劉　飛，姚　旺，歐連軍

（中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京　100076）

新型航天器電氣綜合一體化架構(gòu)研究

劉飛，姚旺，歐連軍

（中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京100076）

隨著電子技術(shù)的發(fā)展，電子元器件的體積越來越小，處理器的運算能力越來越強，存儲器的容量越來越大，總線的傳輸速率越來越高，電子設(shè)備的集成度越來越高，成本越來越低；在這樣的背景下，航天器電氣綜合系統(tǒng)設(shè)計理念也在與時俱進，為降低電氣系統(tǒng)體積重量和功耗，以提高航天器的任務(wù)能力，同時為加快研制進度，降低研制成本，迫切需要開展新型航天器電氣綜合一體化架構(gòu)研究，文章主要對比國外航空航天領(lǐng)域飛行器先進電氣綜合系統(tǒng)架構(gòu)，分析了目前國內(nèi)航天器電氣系統(tǒng)綜合設(shè)計中存在的缺陷和弊端，結(jié)合我國未來新型航天器對電氣綜合系統(tǒng)的需求，提出了我國新一代航天器電氣綜合系統(tǒng)一體化設(shè)計的基本原則，并對系統(tǒng)軟硬件體系架構(gòu)及具體的功能實現(xiàn)方式進行了初步的設(shè)想。

航天器；電氣綜合系統(tǒng)；一體化設(shè)計

0　引言

我國傳統(tǒng)的航天器多按功能劃分為若干分系統(tǒng)，各分系統(tǒng)獨立設(shè)計，如控制、遙測、外測、安全、動力等系統(tǒng)。各系統(tǒng)獨立設(shè)計，系統(tǒng)間接口關(guān)系復(fù)雜。與國外先進航空航天器電氣綜合技術(shù)存在代差。差距主要體現(xiàn)在如下幾個方面：

1）系統(tǒng)集成度低，單機質(zhì)量重、功耗高、體積大、接口復(fù)雜，優(yōu)化設(shè)計僅限于在分系統(tǒng)層面，不能保證整體性能最優(yōu)，余量設(shè)計未能統(tǒng)籌考慮；

2）資源利用率低，系統(tǒng)擴展成本高，隨著系統(tǒng)功能的不斷增加，設(shè)備重量、功耗和成本的增加將逐步變得不可接受；

3）總線帶寬的限制，系統(tǒng)之間的數(shù)據(jù)共享能力有限，無法實現(xiàn)系統(tǒng)之間的有效協(xié)同和綜合化設(shè)計。航天器不斷引進新的功能（如目標(biāo)探測、互聯(lián)互通）、新的能力（信息融合、），增加了系統(tǒng)功能的復(fù)雜度；

4）單機產(chǎn)品均為定制，兼容性與互換性差，研制成本高；

5）系統(tǒng)電纜連接復(fù)雜，電纜網(wǎng)的設(shè)計、生產(chǎn)、安裝、測試等環(huán)節(jié)工作量很大且容易出現(xiàn)質(zhì)量問題。

隨著新的航天器功能越來越多，性能要求越來越高，對電氣綜合的要求也更高，原有的系統(tǒng)架構(gòu)已無法適應(yīng)這些新的要求，急需在借鑒國外相關(guān)領(lǐng)域的先進理念的基礎(chǔ)上結(jié)合實際的需求開展新一代航天器電氣綜合架構(gòu)的研究。

1　典型飛機航電綜合系統(tǒng)研究

美軍的F-35戰(zhàn)機將航電綜合系統(tǒng)劃分為8個域，體系架構(gòu)見圖1，分別為飛行器人機接口、在線傳感器、火控、外部通信、任務(wù)、診斷及健康檢測管理、核心處理、數(shù)據(jù)收集，其核心處理機包括2個標(biāo)準(zhǔn)機箱，提供大于25個模塊插槽，內(nèi)部總線采用RapidIO及FC總線通信，通過空余槽位及模塊自身更新支持系統(tǒng)功能升級。核心處理機主要包括7種模塊類型，分別為通用處理模塊、帶I/O通用處理模塊、信號處理模塊、帶I/O信號處理模塊、圖像處理模塊、FC交換模塊、電源供電模塊等。

F-35軟件架構(gòu)見圖2，采用面向?qū)ο蟮能浖O(shè)計技術(shù)，系統(tǒng)定義了150多種系統(tǒng)類結(jié)構(gòu)，每個系統(tǒng)類為一個軟件配置項，系統(tǒng)類之間為松耦合，設(shè)計了中間件，針對FPGA設(shè)計了FPGA抽象層，內(nèi)部通信遵循標(biāo)準(zhǔn)協(xié)議，并采用通用設(shè)計模式解決通用性問題。

2　典型飛行器綜合電子系統(tǒng)研究

歐洲過渡試驗飛行器 （IXV）是歐空局負責(zé)的試驗性再入飛行器項目，目的是驗證一種能以高超聲速進行無動力機動再入飛行的升力體結(jié)構(gòu)，被外界稱為歐洲版的迷你“航天飛機”。

圖1　F-35航電綜合體系架構(gòu)

圖2　F-35軟件架構(gòu)

IXV綜合電子主要由POW（電源）、DHS（數(shù)據(jù)處理）、RTC（遙測遙控）、FPCS（反作用和多面控制）等部分組成。

2.1電源

電源部分主要由1臺PPDU（電源保護和分配器）、2塊獨立功能電池和2塊冗余的火工品電池（鋰離子電池）組成。采用成熟的28V直流母線架構(gòu)，沿用GAIA、哨兵1號、ATV等成熟型號的技術(shù)。

其中，PPDU（電源保護和分配器）中集成設(shè)計了28 V一次配電控制功能、DC/DC變換功能、RCS電磁閥控制功能和火工品起爆控制功能。

2.2數(shù)據(jù)處理部分

數(shù)據(jù)處理部分負責(zé)數(shù)據(jù)的采集、存儲、實時和延時傳輸。系統(tǒng)架構(gòu)采用基于1553B總線、串行總線和以太網(wǎng)的多總線架構(gòu)設(shè)計。從功能上分為兩層，分別負責(zé)試驗數(shù)據(jù)和關(guān)鍵數(shù)據(jù)處理。整個體系架構(gòu)的核心是一臺中心OBC（板載計算機），負責(zé)控制和執(zhí)行整個飛行任務(wù)。數(shù)據(jù)記錄器用于存儲由DAU（數(shù)據(jù)采集單元）采集到的數(shù)據(jù)。GPS和IMU（慣性測量單元）負責(zé)執(zhí)行導(dǎo)航任務(wù)。

圖3　IXV綜合電子系統(tǒng)架構(gòu)

關(guān)鍵數(shù)據(jù)處理部分主要與GNC任務(wù)相關(guān)，關(guān)鍵數(shù)據(jù)主要包括GNC遙測數(shù)據(jù)和飛行器健康狀態(tài)數(shù)據(jù)，這些數(shù)據(jù)被存儲在兩個冗余的數(shù)據(jù)記錄器中。該部分的硬件包括OBC、IMU、GPS、DAU和24 G的記錄器。

OBC采用LEON2-FT微處理器核，運行在50 M Hz，它是整個飛行器航電綜合的核心。主要負責(zé)制導(dǎo)導(dǎo)航控制和舵面控制，還負責(zé)將重要遙測信息按照CCSDS標(biāo)準(zhǔn)進行編碼，在地面站不可見情況下將數(shù)據(jù)存儲到記錄器，當(dāng)?shù)孛嬲究梢姇r再將數(shù)據(jù)下傳。

關(guān)鍵數(shù)據(jù)處理部分的DAU是一臺商用貨架產(chǎn)品，主要用于采集重要的傳感器信息（壓力、溫度、應(yīng)變、存儲狀態(tài)等），并通過1553B總線發(fā)送給OBC。

GPS接收機用于提供位置、速度和GPS時間信息。GPS數(shù)據(jù)以1 Hz頻率發(fā)送給OBC。

IMU采用QUASAR3000，已應(yīng)用于阿里安5和織女星火箭，以100 Hz的更新速率通過1553B總線發(fā)送給OBC。

試驗數(shù)據(jù)處理部分主要用于管理試驗的飛行數(shù)據(jù)。主要采集溫度、壓力、應(yīng)變、加速度等傳感器數(shù)據(jù)以及紅外圖像。和關(guān)鍵數(shù)據(jù)類似，也設(shè)計了實時存儲和延時發(fā)送功能，配置了2臺冗余的數(shù)據(jù)記錄器。

2.3遙測遙控部分

RTC（遙測遙控）系統(tǒng)分別為關(guān)鍵數(shù)據(jù)及試驗數(shù)據(jù)提供獨立的下行鏈路（1 mbps）。為確保天線的全向覆蓋，在飛行器兩側(cè)對稱設(shè)計了冗余的遙測發(fā)射天線和試驗數(shù)據(jù)發(fā)射天線。

2.4反作用和舵面控制部分

OBC通過1553B總線將控制指令發(fā)送給EMACU（作動器控制單元），兩個專用的電池并聯(lián)使用來給伺服提供能源，EMACU的邏輯電路由28 V直流母線供電。

3　對國內(nèi)航天器電氣綜合系統(tǒng)設(shè)想

3.1航天器電氣綜合系統(tǒng)功能

綜合對國外航空航天器電子設(shè)備發(fā)展體系架構(gòu)的分析，結(jié)合實際需求，未來航天器電氣綜合系統(tǒng)隨著架構(gòu)的變化必然帶來功能的重新整合，其應(yīng)具備的基本功能如下：

3.1.1飛行控制功能

飛行控制功能要完成航天器在軌或大氣層內(nèi)飛行、制導(dǎo)與控制任務(wù)。它通過導(dǎo)航器件、執(zhí)行機構(gòu)、處理器等在航天器全任務(wù)過程的運動參數(shù)測量、軌跡實現(xiàn)和姿態(tài)控制任務(wù)，實現(xiàn)航天器姿態(tài)、航跡、氣動外形和結(jié)構(gòu)模態(tài)的控制。航天器控制功能運行是否正常、控制決策是否合理直接關(guān)系到飛行任務(wù)的成敗。

首先，需要敏感器件測量航天器的飛行狀態(tài)，然后由處理器根據(jù)預(yù)置指令進行比較計算，輸出控制信號給執(zhí)行機構(gòu)來驅(qū)動操縱舵面，從而產(chǎn)生空氣動力和力矩來控制航天器的飛行狀態(tài)，其飛行控制功能主要包括：

1）完成控制律解算并輸出控制與制導(dǎo)指令至執(zhí)行機構(gòu)，實現(xiàn)整個飛行任務(wù)期間的軌道控制；

2）實現(xiàn)俯仰、滾轉(zhuǎn)、航向三軸姿態(tài)控制；

3）實現(xiàn)高度、速度（馬赫數(shù)）、升降速度穩(wěn)定控制和空中側(cè)向糾偏控制；

4）實現(xiàn)動壓、法向過載限制和保護，防失速保護。

3.1.2統(tǒng)一供配電功能

統(tǒng)一供配電功能包括為航天器各儀器設(shè)備提供及分配穩(wěn)定可靠的電能，實現(xiàn)對電能調(diào)節(jié)、變換、控制、分配、傳輸功能，實現(xiàn)故障隔離、信息通信等。

調(diào)節(jié)功能指對母線輸出功率進行全部調(diào)節(jié)型、部分調(diào)節(jié)型或者不調(diào)節(jié)；變換功能指通過變換電路實現(xiàn)不同等級電壓和品質(zhì)的變換；控制功能指對蓄電池組的充電、放電控制，包括充電電流限制控制、過充電保護控制、過放電保護控制。

分配功能指通過功率開關(guān)器件實現(xiàn)對供電電源的開關(guān)控制，負責(zé)航天器地面電源和內(nèi)部電源的切換，接受航天器飛行程序指令對儀器設(shè)備供電開關(guān)進行加斷電控制；需要特別指出的是火工品起爆控制也屬于電能分配功能。

傳輸功能指以輸電電纜的形式將電能傳輸?shù)接秒妰x器設(shè)備端。

故障隔離功能指通過熔斷器保護、過壓過流自動或遙控斷電保護實現(xiàn)將故障隔離。

信息通信功能指對支路電流、母線電壓等信息進行采集檢測，并通過下位機總線將供電狀態(tài)遙測送至管理計算機。

3.1.3天地一體化無線通信功能

天地一體化無線通信功能作為航天器航電系統(tǒng)的重要功能，主要完成航天器的遙測、遙控、數(shù)傳、外測、飛行安全、天饋及布站設(shè)計。

3.1.4任務(wù)管理功能

任務(wù)管理功能基于對航天器信息的集中管理，實現(xiàn)面向全任務(wù)階段的頂層管理，具體包括時序管理、配電管理、數(shù)據(jù)管理及時間管理等功能。時序管理按照時間先后順序以確定的邏輯關(guān)系組織不同的任務(wù)，不同的任務(wù)可以采用時間觸發(fā)或者事件觸發(fā)方式實現(xiàn)，時序管理同時需要考慮故障應(yīng)急處理流程；配電管理通過配電支路通斷控制實現(xiàn)不同設(shè)備的加斷電，滿足在不同任務(wù)剖面及任務(wù)模式下全飛行器的工作狀態(tài)，解決應(yīng)急工況及能源平衡等問題；數(shù)據(jù)管理包括遙測數(shù)據(jù)管理、遙控數(shù)據(jù)管理及數(shù)傳數(shù)據(jù)管理，涉及數(shù)據(jù)采集、傳輸、存儲等過程，通過數(shù)據(jù)的集中管理實現(xiàn)航天器的信息綜合化，為航天器的智能化提供了實現(xiàn)基礎(chǔ)；時間管理包括為航天器提供統(tǒng)一的時間基準(zhǔn)、時間校準(zhǔn)等功能，通過統(tǒng)一的時間基準(zhǔn)實現(xiàn)航天器上不同系統(tǒng)、不同任務(wù)之間的同步性，保證時序邏輯的正確性。

任務(wù)管理通過建立航天器的頂層管理系統(tǒng)，實現(xiàn)全任務(wù)階段統(tǒng)一調(diào)度管理，是實現(xiàn)不同系統(tǒng)不同功能之間協(xié)調(diào)的關(guān)鍵，是實現(xiàn)航天器自主管理、智能化管理的核心。

3.2系統(tǒng)體系架構(gòu)及功能實現(xiàn)方式設(shè)想

3.2.1電氣綜合總體實現(xiàn)思路

按照一體化集成的設(shè)計思路，以信息為核心，從信息感知、信息傳輸和信息處理3個方面進行系統(tǒng)功能劃分，將單個電子設(shè)備的控制、信息處理、供配電等功能進行剝離，對系統(tǒng)計算、存儲、處理的資源進行統(tǒng)籌優(yōu)化分配，以高性能信息處理平臺為核心，通過交換式網(wǎng)絡(luò)實現(xiàn)各分布式單元與處理平臺間的高速信息交互，通過嵌入式實時操作系統(tǒng)對系統(tǒng)資源統(tǒng)一調(diào)度和分配，實現(xiàn)系統(tǒng)各項功能的協(xié)同工作。

系統(tǒng)主干網(wǎng)絡(luò)采用時間觸發(fā)以太網(wǎng)總線，完成各部分（核心處理器、地面監(jiān)控計算機、傳感器前端和執(zhí)行機構(gòu)的后端）之間的信息交互，滿足高速、高可靠的需求，便于系統(tǒng)升級與擴展；機內(nèi)采用標(biāo)準(zhǔn)化的高速串行總線，實現(xiàn)各單元模塊標(biāo)準(zhǔn)化互聯(lián)設(shè)計，結(jié)合嵌入式實時操作系統(tǒng)，可提高系統(tǒng)架構(gòu)的擴展能力和兼容能力。

圖4　航天器電氣綜合系統(tǒng)硬件架構(gòu)設(shè)想

3.2.2電氣綜合硬件架構(gòu)設(shè)想

3.2.2.1核心單元

采用基于VPX背板總線的機箱作為核心單元，實現(xiàn)導(dǎo)航解算、姿態(tài)控制、時序控制、載荷數(shù)據(jù)處理、供配電、對天對地通信等功能。

1）通用處理器模塊作為電氣綜合的任務(wù)管理和信息處理核心，負責(zé)導(dǎo)航算法、飛行控制及全系統(tǒng)資源管理等，并接收來自通用模塊的健康監(jiān)測信息，具備將異常模塊隔離的功能；

2）配電模塊接收電池和地面電源輸入，能夠?qū)崿F(xiàn)一次電源的加斷電、轉(zhuǎn)電和緊急關(guān)機控制；

3）二次電源模塊接收配電模塊的一次配電輸出，經(jīng)濾波器組由一次電源變換為二次電源供給核心單元背板；

4）時序指令模塊接收通用處理器模塊的時序控制指令，能夠?qū)崿F(xiàn)電磁閥驅(qū)動、舵機控制和不帶電觸點輸出；

5）數(shù)據(jù)采集模塊主要完速、緩變量信號采集功能，具備無線接收功能，通過背板串行總線接收其它模塊狀態(tài)、數(shù)據(jù)等遙測信息，將各項測量數(shù)據(jù)匯總編幀，按照格式輸出到寬帶信號處理模塊和存儲模塊；

6）火工品控制模塊接收通用處理器模塊的火工品控制指令，實現(xiàn)火工品的安全可靠起爆；

7）存儲器模塊主要完成數(shù)據(jù)收發(fā)、文件管理、存貯控制等功能；

8）寬帶信號處理模塊實現(xiàn)從射頻前端到基帶處理通過軟件配置，具備工作頻帶可配置、發(fā)射/接收頻點可設(shè)置、信號放大增益可控制、處理帶寬可配置、處理信號形式多樣化等功能；

9）射頻功放模塊接收寬帶信號處理模塊的輸出，射頻功放模塊完成多種類型射頻信號的功率放大和低噪放接收；

10）網(wǎng)絡(luò)模塊負責(zé)核心單元與地面監(jiān)控系統(tǒng)以及其他單機之間的外部高速數(shù)據(jù)交換。

3.2.2.2分立設(shè)備

伺服舵機、慣組、天線、蓄電池組以及傳感器按照獨立設(shè)計考慮。

1）舵機采用驅(qū)動器和執(zhí)行機構(gòu)一體化設(shè)計，通過外總線與核心單元實現(xiàn)信息交互；

2）激光慣組只作為敏感器件實現(xiàn)姿態(tài)、位置信息的感知，并通過外總線與核心單元實現(xiàn)信息交互；

3）各頻段收發(fā)天線通過綜合口徑設(shè)計，在單天線上實現(xiàn)多信號收發(fā)功能；

4）儀器電池采用雙冗余設(shè)計，實現(xiàn)雙母線供配電架構(gòu)，儀器電池和功率電池均采用異型設(shè)計充分利用安裝空間；

5）傳感器部分采用傳感器、變換器一體化設(shè)計，由核心單元實現(xiàn)傳感器的供電和數(shù)據(jù)采集處理。

3.2.3系統(tǒng)軟件架構(gòu)設(shè)想

軟件遵從“結(jié)構(gòu)層次化、軟件模塊化、模塊構(gòu)件化”的設(shè)計原則。

1）結(jié)構(gòu)層次化：

系統(tǒng)軟件進行分層設(shè)計，為每一層分配標(biāo)準(zhǔn)的業(yè)務(wù)范圍，層與層之間采用標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)交換接口。這樣，軟件設(shè)計人員可以根據(jù)所承擔(dān)的任務(wù)角色，關(guān)心那些僅與自身功能相關(guān)的部分，而無須關(guān)注在其他分層中的處理細節(jié)，簡化設(shè)計。同時，軟件分層之間使用標(biāo)準(zhǔn)接口，使得由于技術(shù)更新等原因造成的單個分層的修改不會對其它層的軟件造成大的影響，有利于軟件系統(tǒng)的維護與擴展。

2）軟件模塊化：

軟件采用標(biāo)準(zhǔn)模塊化設(shè)計，將不同的軟件功能模塊，集成到系統(tǒng)平臺軟件中，模塊接口及相互間通信采用統(tǒng)一的設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)和協(xié)議。同一層中模塊之間是相互獨立的，一個模塊的實現(xiàn)不依賴于同層其它模塊。良好的模塊設(shè)計可以使系統(tǒng)易于裁剪和升級。

3）模塊構(gòu)件化：

對軟件模塊作進一步的業(yè)務(wù)梳理，劃分成若干個基本構(gòu)件，實現(xiàn)更高層次的軟件重用和資源整合。建立軟件構(gòu)件庫，在新任務(wù)軟件開發(fā)時，通過組裝已有成熟構(gòu)件來實現(xiàn)部分通用需求，從而達到快速開發(fā)的目的。

按照“結(jié)構(gòu)層次化、軟件模塊化、模塊構(gòu)件化”的設(shè)計原則，電氣綜合系統(tǒng)軟件體系結(jié)構(gòu)設(shè)計如圖5所示。

圖5　系統(tǒng)軟件架構(gòu)設(shè)想

軟件的應(yīng)用層包括數(shù)據(jù)管理、飛行控制、電源管理、時間管理、安全管理、健康管理、載荷管理、導(dǎo)航解算、任務(wù)管理、射頻綜合等功能模塊，分別實現(xiàn)各類高層應(yīng)用功能。

服務(wù)層包括標(biāo)準(zhǔn)函數(shù)庫，符合歐空局SOIS規(guī)范和PUS規(guī)范的服務(wù)中間件，運行在驅(qū)動層與應(yīng)用層軟件模塊之間，提供標(biāo)準(zhǔn)功能服務(wù)，實現(xiàn)應(yīng)用程序任務(wù)間同步、互斥以及臨界和共享資源的訪問協(xié)議，以標(biāo)準(zhǔn)接口形式隱藏了底層數(shù)據(jù)處理和通信過程細節(jié)，使得上層軟件模塊開發(fā)時不必關(guān)心底層實現(xiàn)，專心處理與具體應(yīng)用功能相關(guān)的問題。

驅(qū)動層提供管理單元硬件的訪問接口，它將服務(wù)層和應(yīng)用層與底層硬件隔離開來，使得硬件技術(shù)狀態(tài)改變時只需修改驅(qū)動層相關(guān)模塊，而不會影響到上層應(yīng)用。

4　結(jié)束語

隨著電子技術(shù)的不斷發(fā)展，航天器電氣綜合系統(tǒng)將在微電子技術(shù)、計算機技術(shù)、網(wǎng)絡(luò)技術(shù)等推動下，其綜合化程度將向芯片級綜合化方向發(fā)展，標(biāo)準(zhǔn)化和通用化程度將進一步提高，系統(tǒng)將更加的軟件化和智能化。

［1］陳穎，苑仁亮，曾利.航電電子系統(tǒng)模塊化綜合系統(tǒng)集成技術(shù)［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2013.

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［3］朱維.航天器綜合電子系統(tǒng)技術(shù)研究［D］.上海：上海交通大學(xué)，2013.

［4］程勝，蔡銘.航天高可靠嵌入式實時操作系統(tǒng)原理與技術(shù)［M］.北京：中國宇航出版社，2012.

［5］（奧）沃爾夫格.綜合化模塊化綜合電子系統(tǒng)的分布式平臺-對未來航空電子系統(tǒng)及其認證需求的見解［M］.北京：中航出版?zhèn)髅接邢挢?zé)任公司，2015.

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Research on Electrical System Integrative Architecture of New Spacecraft

Liu Fei，Yao Wang，Ou Lianjun
（China Academy of Launch Vehicle Technology Research and Development Center，Beijing100076，China）

With the development of electronic technology，the volume of electronic components is getting smaller and smaller，the computing power of the processor is becoming more and more powerful，the capacity of the memory is growing，the transmission rate of the bus is getting higher and higher，electronic devices are becoming more and more integrated，the cost is getting lower and lower.Under such background，the design concept of the electrical system design of the spacecraft is also advancing with the times，to reduce the volume weight and power consumption of the electrical system，in order to improve the spacecraft's mission capability，at the same time to speed up the development of the progress，reduce development costs，an urgent need to develop a new type of electronic integrated structure of spacecraft.In this article，compared with the advanced international electrical system architectures，analyzed the disadvantages of internal electrical system architectures on the aviation and spaceflight.To meet the need of new spacecraft electrical system，the integrative design base principle of new spacecraft electrical system in China is presented.Also，the software and hardware architecture and the realizing method of functions are assumed.

spacecraft；electrical system；integrative design

1671-4598（2016）05-0263-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.05.073

TP3

A

2015-11-03；

2016-04-15。

劉飛（1982-），男，河北滄縣人，碩士研究生，主要從事航電綜合總體技術(shù)方向的研究。