基于BMU/LVDS總線的閉環(huán)總檢查測(cè)試技術(shù)研究

周 歡 宋征宇

北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854

總檢查是模擬飛行(模飛)狀態(tài)下對(duì)系統(tǒng)工作情況的全面檢查[1]。運(yùn)載火箭一般通過(guò)總檢查測(cè)試來(lái)檢驗(yàn)全箭電氣系統(tǒng)的匹配性，這種測(cè)試對(duì)控制系統(tǒng)而言是開(kāi)環(huán)的。面對(duì)復(fù)雜的飛行控制系統(tǒng)，開(kāi)環(huán)狀態(tài)下的靜態(tài)參數(shù)測(cè)試和有限的系統(tǒng)功能性匹配檢查，與系統(tǒng)真實(shí)狀態(tài)差距較遠(yuǎn)。此外開(kāi)環(huán)的總檢查難以對(duì)采用迭代制導(dǎo)的控制系統(tǒng)進(jìn)行有效考核。由此，本文提出了一種適應(yīng)總檢查特點(diǎn)的閉環(huán)模飛測(cè)試方案，可以對(duì)迭代算法進(jìn)行較為充分的驗(yàn)證，同時(shí)兼顧對(duì)慣性器件靜置狀態(tài)下電氣性能的檢查。

閉環(huán)總檢查測(cè)試已研究了較長(zhǎng)時(shí)間，但一直未能很好地解決實(shí)時(shí)性問(wèn)題。新一代運(yùn)載火箭采用的箭地高速串行總線LVDS為箭地間的數(shù)據(jù)傳輸提供了高速通道，此通道可實(shí)現(xiàn)箭地?cái)?shù)據(jù)的實(shí)時(shí)交互；同時(shí)地面的實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)則為地面模塊的實(shí)時(shí)處理提供了保證；BMU的通信郵箱則為箭地間實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)傳輸提供接口。

本文介紹和論述方案提出的必要性、原理以及實(shí)現(xiàn)的技術(shù)支持，基于此提出了幾點(diǎn)閉環(huán)實(shí)現(xiàn)的設(shè)計(jì)思路，然后建立方案平臺(tái)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，對(duì)火箭模型參數(shù)的準(zhǔn)確性以及箭上制導(dǎo)控制算法的適應(yīng)性進(jìn)行了系統(tǒng)級(jí)的驗(yàn)證。

1 閉環(huán)總檢查測(cè)試方案

1.1 閉環(huán)總檢查測(cè)試方案的提出

現(xiàn)行的控制系統(tǒng)總檢查原理如圖1(a)，從慣性測(cè)量組合到伺服的測(cè)試是開(kāi)環(huán)的。即使采用“攝動(dòng)+迭代”制導(dǎo)技術(shù)方案的火箭的總檢查模飛測(cè)試也是開(kāi)環(huán)的，在攝動(dòng)制導(dǎo)飛行段通過(guò)設(shè)計(jì)一條供測(cè)試用的與程序角和關(guān)機(jī)時(shí)間等效的模飛彈道即可對(duì)攝動(dòng)制導(dǎo)算法進(jìn)行驗(yàn)證。由于迭代制導(dǎo)沒(méi)有標(biāo)準(zhǔn)彈道，以上這種開(kāi)環(huán)的測(cè)試不能對(duì)其進(jìn)行驗(yàn)證，于是目前的迭代制導(dǎo)模擬飛行段就采取一種數(shù)據(jù)替換的方式，即進(jìn)入迭代后，飛行軟件不再使用從慣性器件采樣的數(shù)據(jù)進(jìn)行導(dǎo)航，而是采用一組事先計(jì)算好并存貯在箭載計(jì)算機(jī)內(nèi)的標(biāo)準(zhǔn)彈道數(shù)據(jù)直接替代，使得總檢查測(cè)試進(jìn)入了箭機(jī)自循環(huán)狀態(tài)。這種方法對(duì)迭代制導(dǎo)的考核并不充分，同樣在這一飛行段內(nèi)對(duì)慣性器件也無(wú)法考核。雖然在半實(shí)物仿真中可以對(duì)迭代制導(dǎo)算法進(jìn)行考核，但并不是全系統(tǒng)下的。

本文所提出的閉環(huán)總檢查測(cè)試方案彌補(bǔ)了開(kāi)環(huán)測(cè)試的不足。測(cè)試時(shí)通過(guò)箭地的數(shù)據(jù)交互，使火箭“動(dòng)”了起來(lái)，滿足了迭代制導(dǎo)對(duì)火箭當(dāng)前運(yùn)動(dòng)狀態(tài)的實(shí)時(shí)輸入需求；同時(shí)將此飛行段的慣組數(shù)據(jù)利用起來(lái)，這樣就可以對(duì)慣組進(jìn)行檢查。測(cè)試時(shí)，慣組處于靜置狀態(tài)，適合在火箭已組裝好的情況下展開(kāi)測(cè)試。綜上所述，該方案能夠更好地滿足地面測(cè)試覆蓋性與有效性的要求。

1.2 閉環(huán)總檢查框架及原理

在滿足控制系統(tǒng)總檢查測(cè)試要求，不對(duì)系統(tǒng)測(cè)試狀態(tài)的軟硬件進(jìn)行重大改變的前提下，借鑒閉路仿真的思路，在模擬飛行測(cè)試時(shí)向地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)(根據(jù)具體情況可以選擇Vxworks前端機(jī)或是測(cè)試主控制)加入仿真模塊，其物理連接如圖2。地面實(shí)時(shí)地獲取伺服機(jī)構(gòu)擺角信息，進(jìn)行箭體運(yùn)動(dòng)的模擬，解算出慣性器件的仿真輸出，并同樣實(shí)時(shí)地反饋到箭機(jī)中參與導(dǎo)航運(yùn)算，以此往復(fù)循環(huán)就實(shí)現(xiàn)了閉環(huán)模飛，原理如圖1(b)。

圖2 總檢查物理連接圖

1.3 閉環(huán)測(cè)試實(shí)現(xiàn)的技術(shù)支持

新一代運(yùn)載火箭所采用的一系列新技術(shù)為閉環(huán)總檢查測(cè)試的實(shí)現(xiàn)提供了技術(shù)保證，尤其是BMU和LVDS總線技術(shù)的使用為解決閉環(huán)總檢查測(cè)試實(shí)時(shí)性問(wèn)題起到了關(guān)鍵作用。下面簡(jiǎn)單介紹一下BMU和LVDS總線技術(shù)。

箭機(jī)BMU通信原理如圖3，BMU用于完成箭地通信控制，提供箭地主動(dòng)通信郵箱、箭機(jī)總線數(shù)據(jù)自動(dòng)監(jiān)控并下傳功能；飛行控制軟件則是通過(guò)BMU訪問(wèn)接口完成與地面的通信控制。測(cè)試時(shí)，大量的箭上1553B總線數(shù)據(jù)通過(guò)自動(dòng)監(jiān)聽(tīng)功能下傳到地面，以檢測(cè)箭上運(yùn)行狀態(tài)；而通信郵箱則是射前準(zhǔn)備段地面指令和箭上執(zhí)行結(jié)果的傳輸通道。在閉環(huán)測(cè)試時(shí)正好可以把上、下行兼?zhèn)涞耐ㄐ培]箱利用起來(lái)，為箭地?cái)?shù)據(jù)通信提供接口通道，這樣地面可以在綜合實(shí)驗(yàn)的硬件不做任何改動(dòng)的情況下獲取箭上各種數(shù)據(jù)。

圖3 箭機(jī)BMU通信原理圖

LVDS(Low Voltage Differential Signaling)即低電壓差分信號(hào)，是20世紀(jì)90年代才出現(xiàn)的一種數(shù)據(jù)傳輸和接口技術(shù)。這種技術(shù)的核心是采用極低的電壓擺幅高速差動(dòng)傳輸數(shù)據(jù)，可以實(shí)現(xiàn)點(diǎn)對(duì)點(diǎn)或一點(diǎn)對(duì)多點(diǎn)的連接，具有低功耗、低誤碼率、低串?dāng)_和低輻射等特點(diǎn)。因此LVDS在對(duì)信號(hào)完整性、低抖動(dòng)及共模特性要求較高的新一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)中得到了應(yīng)用。

LVDS總線采用中斷接收方式，在系統(tǒng)測(cè)試時(shí)，LVDS總線能夠?qū)崟r(shí)監(jiān)測(cè)箭機(jī)DSP運(yùn)行狀況，對(duì)其數(shù)據(jù)總線、地址總線以及控制總線進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控，并根據(jù)需求輸出監(jiān)控結(jié)果；同時(shí)也可以上傳飛行軟件、諸元數(shù)據(jù)和指令信息。高速串行通信總線最小單元是32bit，其中數(shù)據(jù)區(qū)占65535字節(jié)，通信速率一般可設(shè)置為5Mbps，10Mbps等。對(duì)于閉環(huán)方案需要增加的箭地交互變量數(shù)據(jù)，若每個(gè)變量設(shè)置為4個(gè)字節(jié)，即使增加100個(gè)變量(即400個(gè)字節(jié))也完全在LVDS總線的承受范圍內(nèi)。

2 閉環(huán)總檢查的設(shè)計(jì)要點(diǎn)

控制系統(tǒng)綜合實(shí)驗(yàn)的閉環(huán)設(shè)計(jì)不同于半實(shí)物閉環(huán)仿真。一般的半實(shí)物閉環(huán)仿真是把仿真模塊搭載在1553B總線上，利用1553B板卡模擬箭上終端RT實(shí)現(xiàn)閉環(huán)的。這樣的閉環(huán)改變了箭上的物理連接，破壞了箭上系統(tǒng)的完整性，不適合在火箭控制系統(tǒng)綜合實(shí)驗(yàn)中開(kāi)展，更不適合在火箭已組裝好的情況下開(kāi)展。

針對(duì)系統(tǒng)級(jí)測(cè)試所設(shè)計(jì)的閉環(huán)總檢查不對(duì)箭上系統(tǒng)的硬件做任何改變，它的仿真模塊置于較為靈活的地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)。這就涉及到通信鏈路的設(shè)計(jì)、慣性器件的檢查、仿真模塊結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)以及箭地軟件的設(shè)計(jì)。

2.1 閉環(huán)通信接口及鏈路的設(shè)計(jì)

從圖3可以看出地面數(shù)據(jù)的上傳必須通過(guò)箭機(jī)BMU的通信郵箱，所以地面測(cè)發(fā)控的箭地通信機(jī)需要將原有最高優(yōu)先級(jí)的自動(dòng)監(jiān)控功能變?yōu)橥ㄐ培]箱，以保證箭地?cái)?shù)據(jù)交互的實(shí)時(shí)性；同時(shí)，提高地面測(cè)發(fā)控對(duì)通信郵箱的優(yōu)先級(jí)。

總檢查閉環(huán)設(shè)計(jì)的數(shù)據(jù)流如圖4所示，地面往箭上傳的數(shù)據(jù)有脈沖和導(dǎo)航數(shù)據(jù)(包括速度、位置和角度等信息)，箭上往地面?zhèn)鞯臄?shù)據(jù)有舵偏角和指令信息。地面仿真模塊上傳的脈沖全量數(shù)據(jù)按照真實(shí)慣組在1553B上的格式及順序傳到箭上，同樣導(dǎo)航信息也按照導(dǎo)航的數(shù)據(jù)格式順序傳至箭上。

圖4 閉環(huán)數(shù)據(jù)流圖

從測(cè)試的起飛時(shí)刻開(kāi)始，箭地間閉環(huán)開(kāi)始時(shí)間為T(mén)s。為了讓Ts的設(shè)置更為靈活，在地面模塊中添加對(duì)箭體進(jìn)行控制的GNC模塊，該模塊是簡(jiǎn)化版的飛行軟件。從起飛到Ts時(shí)刻，箭體運(yùn)動(dòng)模型與GNC模型通信，傳遞脈沖和舵偏角，同時(shí)箭體模型接收箭上的指令信息；當(dāng)Ts時(shí)刻箭體運(yùn)動(dòng)模型收到閉環(huán)標(biāo)志時(shí)，停止與GNC模塊通信，開(kāi)始與箭上通信，如圖4的虛線框數(shù)據(jù)流。

2.2 閉環(huán)同時(shí)對(duì)慣性器件的檢查

新一代運(yùn)載火箭均是采用“攝動(dòng)+迭代”的制導(dǎo)方案，而在迭代飛行段的總檢查模飛測(cè)試時(shí)真實(shí)慣組輸出并沒(méi)有參與測(cè)試(具體測(cè)試方式見(jiàn)2.1)。為增加測(cè)試的覆蓋性，在閉環(huán)測(cè)試的同時(shí)應(yīng)考慮對(duì)慣組的檢查。

實(shí)現(xiàn)慣組功能的檢查，需在地面仿真模塊輸出事先扣去慣性器件在理論狀態(tài)下隨地球自轉(zhuǎn)的輸出，再將真實(shí)慣組值和地面仿真值一起輸入到箭機(jī)中進(jìn)行導(dǎo)航。這樣，在導(dǎo)航輸入量真實(shí)反應(yīng)箭體運(yùn)動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，將慣組的隨機(jī)誤差項(xiàng)引入箭機(jī)，當(dāng)慣組標(biāo)定參數(shù)不準(zhǔn)或精度超標(biāo)時(shí)，導(dǎo)航結(jié)果就會(huì)體現(xiàn)差異，真實(shí)慣組的數(shù)據(jù)就參與到整個(gè)火箭的飛行控制過(guò)程，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)慣性器件功能的檢查。

對(duì)于新一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)而言，這樣的一減一加操作可以做到嚴(yán)格的時(shí)間同步。如果說(shuō)單獨(dú)對(duì)慣組采取以上復(fù)雜的檢查方式是完全沒(méi)有必要的，但是以上對(duì)慣組的檢查是在整個(gè)測(cè)試系統(tǒng)閉環(huán)的基礎(chǔ)上，與閉環(huán)是一起的，而不是單獨(dú)抽離的一項(xiàng)實(shí)驗(yàn)，這只是在設(shè)計(jì)方案時(shí)考慮了開(kāi)環(huán)測(cè)試時(shí)所遺漏的一點(diǎn)。

2.3 仿真模塊流程設(shè)計(jì)

圖5是簡(jiǎn)化的地面仿真模塊流程圖，模飛測(cè)試起飛時(shí)刻開(kāi)始調(diào)用Sim程序，每周期調(diào)用一次，Sim程序包括自循環(huán)模塊和閉環(huán)模塊。從圖4可以看出自循環(huán)模塊包括箭體運(yùn)動(dòng)模型和GNC模型，而閉環(huán)模塊則為扣去慣組靜置狀態(tài)下理論值的箭體運(yùn)動(dòng)模型。

圖5 地面仿真流程圖

箭上根據(jù)飛行時(shí)間向地面發(fā)送飛行狀態(tài)標(biāo)志，進(jìn)入閉環(huán)設(shè)置為進(jìn)入迭代制導(dǎo)的同一時(shí)刻Ts。地面根據(jù)收到的狀態(tài)進(jìn)入相應(yīng)的仿真模塊：當(dāng)收到起飛指令時(shí)調(diào)用仿真自循環(huán)模塊；當(dāng)收到閉環(huán)指令時(shí)，停止調(diào)用自循環(huán)模塊，轉(zhuǎn)為閉環(huán)模塊與箭上通信；當(dāng)收到測(cè)試結(jié)束指令時(shí)，閉環(huán)總檢查測(cè)試也就結(jié)束了。

2.4 箭地軟件的設(shè)計(jì)

飛行軟件每個(gè)20ms中斷的操作內(nèi)容順序是固定的，地面仿真模型要與箭上通信，就只有利用飛行軟件每周期操作內(nèi)的間隙來(lái)執(zhí)行閉環(huán)模塊調(diào)用任務(wù)。

本方案所設(shè)計(jì)的閉環(huán)模塊調(diào)用開(kāi)始后的時(shí)間數(shù)據(jù)流如圖6所示。從閉環(huán)啟動(dòng)時(shí)刻t0開(kāi)始，在(t0+5)ms時(shí)箭機(jī)將錄取到的舵偏角、時(shí)間及指令信息儲(chǔ)存于通信郵箱中待地面接收；地面收到郵箱傳下來(lái)的信息后調(diào)用箭體運(yùn)動(dòng)模型，然后將計(jì)算出的脈沖和導(dǎo)航信息傳至通信郵箱；(t0+16)ms時(shí)箭上從通信郵箱中取走脈沖信號(hào)進(jìn)行導(dǎo)航制導(dǎo)姿態(tài)計(jì)算出舵偏供下一周期使用。下一周期同樣按照上述順序操作，直到模飛測(cè)試結(jié)束。

圖6 閉環(huán)時(shí)間數(shù)據(jù)流圖

按照方案設(shè)計(jì)的數(shù)據(jù)調(diào)用順序以及對(duì)慣性器件的檢查，地面和箭上軟件需進(jìn)行針對(duì)性的設(shè)計(jì)。從圖6中可以看出，箭上是先發(fā)送數(shù)據(jù)后接收數(shù)據(jù)，而地面軟件則是先收再發(fā)，箭地軟件的收發(fā)數(shù)據(jù)都要增加，在箭地面的通信協(xié)議里增加交互數(shù)據(jù)。

地面軟件還涉及到將較高優(yōu)先級(jí)的BMU內(nèi)的自動(dòng)監(jiān)控改為通信郵箱、添加Sim仿真程序等。箭上的飛行控制軟件需要把原有迭代制導(dǎo)模擬飛行段導(dǎo)航的替換數(shù)據(jù)改為地面仿真脈沖值與真實(shí)慣組值之和。由于地面模飛和真實(shí)飛行實(shí)驗(yàn)的飛行控制軟件代碼是一致的，而飛行狀態(tài)是不需要仿真脈沖值的，為避免因以上情況導(dǎo)致飛行狀態(tài)下出現(xiàn)故障，可設(shè)置相應(yīng)的諸元區(qū)分。在模飛條件下，箭機(jī)同時(shí)取慣組真實(shí)和模擬值；在真實(shí)飛行條件下，箭機(jī)取慣組的真實(shí)值。這樣即使因某故障跳轉(zhuǎn)到模飛分支，也能將慣組之外的輸入信號(hào)有效切除。

3 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證及結(jié)果分析

通過(guò)對(duì)以上閉環(huán)總檢查實(shí)驗(yàn)方案的研究，以某新型號(hào)火箭的控制系統(tǒng)綜合實(shí)驗(yàn)為基礎(chǔ)建立了上述測(cè)試平臺(tái)系統(tǒng)，來(lái)驗(yàn)證閉環(huán)總檢查測(cè)試系統(tǒng)的測(cè)試有效性和覆蓋性。

平臺(tái)建立步驟如下：1)建立火箭六自由度運(yùn)動(dòng)模型(火箭二級(jí)啟動(dòng)后才進(jìn)入迭代飛行段，所以為簡(jiǎn)化模型，只建立針對(duì)火箭二級(jí)段的運(yùn)動(dòng)模型)、慣組誤差模型等相關(guān)模型為Sim程序；2)將程序置于地面測(cè)發(fā)控系統(tǒng)中，修改箭地軟件；3)進(jìn)行調(diào)試。

調(diào)試成功的標(biāo)志是模型的仿真姿態(tài)角sim、箭上程序角ref和箭上導(dǎo)航解算姿態(tài)角ctrl一致，俯仰通道如圖7所示。平臺(tái)驗(yàn)證了方案的可行性，標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下閉環(huán)模飛段軸向視加速度曲線如圖8，從圖中可以看出在400多秒時(shí)測(cè)試由開(kāi)環(huán)狀態(tài)轉(zhuǎn)為閉環(huán)。

圖7 標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下箭地俯仰角

圖8 火箭軸向視加速度曲線

3.1 火箭模型參數(shù)的檢查

為驗(yàn)證系統(tǒng)對(duì)模型參數(shù)測(cè)試的有效性，進(jìn)行了慣組標(biāo)定值加誤差實(shí)驗(yàn)。在零干擾的標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下火箭按照程序角飛行，姿態(tài)角與程序角一致，這說(shuō)明地面仿真軟件和箭上軟件使用的模型參數(shù)是一致的。

圖9是在仿真模型的慣組標(biāo)定數(shù)據(jù)加入一定誤差的試驗(yàn)結(jié)果，可以看出箭上姿態(tài)角和地面仿真姿態(tài)角出現(xiàn)了明顯偏離，而且隨著時(shí)間的增加偏離越來(lái)越大。所以在地面模型慣組標(biāo)定值正確的情況下，可以通過(guò)此方法來(lái)判斷箭上慣組標(biāo)定值的準(zhǔn)確性。同理，其他的箭上模型參數(shù)也可以通過(guò)閉環(huán)的測(cè)試檢查出來(lái)。以上實(shí)驗(yàn)對(duì)模型參數(shù)的檢查是基于飛控軟件和仿真軟件均正常的假設(shè)下開(kāi)展的。

3.2 箭上制導(dǎo)控制算法適應(yīng)性的檢查

本方案還可用于飛行軟件迭代制導(dǎo)方法的系統(tǒng)級(jí)檢查，尤其是對(duì)算法的適應(yīng)性檢驗(yàn)。本次實(shí)驗(yàn)為驗(yàn)證迭代算法對(duì)故障狀態(tài)的適應(yīng)性，在地面模型加入故障，設(shè)置500s時(shí)刻發(fā)動(dòng)機(jī)總推力發(fā)生突變，減小25%的故障狀態(tài)。在故障點(diǎn)由于推重比發(fā)生突變，迭代制導(dǎo)重新計(jì)算的最優(yōu)彈道發(fā)生變化，這從圖10可以看出，“STD”代表標(biāo)準(zhǔn)彈道程序角，“Interative”表示故障狀態(tài)下的迭代程序角。表1分別是火箭無(wú)擾動(dòng)的標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)和故障干擾狀態(tài)下火箭的入軌精度對(duì)比。從實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以看出，大擾動(dòng)情況下火箭的入軌點(diǎn)參數(shù)偏差仍在要求范圍內(nèi)，且接近于標(biāo)準(zhǔn)下的火箭入軌點(diǎn)參數(shù)偏差。這表明即使在大干擾下迭代算法也能保持較高的制導(dǎo)精度，驗(yàn)證了迭代制導(dǎo)算法對(duì)大干擾的適應(yīng)性。

圖10 故障狀態(tài)下迭代程序角

表1 不同狀態(tài)下的入軌根數(shù)偏差

表1中，Δi為軌道傾角偏差；ΔΩ為軌道升交點(diǎn)經(jīng)度偏差；Δω為軌道近地點(diǎn)幅角偏差；Δa為軌道半長(zhǎng)軸偏差；Δe為軌道偏心率偏差。

在地面仿真軟件中還可以加入箭體模型的各種偏差和干擾，例如目標(biāo)軌道臨時(shí)調(diào)整、發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)干擾和各種故障模式等，從而考核箭上控制算法的適應(yīng)性，增加系統(tǒng)級(jí)總檢查測(cè)試的覆蓋性，其余試驗(yàn)結(jié)果不再介紹。

4 結(jié)束語(yǔ)

新型火箭的服役對(duì)總檢查模擬飛行提出了新的更高的要求。本文提出的適應(yīng)總檢查特點(diǎn)的閉環(huán)模飛測(cè)試方案，適用于具有BMU以及高速箭地串行總線LVDS(或是更高速的箭地通訊線)的火箭型號(hào)，可移植性強(qiáng)。閉環(huán)后的總檢查模飛更接近火箭在實(shí)際飛行中的狀態(tài)，更好地滿足了地面測(cè)試的有效性和覆蓋性。針對(duì)所提出的方案，先是介紹和論述了方案提出的必要性、原理以及實(shí)現(xiàn)的技術(shù)支持；然后指出了閉環(huán)總檢查設(shè)計(jì)的幾項(xiàng)要點(diǎn)；最后以某型號(hào)火箭為例建立閉環(huán)實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，實(shí)驗(yàn)表明方案是可行的，同時(shí)可增強(qiáng)對(duì)系統(tǒng)級(jí)測(cè)試的有效性和覆蓋性。閉環(huán)總檢查測(cè)試可作為控制系統(tǒng)地面測(cè)試的一條新技術(shù)途徑，具有較高的工程應(yīng)用參考價(jià)值。

參 考 文 獻(xiàn)

[1] 徐延萬(wàn).彈道導(dǎo)彈、運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與分析[M].北京:宇航出版社,1989.

[2] 賈沛然,等.遠(yuǎn)程火箭彈道學(xué)[M].長(zhǎng)沙：國(guó)防科技大學(xué)出版社,2009.

[3] 吳杰,等.飛行器定位與導(dǎo)航技術(shù)[M].國(guó)防科技大學(xué),2010.