張永棟，翟嘉琪，孟小君，王紫薇，張宇，王建勛

西北核技術(shù)研究所，西安 710024

平流層飛艇[1-3]能夠長(zhǎng)期定點(diǎn)懸停工作，并可跨區(qū)域大范圍機(jī)動(dòng),具有重要的軍事價(jià)值。近年來(lái)，在區(qū)域高分辨率實(shí)時(shí)偵察與監(jiān)視、預(yù)警、通信中繼[4]、國(guó)土安全監(jiān)視與防御、反恐等需求的驅(qū)動(dòng)下，美國(guó)、歐洲、日本、韓國(guó)等都在投入大量經(jīng)費(fèi)研制平流層飛艇，關(guān)鍵技術(shù)已取得較大突破[5]。國(guó)內(nèi)相關(guān)科研機(jī)構(gòu)與研究單位也開展了平流層飛艇的研制工作。

從結(jié)構(gòu)上講，平流層飛艇系統(tǒng)可分為結(jié)構(gòu)囊體、吊艙、以及布設(shè)于囊體之上的傳感器單元、風(fēng)機(jī)、電機(jī)、氣閥等執(zhí)行機(jī)構(gòu)單元。按系統(tǒng)功能構(gòu)成劃分，平流層飛艇系統(tǒng)主要包括結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)、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)等。能源、測(cè)控、安控、飛控的關(guān)鍵設(shè)備集成于飛艇吊艙[6-9]。

平流層飛艇研制結(jié)束后需開展飛行試驗(yàn)以驗(yàn)證飛艇關(guān)鍵技術(shù)、評(píng)估飛艇能源、測(cè)控、飛控等關(guān)鍵分系統(tǒng)設(shè)備工作狀態(tài)。因平流層飛艇系統(tǒng)較為復(fù)雜，試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)因素較多，為保證飛行試驗(yàn)安全，確保飛艇飛行可控，試驗(yàn)前需在地面開展飛艇關(guān)鍵分系統(tǒng)功能考核測(cè)試和全系統(tǒng)拷機(jī)測(cè)試以保證飛艇系統(tǒng)的工作可靠性。

平流層飛艇試驗(yàn)前進(jìn)行地面測(cè)試[10-13]不同于研制單位在研制過(guò)程中開展的測(cè)試，其特點(diǎn)有二：① 地面測(cè)試在飛艇關(guān)鍵設(shè)備集成完畢之后進(jìn)行，預(yù)留的測(cè)試接口較少，通常為非接觸式接口(遙測(cè)接口或微波/射頻接口等)，直接施加測(cè)試激勵(lì)或直接采集測(cè)試數(shù)據(jù)較為困難；② 地面測(cè)試需適應(yīng)多種類型飛艇的測(cè)試要求，因不同研制單位所采用的飛艇技術(shù)路線不同，其系統(tǒng)所實(shí)現(xiàn)的功能有一定的差異。當(dāng)前的測(cè)試主要采用人工值守與判讀模式，通過(guò)飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站發(fā)送控制指令控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)(主要為氣閥等氦氣釋放裝置、爆破索等囊體切割裝置、電機(jī)和螺旋漿等動(dòng)力推進(jìn)裝置)動(dòng)作，由人工判讀飛艇系統(tǒng)狀態(tài)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)作動(dòng)情況來(lái)給出測(cè)試結(jié)果。該測(cè)試模式存在自動(dòng)程度低、測(cè)試效率不高、且易出現(xiàn)人為差錯(cuò)的缺點(diǎn)。另外，地面測(cè)試需從時(shí)間上模擬飛艇飛行試驗(yàn)全過(guò)程。較之于其他飛行器，平流層飛艇飛行試驗(yàn)時(shí)間較長(zhǎng)[14-16](當(dāng)前為數(shù)十小時(shí)，未來(lái)數(shù)百小時(shí))。因此，適應(yīng)平流層飛艇地面測(cè)試特點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)無(wú)人值守的地面測(cè)試自動(dòng)執(zhí)行，提高測(cè)試執(zhí)行效率，降低地面測(cè)試人為因素的影響，成為地面測(cè)試的迫切需求。本文在研究飛艇系統(tǒng)控制邏輯的基礎(chǔ)上，總結(jié)給出了測(cè)試行為邏輯，并基于測(cè)試行為邏輯建立了平流層飛艇試驗(yàn)場(chǎng)測(cè)試模式和測(cè)試流程[17]，研究了試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)建設(shè)方法，并利用該方法建設(shè)了一套試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)，在實(shí)際地面測(cè)試中得到了應(yīng)用。

1 平流層飛艇控制邏輯分析

當(dāng)前平流層飛艇的控制采用地面主控計(jì)算機(jī)人工控制與飛艇艇載計(jì)算機(jī)自主控制相結(jié)合的模式，特別是氦氣釋放裝置、囊體切割裝置、動(dòng)力推進(jìn)裝置等執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制主要通過(guò)地面主控計(jì)算機(jī)來(lái)完成。通過(guò)對(duì)平流層飛艇系統(tǒng)構(gòu)成與功能分析，平流層飛艇控制行為邏輯如圖1所示。溫度傳感器、壓力傳感器、慣導(dǎo)單元等數(shù)據(jù)采集單元將采集的飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)傳輸給飛控計(jì)算機(jī)/安控計(jì)算機(jī)；飛控計(jì)算機(jī)將飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)通過(guò)艇載測(cè)控設(shè)備以遙測(cè)數(shù)據(jù)的形式下傳給地面測(cè)控站；飛艇系統(tǒng)地面主控計(jì)算機(jī)解析地面測(cè)控站接收的遙測(cè)數(shù)據(jù)，由遙測(cè)數(shù)據(jù)判斷飛艇系統(tǒng)狀態(tài)，并根據(jù)飛艇系統(tǒng)狀態(tài)發(fā)送控制指令；飛艇系統(tǒng)地面測(cè)控站以遙控指令形式將控制指令上傳給艇載測(cè)控設(shè)備；飛控計(jì)算機(jī)/安控計(jì)算機(jī)解析遙控指令，控制飛艇相關(guān)執(zhí)行機(jī)構(gòu)和設(shè)備作動(dòng)；執(zhí)行機(jī)構(gòu)和設(shè)備作動(dòng)后，飛艇狀態(tài)改變。

由平流層飛艇系統(tǒng)控制行為邏輯可得其主體行為邏輯，如圖2所示，飛艇系統(tǒng)地面主控計(jì)算機(jī)解析測(cè)控分系統(tǒng)的遙測(cè)數(shù)據(jù)，判斷飛艇系統(tǒng)狀態(tài)，并根據(jù)飛艇系統(tǒng)狀態(tài)發(fā)送遙控指令給飛控計(jì)算機(jī)/安控計(jì)算機(jī)以控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)和設(shè)備作動(dòng)。

2 平流層飛艇測(cè)試行為邏輯

由平流層飛艇系統(tǒng)主體行為邏輯設(shè)計(jì)平流層飛艇系統(tǒng)測(cè)試行為邏輯。由平流層飛艇系統(tǒng)主體行為邏輯可知地面主控計(jì)算機(jī)為其控制主體。因此，平流層飛艇系統(tǒng)測(cè)試行為邏輯為：通過(guò)發(fā)送測(cè)試指令,控制地面主控計(jì)算機(jī)和接收地面主控計(jì)算機(jī)轉(zhuǎn)發(fā)的狀態(tài)數(shù)據(jù),實(shí)現(xiàn)對(duì)飛艇系統(tǒng)的功能測(cè)試。平流層飛艇系統(tǒng)測(cè)試行為邏輯如圖3所示。測(cè)試指令根據(jù)飛艇系統(tǒng)測(cè)試行為形成。

根據(jù)飛艇控制行為形成平流層飛艇測(cè)試行為。平流層飛艇測(cè)試行為主要包括以下幾類：飛艇試驗(yàn)階段選擇，人為設(shè)定不同試驗(yàn)階段以執(zhí)行不同的控制策略；飛艇測(cè)控鏈路選擇，選擇一條或多條鏈路工作，其他鏈路中斷；飛艇艇載控制計(jì)算機(jī)選擇，根據(jù)不同的控制策略選擇不同的艇載控制計(jì)算機(jī)，飛控計(jì)算機(jī)多用于控制電機(jī)、風(fēng)機(jī)、閥門等執(zhí)行飛艇飛行策略的機(jī)構(gòu)；安控計(jì)算機(jī)多用于控制閥門、囊體切割裝置等執(zhí)行試驗(yàn)安全策略的機(jī)構(gòu)。某些研制單位的飛艇系統(tǒng)僅有飛控計(jì)算機(jī)，將安控計(jì)算機(jī)的功能與飛控計(jì)算機(jī)融合一起；飛艇執(zhí)行機(jī)構(gòu)選擇包括電機(jī)、風(fēng)機(jī)、閥門、囊體切割裝置等；飛艇狀態(tài)監(jiān)測(cè)包括鏈路狀態(tài)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)狀態(tài)等。由測(cè)試行為組成測(cè)試流程，總體測(cè)試流程如圖4所示。

由平流層飛艇系統(tǒng)測(cè)試行為邏輯建立平流層飛艇試驗(yàn)測(cè)試模式，如圖5所示。采用測(cè)試程序發(fā)送測(cè)試指令，由中間指令轉(zhuǎn)換軟件轉(zhuǎn)換成控制指令來(lái)控制飛艇系統(tǒng)地面主控計(jì)算機(jī)的模式。測(cè)試執(zhí)行狀態(tài)的判斷主要依賴于測(cè)試程序解析指令轉(zhuǎn)換軟件轉(zhuǎn)發(fā)的飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)與輔助測(cè)試設(shè)備獲取的數(shù)據(jù)。采用指令轉(zhuǎn)換軟件的測(cè)試模式有以下優(yōu)點(diǎn)：① 通用性較高。因多家研制單位研發(fā)的多種型號(hào)平流層飛艇系統(tǒng)控制指令格式與遙測(cè)數(shù)據(jù)幀格式均不一致，通過(guò)指令轉(zhuǎn)換軟件可適應(yīng)多種型號(hào)平流層飛艇系統(tǒng)；② 可保證測(cè)試行為的安全性，避免試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)程序直接控制飛艇系統(tǒng)地面主控計(jì)算機(jī)可能造成的誤操作。另外，指令轉(zhuǎn)換軟件涉及到飛艇系統(tǒng)具體的控制指令，需根據(jù)研制單位提供的飛艇系統(tǒng)控制協(xié)議來(lái)完成編輯。

3 平流層飛艇試驗(yàn)場(chǎng)測(cè)試系統(tǒng)

根據(jù)平流層飛艇試驗(yàn)測(cè)試模式設(shè)計(jì)試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)。試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)主要由測(cè)試程序、指令轉(zhuǎn)換軟件以及輔助測(cè)試設(shè)備等構(gòu)成。測(cè)試程序主要實(shí)現(xiàn)以下功能：測(cè)試流程生成，測(cè)試流程由測(cè)試行為構(gòu)成；將測(cè)試流程中每一條測(cè)試行為轉(zhuǎn)換為測(cè)試指令數(shù)據(jù)幀；發(fā)送測(cè)試指令數(shù)據(jù)幀，并讀取指令轉(zhuǎn)換軟件發(fā)送的測(cè)試指令接收狀態(tài)數(shù)據(jù)幀；控制輔助測(cè)試設(shè)備，讀取飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)與輔助測(cè)試設(shè)備獲取的數(shù)據(jù)，判斷測(cè)試執(zhí)行狀態(tài)，給出測(cè)試結(jié)論。指令轉(zhuǎn)換軟件主要功能為：測(cè)試指令接收狀態(tài)確認(rèn)；測(cè)試指令與控制指令的轉(zhuǎn)換；完成飛艇遙測(cè)數(shù)據(jù)幀格式轉(zhuǎn)換并將轉(zhuǎn)換后形成的飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)給測(cè)試程序。

由平流層飛艇主體行為邏輯可知，飛艇測(cè)控系統(tǒng)為連接飛艇艇載設(shè)備與飛艇地面主控計(jì)算機(jī)的關(guān)鍵節(jié)點(diǎn)，其包含UHF、L、S、C等多個(gè)視距通信鏈路與衛(wèi)星通信鏈路[18-19]，可采用天線、微波電纜與頻譜分析儀、功率計(jì)等輔助測(cè)試設(shè)備監(jiān)測(cè)飛艇測(cè)控鏈路切換狀態(tài)與通斷狀態(tài)。對(duì)于飛艇艇載控制計(jì)算機(jī)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的狀態(tài)數(shù)據(jù),則因平流層飛艇系統(tǒng)集成完畢后,通常不會(huì)預(yù)留給試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)接觸式測(cè)試接口，因此試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)無(wú)法直接獲取兩種狀態(tài)數(shù)據(jù)，只能通過(guò)解析轉(zhuǎn)發(fā)的遙測(cè)數(shù)據(jù)幀的形式來(lái)實(shí)現(xiàn)。

平流層飛艇試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)測(cè)試程序功能實(shí)現(xiàn)方式如下：

1) 測(cè)試流程由測(cè)試行為組成，按照?qǐng)D4所示的總體測(cè)試流程將測(cè)試行為編輯在文本文檔中，形成測(cè)試流程文本文檔。

2) 測(cè)試流程中測(cè)試行為定義設(shè)計(jì)。測(cè)試行為定義采用16進(jìn)制字符的形式，定義如表1所示，其中，飛行試驗(yàn)階段選擇以01～09來(lái)代表，飛艇測(cè)控鏈路選擇以A0～BF來(lái)代表，飛艇艇載控制計(jì)算機(jī)選擇以C0～CF來(lái)代表，飛艇執(zhí)行機(jī)構(gòu)選擇以D0～EF來(lái)代表。測(cè)試行為的定義不局限于此，也可根據(jù)實(shí)際情況從00～FF順序定義。測(cè)試行為定義編輯于文本文檔中，形成測(cè)試行為定義文本文檔。

3) 測(cè)試指令數(shù)據(jù)幀生成方式設(shè)計(jì)。測(cè)試指令數(shù)據(jù)幀生成采用讀取測(cè)試流程文本文檔與測(cè)試行為定義文本文檔的方式。首先讀取測(cè)試流程文本文檔中的測(cè)試行為，然后從測(cè)試行為定義文本文檔中找出代表該條測(cè)試行為的十六進(jìn)制字符，最后以該十六進(jìn)制字符為數(shù)據(jù)段并在其前添加幀頭、幀尾組成測(cè)試指令數(shù)據(jù)幀。測(cè)試指令數(shù)據(jù)幀格式如表2所示，由幀頭、數(shù)據(jù)段內(nèi)容長(zhǎng)度、數(shù)據(jù)段、幀尾(校驗(yàn)和)等組成。

表1 測(cè)試行為定義Table 1 Definition of test behavior logic

注：測(cè)試行為也可順序定義，不局限于此表定義方式。

4) 測(cè)試指令接收狀態(tài)數(shù)據(jù)幀與飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)幀格式設(shè)計(jì)。測(cè)試指令接收狀態(tài)數(shù)據(jù)幀由中間指令轉(zhuǎn)換軟件在接收到測(cè)試指令后生成并發(fā)送給測(cè)試程序，幀格式如表3所示，以字節(jié)4代表測(cè)試指令接收狀態(tài)，利用十六進(jìn)制字符[20]代表4種狀態(tài)，01代表接收并執(zhí)行成功，02代表校驗(yàn)錯(cuò)誤，03代表?xiàng)l件不具備無(wú)法執(zhí)行，04代表執(zhí)行超時(shí)。

飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)由飛艇遙測(cè)數(shù)據(jù)生成，提取遙測(cè)數(shù)據(jù)中飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)，由中間指令轉(zhuǎn)換軟件完成幀格式轉(zhuǎn)換后發(fā)送給測(cè)試程序。飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)幀格式如表4所示，由固定的幀頭、數(shù)據(jù)段(飛艇狀態(tài))、幀尾(校驗(yàn)和)構(gòu)成。

5) 測(cè)試指令數(shù)據(jù)幀、測(cè)試指令接收狀態(tài)數(shù)據(jù)幀、飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)幀等傳輸采用UDP或TCP/IP協(xié)議。

6) 輔助測(cè)試設(shè)備控制，主要為頻譜分析儀、功率計(jì)等臺(tái)式儀器的控制。通過(guò)交換機(jī)與LAN口實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程控制。此種控制方式便于根據(jù)測(cè)試需求擴(kuò)展控制的儀器。

表2 測(cè)試指令數(shù)據(jù)幀Table 2 Data frame of test instruction

表3 測(cè)試指令接收狀態(tài)數(shù)據(jù)幀Table 3 Data frame of receiving state of test instruction

表4 平流層飛艇狀態(tài)數(shù)據(jù)幀Table 4 Data frame of stratospheric airship state

4 方法驗(yàn)證

基于以上方法建設(shè)平流層飛艇試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)，該測(cè)試系統(tǒng)程序主體基于開發(fā)的虛擬儀器測(cè)試環(huán)境編制，程序集成了UDP通信模塊、頻譜分析儀與功率計(jì)控制模塊，采用測(cè)試流程節(jié)點(diǎn)和面向儀器操作相結(jié)合的編寫方式，具備流程開發(fā)、測(cè)試結(jié)果判斷、數(shù)據(jù)管理等功能。

基于建設(shè)的試驗(yàn)測(cè)試系統(tǒng)開展了針對(duì)某型平流層飛艇的全系統(tǒng)拷機(jī)測(cè)試，輔助測(cè)試設(shè)備為頻譜分析儀。該飛艇系統(tǒng)飛行試驗(yàn)階段包括地面調(diào)試、升空、自主巡航、降落模式等，飛行時(shí)間為24小時(shí)。艇載控制機(jī)算機(jī)僅包含飛控計(jì)算機(jī)[21]，測(cè)試中不做艇載控制計(jì)算機(jī)選擇。測(cè)控鏈路包含UHF、L等波段通信鏈路，執(zhí)行機(jī)構(gòu)為閥門(包含多個(gè)，分布于囊體前部、中部等不同位置)、電機(jī)、焰索等。焰索為囊體切割裝置，為易損件，因此針對(duì)焰索的測(cè)試通過(guò)監(jiān)測(cè)其供電電壓來(lái)實(shí)現(xiàn)。

全系統(tǒng)拷機(jī)測(cè)試旨在驗(yàn)證飛艇系統(tǒng)長(zhǎng)時(shí)工作可靠性，主要從時(shí)間上模擬各飛行試驗(yàn)階段，于不同的試驗(yàn)階段執(zhí)行不同的控制操作。測(cè)試系統(tǒng)與飛艇地面主控計(jì)算機(jī)之間的信息交互通過(guò)試驗(yàn)網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)。根據(jù)第3節(jié)所述的方法分別編寫了測(cè)試流程文檔與測(cè)試行為定義文檔，并利用測(cè)試程序讀取相關(guān)文檔形成測(cè)試流程節(jié)點(diǎn)，全系統(tǒng)拷機(jī)測(cè)試程序測(cè)試流程節(jié)點(diǎn)界面如圖6所示。

基于該測(cè)試程序開展了24個(gè)小時(shí)的全系統(tǒng)拷機(jī)測(cè)試，正常運(yùn)行情況下無(wú)需人工值守，在自動(dòng)執(zhí)行過(guò)程中出現(xiàn)報(bào)警后人工干預(yù)即可。部分測(cè)試結(jié)果如圖7所示，圖7為飛艇自主巡航模式下利用UHF鏈路控制中部主閥門結(jié)果，1代表執(zhí)行成功。通過(guò)全系統(tǒng)拷機(jī)測(cè)試驗(yàn)證了測(cè)試方法的有效性。

5 結(jié) 論

地面測(cè)試是保證平流層飛艇飛行試驗(yàn)安全的關(guān)鍵措施之一。本文提出了基于行為邏輯的平流層飛艇測(cè)試方法，用于指導(dǎo)平流層飛艇關(guān)鍵分系統(tǒng)功能考核測(cè)試和全系統(tǒng)拷機(jī)測(cè)試。該方法具有以下優(yōu)點(diǎn)：

1) 通用性較高，適用于多種類型平流層飛艇的測(cè)試。

2) 采用定義測(cè)試行為的測(cè)試程序編寫方式，測(cè)試程序編寫較為簡(jiǎn)單。通過(guò)具體測(cè)試實(shí)施表明，本文提出的方法具有很強(qiáng)的操作性，并顯著提高了測(cè)試效率，降低了人為差錯(cuò)的影響。