劉鑫　崔顥　馬秋

摘要：? ? ? 針對(duì)空空導(dǎo)彈傳統(tǒng)測(cè)試方法的弊端，設(shè)計(jì)了一種基于快速原型的空空導(dǎo)彈總體性能驗(yàn)證系統(tǒng)， 介紹了總體性能快速原型驗(yàn)證系統(tǒng)的軟硬件組成、 設(shè)計(jì)思想以及實(shí)際應(yīng)用中的各種測(cè)試模式。 該系統(tǒng)利用快速原型的方法， 實(shí)現(xiàn)了虛擬樣機(jī)與物理樣機(jī)的互相連接， 解決導(dǎo)彈性能測(cè)試與驗(yàn)證的覆蓋度和測(cè)試深度， 提高總體集成效率， 提升總體性能試驗(yàn)?zāi)芰退健?最后對(duì)該系統(tǒng)的特點(diǎn)與難點(diǎn)以及解決方法進(jìn)行了分析。

關(guān)鍵詞：? ? ?導(dǎo)彈武器系統(tǒng); 快速原型; 實(shí)時(shí)性; VPM（虛擬樣機(jī)）; 測(cè)試技術(shù)

中圖分類(lèi)號(hào)：? ? ? TJ760.6文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：? ? A文章編號(hào)：? ? ?1673-5048（2020）02-0064-07

0引言

當(dāng)前， 導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的發(fā)展速度越來(lái)越快， 其開(kāi)發(fā)和研究的困難程度也越來(lái)越高， 而日益復(fù)雜的國(guó)際大環(huán)境又對(duì)武器的研制周期提出了更加苛刻的要求， 這一要求與武器系統(tǒng)技術(shù)的全面性和復(fù)雜性之間產(chǎn)生了突出的矛盾， 所以設(shè)計(jì)、 實(shí)現(xiàn)、 測(cè)試、 生產(chǎn)同時(shí)進(jìn)行的并行工程[1-3]在導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的發(fā)展中將處于越來(lái)越重要的地位。

武器系統(tǒng)的發(fā)展[4-5]對(duì)導(dǎo)彈總體研發(fā)能力提出了較高的要求， 多種新技術(shù)應(yīng)用也對(duì)導(dǎo)彈總體設(shè)計(jì)及驗(yàn)證能力帶來(lái)了新的挑戰(zhàn)。 如何提升設(shè)計(jì)質(zhì)量和設(shè)計(jì)效率、 縮短設(shè)計(jì)周期是型號(hào)成功研制必須解決的問(wèn)題。 導(dǎo)彈性能[6-7]驗(yàn)證是設(shè)計(jì)工作中較為重要的一個(gè)環(huán)節(jié)， 其驗(yàn)證工作更是制約研制周期的瓶頸之一。 目前， 對(duì)于測(cè)試人員而言， 導(dǎo)彈系統(tǒng)測(cè)試缺乏方便而又快捷的途徑， 傳統(tǒng)測(cè)試耗時(shí)、 費(fèi)力。? 當(dāng)武器系統(tǒng)的某一組件或分系統(tǒng)生產(chǎn)完成后， 而其他組件或者分系統(tǒng)還在科研或者生產(chǎn)階段不能夠構(gòu)成一個(gè)完整的導(dǎo)彈武器系統(tǒng)， 亦或者是無(wú)法找到相應(yīng)實(shí)物， 就難以進(jìn)行早期的全彈總體性能測(cè)試。 為此， 本文采用快速原型方法， 對(duì)導(dǎo)彈的總體測(cè)試技術(shù)開(kāi)展研究。

1快速原型技術(shù)

1.1快速原型概念及發(fā)展現(xiàn)狀

快速原型概念最開(kāi)始在工業(yè)制造以及機(jī)械加工中產(chǎn)生， 而后應(yīng)用在軟件工程學(xué)方面， 并在電子技術(shù)領(lǐng)域擁有了新的涵義。? 在實(shí)際產(chǎn)品的研發(fā)早期， 快速構(gòu)建產(chǎn)品各組件的數(shù)學(xué)模型， 然后通過(guò)多次的實(shí)驗(yàn)， 對(duì)所構(gòu)建的數(shù)學(xué)模型測(cè)試仿真， 從而驗(yàn)證早期系統(tǒng)的軟硬件方案是否可行， 最后對(duì)代碼進(jìn)行生成以及下載， 這就是整個(gè)快速原型研發(fā)的全過(guò)程[8]。

快速原型概念是20世紀(jì)90年代由國(guó)外汽車(chē)公司創(chuàng)新性提出。 當(dāng)時(shí)美國(guó)福特汽車(chē)公司出于降低車(chē)用控制器的研制成本及時(shí)間， 首次提出了快速原型的設(shè)計(jì)思想， 并將這一設(shè)計(jì)思想應(yīng)用到其產(chǎn)品的研發(fā)及生產(chǎn)上。 快速原型的優(yōu)勢(shì)在于減少產(chǎn)品的開(kāi)發(fā)時(shí)間以控制產(chǎn)品的研制成本， 所以很多國(guó)外商業(yè)公司開(kāi)始了對(duì)快速原型的研究， 并且很快推出了快速原型實(shí)時(shí)仿真的開(kāi)發(fā)軟件， 例如Opal-RT公司開(kāi)發(fā)的RT_LAB， dSPACE公司開(kāi)發(fā)的dSPACE等。 其中由于RT_LAB的接口具有良好兼容性及可擴(kuò)展性， 其應(yīng)用也越來(lái)越廣泛[8]。

1.2國(guó)內(nèi)快速原型研究現(xiàn)狀

國(guó)內(nèi)快速原型開(kāi)展的時(shí)間比較晚， 主要進(jìn)行一些基礎(chǔ)性的研究。 清華大學(xué)使用快速原型來(lái)測(cè)試無(wú)刷直流電機(jī)， 并進(jìn)行了基于MATLAB的車(chē)用快速原型軟件平臺(tái)的研究和實(shí)現(xiàn)。 哈爾濱工業(yè)大學(xué)利用快速原型開(kāi)發(fā)出六自由度并聯(lián)機(jī)器人控制系統(tǒng)， 并設(shè)計(jì)基于dSPACE的衛(wèi)星控制實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)。 西北工業(yè)大學(xué)分析了快速原型的概念及其與虛擬樣機(jī)的區(qū)別和聯(lián)系， 并設(shè)計(jì)了針對(duì)飛行控制系統(tǒng)的快速原型方案。 同濟(jì)大學(xué)建立了以RTLinux（AReal-Time Linux）為實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)的快速原型系統(tǒng)。 上海交通大學(xué)介紹了xPC目標(biāo)以及基于xPC的快速原型設(shè)計(jì)方法， 并介紹了dSPACE實(shí)時(shí)系統(tǒng)以及基于dSPACE的快速原型設(shè)計(jì)方法， 同時(shí)介紹了RT-LAB快速控制原型在隨動(dòng)系統(tǒng)中的應(yīng)用。 南京航天航空大學(xué)提出了直升機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)建模和飛行控制設(shè)計(jì)環(huán)境集成的想法[8]。

可以看出， 雖然國(guó)內(nèi)快速原型的研究起步比較晚， 但是由于快速原型在航空航天領(lǐng)域的重要意義， 國(guó)內(nèi)各個(gè)高校紛紛加快了快速原型的研究和探索， 并且在快速原型針對(duì)目標(biāo)實(shí)時(shí)仿真方面取得了不錯(cuò)的發(fā)展。

2導(dǎo)彈總體快速原型系統(tǒng)

導(dǎo)彈總體性能快速原型驗(yàn)證系統(tǒng)是在現(xiàn)有成熟的虛擬樣機(jī)技術(shù)基礎(chǔ)上， 實(shí)現(xiàn)真實(shí)物理樣機(jī)與仿真模型的快速交聯(lián)。 在單個(gè)或多個(gè)組件設(shè)計(jì)完成后， 或者在設(shè)計(jì)技術(shù)狀態(tài)更改后， 快速原型驗(yàn)證系統(tǒng)可迅速完成設(shè)計(jì)驗(yàn)證， 對(duì)可能存在的設(shè)計(jì)缺陷進(jìn)行識(shí)別并完成風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估， 極大地提高了總體集成效率， 縮短了研制周期。

總體性能快速原型驗(yàn)證系統(tǒng)利用快速原型的方法， 打通性能虛擬樣機(jī)與物理樣機(jī)接口， 實(shí)現(xiàn)性能設(shè)計(jì)和性能測(cè)試的綜合、 技術(shù)狀態(tài)設(shè)計(jì)與技術(shù)狀態(tài)驗(yàn)證的閉合， 解決導(dǎo)彈性能測(cè)試與驗(yàn)證的覆蓋度和測(cè)試深度， 提高總體集成效率、 提升總體性能測(cè)試水平。

導(dǎo)彈總體性能快速原型驗(yàn)證系統(tǒng)將半實(shí)物仿真與產(chǎn)品測(cè)試相結(jié)合。 未來(lái)將用于導(dǎo)彈單個(gè)或多個(gè)組件及全彈的功能、 性能驗(yàn)證， 完成全彈系統(tǒng)聯(lián)試、 故障或問(wèn)題的早期識(shí)別及定位， 進(jìn)而快速驗(yàn)證和評(píng)估導(dǎo)彈總體性能是否滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。

3導(dǎo)彈總體快速原型的實(shí)現(xiàn)

航空兵器2020年第27卷第2期劉鑫， 等： 基于快速原型的空空導(dǎo)彈總體測(cè)試技術(shù)研究導(dǎo)彈總體性能快速原型開(kāi)發(fā)平臺(tái)是為快速構(gòu)建滿(mǎn)足功能和性能要求的軟硬件提供環(huán)境支撐， 實(shí)現(xiàn)全彈原型樣機(jī)、 算法快速原型、 硬件在回路實(shí)時(shí)仿真三種不同層次的仿真應(yīng)用[9]。 具體實(shí)現(xiàn)方式如圖1所示。

（1）? 算法快速原型

（1） 控制管理程序

用于完成系統(tǒng)工作模式控制、 試驗(yàn)條件設(shè)置、 外部模型程序調(diào)度、 系統(tǒng)自檢、 試驗(yàn)狀態(tài)監(jiān)控。

（2） 模型計(jì)算程序

模型計(jì)算程序指模擬真實(shí)使用情況運(yùn)用所需的各種數(shù)學(xué)模型， 主要包括： 載機(jī)模型計(jì)算程序、 目標(biāo)模型計(jì)算程序; 導(dǎo)引頭模型計(jì)算程序、 導(dǎo)彈目標(biāo)相對(duì)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型、 飛控模型計(jì)算程序、 導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)學(xué)模型、 引信模型、 數(shù)據(jù)鏈模型、 舵機(jī)模型、 傳感器模型等。

（3） 數(shù)據(jù)管理及試驗(yàn)分析程序

對(duì)各種試驗(yàn)信息、 試驗(yàn)結(jié)果存儲(chǔ)管理， 以及對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析判讀。

4系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的若干問(wèn)題

4.1設(shè)計(jì)思想

4.1.1基于VMIC網(wǎng)絡(luò)的仿真與測(cè)試

為快速構(gòu)建仿真測(cè)試系統(tǒng)， 基于VPM軟件或者M(jìn)ATLAB/Simulink構(gòu)建實(shí)時(shí)快速原型， 提高測(cè)試深度， 通過(guò)接入VMIC網(wǎng)絡(luò)的兩臺(tái)計(jì)算機(jī)共同來(lái)實(shí)現(xiàn)。 分布式快速原型驗(yàn)證系統(tǒng)如圖3所示。

考慮到模型的繼承性， 本系統(tǒng)通過(guò)引入RTX系統(tǒng)， 對(duì)VPM進(jìn)行實(shí)時(shí)性改造， 使其能夠基于現(xiàn)有模型構(gòu)成實(shí)時(shí)仿真能力。

同時(shí)， 提供基于Simulink實(shí)時(shí)化方案。 采用商業(yè)軟件Higale構(gòu)建快速原型， 其仿真模型直接下載到下位機(jī)實(shí)時(shí)運(yùn)行， 直接控制數(shù)據(jù)采集板卡， 模擬彈上組件。

基于圖3的架構(gòu)， 通過(guò)NI實(shí)時(shí)測(cè)控前端， 與參試產(chǎn)品連接， 根據(jù)發(fā)控流程， 向產(chǎn)品產(chǎn)生激勵(lì)信號(hào)并采集產(chǎn)品的輸出， 激勵(lì)信號(hào)從VMIC讀取， 該信號(hào)來(lái)自于VPM快速原型實(shí)時(shí)仿真機(jī); 采集的產(chǎn)品輸出信號(hào)寫(xiě)入VMIC網(wǎng)絡(luò)， 由運(yùn)行在工作站內(nèi)的VPM快速原型程序讀取。 不同的測(cè)試構(gòu)型需要不同的產(chǎn)品數(shù)據(jù)， 其過(guò)程如圖4所示。

4.1.2PXI主控計(jì)算機(jī)的多重設(shè)計(jì)

本文的快速原型驗(yàn)證系統(tǒng)設(shè)計(jì)， 是基于成熟的VPM軟件實(shí)時(shí)化改造和Simulink商業(yè)軟件共同完成驗(yàn)證系統(tǒng)的搭建。 系統(tǒng)也支持Simulink軟件獨(dú)立完成快速原型驗(yàn)證任務(wù)， 即不再由VPM軟件產(chǎn)生模型數(shù)據(jù)， 通過(guò)Simulink環(huán)境中建立或者導(dǎo)入VPM模型， 構(gòu)建全套虛擬樣機(jī)模型獨(dú)立運(yùn)行[12]。 兩者之間關(guān)系如圖5所示。

PXI主控計(jì)算機(jī)安裝兩個(gè)操作系統(tǒng)， 啟動(dòng)時(shí)可選擇進(jìn)入不同的模式， 以完成不同的仿真測(cè)控任務(wù)。

（1）? 與VPM聯(lián)合的快速原型仿真測(cè)試模式。 該模式下， PXI主控計(jì)算機(jī)進(jìn)入Windows+RTX操作系統(tǒng)， 作為信號(hào)采集和測(cè)控的前端， 與VPM計(jì)算機(jī)通過(guò)VMIC通訊， 共同完成快速原型仿真測(cè)試。

（2） 基于Simulink模型的快速原型仿真測(cè)試模式。 該模式下， PXI主控計(jì)算機(jī)進(jìn)入QNX實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)， 快速原型計(jì)算機(jī)通過(guò)MATLAB/Simulink環(huán)境開(kāi)發(fā)快速原型系統(tǒng)， 通過(guò)編譯形成實(shí)時(shí)目標(biāo)代碼， 下載到PXI下位機(jī)進(jìn)行實(shí)時(shí)運(yùn)行。

4.2試驗(yàn)?zāi)Ｊ皆O(shè)計(jì)

4.2.1基本模式

結(jié)合VPM快速原型實(shí)時(shí)化改造， 構(gòu)建全彈虛擬樣機(jī)數(shù)學(xué)模型， 設(shè)計(jì)與PXI主控計(jì)算機(jī)之間VMIC通訊協(xié)議， 通過(guò)VMIC驅(qū)動(dòng)PXI主控計(jì)算機(jī)中與彈上組件對(duì)應(yīng)的電氣接口， 實(shí)現(xiàn)多種仿真模式， 靈活切換實(shí)物和快速原型。 VPM軟件本身不限制所運(yùn)行模型的數(shù)量， 結(jié)合硬件選型， 支持超過(guò)10個(gè)模型調(diào)度[13]。 該模式下， 支持以下功能：

（1） 搭建全彈原型樣機(jī);

（2） 硬件在回路的實(shí)時(shí)仿真測(cè)試。

4.2.2擴(kuò)展模式

快速原型計(jì)算機(jī)預(yù)留了三路VMIC擴(kuò)展接口， 通過(guò)VMIC板卡與仿真轉(zhuǎn)臺(tái)/舵機(jī)負(fù)載模擬器等系統(tǒng)進(jìn)行連接， 進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)更多的仿真模式， 如圖6和表1所示。

4.3原型設(shè)計(jì)中的重點(diǎn)和難點(diǎn)

（1） 模型的構(gòu)建

建模是仿真、 設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)， 設(shè)計(jì)過(guò)程的大部分工作量均在建模過(guò)程。 模型構(gòu)建的重點(diǎn)在于如何構(gòu)建與實(shí)際產(chǎn)品參數(shù)完全一致的數(shù)學(xué)模型[14-15]。

建模過(guò)程采用層次化、 結(jié)構(gòu)化的建模方法， 可以將一個(gè)復(fù)雜的大系統(tǒng)分解為若干個(gè)小系統(tǒng)， 還可根據(jù)功能將整個(gè)系統(tǒng)分解為若干個(gè)分系統(tǒng)， 從而不僅能夠有效降低建模難度， 還可實(shí)現(xiàn)多部門(mén)、? 多人員的協(xié)同建模， 同時(shí)采用測(cè)試驗(yàn)證和迭代驗(yàn)證以保證模型的參數(shù)與實(shí)際產(chǎn)品完全一致。

（2） 仿真的實(shí)時(shí)性

由于Windows系統(tǒng)不具備實(shí)時(shí)性能， 給實(shí)時(shí)仿真帶來(lái)很大難度。 目前可采用兩種技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)： 一種是在Windows平臺(tái)上通過(guò)多核或多CPU資源獨(dú)占方式; 另一種是基于RTX嵌入式實(shí)時(shí)平臺(tái)， 完成VPM的實(shí)時(shí)仿真設(shè)計(jì)。 由于VPM平臺(tái)涵蓋建模、 仿真等功能， 而RTX對(duì)MFC類(lèi)庫(kù)的支持不足， 因而基于RTX內(nèi)核的實(shí)時(shí)化給平臺(tái)改造帶來(lái)很大技術(shù)難度和工作量。 綜合考慮兩種方式的實(shí)時(shí)性能， 擬采用Windows平臺(tái)上通過(guò)多核或多CPU資源獨(dú)占方式實(shí)現(xiàn)VPM的實(shí)時(shí)化[15]。

（3） 模型轉(zhuǎn)換或模型與硬件實(shí)物之間的切換

為實(shí)現(xiàn)模型的轉(zhuǎn)換或與硬件之間的切換， 首先應(yīng)該提高對(duì)產(chǎn)品的理解以打通軟硬件之間環(huán)節(jié)。 其次對(duì)數(shù)學(xué)模型的數(shù)字量通過(guò)編譯、 調(diào)理轉(zhuǎn)換成硬件實(shí)時(shí)信號(hào)， 最后將硬件實(shí)時(shí)信號(hào)轉(zhuǎn)換成總線(xiàn)信號(hào)。

5導(dǎo)彈總體快速原型驗(yàn)證系統(tǒng)的應(yīng)用

本文所設(shè)計(jì)的導(dǎo)彈總體快速原型驗(yàn)證系統(tǒng)分為兩個(gè)機(jī)柜， 共同形成快速原型測(cè)試功能， 其架構(gòu)如圖7所示。

該驗(yàn)證系統(tǒng)已經(jīng)應(yīng)用于某型空空導(dǎo)彈產(chǎn)品的性能測(cè)試驗(yàn)證中， 原型樣機(jī)具有與該型號(hào)相同的功能、 邏輯時(shí)序。 在此原型樣機(jī)基礎(chǔ)上， 實(shí)現(xiàn)了對(duì)全彈時(shí)序、 功能和性能的初步測(cè)試以及評(píng)估， 原型樣機(jī)同時(shí)具有與實(shí)物相對(duì)應(yīng)的接口， 可以和對(duì)應(yīng)的產(chǎn)品實(shí)物進(jìn)行互換。

在某型導(dǎo)彈的早期測(cè)試驗(yàn)證中， 對(duì)全彈原型樣機(jī)進(jìn)行仿真驗(yàn)證， 結(jié)果顯示， 原型樣機(jī)滿(mǎn)足全彈時(shí)序發(fā)射要求。

在該型導(dǎo)彈部分組件生產(chǎn)完成后， 將導(dǎo)彈飛控組件以及舵機(jī)連接到虛擬樣機(jī)仿真回路中， 對(duì)飛控組件以及舵機(jī)在回路的初步時(shí)序和性能進(jìn)行驗(yàn)證， 通過(guò)驗(yàn)證可以看出飛控組件和舵機(jī)性能良好， 滿(mǎn)足全彈時(shí)序發(fā)射要求。

6結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了一種基于快速原型的導(dǎo)彈驗(yàn)證系統(tǒng)， 該系統(tǒng)用于導(dǎo)彈單個(gè)或多個(gè)組件及全彈的功能、 性能驗(yàn)證， 完成全彈系統(tǒng)聯(lián)試、 故障或問(wèn)題的早期識(shí)別及定位， 進(jìn)而可以快速驗(yàn)證和評(píng)估導(dǎo)彈總體性能是否滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。 實(shí)驗(yàn)表明， 該系統(tǒng)在導(dǎo)彈武器系統(tǒng)的研制中能夠有效縮短研制周期， 減少研制成本， 解決導(dǎo)彈性能測(cè)試與驗(yàn)證的覆蓋度和測(cè)試深度不足的問(wèn)題， 并且提高了總體集成效率、 提升總體性能試驗(yàn)?zāi)芰退健?/p>

參考文獻(xiàn)：

[1] 宋揚(yáng)， 王清海.并行測(cè)試技術(shù)工程化應(yīng)用研究[J].航空兵器， 2017（2）： 65-70.

Song Yang， Wang Qinghai. Research on Parallel Test Technology for Engineeing Applications[J]. Aero Weaponry， 2017（2）： 65-70. （in Chinese）

[2] 肖明清， 朱小平， 夏銳.并行測(cè)試技術(shù)綜述[J]. 空軍工程大學(xué)學(xué)報(bào)：自然科學(xué)版， 2005， 6（3）： 22-25.

Xiao Mingqing， Zhu Xiaoping， Xia Rui. Summary of Parallel Test Technology[J]. Journal of Air Force Engineering University： Natural Science Edition， 2005， 6（3）： 22-25. （in Chinese）

[3] 謝化勇， 肖明清， 陳偉明， 等.導(dǎo)彈并行測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)與任務(wù)調(diào)度仿真[J].西安交通大學(xué)學(xué)報(bào)， 2009， 43（10）： 22-26.

Xie Huayong， Xiao Mingqing， Chen Weiming，et al. Design and TaskScheduling Emulation of Parallel Test System for Missiles[J]. Journal of Xian Jiaotong University， 2009， 43（10）： 22-26. （in Chinese）

[4] 樊會(huì)濤， 崔顥， 天光.空空導(dǎo)彈70年發(fā)展綜述[J].航空兵器， 2016（1）： 3-12.

Fan Huitao， Cui Hao， Tian Guang.A Review on the 70Year Development of AirtoAir Missiles[J].Aero Weaponry， 2016（1）： 3-12.（in Chinese）

[5] 樊會(huì)濤， 張蓬蓬.空空導(dǎo)彈面臨的挑戰(zhàn)[J].航空兵器， 2017（2）： 3-7.

Fan Huitao， Zhang Pengpeng.The Challenges for AirtoAir Missile[J].Aero Weaponry， 2017（2）： 3-7.（in Chinese）

[6] 任淼， 文琳， 李雙. 2018年國(guó)外空空導(dǎo)彈發(fā)展動(dòng)態(tài)研究[J]. 航空兵器， 2019， 26（3）： 1-9.

Ren Miao， Wen Lin， Li Shuang. Research on Foreign AirtoAir Missiles Development in 2018[J]. Aero Weaponry， 2019， 26（3）： 1-9. （in Chinese）

[7] 任淼， 文琳， 王秀萍. 2017年國(guó)外空空導(dǎo)彈發(fā)展動(dòng)態(tài)研究[J]. 航空兵器， 2018（1）： 62-70.

Ren Miao， Wen Lin， Wang Xiuping. Research on Foreign AirtoAir Missiles Development in 2017[J]. Aero Weaponry， 2018（1）： 62-70.（in Chinese）

[8] 洪斌峰. 導(dǎo)彈制導(dǎo)系統(tǒng)快速原型研究[D]. 西安：西北工業(yè)大學(xué)， 2007： 9-10.

Hong Binfeng. Research on Rapid Control Prototyping of Missiles[D]. Xian： Northwestern Polytechnical University， 2007： 9-10. （in Chinese）

[9] 黃志理， 鄭志偉， 趙華超， 等. 空空導(dǎo)彈虛擬樣機(jī)建模初探[J]. 彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào)， 2008， 28（1）： 7-10.

Huang Zhili， Zheng Zhiwei， Zhao Huachao， et al. Virtual Prototype Modeling for AirtoAir Missile System[J]. Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2008， 28（1）： 7-10.（in Chinese）

[10] 林曉欲， 宋志剛. 彈載軟件系統(tǒng)測(cè)試平臺(tái)設(shè)計(jì)方案[J].科學(xué)技術(shù)與工程， 2009， 9（4）： 915.

Lin Xiaoyu， Song Zhigang. Design Plan for Missileborne Software System Testing[J]. Science Technology and Engineering， 2009， 9（4）： 915. （in Chinese）

[11] 馬慧敏. 導(dǎo)彈制導(dǎo)控制系統(tǒng)快速原型設(shè)計(jì)技術(shù)研究[D].上海： 上海交通大學(xué)， 2011： 15-16.

Ma Huimin. Research on Rapid Prototyping Technology of Missile Guidance and Control System[D]. Shanghai： Shanghai Jiao Tong University， 2011：15-16. （in Chinese）

[12] 鄭竑宇， 董德新， 賈明永. 基于PXI總線(xiàn)的紅外導(dǎo)引頭性能測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J]. 航空兵器， 2010（4）： 50-53.

Zheng Hongyu， Dong Dexin， Jia Mingyong. Design of? Performance Test System for Infrared Steering Head Based on PXI Bus[J]. Aero Weaponry， 2010（4）： 50-53. （in Chinese）

[13] 王桂華， 唐登林.一種導(dǎo)彈總體測(cè)試平臺(tái)的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)[J]. 航空兵器， 2010（3）： 50-52.

Wang Guihua， Tang Denglin. Design and Realization of the Testing Platform in a Guided Missile [J]. Aero Weaponry， 2010（3）： 50-52. （in Chinese）

[14] 張振浩， 張淑麗. 虛擬樣機(jī)導(dǎo)彈系統(tǒng)的建模方法與模型確認(rèn)[J]. 計(jì)算機(jī)仿真， 2004， 21（10）： 18-20.

Zhang Zhenhao， Zhang Shuli. Modeling Method and Model Confirmation of Virtual Prototype Missile System [J]. Computer Simulation， 2004， 21（10）： 18-20. （in Chinese）

[15] 郎鵬飛.基于dSpace的硬件在回路仿真系統(tǒng)研究[D]. 廣州： 華南理工大學(xué)， 2013： 1-2.

Lang Pengfei. Research on Hardware in Loop Simulation System Based on dSpace[D]. Guangzhou： South China University of Technology， 2013： 1-2. （in Chinese）

Abstract： For the problem of traditional airtoair missile testing methods， a rapid prototypebased airtoair missile overall performance verification system is designed. The software and hardware composition， design idea and various test modes in practical application of the overall performance rapid prototype verification system are also introduced. The system uses the rapid prototype method to realize the interconnection between the? virtual prototype and the physical prototype， improve the coverage and test depth of missile performance test and verification， improve the overall integration efficiency and enhance the overall performance test capability and level. Finally， the characteristics， difficulties and solutions of the system are analyzed.

Key words： missile weapon system; rapid prototype; real time; VPM; testing technology