地面测试发控系统，其特征在于，所述操作面板模块包括控制按钮与电气通信接口，其中：所述控制按钮，用于对火箭制导组件进行控制；所述电气通信接口，用于进行测试发控计算机与火箭制导组件通信，所述电气通信接口将测试发控计算机发出的指令转换为控制信号发送到火箭制导组件，并接收火箭制导组件反馈的状态信号发送给测试发控计算机。6.根据权利要求3所述的便携式火箭制导组件地面测试发控系统，其特征在于，所述测试发控软件的功能包括通讯设置、系统自检和点火发射功能；所述故障模拟与测试软件包括故障模拟功能和故障诊断功能；所述导航制导算法软件包括导航自标定算法、GNSS/INS组合导航算法、因子图多源信息融合算法、基于LSTM神经网络的智能融合算法。7.根据权利要求5所述的便携式火箭制导组件地面测试发控系统，其特征在于，所述控制按钮包括测试发控计算机的开机按钮；测...

【专利技术属性】
技术研发人员：白宏阳，曹宇，邹冠宇，靳科锐，邓天宇，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：