，，

(西北核技術(shù)研究所，西安 710024)

0 引言

平流層飛艇是指在囊體內(nèi)充入輕于空氣的氣體(比如氦氣)來產(chǎn)生上升所需要的浮力，同時(shí)帶有動(dòng)力驅(qū)動(dòng)，可以進(jìn)行控制，工作在平流層(一般為 18～25 km)的飛行器[1]。因平流層飛艇具有較大的載荷能力、較強(qiáng)的生存能力、較低的費(fèi)用等特點(diǎn)[2]，平流層飛艇在高空預(yù)警、對(duì)地觀測(cè)、通信中繼等方向的應(yīng)用得到廣泛的關(guān)注。國內(nèi)已有多家單位開展平流層飛艇的研制工作，并在能源、動(dòng)力、飛控等方面取得了一定的進(jìn)展。在此基礎(chǔ)上，研制了多種類型的平流層飛艇，并開展了相關(guān)的飛行試驗(yàn)。

因平流層飛艇系統(tǒng)較為復(fù)雜，飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)因素較多，因此，為保證飛行試驗(yàn)的安全性，平流層飛艇在地面完成集成后，必須開展地面功能測(cè)試以保證飛艇各分系統(tǒng)功能正常以及全系統(tǒng)長時(shí)工作可靠。

平流層飛艇地面功能測(cè)試重點(diǎn)關(guān)注飛艇分系統(tǒng)功能性驗(yàn)證和全系統(tǒng)長時(shí)工作可靠性，區(qū)別于研制單位在研制過程所開展的實(shí)驗(yàn)性測(cè)試和出廠前所做的驗(yàn)收性測(cè)試，其測(cè)試方法需根據(jù)地面功能測(cè)試所關(guān)注重點(diǎn)進(jìn)行設(shè)計(jì)。因此，本文基于放飛安全性考慮，根據(jù)平流層飛艇各分系統(tǒng)構(gòu)成與功能，給出功能測(cè)試的主要測(cè)試內(nèi)容和方法，并開展測(cè)試模式設(shè)計(jì)以及測(cè)試系統(tǒng)與飛艇系統(tǒng)間接口設(shè)計(jì)，在此基礎(chǔ)上，建設(shè)了一套滿足平流層飛艇功能測(cè)試需求的測(cè)試系統(tǒng)。

1 平流層飛艇系統(tǒng)構(gòu)成

一般而言，平流層飛艇系統(tǒng)由能源分系統(tǒng)、測(cè)控分系統(tǒng)、安控分系統(tǒng)、飛控分系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)等構(gòu)成，其中能源分系統(tǒng)、測(cè)控分系統(tǒng)、安控分系統(tǒng)、飛控分系統(tǒng)包含了平流層飛艇關(guān)鍵航電設(shè)備，主要集成于飛艇航電設(shè)備吊艙內(nèi)。

圖1 平流層飛艇系統(tǒng)構(gòu)成

能源分系統(tǒng)為平流層飛艇系統(tǒng)提供電源供應(yīng)，通常由儲(chǔ)能電池系統(tǒng)、太陽能電池陣列和能源管理器組成。當(dāng)前，因太陽能電池陣列轉(zhuǎn)化效率不高，儲(chǔ)能電池系統(tǒng)為平流層飛艇提供主要的能源供給，儲(chǔ)能電池系統(tǒng)通常由多組鋰電池組構(gòu)成，輸出電壓一般不超過380 V。能源管理器實(shí)現(xiàn)對(duì)能源系統(tǒng)的輸出管理，并實(shí)現(xiàn)對(duì)測(cè)控、安控、結(jié)構(gòu)等分系統(tǒng)設(shè)備所需的電壓轉(zhuǎn)換和電力供給。測(cè)控分系統(tǒng)一般由多個(gè)波段的視距鏈路構(gòu)成，也可利用衛(wèi)星通信鏈路，實(shí)現(xiàn)對(duì)安控指令、飛控指令等控制指令的上傳以及艇上數(shù)據(jù)的下傳，視距鏈路可采用UHF、L、S、C等多種成熟體制鏈路設(shè)備，衛(wèi)星通信鏈路設(shè)備一般采用北斗一代設(shè)備終端，其利用北斗一代短報(bào)文通信系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)控制指令的傳輸和艇上關(guān)鍵設(shè)備狀態(tài)數(shù)據(jù)下傳。安控分系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)應(yīng)急情況下飛艇氦氣的釋放與結(jié)構(gòu)囊體的切割，實(shí)現(xiàn)飛行試驗(yàn)時(shí)突發(fā)情況下飛艇緊急著陸，避免飛艇飛出試驗(yàn)空域而因引發(fā)安全事故。飛控分系統(tǒng)由飛控計(jì)算機(jī)、慣導(dǎo)單元等構(gòu)成，內(nèi)置飛控核心算法，與結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)一起實(shí)現(xiàn)對(duì)平流層飛艇的飛行控制。結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)主要由囊體、安裝于囊體上的各種傳感器(溫度傳感器、壓力傳感器等)、風(fēng)機(jī)與閥門、電機(jī)、囊體切割裝置等執(zhí)行結(jié)構(gòu)構(gòu)成。根據(jù)控制設(shè)備和實(shí)現(xiàn)的功能可將執(zhí)行機(jī)構(gòu)分為安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)和飛控執(zhí)行機(jī)構(gòu)。安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要包括囊體切割裝置、閥門等，飛控執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要包括風(fēng)機(jī)、閥門、電機(jī)等。

2 測(cè)試需求

飛行試驗(yàn)安全是平流層飛艇飛行試驗(yàn)的重點(diǎn)關(guān)切。開展飛行試驗(yàn)時(shí)，飛艇實(shí)時(shí)可控和應(yīng)急著陸是保證試驗(yàn)安全的重要手段。因此，飛艇能源分系統(tǒng)、測(cè)控分系統(tǒng)、飛控分系統(tǒng)、安控分系統(tǒng)的功能性以及全系統(tǒng)長時(shí)工作可靠性是飛艇于試驗(yàn)場(chǎng)的主要測(cè)試內(nèi)容，結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)的測(cè)試結(jié)合飛控分系統(tǒng)測(cè)試和安控分系統(tǒng)測(cè)試開展。能源分系統(tǒng)重點(diǎn)測(cè)試儲(chǔ)能電池組的放電電壓、放電電流與放電容量，以及能源管理器輸出接口的輸出電壓等。測(cè)控分系統(tǒng)重點(diǎn)測(cè)試多種視距鏈路的作用距離以及利用鏈路傳輸執(zhí)行安控指令等；安控分系統(tǒng)測(cè)試主要包括安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)測(cè)試、安控控制邏輯測(cè)試、自主安控策略測(cè)試、北斗鏈路安控測(cè)試等。安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)測(cè)試主要測(cè)試氦氣釋放閥門、爆破切割裝置等執(zhí)行機(jī)構(gòu)的執(zhí)行效果，安控控制邏輯測(cè)試主要測(cè)試通過不同的視距鏈路組合控制安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)情況，自主安控策略測(cè)試主要測(cè)試在視距鏈路中斷、能源故障等情況下飛艇系統(tǒng)自動(dòng)控制安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)情況，北斗鏈路安控測(cè)試主要測(cè)試?yán)帽倍芬淮K端控制安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)情況；系統(tǒng)間電磁兼容測(cè)試主要目的是保證試驗(yàn)場(chǎng)外測(cè)雷達(dá)系統(tǒng)的工作不影響飛艇航電系統(tǒng)的正常工作，采用模擬產(chǎn)生雷達(dá)信號(hào)并監(jiān)測(cè)飛艇系統(tǒng)在模擬雷達(dá)信號(hào)輻照下工作情況的測(cè)試模式；全系統(tǒng)拷機(jī)測(cè)試從時(shí)間、飛行剖面等方面模擬飛艇飛行試驗(yàn)全過程，測(cè)試飛艇系統(tǒng)長時(shí)工作可靠性，主要測(cè)試內(nèi)容與方法如表1所示。

由表1可知，地面功能測(cè)試項(xiàng)目主要包括能源、測(cè)控、飛控、安控等分系統(tǒng)測(cè)試，以及飛艇系統(tǒng)與外測(cè)雷達(dá)系統(tǒng)間電磁兼容測(cè)試、全系統(tǒng)拷機(jī)測(cè)試等全系統(tǒng)測(cè)試。通過分析各測(cè)試項(xiàng)目之間的條件關(guān)系，給出測(cè)試條件矩陣如表2所示。

3 測(cè)試流程與測(cè)試模式

在平流層飛艇試驗(yàn)測(cè)試中，由于測(cè)控分系統(tǒng)測(cè)試、飛控分系統(tǒng)測(cè)試以及安控分系統(tǒng)測(cè)試均可利用外接電源進(jìn)行，故能源分系統(tǒng)測(cè)試與各分系統(tǒng)測(cè)試可并行開展；飛控分系統(tǒng)和安控分系統(tǒng)的測(cè)試需要相應(yīng)的飛控執(zhí)行機(jī)構(gòu)和安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)配合完成，因此，在開展此兩種分系統(tǒng)測(cè)試之前需確定相關(guān)執(zhí)行機(jī)構(gòu)狀態(tài)。另外，通常來講，平流層飛艇研制單位在開展安控分系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，亦會(huì)將飛控計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)成某些安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制設(shè)備，賦予飛控計(jì)算機(jī)執(zhí)行安控控制功能。因此，在試驗(yàn)場(chǎng)測(cè)試中通常將安控分系統(tǒng)的測(cè)試安排在飛控分系統(tǒng)之后。根據(jù)表2測(cè)試條件矩陣中測(cè)試項(xiàng)目之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系，形成地面功能測(cè)試項(xiàng)目總體流程如圖2所示。

表1 主要測(cè)試內(nèi)容與方法

表2 平流層飛艇測(cè)試條件矩陣

注：“0”表示測(cè)試條件沒有嚴(yán)格的條件要求，“1”表示測(cè)試條件經(jīng)過測(cè)試后功能正常，對(duì)應(yīng)的測(cè)試項(xiàng)目才能進(jìn)行。

圖2 平流層飛艇地面功能測(cè)試項(xiàng)目總體流程

針對(duì)分系統(tǒng)測(cè)試和全系統(tǒng)測(cè)試，建立圖3所示的總體測(cè)試模式?？傮w測(cè)試流程如下：地面功能測(cè)試系統(tǒng)發(fā)送測(cè)試指令給飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站；飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站在收到測(cè)試指令后確認(rèn)測(cè)試指令并確認(rèn)是否具備測(cè)試執(zhí)行條件；在測(cè)試條件具備的情況下，飛艇地面測(cè)控站將測(cè)試指令轉(zhuǎn)換為遙控指令，并發(fā)送給飛艇系統(tǒng)航電設(shè)備吊艙；地面功能測(cè)試系統(tǒng)在收到飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站回復(fù)的指令狀態(tài)后，根據(jù)測(cè)試內(nèi)容給飛艇系統(tǒng)航電設(shè)備施加激勵(lì)信號(hào)，并采集關(guān)鍵物理參量；飛艇系統(tǒng)航電設(shè)備吊艙執(zhí)行指令并將執(zhí)行狀態(tài)以遙測(cè)數(shù)據(jù)形式發(fā)送給地面測(cè)控站；地面功能測(cè)試系統(tǒng)通過分析采集的關(guān)鍵物理參量和飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站轉(zhuǎn)發(fā)的遙測(cè)數(shù)據(jù)，判讀測(cè)試執(zhí)行情況，給出測(cè)試結(jié)論。

對(duì)于部分不適宜采用此模式的測(cè)試(主要指鋰電池組充放電、囊體切割裝置等安控執(zhí)行機(jī)構(gòu)測(cè)試等)可基于相對(duì)應(yīng)的測(cè)試內(nèi)容與測(cè)試方法單獨(dú)展開，其中鋰電池組充放電測(cè)試?yán)脤Ｓ贸浞烹娫O(shè)備完成，囊體切割裝置采用將切割裝置預(yù)先布設(shè)于囊體材料上給其加電觀察囊體材料破壞效果的模式。

基于圖3所示的測(cè)試模式，地面功能測(cè)試系統(tǒng)在測(cè)試過程中需給飛艇系統(tǒng)航電設(shè)備吊艙施加激勵(lì)信號(hào)和采集航電設(shè)備輸出的關(guān)鍵物理參量。所施加的激勵(lì)信號(hào)主要為電壓信號(hào)和射頻/微波信號(hào)。電壓激勵(lì)信號(hào)為能源管理器測(cè)試時(shí)作為輸入信號(hào)，為直流信號(hào)；射頻/微波信號(hào)主要為利用信號(hào)源、功放、天線等產(chǎn)生的模擬外測(cè)雷達(dá)信號(hào)，用于飛艇系統(tǒng)與外測(cè)雷達(dá)系統(tǒng)間電磁兼容測(cè)試。測(cè)試過程中所采集的關(guān)鍵物理參量包括電壓信號(hào)、傳感器編碼信號(hào)、射頻/微波信號(hào)等。電壓信號(hào)的來源主要為能源管理器輸出電壓信號(hào)，傳感器編碼信號(hào)主要來自于風(fēng)機(jī)、閥門等執(zhí)行機(jī)構(gòu)上用于檢測(cè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)狀態(tài)的傳感器，射頻/微波信號(hào)主要來自于測(cè)控分系統(tǒng)中視距鏈路工作所發(fā)射的載波信號(hào)，以及北斗一代終端工作時(shí)發(fā)射的信號(hào)。

圖3 平流層飛艇地面功能測(cè)試總體測(cè)試模式

由以上分析可知，地面功能測(cè)試系統(tǒng)所包含的測(cè)試資源如表3所示。

表3 測(cè)試資源需求

4 測(cè)試系統(tǒng)與飛艇系統(tǒng)間接口設(shè)計(jì)

地面功能測(cè)試系統(tǒng)與飛艇系統(tǒng)間的接口主要包括：地面功能測(cè)試系統(tǒng)與飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站之間的接口；地面功能測(cè)試系統(tǒng)與飛艇系統(tǒng)航電設(shè)備吊艙之間的接口。

測(cè)試系統(tǒng)與飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站之間信息傳輸內(nèi)容主要包括：

1)測(cè)試指令。由測(cè)試系統(tǒng)發(fā)送給飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站，測(cè)試系統(tǒng)根據(jù)測(cè)試內(nèi)容發(fā)送相對(duì)應(yīng)的測(cè)試指令。

2)指令回復(fù)狀態(tài)。由飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站發(fā)送給測(cè)試系統(tǒng)，飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站接收到測(cè)試指令后確認(rèn)測(cè)試執(zhí)行條件。

3)遙測(cè)數(shù)據(jù)。由飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站發(fā)送給測(cè)試系統(tǒng)，測(cè)試系統(tǒng)接收到轉(zhuǎn)發(fā)的遙測(cè)數(shù)據(jù)后根據(jù)接口協(xié)議提取飛艇狀態(tài)信息。

由以上可知，測(cè)試系統(tǒng)與飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站之間傳輸?shù)闹饕侵噶钆c數(shù)據(jù)，可利用試驗(yàn)場(chǎng)網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)以UDP或TCP/IP傳輸方式來實(shí)現(xiàn)。

測(cè)試系統(tǒng)與飛艇系統(tǒng)航電設(shè)備吊艙之間交聯(lián)的內(nèi)容可分為兩類：

1)測(cè)試系統(tǒng)采集飛艇系統(tǒng)航電設(shè)備關(guān)鍵物理參量來判斷飛艇技術(shù)狀態(tài)。所采集的物理參量與所用儀器模塊如表4所示。

2)測(cè)試系統(tǒng)給飛艇系統(tǒng)航電設(shè)備所施加的激勵(lì)信號(hào)。如表5所示。

表4 采集信號(hào)接口形式

表5 激勵(lì)信號(hào)接口形式

因不同型號(hào)的飛艇系統(tǒng)具有不同的接口特征，因此，測(cè)試系統(tǒng)與飛艇航電設(shè)備之間接口需根據(jù)飛艇系統(tǒng)具體的接口型號(hào)來研制。

5 測(cè)試系統(tǒng)建設(shè)與測(cè)試實(shí)施

根據(jù)第3、4節(jié)的分析，基于文獻(xiàn)[3-4]所提出平流層飛艇地面通用測(cè)試原型系統(tǒng)架構(gòu)，在其基礎(chǔ)上根據(jù)測(cè)試需要進(jìn)行功能與資源裁剪，并結(jié)合實(shí)驗(yàn)室現(xiàn)有的電子負(fù)載、射頻/微波儀器資源建設(shè)了一套適用于平流層飛艇地面功能測(cè)試的測(cè)試系統(tǒng)。該系統(tǒng)集成了傳感器信號(hào)采集模塊、數(shù)字多用表模塊、電子負(fù)載、示波器、頻譜分析儀、功率計(jì)等測(cè)試資源，實(shí)現(xiàn)了對(duì)能源、測(cè)控、安控等測(cè)試項(xiàng)目的自動(dòng)測(cè)試?；诘?節(jié)提出的測(cè)試模式并利用該測(cè)試系統(tǒng)針對(duì)國內(nèi)某型飛艇開展了能源、測(cè)控、安控、全系統(tǒng)拷機(jī)等項(xiàng)目的測(cè)試，能源主要開展了鋰電池組放電測(cè)試，驗(yàn)證了電池組容量是否達(dá)到設(shè)計(jì)指標(biāo)要求；測(cè)控主要開展了視距鏈路作用距離測(cè)試；安控主要開展了利用視距鏈路、北斗一代終端執(zhí)行安控動(dòng)作情況；全系統(tǒng)拷機(jī)主要開展了覆蓋全部飛行試驗(yàn)時(shí)間的飛艇全系統(tǒng)功能狀態(tài)測(cè)試。通過以上測(cè)試，檢驗(yàn)了該型飛艇系統(tǒng)狀態(tài)。

6 結(jié)論

對(duì)平流層飛艇飛行試驗(yàn)而言，飛行試驗(yàn)安全為其重點(diǎn)關(guān)切。飛行試驗(yàn)前開展飛艇系統(tǒng)測(cè)試獲取關(guān)鍵數(shù)據(jù)是保證平流層飛艇飛行試驗(yàn)安全的主要措施之一。飛艇能源分系統(tǒng)、測(cè)控分系統(tǒng)、安控分系統(tǒng)的功能性以及全系統(tǒng)長時(shí)工作可靠性等為主要測(cè)試內(nèi)容?；谝陨蠝y(cè)試內(nèi)容，給出了試驗(yàn)場(chǎng)總體測(cè)試模式，并進(jìn)行測(cè)試系統(tǒng)與飛艇系統(tǒng)接口設(shè)計(jì)，建設(shè)了一套適用于平流層飛艇地面功能測(cè)試的測(cè)試系統(tǒng)，為保證平流層飛艇地面功能測(cè)試的順利實(shí)施提供了技術(shù)依據(jù)。

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