賀彥峰 胡任祎 章虹虹

北京航天自動(dòng)控制研究所，北京100854

飛行控制軟件是運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)方案的具體實(shí)現(xiàn)，包括程序代碼和飛行諸元參數(shù)2 部分，其中程序代碼根據(jù)運(yùn)載火箭的控制系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)，飛行諸元?jiǎng)t需要根據(jù)具體任務(wù)要求生成。飛行諸元中主要包含瞄準(zhǔn)諸元、點(diǎn)位諸元、控制諸元和時(shí)序參數(shù)等多項(xiàng)內(nèi)容，數(shù)量異常龐雜。隨著航天發(fā)射任務(wù)領(lǐng)域的不斷拓展和升級(jí)，在幾小時(shí)或幾天內(nèi)將衛(wèi)星快速準(zhǔn)確地發(fā)射入軌，或快速修復(fù)關(guān)鍵空間系統(tǒng)，已經(jīng)成為未來(lái)航天發(fā)射技術(shù)新的發(fā)展方向之一。如何在短時(shí)間內(nèi)完成飛行諸元的生成和測(cè)試，確保飛行諸元正確，顯得尤為重要。以往該項(xiàng)工作多采用人工手動(dòng)修改相關(guān)參數(shù)，并通過(guò)人工比對(duì)的方式進(jìn)行，不僅時(shí)間周期冗長(zhǎng)，執(zhí)行效率低下，而且存在人為因素造成諸元生成和比對(duì)發(fā)生錯(cuò)誤的風(fēng)險(xiǎn)。本文提出了一種解決方案，可以實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭飛行諸元快速生成與自動(dòng)測(cè)試，既能確保飛行諸元生成的快速性和正確性，又能確保各項(xiàng)諸元參數(shù)在運(yùn)載火箭射前的測(cè)試充分和覆蓋。

1 飛行諸元生成與測(cè)試現(xiàn)狀

目前多數(shù)運(yùn)載火箭從彈道規(guī)劃、標(biāo)準(zhǔn)彈道計(jì)算、控制參數(shù)生成、數(shù)學(xué)仿真計(jì)算和飛行諸元生成，到后期的半實(shí)物仿真驗(yàn)證等工作，均是根據(jù)任務(wù)接口關(guān)系分別由不同的分系統(tǒng)獨(dú)立承擔(dān)。從參數(shù)設(shè)計(jì)、飛行諸元生成和驗(yàn)證，直至最終裝訂到運(yùn)載火箭上，整個(gè)流程需經(jīng)過(guò)多個(gè)系統(tǒng)，歷時(shí)數(shù)十小時(shí)甚至數(shù)天。由于運(yùn)載火箭飛行控制諸元中包含大量的制導(dǎo)、姿控和時(shí)序參數(shù)，如此繁多的數(shù)據(jù)參數(shù)和狀態(tài)的正確性難以有效把控，給運(yùn)載火箭發(fā)射前的使用操作帶來(lái)極大不便。單靠諸元準(zhǔn)備人員手動(dòng)計(jì)算和判斷，難以保證運(yùn)載火箭飛行控制諸元的正確性，任何一點(diǎn)疏忽均可能導(dǎo)致嚴(yán)重后果。

在運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)研制過(guò)程中，為了檢驗(yàn)制導(dǎo)和姿控性能指標(biāo)，構(gòu)建了以數(shù)字計(jì)算機(jī)技術(shù)為核心的高性能仿真系統(tǒng)測(cè)試平臺(tái)，建立了基于通用軟硬件架構(gòu)和集成式的高性能仿真系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)了基于基本型的通用模件型譜、系統(tǒng)接口和支撐軟件環(huán)境等內(nèi)容。上述工作為運(yùn)載火箭飛行諸元快速生成與測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)奠定了技術(shù)基礎(chǔ)和軟硬件支撐。

2 系統(tǒng)方案研究

為改善運(yùn)載火箭飛行諸元生成與測(cè)試現(xiàn)狀，提高工作效率和測(cè)試可靠性，提出了一種運(yùn)載火箭飛行諸元快速生成與測(cè)試系統(tǒng)方案。該系統(tǒng)從功能上可劃分為2個(gè)子系統(tǒng):飛行諸元快速生成系統(tǒng)和飛行諸元快速測(cè)試系統(tǒng)，以下將分別簡(jiǎn)稱“生成系統(tǒng)”和“測(cè)試系統(tǒng)”。通過(guò)對(duì)設(shè)計(jì)、試驗(yàn)和接口關(guān)系的合理整合，構(gòu)建包括箭載計(jì)算機(jī)和飛行控制軟件在內(nèi)的閉路仿真測(cè)試環(huán)境，為控制系統(tǒng)飛行軟件模擬運(yùn)載火箭真實(shí)射前及飛行狀態(tài)下的輸入輸出接口環(huán)境，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行諸元的快速生成與測(cè)試。

2.1 硬件框架

該系統(tǒng)硬件框架是利用半實(shí)物仿真技術(shù)，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，使系統(tǒng)能夠連接箭載計(jì)算機(jī)并模擬其它飛行控制單機(jī)設(shè)備，構(gòu)成各種靈活多樣的測(cè)試應(yīng)用系統(tǒng)。利用其內(nèi)部獨(dú)有的實(shí)時(shí)處理和調(diào)度能力，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，為飛行控制軟件模擬運(yùn)載火箭真實(shí)射前及飛行狀態(tài)下的輸入輸出接口環(huán)境。系統(tǒng)硬件組成如圖1 所示。

雖然2個(gè)系統(tǒng)功能上是相互獨(dú)立的，但是為了確保最終提供的生成結(jié)果正確無(wú)誤，需要一套具備“指令輸入—標(biāo)準(zhǔn)彈道計(jì)算—數(shù)學(xué)仿真—成果生成—成果驗(yàn)證”功能的一體化流程工具。在方案設(shè)計(jì)時(shí)通過(guò)高速通訊總線將內(nèi)部多個(gè)系統(tǒng)連接起來(lái)，形成松耦合的多處理機(jī)系統(tǒng)，通過(guò)內(nèi)存數(shù)據(jù)共享的方式實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)中不同模塊節(jié)點(diǎn)之間的通信，形成高性能的閉路仿真系統(tǒng)，并從物理連接上將上述2個(gè)子系統(tǒng)設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)為一個(gè)集成的飛行諸元快速生成與測(cè)試系統(tǒng)。

圖1 飛行諸元快速生成與自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)硬件組成示意圖

2.2 軟件框架

飛行諸元快速生成與測(cè)試系統(tǒng)軟件系統(tǒng)框架如圖2 所示。

2個(gè)子系統(tǒng)中的上層軟件作為各自的控制軟件，布置在Windows 系統(tǒng)層，處于非實(shí)時(shí)的運(yùn)行狀態(tài)，主要完成非實(shí)時(shí)要求的運(yùn)載火箭飛行諸元生成及外部通訊等功能;下層軟件完成與測(cè)試相關(guān)的有強(qiáng)實(shí)時(shí)性能要求的軟件。下層軟件通過(guò)共享內(nèi)存和各自的上層軟件完成信息交互，通過(guò)實(shí)時(shí)網(wǎng)完成2個(gè)子系統(tǒng)之間的信息交互。

3 關(guān)鍵技術(shù)及實(shí)現(xiàn)

該運(yùn)載火箭飛行諸元快速生成與自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)在軟硬件架構(gòu)設(shè)計(jì)及安全管理等方面采用多種關(guān)鍵技術(shù)，主要包括以下幾項(xiàng):

1)執(zhí)行流程模式化設(shè)計(jì)技術(shù);

2)Windows 環(huán)境下的實(shí)時(shí)仿真技術(shù);

3)BIT 在線系統(tǒng)自檢測(cè)技術(shù);

4)控制參數(shù)自動(dòng)設(shè)計(jì)算法;

5)仿真結(jié)果的自動(dòng)判讀及輸出成果正確性檢驗(yàn)技術(shù);

6)使用安全性控制技術(shù)。

3.1 執(zhí)行流程模式化設(shè)計(jì)技術(shù)

在執(zhí)行流程模式化的實(shí)現(xiàn)上，為方便用戶使用，結(jié)合運(yùn)載火箭飛行諸元生成與驗(yàn)證的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了多種執(zhí)行流程模式組合，如圖3 所示。用戶根據(jù)需要可設(shè)置流程為自動(dòng)或手動(dòng)模式、是否生成光盤(pán)和是否進(jìn)行飛行諸元驗(yàn)證等。根據(jù)用戶設(shè)置，軟件將自動(dòng)設(shè)置界面按鍵狀態(tài)，防止用戶誤操作。

圖2 飛行諸元快速生成與測(cè)試系統(tǒng)軟件框架

圖3 執(zhí)行流程模式化的示意圖

3.2 Windows 環(huán)境下的實(shí)時(shí)仿真技術(shù)

鑒于Windows 操作系統(tǒng)的高性能和低價(jià)格，以及支持多種開(kāi)發(fā)工具和豐富的Win32 應(yīng)用程序接口，大眾接受程度和市場(chǎng)占有率日益擴(kuò)大。由于無(wú)法滿足硬實(shí)時(shí)系統(tǒng)嚴(yán)格的響應(yīng)時(shí)間要求，限制了其用于高實(shí)時(shí)仿真的應(yīng)用與開(kāi)發(fā)，因此如何通過(guò)附加軟件在Windows 環(huán)境下實(shí)現(xiàn)所需要的硬實(shí)時(shí)特性就變得愈加重要。美國(guó)Ardence 公司的RTX 產(chǎn)品即是基于此而開(kāi)發(fā)出來(lái)的，該產(chǎn)品最大的優(yōu)勢(shì)在于使用通用的Intel X86 的硬件，采用Win32 API 編程方法，在Win2000/NT/XP/XPe 平臺(tái)上實(shí)現(xiàn)一個(gè)健壯的強(qiáng)實(shí)時(shí)子系統(tǒng)，該方案可實(shí)現(xiàn)微秒級(jí)的實(shí)時(shí)控制和高速數(shù)據(jù)采集。

基于該實(shí)時(shí)仿真方案，運(yùn)載火箭飛行諸元快速生成與自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)采用雙機(jī)(仿真機(jī)和遙測(cè)機(jī))雙核(Windows 系統(tǒng)層和實(shí)時(shí)內(nèi)核層)的網(wǎng)絡(luò)環(huán)境。將具有實(shí)時(shí)性要求的軟件布置在系統(tǒng)的實(shí)時(shí)內(nèi)核層。實(shí)時(shí)內(nèi)核層軟件由Windows 系統(tǒng)層軟件按流程加載啟動(dòng);2 機(jī)之間通過(guò)實(shí)時(shí)網(wǎng)進(jìn)行信息和指令交換。同機(jī)的Windows 系統(tǒng)層模塊和實(shí)時(shí)內(nèi)核層模塊通過(guò)共享內(nèi)存進(jìn)行信息和指令交換，信息和指令交換采取觸發(fā)事件響應(yīng)。由此滿足了在Windows 環(huán)境下用戶與程序良好的交互性和易用性，同時(shí)滿足了在Windows 環(huán)境下?lián)碛锌煽康膶?shí)時(shí)特性。

3.3 BIT 在線系統(tǒng)自檢測(cè)技術(shù)

系統(tǒng)內(nèi)部設(shè)計(jì)在線系統(tǒng)自檢測(cè)功能，通過(guò)系統(tǒng)電纜的插入位置，自動(dòng)識(shí)別出是仿真狀態(tài)還是自檢狀態(tài)。在自檢狀態(tài)，系統(tǒng)自動(dòng)調(diào)入單元測(cè)試程序，并通過(guò)多功能測(cè)試電路和繼電器切換矩陣等效箭載計(jì)算機(jī)的接口收發(fā)電路，自動(dòng)進(jìn)行自檢測(cè)試，并直觀給出測(cè)試結(jié)果。圖4 為自檢測(cè)單元測(cè)試的操作界面。

圖4 BIT 自檢測(cè)單元測(cè)試界面

3.4 控制參數(shù)自動(dòng)設(shè)計(jì)算法

控制參數(shù)自動(dòng)設(shè)計(jì)算法的關(guān)鍵是針對(duì)不同的彈道和軌道參數(shù)，自主尋找控制參數(shù)和軌道特征參數(shù)之間的關(guān)聯(lián)和影響，建立參數(shù)設(shè)計(jì)計(jì)算的判據(jù)和尋優(yōu)流程算法。攝動(dòng)制導(dǎo)參數(shù)的設(shè)計(jì)采用彈道法計(jì)算;迭代制導(dǎo)參數(shù)的實(shí)現(xiàn)是根據(jù)推進(jìn)關(guān)機(jī)時(shí)的剩余需要速度和偏航程序角速度、星箭分離時(shí)刻軌道參數(shù)偏差等特征參數(shù)，在零干擾彈道下進(jìn)行迭代自動(dòng)調(diào)整。

3.5 仿真結(jié)果的自動(dòng)判讀及輸出成果正確性檢驗(yàn)技術(shù)

通過(guò)對(duì)仿真結(jié)果數(shù)據(jù)的自動(dòng)判讀，判斷運(yùn)載火箭飛行諸元的正確性。通過(guò)對(duì)不同特征參數(shù)的判別，確保所有飛行諸元均經(jīng)過(guò)測(cè)試，并分析判讀結(jié)果，指出具體的超差項(xiàng)目。為了確保判讀的精準(zhǔn)性和合理性，對(duì)零干擾狀態(tài)和非零干擾狀態(tài)設(shè)計(jì)了不同的判別門(mén)限值，判讀軟件通過(guò)接口文件讀入試驗(yàn)狀態(tài)，自動(dòng)選取相應(yīng)的判別門(mén)限值，提高判別的準(zhǔn)確度。所有判讀結(jié)果均按類(lèi)編排，通過(guò)圖形和文本的形式直觀地顯示在交互界面上，便于操作人員迅速、清晰地了解試驗(yàn)結(jié)果。

3.6 使用安全性控制技術(shù)

為確保整個(gè)系統(tǒng)的安全性，采用3 級(jí)密碼系統(tǒng)登錄控制，2 級(jí)使用權(quán)限，控制用戶的合法訪問(wèn)權(quán)和使用權(quán)。通過(guò)專(zhuān)用軟件控制開(kāi)機(jī)，直接進(jìn)入程序，退出程序，直接關(guān)機(jī)。操作系統(tǒng)采用按需裁減方式，并將系統(tǒng)的數(shù)據(jù)硬盤(pán)采用屏蔽保護(hù)措施，利用嵌入式操作系統(tǒng)生成的帶有數(shù)據(jù)寫(xiě)過(guò)濾技術(shù)的操作系統(tǒng)底層文件，加載到生成系統(tǒng)的Windows 操作系統(tǒng)中，并通過(guò)修改注冊(cè)表信息代替原版Windows 操作系統(tǒng)，在系統(tǒng)啟動(dòng)后形成對(duì)系統(tǒng)硬盤(pán)的寫(xiě)保護(hù)，將所有在系統(tǒng)層的寫(xiě)入操作映射到內(nèi)存，禁止非授權(quán)操作，杜絕非法信息輸入，建立物理軟防火墻，切斷病毒途徑，保證每次系統(tǒng)啟動(dòng)時(shí)處于原始出廠狀態(tài)，見(jiàn)圖5。

4 結(jié)論

針對(duì)未來(lái)運(yùn)載火箭快速發(fā)射的任務(wù)需求，開(kāi)展了具體需求分析和方案研究，構(gòu)建了運(yùn)載火箭飛行諸元快速生成與自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行諸元從準(zhǔn)備到測(cè)試再到實(shí)施的全過(guò)程自動(dòng)化。該系統(tǒng)有效精簡(jiǎn)和優(yōu)化了運(yùn)載火箭發(fā)射前諸元準(zhǔn)備和測(cè)試的流程，大幅提高了運(yùn)載火箭發(fā)射前準(zhǔn)備的時(shí)效性和可靠性，為運(yùn)載火箭快速響應(yīng)和快速發(fā)射提供了強(qiáng)有力的技術(shù)支撐。

圖5 系統(tǒng)數(shù)據(jù)硬盤(pán)寫(xiě)防護(hù)示意圖

［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，1999.

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