本發(fā)明涉及運(yùn)載火箭六自由度半物理仿真技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真方法及系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)仿真技術(shù)的傳統(tǒng)方法采用分離式三自由度仿真，即以質(zhì)心運(yùn)動為對象的制導(dǎo)系統(tǒng)仿真和以繞心運(yùn)動為對象的姿態(tài)控制系統(tǒng)仿真。在小擾動、小偏差情況下，制導(dǎo)系統(tǒng)和姿態(tài)控制系統(tǒng)之間的耦合并不嚴(yán)重，可以獨(dú)立分開進(jìn)行設(shè)計和仿真。隨著航天運(yùn)輸器復(fù)雜性增大，制導(dǎo)精度要求的提高，迭代制導(dǎo)等顯式制導(dǎo)的應(yīng)用，運(yùn)輸器飛行中將面臨大姿態(tài)、大擾動，姿軌嚴(yán)重耦合問題。制導(dǎo)系統(tǒng)通過導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)時測量得到的彈道參數(shù)，對各類干擾引起的彈道偏差進(jìn)行導(dǎo)引并通過控制關(guān)機(jī)點(diǎn)使火箭精度射向目標(biāo)，姿態(tài)控制根據(jù)制導(dǎo)導(dǎo)引指令通過調(diào)整推力方式實(shí)現(xiàn)質(zhì)心運(yùn)動控制，由于導(dǎo)引信號不能準(zhǔn)確預(yù)估，姿態(tài)控制系統(tǒng)對迭代制導(dǎo)的適應(yīng)性傳統(tǒng)試驗(yàn)方法無法考核。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真方法及系統(tǒng)，能夠更逼真、更全面地復(fù)現(xiàn)運(yùn)輸器運(yùn)動規(guī)律、特性，更好地檢驗(yàn)控制系統(tǒng)方案的正確性，參數(shù)協(xié)調(diào)性，對干擾的適應(yīng)性以及飛行軟件的可靠性等。

為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：一種運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真方法，其特點(diǎn)是，包含以下步驟：

s1、建立運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真模型，并對其中的各模塊分別建立仿真模型；

s2、根據(jù)運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真模型中各模塊之間的輸入輸出關(guān)系，搭建運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)；

s3、建立運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)試驗(yàn)流程，運(yùn)行運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)，模擬出運(yùn)載火箭飛行的六自由度數(shù)據(jù)，完成運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真。

所述的運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真模型包含質(zhì)心運(yùn)動模型、繞心運(yùn)動模型、關(guān)機(jī)方程模型、導(dǎo)航模型、制導(dǎo)模型、姿控模型、質(zhì)量方程模型、氣動模型、動力模型及執(zhí)行機(jī)構(gòu)模型。

一種運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)，其特點(diǎn)是，包含：

箭體模型解算模塊，用于對箭體動力學(xué)模型進(jìn)行解算，以輸出激勵信號；

模擬器模塊，與所述的箭體模型解算模塊連接，用于根據(jù)激勵信號模擬箭體的質(zhì)心和繞質(zhì)心運(yùn)動；

箭上單機(jī)模塊，與所述的模擬器模塊連接，用于敏感箭體的質(zhì)心和繞質(zhì)心運(yùn)動，獲得導(dǎo)航信息，并根據(jù)導(dǎo)航信息進(jìn)行導(dǎo)航解算，根據(jù)理論彈道信息，進(jìn)行制導(dǎo)解算、姿控解算，輸出控制指令；

執(zhí)行模塊，與所述的箭上單機(jī)模塊連接，用于根據(jù)控制指令，模擬箭體負(fù)載環(huán)境，并將負(fù)載環(huán)境信息反饋至箭體模型解算模塊；

數(shù)據(jù)采集處理模塊，用于采集仿真試驗(yàn)過程中的數(shù)據(jù)，并進(jìn)行顯示及存儲。

所述的執(zhí)行模塊包含伺服機(jī)構(gòu)、發(fā)動機(jī)、噴管模擬器、擺角測量單元、橫向加載單元及側(cè)向加載單元，用于根據(jù)控制指令驅(qū)動伺服機(jī)構(gòu)或發(fā)動機(jī)，利用擺角測量單元和噴管模擬器獲得擺角信息和姿控發(fā)動機(jī)開關(guān)指令，并將擺角信息和姿控發(fā)動機(jī)開關(guān)指令反饋至箭體模型解算模塊。

所述的箭上單機(jī)包含箭載計算機(jī)及分別與之連接的箭上敏感器及控制執(zhí)行單元，其中，所述的箭上敏感器與所述的模擬器模塊連接，所述的控制執(zhí)行單元與所述的伺服機(jī)構(gòu)連接。

所述的箭上敏感器包含分別與箭載計算機(jī)連接的捷聯(lián)慣組、gnss接收機(jī)及速率陀螺，其中，捷聯(lián)慣組包含激光慣組和光纖慣組，所述的捷聯(lián)慣組用于敏感箭體姿態(tài)信息，所述的gnss接收機(jī)用于敏感箭體速度信息、位置信息，所述速率陀螺用于敏感箭體姿態(tài)角速度信息。

所述的模擬器模塊包含分別與所述的箭體模型解算模塊相連的三軸轉(zhuǎn)臺、單軸轉(zhuǎn)臺、多星座導(dǎo)航接收機(jī)模擬器及單機(jī)模擬單元，所述單機(jī)模擬單元用于模擬箭體模型解算模塊輸出的視加速度信息，所述三軸轉(zhuǎn)臺接收箭體姿態(tài)角信息，通過三軸轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動激勵三軸轉(zhuǎn)臺上的捷聯(lián)慣組，所述的捷聯(lián)慣組將敏感到的姿態(tài)信息傳遞給箭載計算機(jī)，所述多星座導(dǎo)航接收機(jī)模擬器用于模擬衛(wèi)星導(dǎo)航信息用于激勵gnss接收機(jī)，所述單軸轉(zhuǎn)臺用于接收箭體角速度信息，通過單軸轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動激勵單軸轉(zhuǎn)臺上速率陀螺。

所述的控制執(zhí)行單元包含綜合控制器、伺服控制器，用于接收控制指令，驅(qū)動伺服機(jī)構(gòu)或噴管模擬器工作，所述的綜合控制器分別與所述的箭載計算機(jī)及噴管模擬器連接，所述的伺服控制器與所述的伺服機(jī)構(gòu)連接。

所述的數(shù)據(jù)采集處理模塊包含監(jiān)控與解析單元、數(shù)據(jù)裝訂單元及數(shù)據(jù)管理單元，其中，所述的監(jiān)控與解析單元通過總線分別與所述的箭體模型解算模塊、綜合控制器、伺服控制器、箭載計算機(jī)、三軸轉(zhuǎn)臺及單軸轉(zhuǎn)臺連接，所述的數(shù)據(jù)裝訂單元與箭載計算機(jī)連接，所述的數(shù)據(jù)管理單元分別與監(jiān)控與解析單元及數(shù)據(jù)裝訂單元連接，用于存儲數(shù)據(jù)。

所述的運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)還包含一信號綜合控制單元，所述的信號綜合控制單元與所述的數(shù)據(jù)管理單元連接，所述的信號綜合控制單元包含試驗(yàn)監(jiān)控設(shè)備、主控微機(jī)單元及若干個顯示終端。

本發(fā)明一種運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真方法及系統(tǒng)與現(xiàn)有技術(shù)相比具有以下優(yōu)點(diǎn)：新一代運(yùn)載火箭關(guān)鍵單機(jī)如捷聯(lián)慣組、箭載計算機(jī)、伺服機(jī)構(gòu)、發(fā)動機(jī)等均為新研單機(jī)，本發(fā)明可將所有單機(jī)接入系統(tǒng)，仿真的置信度高；本發(fā)明充分利用總線、網(wǎng)絡(luò)技術(shù)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)互聯(lián)，建成分布式半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)，系統(tǒng)配置比較靈活，有較好的通用性和擴(kuò)展性；本發(fā)明充分利用了箭上1553b總線及總線單機(jī)的智能能力，系統(tǒng)信息獲取、故障模擬、信號綜合大大簡化；本發(fā)明采用真實(shí)單機(jī)和數(shù)字模擬相結(jié)合的方式，可根據(jù)試驗(yàn)需求進(jìn)行配置，具備模擬各單機(jī)故障模式功能，可考核系統(tǒng)故障診斷方案的合理及可行性；本發(fā)明采用自動數(shù)據(jù)判讀和實(shí)時數(shù)據(jù)入庫的數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)，可由試驗(yàn)數(shù)據(jù)實(shí)時驅(qū)動實(shí)景仿真，具備自主、生動、便捷等特點(diǎn)；本發(fā)明充分考核單機(jī)性能及各種模式和干擾下控制系統(tǒng)適應(yīng)能力和性能；本發(fā)明具備通用性、擴(kuò)展性，可滿足多個型號的試驗(yàn)需求，降低研制周期和成本；本發(fā)明具有實(shí)時數(shù)據(jù)判斷、入庫、回放，提高試驗(yàn)工作效率。

附圖說明

圖1為本發(fā)明一種運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真方法的流程圖；

圖2為運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)的原理圖；

圖3為運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)框圖；

圖4試驗(yàn)系統(tǒng)信息綜合方案圖；

圖5六自由度半物理試驗(yàn)流程圖。

具體實(shí)施方式

以下結(jié)合附圖，通過詳細(xì)說明一個較佳的具體實(shí)施例，對本發(fā)明做進(jìn)一步闡述。

一種運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真方法，如圖1所示，包含以下步驟：

s1、建立運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真模型，并對其中的各模塊分別建立仿真模型。

建立正確的運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真模型對運(yùn)載火箭的數(shù)字化仿真具有重要的基礎(chǔ)作用。運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真模型包含質(zhì)心運(yùn)動模型、繞心運(yùn)動模型、關(guān)機(jī)方程模型、導(dǎo)航模型、制導(dǎo)模型、姿控模型、質(zhì)量方程模型、氣動模型、動力模型、執(zhí)行機(jī)構(gòu)模型等，規(guī)模龐大，并且部分模型采用實(shí)物閉合連接，構(gòu)成半實(shí)物仿真的回路。

箭體六自由度動力學(xué)模型輸出姿態(tài)角、姿態(tài)角速度、速度、位置、視加速度等信息，通過運(yùn)動模擬單元激勵，經(jīng)過測量裝置(捷聯(lián)慣組和速率陀螺、gnss)，將測量的信號輸入到箭載計算機(jī)中，在箭載計算機(jī)中經(jīng)導(dǎo)航、制導(dǎo)、控制解算，輸出擺角控制指令驅(qū)動伺服機(jī)構(gòu)，使發(fā)動機(jī)做出擺動，輸出噴管開關(guān)指令驅(qū)動噴管模擬器，經(jīng)擺角測量系統(tǒng)采集發(fā)動機(jī)擺角，經(jīng)噴管模擬器輸出噴管開關(guān)曲線，傳遞給模型解算計算機(jī)，根據(jù)運(yùn)動學(xué)模型產(chǎn)生推力、控制力，結(jié)合空氣動力學(xué)以及地球引力對箭體的作用，構(gòu)成運(yùn)載火箭的動力模型輸入，從而構(gòu)成整個反饋通路。箭載計算機(jī)解算模型由制導(dǎo)和姿控模型組成。箭體動力學(xué)模型由質(zhì)心動力學(xué)和繞質(zhì)心動力學(xué)模型組成。而制導(dǎo)模型又由導(dǎo)航模型、飛行程序角模型和顯式制導(dǎo)模型組成。姿控模型由捷聯(lián)慣組模型、速率陀螺模型、gnss模型和控制器模型組成。考慮半物理仿真中箭載計算機(jī)作為單機(jī)接入，下面給出簡化的質(zhì)心運(yùn)動方程和繞質(zhì)心運(yùn)動學(xué)方程如下所示。

質(zhì)心運(yùn)動學(xué)方程

其中，

式中，為重力加速度，為慣性系下的視加速度，為發(fā)慣系下的速度，x^a、y^a、z^a為發(fā)慣系下的位置，x,y,z為升力、阻力、側(cè)向力，秒耗量，b為哥氏慣性力矩陣，c為離心慣性力矩陣。

繞質(zhì)心動力學(xué)方程

式中，ψ和γ為姿態(tài)動力學(xué)解算的三個歐拉角，為姿態(tài)解算角速度。

s2、根據(jù)運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真模型中各模塊之間的輸入輸出關(guān)系，搭建運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)。

運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)的原理圖如圖2所示。

為了對運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)性能進(jìn)行驗(yàn)證，設(shè)計了運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)，如圖3并結(jié)合圖4所示。運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)包含：箭體模型解算模塊10(安裝有動力學(xué)模擬單元軟件)，用于對箭體動力學(xué)模型(箭體動力學(xué)模型包含質(zhì)心動力學(xué)模型和繞質(zhì)心動力學(xué)模型)進(jìn)行解算，以輸出激勵信號；模擬器模塊，與所述的箭體模型解算模塊10連接，用于根據(jù)激勵信號模擬箭體的質(zhì)心和繞質(zhì)心運(yùn)動；箭上單機(jī)模塊，與所述的模擬器模塊連接，用于敏感箭體的質(zhì)心和繞質(zhì)心運(yùn)動，獲得姿態(tài)信息，并根據(jù)姿態(tài)信息進(jìn)行導(dǎo)航解算，根據(jù)理論彈道信息，進(jìn)行制導(dǎo)解算、姿控解算，輸出控制指令；執(zhí)行模塊，與所述的箭上單機(jī)模塊連接，用于根據(jù)控制指令，模擬箭體負(fù)載環(huán)境，并將負(fù)載環(huán)境信息反饋至箭體模型解算模塊；數(shù)據(jù)采集處理模塊，用于采集仿真試驗(yàn)過程中的數(shù)據(jù)，并進(jìn)行顯示及存儲。

在本實(shí)施例中，較佳地，執(zhí)行模塊(發(fā)動機(jī)負(fù)載臺)包含伺服機(jī)構(gòu)21、發(fā)動機(jī)22、噴管模擬器23、擺角測量單元24、橫向加載單元25及側(cè)向加載單元26，用于根據(jù)控制指令驅(qū)動伺服機(jī)構(gòu)21或發(fā)動機(jī)22，利用擺角測量單元24和噴管模擬器23獲得擺角信息和姿控發(fā)動機(jī)開關(guān)指令，并將擺角信息和姿控發(fā)動機(jī)開關(guān)指令反饋至箭體模型解算模塊10。執(zhí)行模塊用于模擬較為真實(shí)的負(fù)載環(huán)境伺服系統(tǒng)，具有模擬器環(huán)節(jié)，可模擬伺服各種故障狀態(tài)下，伺服系統(tǒng)故障診斷及處理方案的合理性和對控制系統(tǒng)的影響。

在本實(shí)施例中，較佳地，箭上單機(jī)包含箭載計算機(jī)31及分別與之連接的箭上敏感器及控制執(zhí)行單元，其中，所述的箭上敏感器與所述的模擬器模塊連接，所述的控制執(zhí)行單元與所述的伺服機(jī)構(gòu)21連接，其中，箭上敏感器包含分別與箭載計算機(jī)31連接的捷聯(lián)慣組、gnss接收機(jī)32及速率陀螺33，其中，捷聯(lián)慣組包含激光慣組34和光纖慣組35，所述的捷聯(lián)慣組用于敏感箭體姿態(tài)信息，所述的gnss接收機(jī)32用于敏感箭體速度信息、位置信息，所述速率陀螺33用于敏感箭體姿態(tài)角速度信息。箭載計算機(jī)31用于箭上導(dǎo)航模塊、制導(dǎo)模塊、姿控模塊解算，接收箭上敏感器信息，輸出執(zhí)行模塊控制指令。

模擬器模塊包含分別與所述的箭體模型解算模塊10相連的三軸轉(zhuǎn)臺41、單軸轉(zhuǎn)臺42、多星座導(dǎo)航接收機(jī)模擬器43及單機(jī)模擬單元44，所述單機(jī)模擬單元44用于模擬箭體模型解算模塊10輸出的視加速度信息，單機(jī)模擬單元44上安裝有單機(jī)模擬單元軟件(vxworks)，所述三軸轉(zhuǎn)臺41接收箭體姿態(tài)角信息，通過三軸轉(zhuǎn)臺41轉(zhuǎn)動激勵三軸轉(zhuǎn)臺41上的捷聯(lián)慣組，所述的捷聯(lián)慣組將敏感到的姿態(tài)信息傳遞給箭載計算機(jī)31，所述多星座導(dǎo)航接收機(jī)模擬器43用于模擬衛(wèi)星導(dǎo)航信息用于激勵gnss接收機(jī)32，所述單軸轉(zhuǎn)臺42用于接收箭體角速度信息，通過單軸轉(zhuǎn)臺42轉(zhuǎn)動激勵單軸轉(zhuǎn)臺42上速率陀螺33。同時捷聯(lián)慣組、速率陀螺33配置了模擬器，采用反射內(nèi)存與箭體模型解算模塊10相連，這樣所有導(dǎo)航單機(jī)均可以在模擬器狀態(tài)下注入故障，考核系統(tǒng)故障診斷及處理方案的合理可行性。

控制執(zhí)行單元包含綜合控制器51、伺服控制器52，用于接收控制指令，驅(qū)動伺服機(jī)構(gòu)21或噴管模擬器22工作，所述的綜合控制器51分別與所述的箭載計算機(jī)31及噴管模擬器22連接，所述的伺服控制器52與所述的伺服機(jī)構(gòu)21連接。

數(shù)據(jù)采集處理模塊包含監(jiān)控與解析單元61(安裝有解析軟件及數(shù)據(jù)監(jiān)控軟件)、數(shù)據(jù)裝訂單元62及數(shù)據(jù)管理單元63(安裝有數(shù)據(jù)庫服務(wù)器軟件、數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)服務(wù)器軟件、數(shù)據(jù)判讀軟件及顯示軟件)，其中，所述的監(jiān)控與解析單元61通過總線分別與所述的箭體模型解算模塊10、綜合控制器51、伺服控制器52、箭載計算機(jī)31、三軸轉(zhuǎn)臺41及單軸轉(zhuǎn)臺42連接，所述的數(shù)據(jù)裝訂單元62與箭載計算機(jī)31連接，所述的數(shù)據(jù)管理單元63分別與監(jiān)控與解析單元61及數(shù)據(jù)裝訂單元62連接，用于存儲數(shù)據(jù)。

在本發(fā)明的較佳實(shí)施例中，還包含一信號綜合控制單元70，所述的信號綜合控制單元70與所述的數(shù)據(jù)管理單元63連接，所述的信號綜合控制單元70包含試驗(yàn)監(jiān)控設(shè)備71、主控微機(jī)單元72及若干個顯示終端73。

試驗(yàn)信息綜合方案為箭上產(chǎn)品通過1553b總線互聯(lián)，仿真設(shè)備之間通過光纖網(wǎng)絡(luò)，數(shù)據(jù)顯示和終端采用千兆以太網(wǎng)互聯(lián)，由此形成“三網(wǎng)”并立結(jié)構(gòu)，以此利用1553b總線組成產(chǎn)品網(wǎng)，利用vmic光纖網(wǎng)絡(luò)組成數(shù)據(jù)網(wǎng)，利用以太網(wǎng)組成試驗(yàn)控制網(wǎng)，三網(wǎng)功能明確。

試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集/管理方案為箭機(jī)作為控制核心，一方面采集到大量的單機(jī)信息，另一方面作為總線bc，通過調(diào)度總線終端，獲取各職能終端采集的信號，通過遙測終端的方式獲取相應(yīng)數(shù)據(jù)；模型解算相關(guān)的信息通過模型仿真機(jī)獲取。試驗(yàn)數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)與遙測終端和仿真機(jī)通過vmic光纖網(wǎng)絡(luò)連接，對仿真試驗(yàn)過程中產(chǎn)生數(shù)據(jù)、進(jìn)行處理和實(shí)時顯示，并將數(shù)據(jù)打包通過千兆以太網(wǎng)傳輸給后端數(shù)據(jù)服務(wù)器和操作終端，用于試驗(yàn)完成后試驗(yàn)數(shù)據(jù)的管理、深度分析比較和試驗(yàn)報告生成。

仿真動畫顯示軟件通過stk提供的接口開發(fā)。網(wǎng)絡(luò)接受專業(yè)解析單元的仿真數(shù)據(jù)，解碼后組成stkconnect模塊規(guī)定的命令格式，實(shí)時的向stk轉(zhuǎn)發(fā)，建立仿真軟件和stk之間的通訊橋梁。操作者也可通過可視化的人機(jī)界面向stk發(fā)送相關(guān)命令，從仿真的結(jié)果文件生成所需的文件等。

在半物理仿真試驗(yàn)中，較為關(guān)注問題為箭載計算機(jī)與動力學(xué)模型機(jī)的同步問題，本方案采用關(guān)鍵時序信號和機(jī)遇1553總體的箭機(jī)與仿真同步方法，即利用箭機(jī)發(fā)出的關(guān)鍵時序信號為基準(zhǔn)，如起飛、分離、關(guān)機(jī)等時序指令，以這些時間基準(zhǔn)信號為依據(jù)，更新仿真機(jī)時間。箭機(jī)作為bc，采用總線固定周期(s級)同步方式確保各總線終端的時間，此時，將仿真機(jī)配置為mt，接收同步指令，更新仿真機(jī)當(dāng)前時間。

s3、建立運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)試驗(yàn)流程，運(yùn)行運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)，模擬出運(yùn)載火箭飛行的六自由度數(shù)據(jù)，完成運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真。

如圖5所示，根據(jù)運(yùn)載火箭實(shí)際發(fā)射流程，制定運(yùn)載火箭六自由度分布式半物理仿真系統(tǒng)試驗(yàn)流程，可以分為試驗(yàn)前準(zhǔn)備階段、試驗(yàn)進(jìn)行階段和試驗(yàn)結(jié)束。本發(fā)明介紹的試驗(yàn)準(zhǔn)備階段不包含各單機(jī)性能測試環(huán)節(jié)，僅指設(shè)備上電、初始化等，慣組預(yù)熱后，進(jìn)行慣組初始對準(zhǔn)，等待起飛控制信號。

仿真試驗(yàn)開始后，仿真機(jī)首先采集發(fā)動機(jī)擺角、姿控噴管信號，進(jìn)行箭體動力學(xué)和運(yùn)動學(xué)模型解算，解算得到的姿態(tài)參數(shù)作為三軸轉(zhuǎn)臺的輸入，驅(qū)動轉(zhuǎn)臺運(yùn)動，、視速度為加表模擬器輸入，速度、位置為gnss星座模擬器輸入，箭載計算機(jī)采集慣組和速率陀螺、gps信息，進(jìn)行導(dǎo)航計算，然后經(jīng)過制導(dǎo)、控制模塊輸出相應(yīng)的控制指令，驅(qū)動伺服機(jī)構(gòu)或姿控噴管工作，使發(fā)動機(jī)產(chǎn)生搖擺或姿控發(fā)動機(jī)產(chǎn)生開關(guān)動作，形成姿態(tài)控制系統(tǒng)閉環(huán)，同時時序系統(tǒng)，發(fā)出關(guān)機(jī)指令切換箭體模型和相應(yīng)單機(jī)。

試驗(yàn)過程中相關(guān)信息依靠專用信息采集設(shè)備和箭上計算機(jī)的遙測通道下發(fā)，通過仿真試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)所有試驗(yàn)數(shù)據(jù)的采集、實(shí)時顯示和事后分析處理。試驗(yàn)結(jié)束后，箭載計算機(jī)復(fù)位，單機(jī)設(shè)備復(fù)位，設(shè)備下電。

本發(fā)明有效全面的對運(yùn)載火箭運(yùn)動規(guī)律、特性進(jìn)行復(fù)現(xiàn)，考核控制系統(tǒng)方案的正確性及對干擾的適應(yīng)性和飛行軟件的可靠性，此方案具備兼容性和拓展性，兼顧實(shí)物、基于模型的數(shù)字模擬，具備模擬單機(jī)各種故障模式下控制系統(tǒng)適應(yīng)能力，可適應(yīng)不同型號仿真需求，具備數(shù)據(jù)實(shí)時判斷、回放和入庫功能，與視景仿真相結(jié)合，可完成數(shù)字仿真、半物理仿真、視景仿真，具有較高的工程應(yīng)用價值。

盡管本發(fā)明的內(nèi)容已經(jīng)通過上述優(yōu)選實(shí)施例作了詳細(xì)介紹，但應(yīng)當(dāng)認(rèn)識到上述的描述不應(yīng)被認(rèn)為是對本發(fā)明的限制。在本領(lǐng)域技術(shù)人員閱讀了上述內(nèi)容后，對于本發(fā)明的多種修改和替代都將是顯而易見的。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)由所附的權(quán)利要求來限定。