一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法与流程

本发明涉及本发明涉及运载火箭控制系统的仿真验证与测试方法。

背景技术：

在运载火箭控制系统传统研制过程中，制导系统与姿态控制系统由于考核指标不一样，需要研制两套仿真系统以供开展闭路制导仿真试验六自由度姿控仿真试验。在传统仿真试验模式下，需要配备两组试验人员、两套仿真软件，存在试验资源成本高、人力成本较高、试验周期过长、软件版本更新不一致等问题。

针对相关技术中的问题，目前尚未提出有效的解决方案。

技术实现要素：

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出了一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法，在同一平台上实现制导系统与姿控系统不同指标的同步考核。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是这样实现的：

一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法，包括：

1.运载火箭箭体模型校核、验证与确认（vvv&a）。

根据需求，设计基于单机模型模块的静态测试、基于箭体模型的开环测试、基于仿真流程的闭环测试等方法，确保用于仿真试验的数学模型和制导控制率实现的正确性和可靠性。

1）静态测试：运载火箭运动学与动力学模采用matlab/simulink与c语言混合编程方式实现，将发动机推力模型、伺服机构模型、惯性器件模型、风场引力场模型以及导航计算、弹道参数计算、迭代制导计算、气动力与力矩计算、导引及关机计算、姿态控制网络计算、控制指令输出计算的编码成c语言函数。将此函数封装为simulink图形化子模块。给定阶跃信号输入，比较输出实际值与理论值，偏差若在允许范围（一般为0.1%以内）则通过静态测试。

2）开环测试：将通过静态测试的子模块按照信号流搭建运载火箭六自由度仿真模型，顺序为执行机构模型计算→箭体总体参数计算→风场引力场模型计算→攻角侧滑角计算→发动机推力气动力计算→发动机摆角合成计算→力与力矩计算→弹性晃动方程计算→速度位置姿态计算→惯性器件测量方程计算→惯性器件单机模型计算。给定输入，校验输出值的大小和延迟，偏差若在允许范围内则通过开环测试。

3）闭环测试：需将通过开环测试的六自由度仿真模型接入制导控制回路中行程闭环。制导控制的信息流顺序为读取仿真模型的脉冲数→导航参数计算→程序角计算→导引及关机计算→姿控网络计算→控制指令输出。给定输入与停止条件，进行闭环计算，比较理论值与实际值，偏差若在允许范围内则通过闭环测试。

2.箭体模型偏差同步注入。

制导系统主要考核飞行精度指标，姿控系统主要考核飞行稳定性指标，根据不同的考核需求，采用标准化的脚本文件，按照偏差组合规则将制导系统的偏差参数和姿控系统的偏差参数编制为多条试验用例，实现不同偏差注入到简体数学模型中。

1）选定偏差项：综合考虑制导偏差与姿控偏差的铰链与分解情况，编制偏差目录文件，选型的偏差项包括：质量偏差、姿态偏差、质心偏差、位置偏差、速度偏差、角速度偏差、加速度偏差、大气偏差、风场偏差、推力偏差、气动力偏差、惯组偏差、弹性偏差、器件安装偏差。

2）偏差组合规则：针对方向类偏差（如力的方向），按照“+”、“-”标示其正反向进行读取，该规则记为r1；数值累偏差（如安装偏差角）则读取偏差的变化范围，该规则记为r2；分支类偏差（如多种风场数据偏差）则读取偏差的编号，该规则记为r3。最后，按照x、y、z三个不同维度采取遍历方式加注偏差，该规则记为r4。所以，得到组合偏差的同一编制规则r=r1*r2*r3*r4。

3）用例序列：按照上述规则将偏差文件按照同一的数据格式编制成标准文件，并从小到大赋予编号，行程仿真试验用例序列。

3.软件在环仿真试验。

将箭载计算机和地面仿真系统连接形成闭环，箭载计算机运行飞行控制软件，地面仿真系统运行箭体模型仿真软件，对模型偏差试验用例进行遍历测试，并对试验数据进行分析，确定触及试验指标边界的试验用例。

1）系统组成：采用电缆网与网络系统将箭载计算机、地面仿真系统连接形成闭环，通过发送与接收接测试信号，实现闭环的信号通路测试。仿真模式设置为软件在环模式，采用数学模型模拟伺服机构特性、惯性器件特性、卫星导航计算与特性等。

2）仿真运行：加载仿真模型的试验用例序列，将当前序列的组合偏差加注到六自由度仿真模型中，实现实时模型运算与实时数据存储与显示。完成所有序列的测试后，借助第三方数据分析软件对仿真结果进行批量数据处理，同步分析制导、姿控性能，主要考核伺服执行机构的动态特性、姿态平稳性、制导精度等指标，找出逼近和超出边界条件的试验用例。

4.硬件在环仿真试验。

将箭载计算机、地面仿真系统、火箭摆动喷管、卫星模拟器等主要测试单元连接形成闭环，开展硬件在环仿真试验。针对软件在环实验结果中的边界条件，进行实物仿真，考核其运行指标是否符合设计需求。

1）系统组成：按照附图1配备所需设备并采用电缆网和网络系统将所有设备进行连接形成闭环。对伺服机构节点发送1553b控制指令和采集反馈信号，完成其信号通路测试；对卫星导航模拟器的控制计算机节点通过光纤发送并接收信号，完成信号通路测试；将仿真模式设置为硬件在环模式，系统接入真实的伺服机构、卫星导航模拟器等。

2）仿真运行：针对软件在环仿真结果，选择触及边界条件的组合偏差加载仿真模型进行试验，实现实时模型运算与实时数据存储与显示。需关注试验过程中各个参试元件的运行情况，在出现异常及发散的请款下，人为干预仿真进展；需关注试验数据，并将硬件在环与软件在环的结果进行对比分析，比较其飞行过程中关键时刻的异同，据此优化设计。

3）优化设计：根据硬件在环与软件在环的结果差异，对姿控网络参数的正确性和适应性进行单向考核与优化设计，对迭代制导算法、导航算法的适用性进行复核与优化设计。经过优化设计后，再次进行验证。

本发明的有益效果：通过设计制导、姿控同步仿真验证技术，在同一平台上实现了制导系统与姿控系统不同指标的同步考核，节省了仿真试验资源，节省了人力成本，确保了仿真模型与软件版本更新一致性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是根据本发明实施例所述的一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法的硬件在环仿真结构图；

图2是根据本发明实施例所述的一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法的软件系统流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1-2所示，根据本发明实施例所述的一种运载火箭飞行品质高效仿真验证方法，包括如下步骤：

1.开展制导、姿控同步仿真验证流程设计，实现运载火箭信息流与控制流满足全弹道飞行仿真过程需求，基于总线技术与实时通信技术实现地面主控系统、箭载计算机、卫星模拟器、惯组、火箭喷管及伺服系统按照附图1配备仿真系统参试设备并通过电缆网和网络系统进行组网连接。

1）配电部分采用50kw级别的大功率直流电源给伺服机构供电，低功率电源则用于对控制器、采集传感器设备供电，由动力电缆网进行连接；

2）基于光纤hub的星型光纤网系统用于向卫星模拟器节点传输实时姿态信息，并采集经角位移传感器转化后的伺服机构反馈信息；

3）以太网系统作为上下位机的通信载体，采用udp协议实现模型编装载与数据回传，同时也用于下位机对电源的启停控制信号的传输；

4）1553b总线用于传输箭载计算机对外发出的控制指令和时序信号，传输协议在此处不做赘述。

2.开展软件系统设计，基于matlab/simulink开发、编译和调试仿真模型，基于visualc++开发上位机的人机交互系统，软件流程图如附图2所示。其中，上位机软件采用采用多线程/多进程编程技术实现主控仿真软件、飞行控制软件的交互；

1）系统参试元件状态点名检查：基于c/s模式，连入闭环的多个参试设备为client，上位机主控节点为server，主控节点发出检查命令，各个节点依次自检并向主控节点反馈当前状态；

2）配置仿真任务：仿真模式可根据用户需求设置为软件在环模式、硬件在环模式，软件在环模式采用模型模拟参试元件的特性，硬件在环模式采用真实参试元件接入闭环，根据用户配置选择，通过对下位机工作标志位的自动映射实现两种状态的无缝切换；另外，读取仿真试验的偏差序列，将组合偏差注入六自由度箭体模型中；

3）下载仿真模型：通过以太网将仿真模型下载到下位机，下位机处于黑盒状态，持续侦听指定的网络通信接口，接收到模型后，自动加载到实时引擎中。

4）模型实时运算：下位机采用加拿大的实时系统qnx作为实时引擎，驱动模型，严格按照1ms的帧周期推进实时运算；

5）数据实时管理：主要完成的工作包括实时采集硬件端口的信号、实时发送控制指令，实时监测关键指标是否超出阈值，实时缓存采集与运算的仿真结果。通过高速以太网将仿真结果同步传输给上位机进行显示与存储。实时数据管理与模型实时运算采用多线程方式实现。

6）仿真启停管理：通过上位机人机交互界面输入用户需求，基于高速以太网传输给下位机进行启停控制。主要功能包括模式选择、用例注入、模型下载、仿真开始、仿真停止、数据回收等。

7）时钟信号同步：基于中断信号实现接入系统的所有参试设备的时钟同步。

3.设计制导姿控仿真用例。将考核制导精度指标的关键偏差项、考核姿控稳定性指标的关键偏差项按照排列组合方式，编织成统一格式的脚本文件，并赋予专用的用例编号。

1）选定偏差项：综合考虑制导偏差与姿控偏差的铰链与分解情况，编制偏差目录文件，选型的偏差项包括：质量偏差、姿态偏差、质心偏差、位置偏差、速度偏差、角速度偏差、加速度偏差、大气偏差、风场偏差、推力偏差、气动力偏差、惯组偏差、弹性偏差、器件安装偏差。

2）偏差组合规则：针对方向类偏差（如力的方向），按照“+”、“-”标示其正反向进行读取，该规则记为r1；数值累偏差（如安装偏差角）则读取偏差的变化范围，该规则记为r2；分支类偏差（如多种风场数据偏差）则读取偏差的编号，该规则记为r3。最后，按照x、y、z三个不同维度采取遍历方式加注偏差，该规则记为r4。所以，得到组合偏差的同一编制规则r=r1*r2*r3*r4。

3）用例序列：按照上述规则将偏差文件按照同一的数据格式编制成标准文件，并从小到大赋予编号，形成仿真试验用例序列。

4.开展模型校验与系统联试，采用静态测试法、开环校验与闭环校验，完成制导、姿控模型一致性校验，然后植入matlab平台在实时系统中，连接仿真参试元件进行通信调试，实现全系统的实时运行。

1）静态测试：运载火箭运动学与动力学模采用matlab/simulink与c语言混合编程方式实现，将发动机推力模型、伺服机构模型、惯性器件模型、风场引力场模型以及导航计算、弹道参数计算、迭代制导计算、气动力与力矩计算、导引及关机计算、姿态控制网络计算、控制指令输出计算的编码成c语言函数。将此函数封装为simulink图形化子模块。给定阶跃信号输入，比较输出实际值与理论值，偏差若在允许范围（一般为0.1%以内）则通过静态测试。

2）开环测试：将通过静态测试的子模块按照信号流搭建运载火箭六自由度仿真模型，顺序为执行机构模型计算→箭体总体参数计算→风场引力场模型计算→攻角侧滑角计算→发动机推力气动力计算→发动机摆角合成计算→力与力矩计算→弹性晃动方程计算→速度位置姿态计算→惯性器件测量方程计算→惯性器件单机模型计算。给定输入，校验输出值的大小和延迟，偏差若在允许范围内则通过开环测试。

3）闭环测试：需将通过开环测试的六自由度仿真模型接入制导控制回路中行程闭环。制导控制的信息流顺序为读取仿真模型的脉冲数→导航参数计算→程序角计算→导引及关机计算→姿控网络计算→控制指令输出。给定输入与停止条件，进行闭环计算，比较理论值与实际值，偏差若在允许范围内则通过闭环测试。

5.软件在环仿真试验。将箭载计算机和地面仿真系统连接形成闭环，箭载计算机运行飞行控制软件，地面仿真系统运行箭体模型仿真软件，对模型偏差试验用例进行遍历测试，并对试验数据进行分析，确定触及试验指标边界的试验用例。

1）系统组成：采用电缆网与网络系统将箭载计算机、地面仿真系统连接形成闭环，通过发送与接收接测试信号，实现闭环的信号通路测试。仿真模式设置为软件在环模式，采用数学模型模拟伺服机构特性、惯性器件特性、卫星导航计算与特性等。

2）仿真运行：加载仿真模型的试验用例序列，将当前序列的组合偏差加注到六自由度仿真模型中，实现实时模型运算与实时数据存储与显示。完成所有序列的测试后，借助第三方数据分析软件对仿真结果进行批量数据处理，同步分析制导、姿控性能，主要考核伺服执行机构的动态特性、姿态平稳性、制导精度等指标，找出逼近和超出边界条件的试验用例。

6.硬件在环仿真试验，将箭载计算机、地面仿真系统、火箭摆动喷管、卫星模拟器等主要测试单元连接形成闭环，开展硬件在环仿真试验，系统结构如附图1所示。针对软件在环实验结果中的边界条件，进行实物仿真，考核其运行指标是否符合设计需求。

1）系统组成：按照附图1配备所需设备并采用电缆网和网络系统将所有设备进行连接形成闭环。对伺服机构节点发送1553b控制指令和采集反馈信号，完成其信号通路测试；对卫星导航模拟器的控制计算机节点通过光纤发送并接收信号，完成信号通路测试；将仿真模式设置为硬件在环模式，系统接入真实的伺服机构、卫星导航模拟器等。

2）仿真运行：针对软件在环仿真结果，选择触及边界条件的组合偏差加载仿真模型进行试验，实现实时模型运算与实时数据存储与显示。需关注试验过程中各个参试元件的运行情况，在出现异常及发散的请款下，人为干预仿真进展；需关注试验数据，并将硬件在环与软件在环的结果进行对比分析，比较其飞行过程中关键时刻的异同，据此优化设计。

3）优化设计：根据硬件在环与软件在环的结果差异，对姿控网络参数的正确性和适应性进行单向考核与优化设计，对迭代制导算法、导航算法的适用性进行复核与优化设计。经过优化设计后，再次进行验证。

综上所述，借助于本发明的上述技术方案：

1.节省仿真系统软硬件成本。传统研制模式下，需要两套仿真主控系统、两套箭载计算机、两套仿真软件，可合成为一套软硬件系统。产品采购成本节省40%以上；

2.节省人力成本。制导试验与姿控试验需要两组实验人员执行试验、维护系统、分析数据、更新代码，采用该发明方案后，只需一组试验人员进行保障，节省人力成本50%；

3.缩短试验周期。传统研制模式下，制导指标、姿控指标分开考核后，还需关联分析，试验周期较长。采用该方案后，制导指标与姿控指标同步考核，提高了试验效率，缩短了试验周期50%。

4.避免软件更新不一致。两个试验分开开展过程中，存在数据更新不一致，软件版本不同步的情况，影响试验结果的可靠性。采用该方案后，只有一套仿真软件和模型，提高了仿真实验结果一致性与可靠性。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。