[發(fā)明專利]組合型靶彈仿飛測(cè)試系統(tǒng)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201310737818.7
• 申請(qǐng)日: 2013-12-27
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN103744419A
• 公開(kāi)（公告）日: 2014-04-23
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 張朝陽(yáng);佘君;陳公仆
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 湖北三江航天紅峰控制有限公司
• 主分類號(hào): G05B23/02
• 分類號(hào): G05B23/02
• 代理公司: 華中科技大學(xué)專利中心 42201
• 代理人: 李智

1.一種組合型靶彈仿飛測(cè)試系統(tǒng)，包括：

仿真開(kāi)發(fā)機(jī)，通過(guò)以太網(wǎng)連接仿真測(cè)試主機(jī)的第一端，用于建立基于真實(shí)舵和模擬舵兩種類型的組合型靶彈飛行控制模型；將靶彈飛行控制模型轉(zhuǎn)化為可執(zhí)行代碼并傳送給仿真測(cè)試主機(jī)；離線仿真運(yùn)行靶彈飛行控制模型，實(shí)時(shí)記錄運(yùn)行過(guò)程中舵控制信號(hào)；接收來(lái)自仿真測(cè)試主機(jī)的舵控制信號(hào)，則將其與離線仿真運(yùn)行靶彈飛行控制模型時(shí)記錄的舵控制信號(hào)進(jìn)行比較，若舵控制信號(hào)對(duì)應(yīng)基于模擬舵類型的控制模型，則其比較結(jié)果用以判定彈上控制系統(tǒng)上飛行控制軟件的正確性，若舵控制信號(hào)對(duì)應(yīng)基于真實(shí)舵的控制模型，則其比較結(jié)果用以判定組合型靶彈的真實(shí)飛行情況以及舵機(jī)的運(yùn)行情況；

仿真測(cè)試主機(jī)，其第一端通過(guò)以太網(wǎng)連接實(shí)時(shí)仿真開(kāi)發(fā)機(jī)，第二端通過(guò)接口箱連接組合型靶彈的彈上控制系統(tǒng)，用于根據(jù)可執(zhí)行代碼選擇將彈上控制系統(tǒng)的真實(shí)舵偏角信息或模擬舵偏角信息作為所述可執(zhí)行代碼的輸入，執(zhí)行可執(zhí)行代碼，在執(zhí)行過(guò)程中實(shí)時(shí)輸出彈體航跡相關(guān)信息并通過(guò)接口箱傳送給彈上控制系統(tǒng)；通過(guò)接口箱接收來(lái)自彈上控制系統(tǒng)的舵控信號(hào)并傳送給仿真開(kāi)發(fā)機(jī)；

接口箱，連接于仿真測(cè)試主機(jī)與組合型靶彈的彈上控制系統(tǒng)之間，用于對(duì)來(lái)自彈上控制系統(tǒng)的真實(shí)舵偏角信息和舵控信號(hào)調(diào)理后轉(zhuǎn)送給仿真測(cè)試主機(jī)，對(duì)來(lái)自仿真測(cè)試主機(jī)的彈體航跡相關(guān)信息調(diào)理后傳送給彈上控制系統(tǒng)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的組合型靶彈仿飛測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于，所述仿真開(kāi)發(fā)機(jī)包括：

飛行控制模型構(gòu)建模塊，用于建立組合型靶彈彈體運(yùn)動(dòng)學(xué)以及動(dòng)力學(xué)模型，在組合型靶彈彈體運(yùn)動(dòng)學(xué)以及動(dòng)力學(xué)模型的基礎(chǔ)上構(gòu)建基于虛擬舵和模擬舵兩種類型的靶彈飛行控制模型；

模型運(yùn)行模塊，用于離線仿真運(yùn)行靶彈飛行控制模型，實(shí)時(shí)記錄運(yùn)行過(guò)程中的舵控制信號(hào)，并傳送給人機(jī)交互模塊；

人機(jī)交互模塊，用于提供人機(jī)交互界面以實(shí)現(xiàn)仿飛測(cè)試過(guò)程監(jiān)控，對(duì)模型運(yùn)行模塊記錄的舵控制信號(hào)和仿真測(cè)試主機(jī)反饋的舵控制信號(hào)進(jìn)行比較，以判定彈上控制系統(tǒng)上飛行控制軟件的正確性或組合型靶彈的真實(shí)飛行情況以及舵機(jī)的運(yùn)行情況；

執(zhí)行代碼生成模塊，用于根據(jù)飛機(jī)控制模型配置模型引腳至仿真測(cè)試主機(jī)硬件引腳，部署模型及配置文件至仿真測(cè)試主機(jī)，最后生成飛行控制模型至仿真測(cè)試主機(jī)的可執(zhí)行代碼；

開(kāi)發(fā)機(jī)以太網(wǎng)接口，其一端連接執(zhí)行代碼生成模塊和用戶交互模塊，另一端通過(guò)以太網(wǎng)連接仿真測(cè)試主機(jī)，用于將執(zhí)行代碼生成模塊生成的可執(zhí)行代碼傳送給仿真測(cè)試主機(jī)，將來(lái)自仿真測(cè)試主機(jī)的舵控制信號(hào)傳送給人機(jī)交互模塊。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的組合型靶彈仿飛測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于，所述仿真開(kāi)發(fā)機(jī)采用Matlab/Simulink建立組合型靶彈彈體模型和靶彈飛行控制模型，采用LabVIEW創(chuàng)建人機(jī)交互界面，采用自動(dòng)生成工具RTW以及SIT將飛行控制模型轉(zhuǎn)化為可執(zhí)行代碼。

4.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的組合型靶彈仿飛測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于，所述仿真測(cè)試主機(jī)包括：

測(cè)試機(jī)以太網(wǎng)接口，其一端通過(guò)以太網(wǎng)連接實(shí)時(shí)仿真開(kāi)發(fā)機(jī)，另一端連接接口箱，用于將來(lái)自仿真開(kāi)發(fā)機(jī)的可執(zhí)行代碼傳送給可執(zhí)行代碼運(yùn)行模塊，將來(lái)自信號(hào)采集模塊的彈上控制系統(tǒng)的舵控制信號(hào)傳送給仿真開(kāi)發(fā)機(jī)；

可執(zhí)行代碼運(yùn)行模塊，由支持實(shí)時(shí)系統(tǒng)的硬件板卡組成，用于選擇將彈上控制系統(tǒng)的真實(shí)舵偏角信息或模擬舵偏角信息作為所述可執(zhí)行代碼的輸入，運(yùn)行根據(jù)靶彈飛行控制模型生成的可執(zhí)行代碼，將運(yùn)行過(guò)程中實(shí)時(shí)輸出的彈體航跡相關(guān)信息傳送給信號(hào)采集模塊；

信號(hào)采集模塊，用于將來(lái)自可執(zhí)行代碼運(yùn)行模塊的彈體航跡相關(guān)信息通過(guò)接口箱傳送給彈上控制系統(tǒng)，將來(lái)自接口箱的彈上控制系統(tǒng)的舵控制信號(hào)傳送給測(cè)試機(jī)以太網(wǎng)接口。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的組合型靶彈仿飛測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于，所述仿真測(cè)試主機(jī)采用基于PXI總線的NI實(shí)時(shí)嵌入式控制器實(shí)現(xiàn)，并采用Windows和實(shí)時(shí)系統(tǒng)雙系統(tǒng)，所述信號(hào)采集模塊包括IO板卡、AD板卡、DA板卡和串口板卡。

6.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3或4所述的組合型靶彈仿飛測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于，在仿飛測(cè)試過(guò)程采用TDMS二進(jìn)制文件存儲(chǔ)數(shù)據(jù)。

7.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3或4所述的組合型靶彈仿飛測(cè)試系統(tǒng)，其特征在于，所述接口箱包括：

+27V供電電源，其供電開(kāi)關(guān)額定工作電流20A，沖擊電流60A；

二次電源±15V，其輸出功率為50W，正負(fù)電壓各25W；

A/D電路，用于采集8路模擬量信號(hào)，范圍±10V；

D/A電路，用于將仿真測(cè)試主機(jī)輸出±10V范圍的信號(hào)擴(kuò)展到±15V以及0～25V。