周 歡 宋征宇

北京航天自動控制研究所，北京 100854

總檢查是模擬飛行(模飛)狀態(tài)下對系統(tǒng)工作情況的全面檢查[1]。運(yùn)載火箭一般通過總檢查測試來檢驗全箭電氣系統(tǒng)的匹配性，這種測試對控制系統(tǒng)而言是開環(huán)的。面對復(fù)雜的飛行控制系統(tǒng)，開環(huán)狀態(tài)下的靜態(tài)參數(shù)測試和有限的系統(tǒng)功能性匹配檢查，與系統(tǒng)真實狀態(tài)差距較遠(yuǎn)。此外開環(huán)的總檢查難以對采用迭代制導(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)總檢查特點的閉環(huán)模飛測試方案，可以對迭代算法進(jìn)行較為充分的驗證，同時兼顧對慣性器件靜置狀態(tài)下電氣性能的檢查。

閉環(huán)總檢查測試已研究了較長時間，但一直未能很好地解決實時性問題。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，此通道可實現(xiàn)箭地數(shù)據(jù)的實時交互；同時地面的實時操作系統(tǒng)則為地面模塊的實時處理提供了保證；BMU的通信郵箱則為箭地間實時數(shù)據(jù)傳輸提供接口。

本文介紹和論述方案提出的必要性、原理以及實現(xiàn)的技術(shù)支持，基于此提出了幾點閉環(huán)實現(xiàn)的設(shè)計思路，然后建立方案平臺進(jìn)行實驗，對火箭模型參數(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)級的驗證。

1 閉環(huán)總檢查測試方案

1.1 閉環(huán)總檢查測試方案的提出

現(xiàn)行的控制系統(tǒng)總檢查原理如圖1(a)，從慣性測量組合到伺服的測試是開環(huán)的。即使采用“攝動+迭代”制導(dǎo)技術(shù)方案的火箭的總檢查模飛測試也是開環(huán)的，在攝動制導(dǎo)飛行段通過設(shè)計一條供測試用的與程序角和關(guān)機(jī)時間等效的模飛彈道即可對攝動制導(dǎo)算法進(jìn)行驗證。由于迭代制導(dǎo)沒有標(biāo)準(zhǔn)彈道，以上這種開環(huán)的測試不能對其進(jìn)行驗證，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算好并存貯在箭載計算機(jī)內(nèi)的標(biāo)準(zhǔn)彈道數(shù)據(jù)直接替代，使得總檢查測試進(jìn)入了箭機(jī)自循環(huán)狀態(tài)。這種方法對迭代制導(dǎo)的考核并不充分，同樣在這一飛行段內(nèi)對慣性器件也無法考核。雖然在半實物仿真中可以對迭代制導(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)總檢查測試方案彌補(bǔ)了開環(huán)測試的不足。測試時通過箭地的數(shù)據(jù)交互，使火箭“動”了起來，滿足了迭代制導(dǎo)對火箭當(dāng)前運(yùn)動狀態(tài)的實時輸入需求；同時將此飛行段的慣組數(shù)據(jù)利用起來，這樣就可以對慣組進(jìn)行檢查。測試時，慣組處于靜置狀態(tài)，適合在火箭已組裝好的情況下展開測試。綜上所述，該方案能夠更好地滿足地面測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)總檢查測試要求，不對系統(tǒng)測試狀態(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，在模擬飛行測試時向地面測發(fā)控系統(tǒng)(根據(jù)具體情況可以選擇Vxworks前端機(jī)或是測試主控制)加入仿真模塊，其物理連接如圖2。地面實時地獲取伺服機(jī)構(gòu)擺角信息，進(jìn)行箭體運(yùn)動的模擬，解算出慣性器件的仿真輸出，并同樣實時地反饋到箭機(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)測試實現(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)總檢查測試的實現(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)總檢查測試實時性問題起到了關(guān)鍵作用。下面簡單介紹一下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，提供箭地主動通信郵箱、箭機(jī)總線數(shù)據(jù)自動監(jiān)控并下傳功能；飛行控制軟件則是通過BMU訪問接口完成與地面的通信控制。測試時，大量的箭上1553B總線數(shù)據(jù)通過自動監(jiān)聽功能下傳到地面，以檢測箭上運(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)測試時正好可以把上、下行兼?zhèn)涞耐ㄐ培]箱利用起來，為箭地數(shù)據(jù)通信提供接口通道，這樣地面可以在綜合實驗的硬件不做任何改動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，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傳輸數(shù)據(jù)，可以實現(xiàn)點對點或一點對多點的連接，具有低功耗、低誤碼率、低串?dāng)_和低輻射等特點。因此LVDS在對信號完整性、低抖動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)測試時，LVDS總線能夠?qū)崟r監(jiān)測箭機(jī)DSP運(yùn)行狀況，對其數(shù)據(jù)總線、地址總線以及控制總線進(jìn)行實時監(jiān)控，并根據(jù)需求輸出監(jiān)控結(jié)果；同時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。對于閉環(huán)方案需要增加的箭地交互變量數(shù)據(jù)，若每個變量設(shè)置為4個字節(jié)，即使增加100個變量(即400個字節(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)計要點

控制系統(tǒng)綜合實驗的閉環(huán)設(shè)計不同于半實物閉環(huán)仿真。一般的半實物閉環(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)綜合實驗中開展，更不適合在火箭已組裝好的情況下開展。

針對系統(tǒng)級測試所設(shè)計的閉環(huán)總檢查不對箭上系統(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發(fā)控系統(tǒng)。這就涉及到通信鏈路的設(shè)計、慣性器件的檢查、仿真模塊結(jié)構(gòu)的設(shè)計以及箭地軟件的設(shè)計。

2.1 閉環(huán)通信接口及鏈路的設(shè)計

從圖3可以看出地面數(shù)據(jù)的上傳必須通過箭機(jī)BMU的通信郵箱，所以地面測發(fā)控的箭地通信機(jī)需要將原有最高優(yōu)先級的自動監(jiān)控功能變?yōu)橥ㄐ培]箱，以保證箭地數(shù)據(jù)交互的實時性；同時，提高地面測發(fā)控對通信郵箱的優(yōu)先級。

總檢查閉環(huán)設(shè)計的數(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

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

2.2 閉環(huán)同時對慣性器件的檢查

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

實現(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)航輸入量真實反應(yīng)箭體運(yùn)動特性的基礎(chǔ)上，將慣組的隨機(jī)誤差項引入箭機(jī)，當(dāng)慣組標(biāo)定參數(shù)不準(zhǔn)或精度超標(biāo)時，導(dǎo)航結(jié)果就會體現(xiàn)差異，真實慣組的數(shù)據(jù)就參與到整個火箭的飛行控制過程，從而實現(xiàn)對慣性器件功能的檢查。

對于新一代運(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)格的時間同步。如果說單獨對慣組采取以上復(fù)雜的檢查方式是完全沒有必要的，但是以上對慣組的檢查是在整個測試系統(tǒng)閉環(huán)的基礎(chǔ)上，與閉環(huán)是一起的，而不是單獨抽離的一項實驗，這只是在設(shè)計方案時考慮了開環(huán)測試時所遺漏的一點。

2.3 仿真模塊流程設(shè)計

圖5是簡化的地面仿真模塊流程圖，模飛測試起飛時刻開始調(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)動模型。

圖5 地面仿真流程圖

箭上根據(jù)飛行時間向地面發(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)收到起飛指令時調(diào)用仿真自循環(huán)模塊；當(dāng)收到閉環(huán)指令時，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)收到測試結(jié)束指令時，閉環(huán)總檢查測試也就結(jié)束了。

2.4 箭地軟件的設(shè)計

飛行軟件每個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)的間隙來執(zhí)行閉環(huán)模塊調(diào)用任務(wù)。

本方案所設(shè)計的閉環(huán)模塊調(diào)用開始后的時間數(shù)據(jù)流如圖6所示。從閉環(huán)啟動時刻t0開始，在(t0+5)ms時箭機(jī)將錄取到的舵偏角、時間及指令信息儲存于通信郵箱中待地面接收；地面收到郵箱傳下來的信息后調(diào)用箭體運(yùn)動模型，然后將計算出的脈沖和導(dǎo)航信息傳至通信郵箱；(t0+16)ms時箭上從通信郵箱中取走脈沖信號進(jìn)行導(dǎo)航制導(dǎo)姿態(tài)計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，直到模飛測試結(jié)束。

圖6 閉環(huán)時間數(shù)據(jù)流圖

按照方案設(shè)計的數(shù)據(jù)調(diào)用順序以及對慣性器件的檢查，地面和箭上軟件需進(jìn)行針對性的設(shè)計。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)先級的BMU內(nèi)的自動監(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慣組值之和。由于地面模飛和真實飛行實驗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)同時取慣組真實和模擬值；在真實飛行條件下，箭機(jī)取慣組的真實值。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有效切除。

3 實驗驗證及結(jié)果分析

通過對以上閉環(huán)總檢查實驗方案的研究，以某新型號火箭的控制系統(tǒng)綜合實驗為基礎(chǔ)建立了上述測試平臺系統(tǒng)，來驗證閉環(huán)總檢查測試系統(tǒng)的測試有效性和覆蓋性。

平臺建立步驟如下：1)建立火箭六自由度運(yùn)動模型(火箭二級啟動后才進(jìn)入迭代飛行段，所以為簡化模型，只建立針對火箭二級段的運(yùn)動模型)、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。平臺驗證了方案的可行性，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多秒時測試由開環(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

為驗證系統(tǒng)對模型參數(shù)測試的有效性，進(jìn)行了慣組標(biāo)定值加誤差實驗。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，而且隨著時間的增加偏離越來越大。所以在地面模型慣組標(biāo)定值正確的情況下，可以通過此方法來判斷箭上慣組標(biāo)定值的準(zhǔn)確性。同理，其他的箭上模型參數(shù)也可以通過閉環(huán)的測試檢查出來。以上實驗對模型參數(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)級檢查，尤其是對算法的適應(yīng)性檢驗。本次實驗為驗證迭代算法對故障狀態(tài)的適應(yīng)性，在地面模型加入故障，設(shè)置500s時刻發(fā)動機(jī)總推力發(fā)生突變，減小25%的故障狀態(tài)。在故障點由于推重比發(fā)生突變，迭代制導(dǎo)重新計算的最優(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分別是火箭無擾動的標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)和故障干擾狀態(tài)下火箭的入軌精度對比。從實驗結(jié)果可以看出，大擾動情況下火箭的入軌點參數(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，驗證了迭代制導(dǎo)算法對大干擾的適應(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為軌道升交點經(jīng)度偏差；Δω為軌道近地點幅角偏差；Δa為軌道半長軸偏差；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)軌道臨時調(diào)整、發(fā)動機(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)級總檢查測試的覆蓋性，其余試驗結(jié)果不再介紹。

4 結(jié)束語

新型火箭的服役對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)總檢查特點的閉環(huán)模飛測試方案，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，可移植性強(qiáng)。閉環(huán)后的總檢查模飛更接近火箭在實際飛行中的狀態(tài)，更好地滿足了地面測試的有效性和覆蓋性。針對所提出的方案，先是介紹和論述了方案提出的必要性、原理以及實現(xiàn)的技術(shù)支持；然后指出了閉環(huán)總檢查設(shè)計的幾項要點；最后以某型號火箭為例建立閉環(huán)實驗平臺，實驗表明方案是可行的，同時可增強(qiáng)對系統(tǒng)級測試的有效性和覆蓋性。閉環(huán)總檢查測試可作為控制系統(tǒng)地面測試的一條新技術(shù)途徑，具有較高的工程應(yīng)用參考價值。

參 考 文 獻(xiàn)

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[2] 賈沛然,等.遠(yuǎn)程火箭彈道學(xué)[M].長沙：國防科技大學(xué)出版社,2009.

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