鄒 瑩，趙 欣

（北京航天自動(dòng)控制研究所，北京，100854）

0 引言

長(zhǎng)征二號(hào)丙運(yùn)載火箭是中國(guó)的“金牌火箭”之一。在其近40年的應(yīng)用過(guò)程中，控制系統(tǒng)方案不斷優(yōu)化和改進(jìn)。“十四五”期間，運(yùn)載火箭高密度發(fā)射已經(jīng)成為航天發(fā)射領(lǐng)域的新常態(tài)，其中常溫液體運(yùn)載火箭也承擔(dān)了大量發(fā)射任務(wù)。隨著發(fā)射任務(wù)的不斷增加，針對(duì)控制系統(tǒng)方案考核、飛行諸元測(cè)試的任務(wù)也相應(yīng)增加，半實(shí)物仿真系統(tǒng)需要能夠?qū)Ω鞣N控制方案進(jìn)行考核驗(yàn)證，試驗(yàn)效率也應(yīng)該滿足高密度發(fā)射需求［1-4］。

由于控制系統(tǒng)方案的不斷優(yōu)化和改進(jìn)，原有半實(shí)物仿真系統(tǒng)存在靈活性差、兼容性不強(qiáng)、無(wú)法完成自火箭射前段至飛行結(jié)束的全流程自動(dòng)仿真等缺點(diǎn)。這些問(wèn)題同樣存在于其他常溫液體運(yùn)載火箭半實(shí)物仿真系統(tǒng)中。解決這些共性問(wèn)題將對(duì)提升以長(zhǎng)征二號(hào)丙、長(zhǎng)征三號(hào)甲系列運(yùn)載火箭為代表的常溫液體運(yùn)載火箭仿真驗(yàn)證能力起到關(guān)鍵作用。

分析當(dāng)前運(yùn)載火箭高密度發(fā)射背景和仿真任務(wù)需求，通過(guò)優(yōu)化不同類(lèi)型仿真模型的設(shè)計(jì)校驗(yàn)方法、針對(duì)不同考核驗(yàn)證條件下試驗(yàn)系統(tǒng)的硬件兼容性設(shè)計(jì)、全流程仿真方法等關(guān)鍵問(wèn)題，解決了原有試驗(yàn)系統(tǒng)在設(shè)計(jì)、調(diào)試、試驗(yàn)環(huán)節(jié)的問(wèn)題，建立了一套適應(yīng)常溫液體運(yùn)載火箭的通用化運(yùn)載火箭制導(dǎo)姿控六自由度全流程半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)方案

1.1 系統(tǒng)描述

半實(shí)物仿真試驗(yàn)是對(duì)制導(dǎo)姿控系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案正確性和參數(shù)選擇合理性的一個(gè)試驗(yàn)驗(yàn)證環(huán)節(jié)［5-7］，為保證試驗(yàn)方案選擇的合理性，常溫液體運(yùn)載火箭通常采用“慣組+速率陀螺冗余+計(jì)算機(jī)+功率放大器+伺服機(jī)構(gòu)+發(fā)動(dòng)機(jī)”控制方案，需要建立一套以仿真測(cè)試平臺(tái)為核心的分布式仿真試驗(yàn)系統(tǒng)，具備半實(shí)物仿真試驗(yàn)所必需的測(cè)量、狀態(tài)切換、試驗(yàn)組網(wǎng)、連接實(shí)物等功能。

最小試驗(yàn)系統(tǒng)由仿真測(cè)試平臺(tái)與箭上計(jì)算機(jī)構(gòu)成閉合回路，通過(guò)功能等效、接口等效、軟件等效等方式實(shí)現(xiàn)飛行控制軟件的最小閉環(huán)，為飛行控制軟件提供仿真運(yùn)行環(huán)境，對(duì)制導(dǎo)姿控系統(tǒng)的性能指標(biāo)進(jìn)行動(dòng)態(tài)測(cè)試。

1.2 試驗(yàn)系統(tǒng)兼容性設(shè)計(jì)

仿真測(cè)試平臺(tái)是一種通用化、標(biāo)準(zhǔn)化的仿真測(cè)試系統(tǒng)。仿真測(cè)試平臺(tái)集成了仿真計(jì)算機(jī)、地面監(jiān)控計(jì)算機(jī)、實(shí)時(shí)處理接口等模塊。采用CPCI/PXI 總線標(biāo)準(zhǔn)，提供符合CPCI 規(guī)范的各種控制接口，使仿真測(cè)試平臺(tái)能夠連接箭上計(jì)算機(jī)以及其他實(shí)物等設(shè)備，構(gòu)成各種靈活的測(cè)試應(yīng)用系統(tǒng)。內(nèi)部獨(dú)有的實(shí)時(shí)處理和調(diào)度能力尤其適合構(gòu)建強(qiáng)實(shí)時(shí)、閉路的測(cè)試系統(tǒng)以及各種等效試驗(yàn)環(huán)境。

仿真測(cè)試平臺(tái)內(nèi)部主要包括仿真機(jī)和監(jiān)控機(jī)兩個(gè)子系統(tǒng)。仿真模型、控制操作等實(shí)時(shí)性強(qiáng)的模塊運(yùn)行在仿真機(jī)，通過(guò)特定接口連接外圍參試設(shè)備，外接或內(nèi)部提供仿真時(shí)統(tǒng)信號(hào)控制程序運(yùn)行，并提供試驗(yàn)系統(tǒng)所需的各類(lèi)開(kāi)關(guān)量信號(hào)、箭上計(jì)算機(jī)供電、慣組接口模擬、GNSS 通信信號(hào)模擬、時(shí)序狀態(tài)量的接收和顯示。箭地通信、數(shù)據(jù)遙測(cè)等由于接口處理較為耗時(shí)，會(huì)影響仿真系統(tǒng)實(shí)時(shí)性，這部分功能獨(dú)立運(yùn)行在監(jiān)控機(jī)，通過(guò)仿真測(cè)試平臺(tái)自帶的VMIC 光纖通信模件，進(jìn)行雙機(jī)通信，實(shí)現(xiàn)仿真機(jī)與監(jiān)控機(jī)的數(shù)據(jù)交互。

1.3 主要模件和功能

本系統(tǒng)使用的主要模件和功能如表1所示。

1.4 試驗(yàn)系統(tǒng)方案

在常溫液體運(yùn)載火箭高密度發(fā)射過(guò)程中通過(guò)最小試驗(yàn)系統(tǒng)完成對(duì)控制方案、飛行諸元的快速驗(yàn)證和測(cè)試，半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)由箭上計(jì)算機(jī)、仿真測(cè)試平臺(tái)、系統(tǒng)配套電纜網(wǎng)組成。仿真測(cè)試平臺(tái)包含仿真計(jì)算機(jī)、監(jiān)控遙測(cè)計(jì)算機(jī)和觸摸屏。仿真軟件運(yùn)行在仿真計(jì)算機(jī)上，實(shí)現(xiàn)箭體運(yùn)動(dòng)方程、慣組模型、速率陀螺模型、衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)模型、各級(jí)伺服系統(tǒng)模型等單機(jī)模型。監(jiān)控軟件、遙測(cè)及翻譯軟件運(yùn)行在監(jiān)控遙測(cè)計(jì)算機(jī)上。仿真計(jì)算機(jī)與監(jiān)控遙測(cè)計(jì)算機(jī)通過(guò)光纖數(shù)據(jù)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行連接和信息交互，觸摸屏用來(lái)實(shí)時(shí)顯示仿真系統(tǒng)狀態(tài)，可以發(fā)送起飛、復(fù)位等信號(hào)。

在射前段由仿真計(jì)算機(jī)模擬地面主控計(jì)算機(jī)完成射前流程，并控制監(jiān)控遙測(cè)計(jì)算機(jī)中的監(jiān)控軟件完成飛行程序及諸元文件裝訂。模擬射前段箭體運(yùn)動(dòng)方程、慣組輸出等信息，根據(jù)時(shí)序要求使飛行軟件完成初始姿態(tài)角、四元數(shù)初值、姿態(tài)角解算、初始對(duì)準(zhǔn)等實(shí)時(shí)計(jì)算功能。射前段結(jié)束后，由仿真計(jì)算機(jī)發(fā)送開(kāi)算、起飛等時(shí)序信號(hào)，并進(jìn)行箭體模型、慣組模型、速率陀螺模型、衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)模型等計(jì)算，計(jì)算結(jié)果通過(guò)相應(yīng)的接口發(fā)送給箭上計(jì)算機(jī)。箭上計(jì)算機(jī)接收上述信息，由飛行控制程序進(jìn)行分析處理，進(jìn)行導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制計(jì)算，輸出伺服機(jī)構(gòu)控制指令、時(shí)序信號(hào)給仿真計(jì)算機(jī)，從而構(gòu)成一個(gè)閉合的仿真回路。

每個(gè)狀態(tài)閉路仿真結(jié)束時(shí)，由仿真計(jì)算機(jī)進(jìn)行仿真結(jié)果、統(tǒng)計(jì)量存儲(chǔ)，并完成仿真系統(tǒng)軟硬件復(fù)位或重置。試驗(yàn)原理如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)原理Fig.1 Test principle diagram

2 仿真軟件設(shè)計(jì)

2.1 仿真模型設(shè)計(jì)

常溫液體運(yùn)載火箭的動(dòng)力學(xué)模型有小偏差三自由度動(dòng)力學(xué)方程和全量六自由度動(dòng)力學(xué)方程。在仿真軟件設(shè)計(jì)過(guò)程中分別對(duì)質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程、繞質(zhì)心動(dòng)力學(xué)方程、彈性振動(dòng)方程、液體晃動(dòng)方程、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、慣性測(cè)量單機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)等進(jìn)行仿真模型（模塊）設(shè)計(jì)。在仿真試驗(yàn)前需要進(jìn)行仿真模型校驗(yàn)，通過(guò)仿真模型校驗(yàn)證明仿真模型實(shí)現(xiàn)正確，可以應(yīng)用于后續(xù)仿真試驗(yàn)。針對(duì)小偏差三自由度模型采用頻域測(cè)試方法，該方法使用頻率響應(yīng)計(jì)算模塊對(duì)仿真模型進(jìn)行分析。針對(duì)全量六自由度模型采用時(shí)域校驗(yàn)方法。

仿真軟件采用模塊化設(shè)計(jì)，根據(jù)仿真軟件計(jì)算流程將仿真模型進(jìn)行組合，從而能夠靈活開(kāi)展各類(lèi)型仿真試驗(yàn)。

仿真軟件可靈活地針對(duì)雙慣組和單慣組狀態(tài)控制方案進(jìn)行考核。根據(jù)試驗(yàn)內(nèi)容完成對(duì)相應(yīng)硬件接口板卡的初始化和仿真模型初始化，在故障仿真試驗(yàn)時(shí)注入故障信息，完成慣組模型計(jì)算、慣組脈沖解算、慣組接口數(shù)據(jù)更新等計(jì)算。在仿真結(jié)束時(shí)，釋放仿真軟件資源，完成板卡資源釋放。

2.2 仿真軟件

仿真軟件運(yùn)行在RTX實(shí)時(shí)系統(tǒng)下，分為上層和下層。上層采用VC++編制，主要完成仿真試驗(yàn)狀態(tài)的裝訂和仿真試驗(yàn)數(shù)據(jù)的存儲(chǔ)；下層采用標(biāo)準(zhǔn)C 編寫(xiě)，仿真周期為1 ms。仿真軟件主要功能如下：

a）能夠進(jìn)行從射前火箭豎立段到入軌分離全程仿真，包含射前段、起飛后飛行段各種類(lèi)型箭體仿真模型、慣組、速率陀螺、伺服機(jī)構(gòu)等單機(jī)數(shù)學(xué)模型及接口等效；

b）通過(guò)參數(shù)設(shè)定可實(shí)現(xiàn)各種狀態(tài)的轉(zhuǎn)換，能夠完成全數(shù)學(xué)仿真、制導(dǎo)系統(tǒng)仿真、姿控系統(tǒng)仿真；

c）仿真模型計(jì)算（包含硬件接口通信）不超過(guò)1 ms；

d）能夠?qū)Σ煌蓴_組合、偏差狀態(tài)進(jìn)行仿真；

e）能夠?qū)崟r(shí)記錄試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并能對(duì)相關(guān)狀態(tài)量進(jìn)行統(tǒng)計(jì)。

3 全流程仿真自動(dòng)運(yùn)行技術(shù)

3.1 實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)

實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)主要應(yīng)用于需要實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)通信的領(lǐng)域內(nèi)，一般采用基于高速網(wǎng)絡(luò)的共享存儲(chǔ)器技術(shù)實(shí)現(xiàn)。具有嚴(yán)格的傳輸確定性、可觀測(cè)性、速度高、通信協(xié)議簡(jiǎn)單、宿主機(jī)負(fù)載輕、軟硬件平臺(tái)適應(yīng)性強(qiáng)、支持中斷信號(hào)傳輸?shù)忍攸c(diǎn)［8］。共享內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)是一個(gè)實(shí)時(shí)的、基于內(nèi)存的網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)，滿足運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真試驗(yàn)對(duì)實(shí)時(shí)性的要求。共享內(nèi)存光纖網(wǎng)絡(luò)的工作原理見(jiàn)圖2。

圖2 共享內(nèi)存光纖網(wǎng)絡(luò)的邏輯工作原理Fig.2 Logical working principle of shared memory optical network

如圖2所示，在每個(gè)通信節(jié)點(diǎn)上插入共享內(nèi)存網(wǎng)卡，每塊網(wǎng)卡通過(guò)局部?jī)?nèi)存映射到主機(jī)內(nèi)存，每塊共享內(nèi)存網(wǎng)卡通過(guò)網(wǎng)絡(luò)內(nèi)存映射，將各節(jié)點(diǎn)的局部?jī)?nèi)存映射到虛擬全局內(nèi)存，從而實(shí)現(xiàn)分布節(jié)點(diǎn)間的數(shù)據(jù)通信［9］。

本系統(tǒng)使用的Vmic5565 反射內(nèi)存板卡，具備2.12 GB 的串行波特率、最多256 個(gè)節(jié)點(diǎn)、傳輸率達(dá)47.1 MB/s、網(wǎng)上任何節(jié)點(diǎn)可以對(duì)所有網(wǎng)上節(jié)點(diǎn)產(chǎn)生中斷等特點(diǎn)。

3.2 全流程仿真技術(shù)方案

原有仿真系統(tǒng)無(wú)法進(jìn)行自火箭射前段至飛行結(jié)束的全流程自動(dòng)仿真，主要難點(diǎn)是仿真軟件無(wú)法有效地對(duì)監(jiān)控軟件和遙測(cè)程序進(jìn)行管理，很難實(shí)現(xiàn)對(duì)仿真系統(tǒng)軟硬件資源的有效調(diào)度。本技術(shù)方案通過(guò)在仿真計(jì)算機(jī)和監(jiān)控計(jì)算機(jī)上增加反射內(nèi)存光纖網(wǎng)卡，設(shè)計(jì)了一套仿真流程與監(jiān)控軟件、遙測(cè)軟件的交互協(xié)議，采用中斷機(jī)制和數(shù)據(jù)狀態(tài)標(biāo)識(shí)結(jié)合的機(jī)制，使仿真程序能夠?qū)Ψ抡鏍顟B(tài)設(shè)置、箭上實(shí)物控制、時(shí)序控制、地面監(jiān)控、仿真模型計(jì)算、數(shù)據(jù)遙測(cè)、結(jié)束處理等進(jìn)行控制。仿真交互協(xié)議的工作原理如圖3所示。

圖3 仿真交互協(xié)議的工作原理Fig.3 Working principle of simulation interaction protocol

仿真開(kāi)始前，啟動(dòng)運(yùn)行在監(jiān)控機(jī)上的監(jiān)控軟件和遙測(cè)軟件，啟動(dòng)后監(jiān)控程序和遙測(cè)程序完成軟件初始化，等待仿真軟件發(fā)送的推進(jìn)指令完成本次仿真。

監(jiān)控程序啟動(dòng)后首先創(chuàng)建主線程，完成監(jiān)控程序與箭上計(jì)算機(jī)通信所需要的串口通信板卡初始化，再完成Vmic5565 反射內(nèi)存板卡中斷設(shè)置和用戶界面初始設(shè)置，然后開(kāi)啟工作線程，按照與仿真程序的交互協(xié)議完成射前DSP程序裝訂、DSP程序自檢、飛行程序裝訂、飛行程序自檢、初值建立、程序啟動(dòng)等射前功能，程序啟動(dòng)后結(jié)束當(dāng)前工作線程，進(jìn)入主線程等待下一次仿真時(shí)再度開(kāi)啟。

遙測(cè)程序啟動(dòng)后首先創(chuàng)建主線程，完成遙測(cè)顯示界面設(shè)置，開(kāi)啟工作線程，完成遙測(cè)程序與箭上計(jì)算機(jī)通信所需要的串口通信板卡初始化和Vmic5565 反射內(nèi)存板卡中斷設(shè)置。根據(jù)仿真流程，飛行程序自檢結(jié)束后，由仿真程序控制工作線程開(kāi)始進(jìn)行數(shù)據(jù)遙測(cè)，經(jīng)遙測(cè)解析寫(xiě)入遙測(cè)數(shù)據(jù)文件中，直到仿真結(jié)束。仿真結(jié)束后由仿真程序發(fā)送中斷指令，在完成全部遙測(cè)數(shù)據(jù)文件寫(xiě)入后，結(jié)束當(dāng)前工作線程，進(jìn)入主線程等待下一次仿真時(shí)再度開(kāi)啟。

3.3 反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)中斷推進(jìn)技術(shù)

本方案中利用反射內(nèi)存的中斷機(jī)制，通過(guò)采用中斷和反射內(nèi)存數(shù)據(jù)區(qū)的狀態(tài)標(biāo)識(shí)，設(shè)計(jì)了一套能夠應(yīng)用于運(yùn)載火箭全流程仿真的交互協(xié)議，解決了全流程仿真的仿真流程管理。

本方案在Vmic5565 反射內(nèi)存板卡的共享內(nèi)存中設(shè)置多個(gè)狀態(tài)標(biāo)識(shí)，由仿真程序根據(jù)不同試驗(yàn)流程與監(jiān)控程序、遙測(cè)程序進(jìn)行狀態(tài)交互。將地址0x200處設(shè)置為仿真狀態(tài)標(biāo)識(shí)，采用整型存儲(chǔ)格式，用來(lái)唯一標(biāo)識(shí)當(dāng)前仿真流程的步驟數(shù)。將地址0x208處設(shè)置為監(jiān)控程序狀態(tài)標(biāo)識(shí)，采用整型存儲(chǔ)格式，用來(lái)唯一標(biāo)識(shí)當(dāng)前監(jiān)控流程的步驟數(shù)。將地址0x1500 處設(shè)置為仿真曲線號(hào)，采用長(zhǎng)整型存儲(chǔ)格式，通過(guò)仿真曲線狀態(tài)標(biāo)識(shí)可在遙測(cè)數(shù)據(jù)存儲(chǔ)時(shí)對(duì)遙測(cè)數(shù)據(jù)狀態(tài)進(jìn)行區(qū)分。仿真狀態(tài)標(biāo)識(shí)由仿真程序在進(jìn)行全流程仿真前初始為0，監(jiān)控程序狀態(tài)標(biāo)識(shí)由監(jiān)控工作線程在每次結(jié)束前置為0，這樣設(shè)置可以在系統(tǒng)存在異常時(shí)，有效地對(duì)仿真流程、監(jiān)控流程狀態(tài)進(jìn)行控制和分析。協(xié)議流程如圖4所示。

圖4 中斷推進(jìn)流程Fig.4 Interrupt promotion flowchart

采用中斷機(jī)制和數(shù)據(jù)狀態(tài)標(biāo)識(shí)結(jié)合的優(yōu)點(diǎn)包括：

a）能夠靈活進(jìn)行仿真流程調(diào)整；

b）能射前流程變化時(shí)進(jìn)行功能增加或調(diào)整；

c）通過(guò)唯一的狀態(tài)標(biāo)識(shí)號(hào)能夠?qū)θ鞒虝r(shí)異常問(wèn)題分析進(jìn)行快速定位；

d）通過(guò)中斷消息數(shù)據(jù)字可以發(fā)送仿真狀態(tài)等信息，使程序結(jié)構(gòu)更為簡(jiǎn)單。

3.4 仿真自動(dòng)運(yùn)行技術(shù)

本方案中仿真程序通過(guò)上層主進(jìn)程讀取仿真配置文件，啟動(dòng)RTSS仿真線程，RTSS仿真線程完成仿真模型和仿真參數(shù)設(shè)置、硬件設(shè)置，通過(guò)與監(jiān)控程序遙測(cè)程序的協(xié)議，完成射前流程及數(shù)據(jù)遙測(cè)、起飛后仿真，仿真結(jié)束時(shí)RTSS 仿真線程釋放仿真資源，并由上層主進(jìn)程控制進(jìn)入下一狀態(tài)仿真，從而實(shí)現(xiàn)仿真模型、箭上計(jì)算機(jī)、飛行程序、遙測(cè)程序、仿真系統(tǒng)硬件的重置，自動(dòng)進(jìn)行后續(xù)狀態(tài)仿真。

仿真自動(dòng)運(yùn)行技術(shù)能夠最大限度減少人為操作繁瑣、費(fèi)時(shí)、容易出錯(cuò)的情況，極大地提升試驗(yàn)效率。

3.5 試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證分析

圖5為遙測(cè)數(shù)據(jù)中慣性測(cè)量設(shè)備自射前段開(kāi)始的脈沖累計(jì)值，顯示出射前段、射前流程中兩次箭上計(jì)算機(jī)開(kāi)算過(guò)程的慣性測(cè)量裝置輸出和起飛后飛行過(guò)程的脈沖累計(jì)值。圖5 中0 s 為起飛時(shí)間點(diǎn)，600 s 左右仿真結(jié)束。慣性測(cè)量設(shè)備是控制系統(tǒng)的關(guān)鍵設(shè)備，試驗(yàn)數(shù)據(jù)判讀過(guò)程中慣性測(cè)量設(shè)備的脈沖計(jì)數(shù)是分析仿真正確性的關(guān)鍵數(shù)據(jù)，能夠反映本方案設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)的正確性。

圖5 慣性測(cè)量裝置脈沖計(jì)數(shù)Fig.5 Inertial measurement device pulse counting

經(jīng)試驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)試和試驗(yàn)結(jié)果分析，半實(shí)物仿真系統(tǒng)能夠完成自射前段至仿真結(jié)束的全流程自動(dòng)仿真。

4 結(jié)論

常溫液體運(yùn)載火箭的半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)通過(guò)通用化、標(biāo)準(zhǔn)化的仿真測(cè)試，提升了試驗(yàn)系統(tǒng)的兼容性和適應(yīng)性，能夠完成針對(duì)不同控制方案的考核。根據(jù)模型類(lèi)型和不同試驗(yàn)?zāi)康模_(kāi)展仿真試驗(yàn)。通過(guò)采用中斷和反射內(nèi)存數(shù)據(jù)區(qū)狀態(tài)標(biāo)識(shí)的仿真流程推進(jìn)機(jī)制，設(shè)計(jì)了運(yùn)載火箭全流程仿真的交互協(xié)議，解決了全流程仿真的流程管理難題，實(shí)現(xiàn)了自射前段到飛行結(jié)束的全流程仿真。應(yīng)用自動(dòng)運(yùn)行技術(shù)使仿真試驗(yàn)效率提升50%以上。

本試驗(yàn)系統(tǒng)已經(jīng)完成針對(duì)慣組改型、主動(dòng)減載技術(shù)、大偏差起控等控制系統(tǒng)方案的考核驗(yàn)證，保證了長(zhǎng)征二號(hào)丙、長(zhǎng)征三號(hào)甲系列運(yùn)載火箭等常溫液體運(yùn)載火箭各次飛行任務(wù)的圓滿完成，奠定了常溫液體運(yùn)載火箭通用化制導(dǎo)姿控全流程半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)的基礎(chǔ)。