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1、(10)申请公布号 CN 103744419 A (43)申请公布日 2014.04.23 CN 103744419 A (21)申请号 201310737818.7 (22)申请日 2013.12.27 G05B 23/02(2006.01) (71)申请人 湖北三江航天红峰控制有限公司 地址 432000 湖北省孝感市孝南区北京路特 8 号 (72)发明人 张朝阳 佘君 陈公仆 (74)专利代理机构 华中科技大学专利中心 42201 代理人 李智 (54) 发明名称 组合型靶弹仿飞测试系统 (57) 摘要 本发明公开一种组合型靶弹仿飞测试系统， 包括 ： 仿真开发机， 用于建立组合型靶弹飞。
2、行控 制模型， 将其转化为可执行代码 ； 离线仿真运行 控制模型， 记录舵控制信号 ； 接收来自仿真测试 主机的舵控制信号， 将其与仿真运行模型时的舵 控制信号进行比较， 以判定弹上控制系统上飞行 控制软件的正确性或舵机运行情况 ； 仿真测试主 机， 用于执行可执行代码， 将执行输出的航迹相关 信息传送给接口箱， 将接口箱中转的弹上控制系 统的舵控制信号传送给仿真开发机 ； 接口箱， 用 于仿真测试主机与弹上控制系统之间的信号中 转。 本发明能够对多模块、 复杂逻辑的飞行控制系 统进行模拟测试和仿真试验， 从修改模型到实物 仿真模拟一次到位， 具有架构简单、 成本低、 效率 高的特点。 (51。
3、)Int.Cl. 权利要求书 2 页 说明书 7 页 附图 3 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书2页 说明书7页 附图3页 (10)申请公布号 CN 103744419 A CN 103744419 A 1/2 页 2 1. 一种组合型靶弹仿飞测试系统， 包括 ： 仿真开发机， 通过以太网连接仿真测试主机的第一端， 用于建立基于真实舵和模拟舵 两种类型的组合型靶弹飞行控制模型 ； 将靶弹飞行控制模型转化为可执行代码并传送给仿 真测试主机 ； 离线仿真运行靶弹飞行控制模型， 实时记录运行过程中舵控制信号 ； 接收来 自仿真测试主机的舵控制信号， 则将其与。
4、离线仿真运行靶弹飞行控制模型时记录的舵控制 信号进行比较， 若舵控制信号对应基于模拟舵类型的控制模型， 则其比较结果用以判定弹 上控制系统上飞行控制软件的正确性， 若舵控制信号对应基于真实舵的控制模型， 则其比 较结果用以判定组合型靶弹的真实飞行情况以及舵机的运行情况 ； 仿真测试主机， 其第一端通过以太网连接实时仿真开发机， 第二端通过接口箱连接组 合型靶弹的弹上控制系统， 用于根据可执行代码选择将弹上控制系统的真实舵偏角信息或 模拟舵偏角信息作为所述可执行代码的输入， 执行可执行代码， 在执行过程中实时输出弹 体航迹相关信息并通过接口箱传送给弹上控制系统 ； 通过接口箱接收来自弹上控制系统。
5、的 舵控信号并传送给仿真开发机 ； 接口箱， 连接于仿真测试主机与组合型靶弹的弹上控制系统之间， 用于对来自弹上控 制系统的真实舵偏角信息和舵控信号调理后转送给仿真测试主机， 对来自仿真测试主机的 弹体航迹相关信息调理后传送给弹上控制系统。 2. 根据权利要求 1 所述的组合型靶弹仿飞测试系统， 其特征在于， 所述仿真开发机包 括 ： 飞行控制模型构建模块， 用于建立组合型靶弹弹体运动学以及动力学模型， 在组合型 靶弹弹体运动学以及动力学模型的基础上构建基于虚拟舵和模拟舵两种类型的靶弹飞行 控制模型 ； 模型运行模块， 用于离线仿真运行靶弹飞行控制模型， 实时记录运行过程中的舵控制 信号， 并。
6、传送给人机交互模块 ； 人机交互模块， 用于提供人机交互界面以实现仿飞测试过程监控， 对模型运行模块记 录的舵控制信号和仿真测试主机反馈的舵控制信号进行比较， 以判定弹上控制系统上飞行 控制软件的正确性或组合型靶弹的真实飞行情况以及舵机的运行情况 ； 执行代码生成模块， 用于根据飞机控制模型配置模型引脚至仿真测试主机硬件引脚， 部署模型及配置文件至仿真测试主机， 最后生成飞行控制模型至仿真测试主机的可执行代 码 ； 开发机以太网接口， 其一端连接执行代码生成模块和用户交互模块， 另一端通过以太 网连接仿真测试主机， 用于将执行代码生成模块生成的可执行代码传送给仿真测试主机， 将来自仿真测试主机。
7、的舵控制信号传送给人机交互模块。 3. 根据权利要求 2 所述的组合型靶弹仿飞测试系统， 其特征在于， 所述仿真开发机采 用 Matlab/Simulink 建立组合型靶弹弹体模型和靶弹飞行控制模型， 采用 LabVIEW 创建人 机交互界面， 采用自动生成工具 RTW 以及 SIT 将飞行控制模型转化为可执行代码。 4.根据权利要求1或2所述的组合型靶弹仿飞测试系统， 其特征在于， 所述仿真测试主 机包括 ： 测试机以太网接口， 其一端通过以太网连接实时仿真开发机， 另一端连接接口箱， 用于 将来自仿真开发机的可执行代码传送给可执行代码运行模块， 将来自信号采集模块的弹上 权 利 要 求 书。
8、 CN 103744419 A 2 2/2 页 3 控制系统的舵控制信号传送给仿真开发机 ； 可执行代码运行模块， 由支持实时系统的硬件板卡组成， 用于选择将弹上控制系统的 真实舵偏角信息或模拟舵偏角信息作为所述可执行代码的输入， 运行根据靶弹飞行控制模 型生成的可执行代码， 将运行过程中实时输出的弹体航迹相关信息传送给信号采集模块 ； 信号采集模块， 用于将来自可执行代码运行模块的弹体航迹相关信息通过接口箱传送 给弹上控制系统， 将来自接口箱的弹上控制系统的舵控制信号传送给测试机以太网接口。 5. 根据权利要求 4 所述的组合型靶弹仿飞测试系统， 其特征在于， 所述仿真测试主机 采用基于 P。
9、XI 总线的 NI 实时嵌入式控制器实现， 并采用 Windows 和实时系统双系统， 所述 信号采集模块包括 IO 板卡、 AD 板卡、 DA 板卡和串口板卡。 6.根据权利要求1或2或3或4所述的组合型靶弹仿飞测试系统， 其特征在于， 在仿飞 测试过程采用 TDMS 二进制文件存储数据。 7.根据权利要求1或2或3或4所述的组合型靶弹仿飞测试系统， 其特征在于， 所述接 口箱包括 ： +27V 供电电源， 其供电开关额定工作电流 20A， 冲击电流 60A ； 二次电源 15V， 其输出功率为 50W， 正负电压各 25W ； A/D 电路， 用于采集 8 路模拟量信号， 范围 10V ；。
10、 D/A 电路， 用于将仿真测试主机输出 10V 范围的信号扩展到 15V 以及 0 25V。 权 利 要 求 书 CN 103744419 A 3 1/7 页 4 组合型靶弹仿飞测试系统 技术领域 0001 本发明属于飞行控制与仿真技术领域， 具体涉及一种组合型靶弹仿飞测试系统， 用于对多模块、 复杂逻辑的靶弹飞行控制系统进行模拟测试和仿真试验。 背景技术 0002 随着技术的发展和功能多样化的应用需要， 模拟高速移动目标的靶弹控制系统设 计趋向组合化、 系列化， 组合型靶弹的控制系统具有多模块、 组合化、 复杂逻辑的特点。 而传 统的半实物仿真系统主要用于姿态控制， 功能相对单一， 并且造。
11、价高昂、 运行成本较高， 因 此不适用于组合型靶弹控制系统， 因此， 迫切需要对组合型靶弹研制出一种仿飞测试系统， 其不仅实现了对控制系统仿真模拟的针对性， 而且操作方便、 开发模式灵活、 运行效率高。 发明内容 0003 针对现有的半实物仿真系统的不足， 本发明提出一种组合型靶弹仿飞测试系统， 能够对多模块、 复杂逻辑的飞行控制系统进行模拟测试和仿真试验， 从修改模型到实物仿 真模拟一次到位， 具有架构简单、 成本低、 效率高的特点。 0004 一种组合型靶弹仿飞测试系统， 包括 ： 0005 仿真开发机， 通过以太网连接仿真测试主机的第一端， 用于建立基于真实舵和模 拟舵两种类型的组合型靶。
12、弹飞行控制模型 ； 将靶弹飞行控制模型转化为可执行代码并传送 给仿真测试主机 ； 离线仿真运行靶弹飞行控制模型， 实时记录运行过程中舵控制信号 ； 接 收来自仿真测试主机的舵控制信号， 则将其与离线仿真运行靶弹飞行控制模型时记录的舵 控制信号进行比较， 若舵控制信号对应基于模拟舵的控制模型， 则其比较结果用以判定弹 上控制系统上飞行控制软件的正确性， 若舵控制信号对应基于真实舵的控制模型， 则其比 较结果用以判定组合型靶弹的真实飞行情况以及舵机的运行情况 ； 0006 仿真测试主机， 其第一端通过以太网连接实时仿真开发机， 第二端通过接口箱连 接组合型靶弹的弹上控制系统， 用于根据可执行代码选。
13、择将弹上控制系统的真实舵偏角信 息或模拟舵偏角信息作为所述可执行代码的输入， 执行可执行代码， 在执行过程中实时输 出弹体航迹相关信息并通过接口箱传送给弹上控制系统 ； 通过接口箱接收来自弹上控制系 统的舵控信号并传送给仿真开发机 ； 0007 接口箱， 连接于仿真测试主机与组合型靶弹的弹上控制系统之间， 用于对来自弹 上控制系统的真实舵偏角信息和舵控信号调理后转送给仿真测试主机， 对来自仿真测试主 机的弹体航迹相关信息调理后传送给弹上控制系统。 0008 进一步地， 所述仿真开发机包括 ： 0009 飞行控制模型构建模块， 用于建立组合型靶弹弹体运动学以及动力学模型， 在组 合型靶弹弹体运动。
14、学以及动力学模型的基础上构建基于虚拟舵和模拟舵两种类型的靶弹 飞行控制模型 ； 0010 模型运行模块， 用于离线仿真运行靶弹飞行控制模型， 实时记录运行过程中的舵 说 明 书 CN 103744419 A 4 2/7 页 5 控制信号， 并传送给人机交互模块 ； 0011 人机交互模块， 用于提供人机交互界面以实现仿飞测试过程监控， 对模型运行模 块记录的舵控制信号和仿真测试主机反馈的舵控制信号进行比较， 以判定弹上控制系统上 飞行控制软件的正确性或组合型靶弹的真实飞行情况以及舵机的运行情况 ； 0012 执行代码生成模块， 用于根据飞机控制模型配置模型引脚至仿真测试主机硬件引 脚， 部署模。
15、型及配置文件至仿真测试主机， 最后生成飞行控制模型至仿真测试主机的可执 行代码 ； 0013 开发机以太网接口， 其一端连接执行代码生成模块和用户交互模块， 另一端通过 以太网连接仿真测试主机， 用于将执行代码生成模块生成的可执行代码传送给仿真测试主 机， 将来自仿真测试主机的舵控制信号传送给人机交互模块。 0014 进一步地， 所述仿真开发机采用 Matlab/Simulink 建立组合型靶弹弹体模型和靶 弹飞行控制模型， 采用 LabVIEW 创建人机交互界面， 采用自动生成工具 RTW 以及 SIT 将飞行 控制模型转化为可执行代码。 0015 进一步地， 所述仿真测试主机包括 ： 00。
16、16 测试机以太网接口， 其一端通过以太网连接实时仿真开发机， 另一端连接接口箱， 用于将来自仿真开发机的可执行代码传送给可执行代码运行模块， 将来自信号采集模块的 弹上控制系统的舵控制信号传送给仿真开发机 ； 0017 可执行代码运行模块， 由支持实时系统的硬件板卡组成， 用于选择将弹上控制系 统的真实舵偏角信息或模拟舵偏角信息作为所述可执行代码的输入， 运行根据靶弹飞行控 制模型生成的可执行代码， 将运行过程中实时输出的弹体航迹相关信息传送给信号采集模 块 ； 0018 信号采集模块， 用于将来自可执行代码运行模块的弹体航迹相关信息通过接口箱 传送给弹上控制系统， 将来自接口箱的弹上控制系。
17、统的舵控制信号传送给测试机以太网接 口。 0019 进一步地， 所述仿真测试主机采用基于 PXI 总线的 NI 实时嵌入式控制器实现， 并 采用 Windows 和实时系统双系统， 所述信号采集模块包括 IO 板卡、 AD 板卡、 DA 板卡和串口 板卡。 0020 进一步地， 在仿飞测试过程采用 TDMS 二进制文件存储数据。 0021 进一步地， 所述接口箱包括 ： 0022 +27V 供电电源， 其供电开关额定工作电流 20A， 冲击电流 60A ； 0023 二次电源 15V， 其输出功率为 50W， 正负电压各 25W ； 0024 A/D 电路， 用于采集 8 路模拟量信号， 范围。
18、 10V ； 0025 D/A电路， 用于将仿真测试主机输出10V范围的信号扩展到15V以及025V。 0026 本发明的技术效果体现在 ： 0027 本发明仿飞测试系统采用 “上下位机” 的结构， 上下位机间通过 “以太网” 进行数据 交互。 组合型靶弹仿飞测试系统可以满足靶弹的仿真测试需求， 其运算周期 （仿飞测试系统 从动态输入、 计算和处理到动态输出一次全过程操作所耗费的时间)不大于1ms。 仿飞测试 系统将在上位机中 Matlab/Simulink 开发的弹体模型及控制算法快速部署到目标实时硬 件中， 为控制模型中的接口配置真实的信号输入、 输出， 并通过上位机的人机交互界面监控 说。
19、 明 书 CN 103744419 A 5 3/7 页 6 实时运行在目标机中的模型参数， 实现参数的在线监控、 修改以及数据的存储和现实功能。 接口箱用于信号的调理、 连接、 中转， 可将仿飞测试系统与弹上控制系统、 执行机构连接形 成闭环控制。 本发明实现了对多模块、 复杂逻辑的飞行控制系统进行模拟测试和仿真试验， 考核飞行控制系统软、 硬件工作的正确性和协调性及一定条件下软、 硬件工作的可靠性， 考 核飞控软件控制参数的正确性、 合理性， 分析研究组合型靶弹仿真与数学仿真结果的差异， 改善与完善控制规律有关设计， 为进一步完善飞行控制系统的设计提供试验依据。 0028 作为优化， 本发明。
20、采用通用计算机安装 Windows XP 系统及 Matlab、 LabView 等开 发软件， 用于系统数学模型的建立、 调试以及仿飞测试数据的存储与实时显示。 采用代码自 动生成工具 RTW（Real-Time Workshop） 将 Simulink 提供的算法模块和其它控制模型转化 为可执行代码， 以增强 LabVIEW 在控制算法等方面的弱势。将 Simulink 提供的算法模块和 其它控制模型转化为可执行代码， 以增强 LabVIEW 在控制算法等方面的弱势。交互式地验 证 Matlab/Simulink 模型， 并轻松地将这些模型配置到实时硬件仿真计算。采用 LabVIEW RT。
21、（Real Time） 开发应用程序， 然后将其下载到实时目标硬件中运行， 只需对软件程序稍 加修改， 就可将其轻松地集成到附加 I/O 接口或不同的 LabVIEW 实时目标硬件上。利用 LabVIEW 提供的外观与传统仪器类似的控件以及 TDMS 二进制文件存储技术， 实现包括基础 参数调试、 调用， 仿真数据观测、 存储界面的创建， TDMS 是一个二进制文件， 二进制文件具有 文件占用存储空间小和读写速度快的显著优点。 0029 总的来说， 本发明使用软件建模的方式对飞行控制系统进行模拟测试和仿真试 验， 该系统的特点是架构简单、 成本低、 效率高。可广泛应用于飞行器设计中控制算法的设。
22、 计改善与完善， 为飞行器的总体设计提供试验依据。 附图说明 0030 图 1 为本发明的实现原理框图 ； 0031 图 2 为系统外部连接示意图 ； 0032 图 3 为本发明的实现原理及工作流程图 ； 0033 图 4 为 Matlab/Simulink 生成代码流程框图 ； 0034 图 5 为 15V 输出电路示意图 ； 0035 图 6 为 0-25V 输出电路示意图。 具体实施方式 0036 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仅用以解释本发明， 并 不用于限定本发明。此外，。
23、 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。 0037 参见图 1、 2 和图 3， 本发明组合型靶弹仿飞测试系统包括仿真开发机、 仿真测试主 机和接口箱。 0038 （1） 仿真开发机 0039 仿真开发机通过以太网连接仿真测试主机的第一端， 用于建立基于真实舵和模拟 舵两种类型的组合型靶弹飞行控制模型 ； 将靶弹飞行控制模型转化为可执行代码并传送给 说 明 书 CN 103744419 A 6 4/7 页 7 仿真测试主机 ； 离线仿真运行靶弹飞行控制模型， 实时记录运行过程中舵控制信号 ； 接收 来自仿真测试主机的舵控制信号， 则将其与离线。
24、仿真运行靶弹飞行控制模型时记录的舵控 制信号进行比较， 若舵控制信号对应基于模拟舵类型的控制模型， 则其比较结果用以判定 弹上控制系统上飞行控制软件的正确性， 若舵控制信号对应基于真实舵的控制模型， 则其 比较结果用以判定组合型靶弹的真实飞行情况以及舵机的运行情况。 0040 按照本发明的一种实施方式， 仿真开发机具体包括 ： 0041 飞行控制模型构建模块， 用于建立组合型靶弹弹体运动学以及动力学模型， 在组 合型靶弹弹体运动学以及动力学模型的基础上构建基于虚拟舵和模拟舵两种类型的靶弹 飞行控制模型 ； 0042 模型运行模块， 用于离线仿真运行靶弹飞行控制模型， 实时记录运行过程中的舵 控。
25、制信号， 并传送给人机交互模块 ； 0043 人机交互模块， 用于提供人机交互界面以实现仿飞测试过程监控， 对模型运行模 块记录的舵控制信号和仿真测试主机反馈的舵控制信号进行比较， 以判定弹上控制系统上 飞行控制软件的正确性或组合型靶弹的真实飞行情况以及舵机的运行情况 ； 0044 执行代码生成模块， 用于根据飞机控制模型配置模型引脚至仿真测试主机硬件引 脚， 部署模型及配置文件至仿真测试主机， 最后生成飞行控制模型至仿真测试主机的可执 行代码 ； 0045 开发机以太网接口， 其一端连接执行代码生成模块和用户交互模块， 另一端通过 以太网连接仿真测试主机， 用于将执行代码生成模块生成的可执行。
26、代码传送给仿真测试主 机， 将来自仿真测试主机的舵控制信号传送给人机交互模块。 0046 弹体数学模式表征了靶弹弹体特性以及在高速运动下的规律。 仿飞测试系统是在 分析、 计算、 模拟靶弹运动的基础上， 建立涉及重力、 空气动力、 控制方向的靶弹数学模型。 仿真开发机使用 Simulink 建模， 采用 LabVIEW SIT 实现实现 LabVIEW 和 Matlab/Simulink 交互式编程， 然后使用自动生成工具RTW将Simulink提供的算法模块和其它控制模型转化 为可执行代码， 实现过程如图 4 所示。具体步骤为 ： 0047 （a） 根据组合型靶弹的弹体特性， 使用 Matl。
27、ab/Simulink 及其它专业模块建立弹 体的 Simulink 模型。在搭建模型的基础上， 可以利用 MATLAB 提供的专业工具箱开展飞行 控制系统的设计和分析工作。设计的结果在 Simulink 中实现， 进行离线数学仿真， 并对设 计参数进行优化。 0048 （b） 根据组合型靶弹要观测的特征参数， 使用 LabVIEW 创建人机交互界面。利用 LabVIEW 提供的控件可快速完成简单实用、 界面友好的人机交互界面。 0049 （c）在 LabVIEW 创建的用户接口界面中使用 Simulink 连接管理器 （SIT）建立 LabVIEW 用户接口界面与 Simulink 模型之间。
28、关联。在 LabVIEW 用户接口界面配置和运行 Simulink 模型时模型需在 Matlab/Simulink 中保持打开状态。 0050 （d） 使用自动生成工具 RTW 将控制模型转化为可执行代码。通过自定义 RTW 代码 生成选项， 将Simulink控制模型转化为可调用的model.dll文件， 提供给LabVIEW调用。 将 编译生成的可执行代码下传到仿飞测试主机中进行实时仿真计算。 0051 （2） 仿真测试主机 0052 仿真测试主机的第一端通过以太网连接实时仿真开发机， 第二端通过接口箱连接 说 明 书 CN 103744419 A 7 5/7 页 8 组合型靶弹的弹上控制。
29、系统， 用于根据可执行代码选择将弹上控制系统的真实舵偏角信息 或模拟舵偏角信息作为所述可执行代码的输入， 执行可执行代码， 在执行过程中实时输出 弹体航迹相关信息并通过接口箱传送给弹上控制系统 ； 通过接口箱接收来自弹上控制系统 的舵控信号并传送给仿真开发机。 0053 仿真开发机开发的模型中将定义好模型至仿真测试主机硬件引脚配置 ； 因此是采 集真实的舵偏角还是用模拟的舵偏角由仿真开发模型确定， 仿真开始后， 仿真测试主机主 要的功能是将航迹信息传给弹上控制系统进行飞行控制软件运行， 此时仿真测试主机与实 时仿真开发机只有信息的交互， 信息交互也是由仿真开发机开发的模型中明确的。 0054 。
30、按照本发明的一种实施方式， 仿真测试主机具体包括 ： 0055 测试机以太网接口， 其一端通过以太网连接实时仿真开发机， 另一端连接接口箱， 用于将来自仿真开发机的可执行代码传送给可执行代码运行模块， 将来自信号采集模块的 弹上控制系统的舵控制信号传送给仿真开发机 ； 0056 可执行代码运行模块， 由支持实时系统的硬件板卡组成， 用于选择将弹上控制系 统的真实舵偏角信息或模拟舵偏角信息作为所述可执行代码的输入， 运行根据靶弹飞行控 制模型生成的可执行代码， 将运行过程中实时输出的弹体航迹相关信息传送给信号采集模 块 ； 0057 信号采集模块， 用于将来自可执行代码运行模块的弹体航迹相关信息。
31、通过接口箱 传送给弹上控制系统， 将来自接口箱的弹上控制系统的舵控制信号传送给测试机以太网接 口。 0058 实时仿真计算是实现仿真数学模型向实际靶弹硬件组成转化。将仿真模型快速 部署到目标实时硬件中， 为控制模型中的接口配置真实的信号输入 / 输出。本发明使用下 位机即仿飞测试主机进行目标代码实现空气动力学和运动学方程的运算、 目标运动轨迹的 计算以及靶弹 - 目标相对运动学方程的解算， 以及数据采集和通讯。作为优选， 仿飞测试 主机选用基于 PXI 总线的 NI 实时嵌入式控制器 PXI-8109RT， PXI 总线除了具有 132MB/s 的数据吞吐量外， 还有精确的触发总线， 同步时钟。
32、以及用于设备间数据传输的本地总线， 可 大大提高系统的性能， 并且 PXI 控制器可以采用 Windows 和实时系统双系统， 完成对系统 确定性要求严苛的仿真应用。该款控制器具有 Intel i7-620M 双核处理器， 最高内存 4GB DDR3-1066MHz， 120GB 硬盘， 4 个高速 USB 端口， 1 个 RS232 接口。 0059 在仿飞测试过程中， 仿飞测试系统需采集舵反馈信号作为动力运动学模型计算的 输入量， 此外还需根据控制流程要求采集、 显示指令信号， 与弹上控制系统进行通讯。所述 信号采集模块包括 IO 板卡、 AD 板卡、 DA 板卡和串口板卡。 0060 实。
33、例 ： 0061 NI实时嵌入式控制器PXI-8109RT， 具有Intel i7-620M双核处理器， 最高内存4GB DDR3-1066MHz， 120GB 硬盘， 4 个高速 USB 端口， 1 个 RS232 接口 ； 配置 USB 接口、 网口及键盘 / 鼠标、 显示器接口等， 预装 NI 附带的 Windows XP 操作系统和 LabVIEW RT 实时操作系统， 以及各种模块的驱动程序 ； 0062 DA 板卡 ： NI PXI-67338 路， 16 位， 250ks/s ； 模拟量 D/A 输出通道 8 路， 分辨率 16 位， 最高更新速率 1MS/s, 输出电压幅度 0。
34、 10V ； 数字 I/O 通道 8 路 ； 24 位计数器 2 个 ； 0063 AD 板卡 ： NI PXI-6251 模拟量信号差分采集通道 8 路， 分辨率 16 位， 最高采样率 说 明 书 CN 103744419 A 8 6/7 页 9 1.25MS/s（可编程） ， 最大输入电压 10V ； 模拟量信号输出通道 2 路， 分辨率 16 位， 最高 更新速率 2.8MS/s， 最大输出电压 10V ； 数字 I/O 通道 24 路 ； 32 位定位 / 计数器 2 个 ； 0064 IO 板卡 ： NI PXI-652860V， 24 路入， 24 路出， 通道隔离 ； 0065。
35、 串口板卡 ： PXI-8433/4 高性能 4 路串行接口 ； 0066 （3） 接口箱 0067 连接于仿真测试主机与组合型靶弹的弹上控制系统之间， 为弹上控制系统提供电 源， 同时用于将来自弹上控制系统的真实舵偏角信息调理后转送给仿真测试主机， 将来自 仿真测试主机的弹体航迹相关信息调理传送给弹上控制系统。 调理主要是只将仿真测试主 机输出的信号调理成弹上控制系统可以接收的信号， 同时将弹上控制系统输出的信号调理 成仿真测试主机可以接收的信号。 0068 仿飞测试系统的接口箱连接弹上控制系统， 为弹上控制系统提供电源， 供电电源 包括 +27V （供电开关额定工作电流 20A， 冲击电流。
36、 60A。 ） 、 二次电源 15V （输出功率为 50W， 正负电压各 25W） ， 电源供电输出电路设计如图 5 和图 6 所示。A/D 电路能够采集 8 路模拟 量信号， 范围 10V， 仿真测试主机仿真计算机 AD 板卡电压输入范围 10V， AD 采集信号经 过阻容滤波后直接输入至AD采集板卡。 D/A电路设计采用放大电路将仿真计算机板卡输出 10V 范围的信号扩展到 15V 以及 0 25V， 以满足组合型靶弹控制计算机和执行机构不 同电压范围的要求。 0069 在系统开发初期， 仿飞测试系统可以对模型进行离线仿真。利用 Matlab 下的 Simulink建立靶弹各部分的模型。 。
37、在搭建模型基础上， 利用Matlab开展飞行控制算法的设 计和分析， 设计的结果在 Simulink 中实现并进行离线数学仿真， 对设计参数进行优化。在 数学仿真完成后， 仿飞测试系统可通过如下途径完成飞行控制系统的飞控软件验证以及半 实物仿真验证。 （SIT 是 Labview 开发的与 simulink 模型接口的模块） 0070 本发明系统的工作过程具体如下 ： 0071 实现弹上控制系统软件验证 ： 仅连接弹上控制系统实物不连接舵机。仿真开发机 全弹模型中选择模拟舵机， 将模型需输出弹体航迹相关信息以及需采集弹上控制系统的舵 控信号部署到仿真测试主机硬件的管脚。 模型部署完成后生成可执。
38、行代码下载至仿真测试 主机， 在仿真测试主机中运行全弹道仿真， 将仿真过程中需要观测的舵控信号通过以太网 传送给仿真开发机。在仿真开发机中对比数学仿真和弹上控制系统解算得到的舵控信号， 考核弹上飞控程序的正确性。 0072 闭合实物舵机运行 ： 连接弹上控制系统实物以及舵机， 仿真开发机全弹模型中选 择实物舵机， 即采集实物舵机的舵反馈信号。将模型的输入输出信号部署到仿真测试主机 硬件的管脚。模型部署完成后生成可执行代码下载至仿真测试主机， 将模型生成可执行代 码后下载至仿真测试主机， 运行全弹道仿真， 考核接入实物舵后的实际飞行效果以及舵机 的运行情况。 0073 在仿飞测试过程中会产生大量。
39、的数据， 这些过程数据对于分析试验过程并寻找其 改进途径、 调试和故障定位是十分必要的。本系统使用 LabVIEW 提供的外观与传统仪器类 似的控件以及 TDMS 二进制文件存储技术， 实现包括基础参数调试、 调用， 仿真数据观测、 存 储界面的创建。 0074 TDMS 二进制文件存储技术可实现可靠、 有效的数据存储， 实时数据和历史数据察 说 明 书 CN 103744419 A 9 7/7 页 10 看， 配置和记录报警和事件的功能。TDMS 格式文件可以在 LabVIEW、 Excel 以及 Matlab 中 被调用。TDMS 是一个二进制文件， 二进制文件具有文件占用存储空间小和读写。
40、速度快的的 显著优点。经过试验测试 TDMS 数据存储结果如表 1 所示 ： 0075 表 1 数据存储性能测试 0076 0077 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。 说 明 书 CN 103744419 A 10 1/3 页 11 图 1 图 2 图 3 说 明 书 附 图 CN 103744419 A 11 2/3 页 12 图 4 图 5 说 明 书 附 图 CN 103744419 A 12 3/3 页 13 图 6 说 明 书 附 图 CN 103744419 A 13 。