一种飞行器模拟飞行测试方法与流程

本发明涉及飞行器测试技术领域，具体为一种飞行器模拟飞行测试方法。

背景技术：

飞行器采用飞控计算机系统实现其制导和导航控制，模飞测试是利用一条标准弹道数据或/和多条偏差弹道数据，使飞行器各系统参与模拟飞行，所述飞行器包括惯性测量组合系统、飞控计算机系统、伺服系统、机电设备系统、等效火工品系统，依据所述各系统反馈信号及各时序信号确定飞行器工作状态的好坏。

模拟飞行测试，是地面测试若干项目中最为复杂的测试，主要用于测试飞行器全系统的可靠性。模拟飞行测试十分接近真实飞行测试，但在某种程度上，模拟飞行测试的条件更为苛刻。相比真实飞行测试，模拟飞行测试的主要区别在于飞行器制导数据源的输入。真实飞行测试时，飞行器制导数据源的输入为飞行器上的组合导航器件、导引头等。模拟飞行测试过程中，制导数据源为一组预先存入弹载机或地测主机的标准弹道的闭环仿真数据。关于闭环仿真数据到模飞数据这一过程中的数据转换、存储、发送以及调用中的若干问题，就是模飞故障问题的主要产生原因；目前的模拟飞行测试中，通常发送的数据为整型，收到的数据转化成浮点型，然后再乘以分辨率得到整型数据，在此过程中，最后一位数据可能会发生变化，导致数据误差，造成数据转换、存储、发送前后不一致。模飞测试的最基本要求是模飞测试过程中的舵机控制信号必须保证和模飞测试对应的标准舵机控制信号存在高度的一致性。但是，实际测试过程中，由于标准弹道仿真过程中使用数据和模飞测试过程中使用数据不一致的问题，导致舵控信号、时序信号无法做到高度的一致性。

技术实现要素：

针对现有技术的缺陷，解决飞行器模飞测试过程中造成数据不一致的原因，提出模拟飞行测试优化方法。

为实现上述目的，本发明提供一种飞行器模拟飞行测试方法，利用一条弹道数据使飞行器各系统参与模拟飞行，所述飞行器包括惯性测量组合系统、飞控计算机系统、伺服系统、机电设备系统、等效火工品系统，依据所述各系统反馈信号及各时序信号确定飞行器工作状态，其特征在于包括如下步骤：

s1、数据整型

首先将所有需要发送和接受的数据进行整型，使传送的数据都是整型的发送数据和接受数据；

s2、生成模飞数据和仿真舵控信号数据

仿真机利用弹道数据进行弹道仿真计算，将计算过程中得到的导引头数据和惯组数据、弹道时间发送给弹载机，弹载机将其要用于模飞测试的数据回传给仿真机，仿真机予以接收并处理封装，仿真机将处理封装后的数据转到(人工拷入)地测主机，地测主机予以固化即生成模飞数据，仿真机也(利用导引头数据)计算出仿真舵控信号数据予以保存；

弹载机接收仿真机发送来的数据后，将其要用于模飞测试的数据直接回传给仿真机前，弹载机不进行分辨率转换；

仿真机收到弹载机回传的要用于模飞测试的数据进行数据封装后，同样免除分辨率转换这一环节，仿真机直接进行弹道仿真计算出仿真舵控信号数据；

仿真机将处理封装后的数据转到(人工拷入)地测主机，地测主机直接接收予以固化即生成模飞数据，也同样免除分辨率转换这一环节；

s3、生成模飞舵控信号数据

地测主机中的模飞数据发送(不是人工拷入)到弹载机直接调用，也免除分辨率转换这一环节，利用模飞数据，弹载机根据弹道时间对导引头数据和惯组数据进行插值计算，再进行导航计算和制导稳定计算得出模飞舵控信号数据；

s4、比较判断

模飞舵控信号数据跟仿真机计算出的仿真舵控信号数据比较，判断两者的差值，是否小于阈值，如果是，则仿真结果满足要求。

进一步地，所述步骤s2中模飞数据生成时，采用软件同步的方式，使弹载机时钟基线和仿真机时钟基线同步，保证在这种模式下生成模飞数据以进行下一步的模飞测试。

具体地，所述步骤s2中所述采用软件同步的方式具体为：弹载机接收仿真机定时发送can信号作为同步脉冲，触发导航解算。

更进一步地，所述步骤s3中还包括如下步骤：

s31、弹载机接收模飞数据时，设计数据缓冲堆栈，预存若干组数据后，触发模飞零秒。

本发明还提供一种飞行器模拟飞行测试方法，利用一条弹道数据，使飞行器各系统参与模拟飞行，所述飞行器包括惯性测量组合系统、飞控计算机系统、伺服系统、机电设备系统、等效火工品系统，依据所述各系统反馈信号及各时序信号确定飞行器工作状态，其特征在于，对模拟飞行测试硬件进行优化，给弹载机配置合适的存储器芯片，仿真机将数据发送给弹载机，弹载机将使用的数据存储起来，生成模飞数据，直接调用进行模拟飞行测试，包括如下步骤：

s1、数据整型

首先将所有需要发送和接受的数据进行整型，使传送的数据都是整型的发送数据和接受数据；

s2、生成模飞数据和仿真舵控信号数据

仿真机利用弹道数据进行弹道仿真计算，将计算过程中的导引头数据和惯组数据、弹道时间发送给弹载机，弹载机将使用的数据存储起来，生成模飞数据，直接调用进行模拟飞行测试，仿真机也(利用导引头数据数据)计算出仿真舵控信号数据予以保存；

s3、生成模飞舵控信号数据

弹载机直接调用模飞数据，根据弹道时间对导引头数据和惯组数据进行插值计算，再进行导航计算和制导稳定计算(即进行模拟飞行测试)得出模飞舵控信号数据；

s4、比较判断

模飞舵控信号数据跟仿真机计算出的仿真舵控信号数据比较，判断两者的差值，是否小于阈值，如果是，则仿真结果满足要求。

具体地，所述合适的存储器芯片的容量为：512k×16bit以上。

更进一步地，所述仿真机将数据发送给弹载机的同步性仍用软件触发予以保证，采用软件同步的方式，使弹载机时钟基线和仿真机时钟基线同步，具体为弹载机接收仿真机定时发送can信号作为同步脉冲，触发导航解算。

本发明通过在弹载机接收仿真机数据进行标准弹道仿真时，仿真数据接收后，在运算前，不进行分辨率解析，直接转发到仿真机，仿真机进行数据封装后同样不进行分辨率转换，解决数据转换造成最后一位有效数字变化的问题；通过飞行器模飞数据生成时，采用软件同步(弹载机接收仿真机定时发送can信号作为同步脉冲，触发导航解算)的方式，保证弹载机时钟基线和仿真机时钟基线同步，解决仿真机晶振时钟和弹载机不同步造成积分偏差问题；通过弹载机接收模飞数据时，设计数据缓冲堆栈，预存若干组数据后，触发模飞零秒，解决地测主机发送存在初始延时问题；通过给弹载机配置合适的存储器芯片，仿真机将数据发送给弹载机，弹载机将使用的数据存储起来，生成模飞数据，进行调用，优化了模拟飞行测试方法。本发明的方法简单易行，能够有效提高模飞测试的效率，使得测试结果精度高，满足飞行器模拟飞行测试需求。

附图说明

图1是背景技术模飞测试数据流；

图2是本发明模飞测试数据流；

图3是背景技术模飞数据生成时间基线；

图4是本发明模飞数据生成时间基线。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

实施例1：本发明的一种飞行器模拟飞行测试方法，本实施例中利用一条标准弹道数据，在另一个实施例中可以利用一条偏差弹道数据，使飞行器各系统参与模拟飞行，所述飞行器包括惯性测量组合系统、飞控计算机系统、伺服系统、机电设备系统、等效火工品系统，依据所述各系统反馈信号及各时序信号确定飞行器工作状态，其特征在于包括如下步骤：

s1、数据整型

首先将所有需要发送和接收的数据进行整型，使传送的数据都是整型的发送数据和接收数据；

本实施例中数据进行整型的方法为：数据乘以分辨率后，将小数点后的数据舍弃，得到整型数据。例如，根据总体要求，要求保留小数点后两位有效数字的做法是：乘以分辨率100，将小数点后的数据舍弃，得到整型数据。

相比本发明前的模拟飞行测，通常发送的数据为整型，收到的数据转化成浮点型，然后再乘以分辨率得到整型数据，在此过程中，最后一位数据可能会发生变化，导致数据误差，造成数据转换、存储、发送前后不一致。

s2、生成模飞数据和仿真舵控信号数据

仿真机利用弹道数据进行弹道仿真计算，将计算过程中的导引头数据(包括框架角、视线角速度)和惯组数据(包括加速度、角速度)、弹道时间发送给弹载机，弹载机将其要用于模飞测试的数据回传给仿真机，仿真机予以接收并处理封装，仿真机将处理封装后的数据转到(人工拷入)地测主机，地测主机予以固化即生成模飞数据，仿真机也(利用导引头数据)计算出仿真舵控信号数据予以保存；仿真机利用导引头数据跟模飞数据的区别在于：利用同一组数据时，由于测试系统本身的限制，仿真机利用导引头数据的时间间隔20ms一帧(导引头20ms发一帧)，弹载机利用同一组模飞数据时，由于测试系统本身的原因，导引头20ms发一帧，但是弹载机控制周期为10ms(算一次)，弹载机往后延迟10sm使用。

弹载机接收仿真机发送来的数据后，将其要用于模飞测试的数据直接回传给仿真机前，弹载机不进行分辨率转换；

仿真机收到弹载机回传的要用于模飞测试的数据进行数据封装后，同样免除分辨率转换这一环节，仿真机直接进行弹道仿真计算出仿真舵控信号数据；

仿真机将处理封装后的数据发到(人工拷入)地测主机，地测主机直接接收予以固化即生成模飞数据，也同样免除分辨率转换这一环节；

如图2所示，为本发明的数据流传递的过程。步骤解决数据转换造成最后一位有效数字变化的问题。

相比本发明前的测试方法，如图1所示的数据流传递的过程，弹载机回传用于模飞测试的数据到仿真机，仿真机接收数据并处理封装到地测系统，地测系统固化仿真机生成的模飞数据，弹载机接收地测系统发送的模飞数据并解析使用带入运算，当模飞数据传递过程中，对应数据(导航数据)传递时，多次分辨率转换会导致标准弹道仿真过程中，弹载机使用的仿真机数据和模飞测试时接收的地测数据存在一定的差异。这种差异可能导致模飞测试过程中，机动段稳定系统无法有效控制，导致舵控发散。

其中，生成模飞数据时，采用软件同步的方式，使弹载机时钟基线和仿真机时钟基线同步，保证在这种模式下生成模飞数据以进行下一步的模飞测试；具体地，所述采用软件同步的方式具体为：弹载机接收仿真机定时发送can信号作为同步脉冲，触发导航解算。如此，解决仿真机晶振时钟和弹载机时钟基线不同步造成积分偏差问题。地测主机和弹载机时钟晶振属于单片机系统时钟，较为精确，不存在明显的时钟差，因此处理思路主要是保证生产模飞数据过程中，保证仿真机时钟基线和弹载机时钟基线同步。

相比本发明前的测试方法，如图3所示的是传统模飞数据生成时间基线，模飞测试过程中，存在仿真机晶振时钟不准的问题，造成结果是积分环节，弹载机和仿真机存在明显的差异。仿真机调用工控机系统时间，在仿真模型复杂的情况下，发送数据的时间间隔相比弹载机时间间隔滞后。模飞测试时，同样数量的模飞数据发送到仿真机的时间相比标准弹道仿真时仿真机发送数据时间存在明显的时间差，导致模飞测试时，时间基线和标准弹道仿真时存在差异。例如，弹体质量随时间积分，模飞测试时进入机动段和标准弹道仿真时进入机动段，二者在弹体质量上存在一定的差异，导致后续机动段舵控信号和标准弹道仿真时存在不一致的问题。

s3、生成模飞舵控信号数据

地测主机中的模飞数据发送到弹载机直接调用，也免除分辨率转换这一环节，利用模飞数据，弹载机根据弹道时间对导引头数据和惯组数据进行插值计算，再进行导航计算和制导稳定计算得出模飞舵控信号数据；

所述步骤s3中还包括如下步骤：

s31、弹载机接收模飞数据时，设计数据缓冲堆栈，预存若干组数据后，触发模飞零秒。如此，解决地测主机发送存在初始延时问题。这种处理方式，可以避免初始误差引入干扰。

如图4所示，为本发明模飞数据生成时间基线。相比本发明前的测试方法，地测主机时钟晶振虽然和弹载机时钟晶振差异较小，但是地测主机发送模飞数据的时钟线和弹载机导航计算时钟线不同步，二者存在随机的时间差。这就导致模飞测试时，弹载机可能引入初始偏差，导致多次模飞存在不一致的测试结果。

s4、比较判断

模飞舵控信号数据跟仿真机计算出的仿真舵控信号数据比较，判断两者的差值，是否小于阈值，如果是，则仿真结果满足要求。阈值的设定根据总体的要求而定，本实施例中阈值为0.2°。

实施例2：本发明还提供一种飞行器模拟飞行测试方法，利用一条弹道数据，使飞行器各系统参与模拟飞行，所述飞行器包括惯性测量组合系统、飞控计算机系统、伺服系统、机电设备系统、等效火工品系统，依据所述各系统反馈信号及各时序信号确定飞行器工作状态，其特征在于，对模拟飞行测试硬件进行优化，给弹载机配置合适的存储器芯片，仿真机将数据发送给弹载机，弹载机将使用的数据存储起来，生成模飞数据，直接调用进行模拟飞行测试，如此，数据传递的干扰就能够消除，模拟飞行测试得以优化，包括如下步骤：

s1、数据整型

首先将所有需要发送和接收的数据进行整型，使传送的数据都是整型的发送数据和接收数据；

本实施例中数据进行整型的方法为：数据乘以分辨率后，将小数点后的数据舍弃，得到整型数据。例如，根据总体要求，要求保留小数点后两位有效数字的做法是：乘以分辨率100，将小数点后的数据舍弃，得到整型数据。

s2、生成模飞数据和仿真舵控信号数据

仿真机利用弹道数据进行弹道仿真计算，将计算过程中的导引头数据(包括框架角、视线角速度)和惯组数据(包括加速度、角速度)、弹道时间发送给弹载机，弹载机将使用的数据存储起来，生成模飞数据，直接调用进行模拟飞行测试，仿真机也(利用导引头数据)计算出仿真舵控信号数据予以保存；

s3、生成模飞舵控信号数据

弹载机直接调用模飞数据，根据弹道时间对导引头数据和惯组数据进行插值计算，再进行导航计算和制导稳定计算(即进行模拟飞行测试)得出模飞舵控信号数据；

s4、比较判断

模飞舵控信号数据跟仿真机计算出的仿真舵控信号数据比较，判断两者的差值，是否小于阈值，如果是，则仿真结果满足要求。阈值的设定根据总体的要求而定，本实施例中阈值为0.15°。

具体地，所述合适的存储器芯片的容量为：512k×16bit。仿真实验方便，效率大幅提高。

更进一步地，所述仿真机将数据发送给弹载机的同步性仍用软件触发予以保证，采用软件同步的方式，使弹载机时钟基线和仿真机时钟基线同步，具体为弹载机接收仿真机定时发送can信号作为同步脉冲，触发导航解算。

本实施例提供的方法使得模飞测试仿真实验方便快捷，效率大幅度提高。

相比本发明前的测试方法，模飞测试面临的若干故障问题，主要是因为模飞数据生成过程中多次数据传递(数据转换、存储、发送以及调用)时，引入的干扰量太多。

本领域的技术人员容易理解，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、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。