李 剛，金志超，韓 峰

（北京航天自動(dòng)控制研究所，北京，100076）

0 引 言

長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭自1994年2月8日成功發(fā)射夸父一號(hào)/實(shí)踐四號(hào)衛(wèi)星以來(lái)，已累計(jì)完成100次發(fā)射，并以約98%（部分成功按0.5計(jì)算）的成功率給人類宇航發(fā)射歷史留下了濃墨重彩的一筆，是中國(guó)當(dāng)之無(wú)愧的金牌主力火箭。本文將對(duì)長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭測(cè)試發(fā)射控制技術(shù)發(fā)展歷程進(jìn)行總結(jié)，分析不同階段的技術(shù)特點(diǎn)，并結(jié)合未來(lái)測(cè)試發(fā)射控制技術(shù)的發(fā)展需求提出幾個(gè)迫切需求的發(fā)展方向，為將來(lái)系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供借鑒。

1 測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)發(fā)展

長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭服役25年以來(lái)，地面測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)共經(jīng)歷了3個(gè)發(fā)展階段：近距離測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)；第1代遠(yuǎn)控“三化”測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)；第2代遠(yuǎn)控更新改造測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)。

1.1 近距離測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)

長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)可以追溯到20世紀(jì)八、九十年代，它是在長(zhǎng)征二號(hào)系列和長(zhǎng)征三號(hào)測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，采用當(dāng)時(shí)較為先進(jìn)的技術(shù)和設(shè)計(jì)思想，進(jìn)行了重新研發(fā)和設(shè)計(jì)生產(chǎn)，最終在90年代初形成了長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭近距離測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)（簡(jiǎn)稱近控系統(tǒng)，相對(duì)于后續(xù)遠(yuǎn)控系統(tǒng)命名）。

近距離測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)原理如圖 1所示。前端設(shè)備安裝在發(fā)射塔架附近，后端設(shè)備安裝在發(fā)射區(qū)的控制大廳內(nèi)，實(shí)現(xiàn)了百米級(jí)別的近距離測(cè)試、發(fā)射、控制功能。

受通信技術(shù)和操作系統(tǒng)技術(shù)水平的限制，近距離測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)操作系統(tǒng)采用DOS系統(tǒng)，且不支持多線程工作模式。為解決測(cè)試發(fā)射流程控制線程與顯示線程沖突的問(wèn)題，采用控、顯分開(kāi)的獨(dú)立控制方式，主控微機(jī)僅執(zhí)行測(cè)試發(fā)射流程控制，實(shí)現(xiàn)控制指令和采集指令的發(fā)出，顯示微機(jī)通過(guò)RS422總線接收測(cè)試數(shù)據(jù)信息并實(shí)現(xiàn)與主控計(jì)算機(jī)流程同步顯示。

圖1 長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭近距離測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)原理Fig.1 Block Diagram of the Short-range Test Launch Control System of the Long March 3A Series Launch Vehicle

近控系統(tǒng)中的發(fā)控臺(tái)功能和邏輯極為復(fù)雜，它具有部分自動(dòng)發(fā)控與完全手動(dòng)發(fā)控功能、點(diǎn)火控制功能、遙測(cè)量接收功能、狀態(tài)顯示功能、電源遙控功能和平臺(tái)瞄準(zhǔn)功能；通過(guò)轉(zhuǎn)接組合實(shí)現(xiàn)控制指令的傳遞實(shí)施；模擬測(cè)試裝置根據(jù)測(cè)試信號(hào)的變化在坐標(biāo)紙上畫(huà)出模擬量的變化情況。隨著計(jì)算機(jī)操作系統(tǒng)和網(wǎng)絡(luò)通信技術(shù)的不斷發(fā)展，近控系統(tǒng)在2001年增加了顯示微機(jī)，采用更加友好的操作系統(tǒng)和以太網(wǎng)通信技術(shù)接收總體網(wǎng)發(fā)送的遙測(cè)數(shù)據(jù)并進(jìn)行實(shí)時(shí)顯示，進(jìn)一步擴(kuò)大了系統(tǒng)可監(jiān)測(cè)范圍。

近控測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)的缺點(diǎn)主要為：體積龐大、集成化程度低、自動(dòng)化程度低、操作邏輯復(fù)雜，但該系統(tǒng)對(duì)當(dāng)時(shí)來(lái)說(shuō)具備一定的先進(jìn)性，其中的一些先進(jìn)設(shè)計(jì)思想和工程經(jīng)驗(yàn)延用至今：

a）發(fā)控臺(tái)內(nèi)部各單機(jī)首次采用插箱式設(shè)計(jì)，提高系統(tǒng)的配置靈活性，方便組裝、具備射前組合插箱應(yīng)急更換維修的條件；

b）采用通用化、模塊化的設(shè)計(jì)思想，對(duì)繼電器板和點(diǎn)火控制組合首次進(jìn)行了通用化設(shè)計(jì)，極大方便快速排故和維修，提高了繼電器的快速測(cè)試性，該設(shè)計(jì)思想延用至今；

c）進(jìn)一步提升主控測(cè)試流程的自動(dòng)化程度，一定程度上減少了人為操作過(guò)程，并有效提高了測(cè)試效率。

1.2 第1代遠(yuǎn)程測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)

2006年，為進(jìn)一步降低發(fā)射風(fēng)險(xiǎn)、提高發(fā)射安全性，提出了遠(yuǎn)程測(cè)試與發(fā)控的構(gòu)想和要求。在充分繼承原有長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭近距離測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，借鑒長(zhǎng)征二號(hào)F遠(yuǎn)控模式的設(shè)計(jì)思路，合理采用計(jì)算機(jī)技術(shù)、信息處理與通信等先進(jìn)技術(shù)，開(kāi)展系統(tǒng)級(jí)冗余設(shè)計(jì)，提高測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)的測(cè)試性能、執(zhí)行效率和可靠性、安全性，以適應(yīng)更高的系統(tǒng)需求。

長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭第 1代遠(yuǎn)程測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)原理如圖2所示。與近控相比最大的變化是，采用輕質(zhì)高可靠單模光纖物理介質(zhì)進(jìn)行遠(yuǎn)距離通信。

所有計(jì)算機(jī)采用更加友好的操作系統(tǒng)，支持多線程工作模式，主控實(shí)現(xiàn)測(cè)控流程指令的控制和流程顯示；第1代遠(yuǎn)控系統(tǒng)改造中對(duì)發(fā)控臺(tái)進(jìn)行了“瘦身”，將近控系統(tǒng)發(fā)控臺(tái)中的點(diǎn)火控制功能、電源控制功能、狀態(tài)顯示功能、自動(dòng)發(fā)控功能分別在圖2中的前端進(jìn)行實(shí)現(xiàn)。為了更好適應(yīng)箭上的“平臺(tái)-慣組”、“慣組-平臺(tái)”、“雙激光慣組”的系統(tǒng)級(jí)冗余控制體制。系統(tǒng)測(cè)試功能采用觸發(fā)時(shí)間更加嚴(yán)格的測(cè)試系統(tǒng)和數(shù)字筆錄儀，通過(guò)以太網(wǎng)將測(cè)試結(jié)果送到后端，大大提高了系統(tǒng)的監(jiān)測(cè)范圍，為操作手決策提供了更多信息，大幅降低了操作風(fēng)險(xiǎn)。

圖2 長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭第1代遠(yuǎn)程測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)原理Fig.2 Block Diagram of the First Generation Long-range Test Launch Control System of the Long March 3A Series Launch Vehicle

現(xiàn)在來(lái)看，第 1代遠(yuǎn)控測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)仍然存在系統(tǒng)體積大、冗余度不高，應(yīng)急通道數(shù)余量不足的缺點(diǎn)，但實(shí)現(xiàn)了從近控到遠(yuǎn)控的模式突破。通過(guò)采用新技術(shù)和新思路，提高了系統(tǒng)的自動(dòng)化程度，使得系統(tǒng)組成與布局更加合理：

a）首次將新的通訊控制模式應(yīng)用在正式型號(hào)上，采用“一控二同步”模式，實(shí)現(xiàn)前端自動(dòng)發(fā)控組合的熱備冗余，提高系統(tǒng)可靠性；

b）首次采用重要信號(hào)集中發(fā)控方式，發(fā)控臺(tái)為動(dòng)力、利用系統(tǒng)提供多路控制開(kāi)關(guān)，減少其他系統(tǒng)的后端控制設(shè)備，提高地面設(shè)備集成度；

c）采用集中應(yīng)急控制方式，為控制、動(dòng)力、遙測(cè)等系統(tǒng)提供應(yīng)急控制通道；

d）地面電源由線性電源更改為輕便的開(kāi)關(guān)電源，減小電源體積和質(zhì)量，方便安裝。

1.3 第2代遠(yuǎn)控更新改造測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)

在第1代遠(yuǎn)程測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)退役之際，為確保后續(xù)高密度發(fā)射任務(wù)完滿完成，2013年在充分繼承第1代遠(yuǎn)程測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)技術(shù)的基礎(chǔ)上，著重開(kāi)展單點(diǎn)排查、冗余設(shè)計(jì)，對(duì)部分設(shè)備進(jìn)行功能整合，提高設(shè)備數(shù)字化和產(chǎn)品化程度；在滿足“零窗口”的要求下，進(jìn)一步優(yōu)化系統(tǒng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，開(kāi)展了面向無(wú)人介入式的全自動(dòng)測(cè)試、發(fā)射、控制流程研制工作，形成了簡(jiǎn)潔、可靠的第2代遠(yuǎn)控更新改造測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)。

在設(shè)計(jì)原理上，第2代遠(yuǎn)控更新改造測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)全部發(fā)射場(chǎng)測(cè)試、發(fā)射、控制流程的“無(wú)人化”自動(dòng)發(fā)控，通過(guò)規(guī)劃好的測(cè)試路徑開(kāi)展自動(dòng)測(cè)試、自動(dòng)判讀、自動(dòng)狀態(tài)監(jiān)測(cè)、自動(dòng)發(fā)出系統(tǒng)關(guān)鍵控制指令。使控制系統(tǒng)在進(jìn)入發(fā)射流程后，可實(shí)現(xiàn)“一鍵啟動(dòng)”并自動(dòng)完成全部的系統(tǒng)測(cè)試、狀態(tài)確認(rèn)、轉(zhuǎn)電控制等操作，全套應(yīng)急預(yù)案也轉(zhuǎn)為自動(dòng)流程，僅保留人工的點(diǎn)火和應(yīng)急通道控制功能。但同時(shí)，為了保持與第1代遠(yuǎn)控測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)的使用延續(xù)性、便于發(fā)射場(chǎng)指揮員和指揮系統(tǒng)的口令接口協(xié)調(diào)，控制系統(tǒng)封閉了主控微機(jī)測(cè)試發(fā)射控制程序的部分功能、設(shè)置了相應(yīng)的人工介入斷點(diǎn)環(huán)節(jié)。正是由于具備這樣較為強(qiáng)大的功能實(shí)現(xiàn)和適應(yīng)能力，在后來(lái)提出的發(fā)射場(chǎng)流程優(yōu)化、射前無(wú)人值守等要求時(shí)，測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)未進(jìn)行研制更改，僅通過(guò)一些測(cè)試準(zhǔn)備階段的工作調(diào)整和已有測(cè)試流程的常規(guī)組合，便具備了射前-2 h無(wú)人值守的能力。

長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭第2代遠(yuǎn)程測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)原理如圖3所示。由圖3可以看出，整體拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)上與第1代相差不大，但部分功能關(guān)聯(lián)或相近的單機(jī)進(jìn)行了整合與功能調(diào)整優(yōu)化。

圖3 長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭第2代遠(yuǎn)程測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)原理Fig.3 Block Diagram of the Second Generation Long-range Test Launch Control System of the Long March 3A Series Launch Vehicle

第2代遠(yuǎn)控測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)除了設(shè)備簡(jiǎn)化合并之外，還進(jìn)行了性能提升設(shè)計(jì)：

a）為實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)點(diǎn)火，考慮環(huán)境影響，優(yōu)化了點(diǎn)火時(shí)序，大幅提高了自動(dòng)點(diǎn)火控制的精度；

b）發(fā)射使用的全套測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)硬件電路均為全冗余狀態(tài)，無(wú)單點(diǎn)；

c）箭機(jī)通訊通道由手動(dòng)切換改為自動(dòng)切換，提高系統(tǒng)箭地通信自動(dòng)化程度；

d）優(yōu)化系統(tǒng)測(cè)試流程，進(jìn)一步提高自動(dòng)化程度，測(cè)試過(guò)程幾乎無(wú)手動(dòng)操作；

d）增加應(yīng)急通道數(shù)，提高整機(jī)集成度，使得整機(jī)通道增加后體積減少1/3；

e）測(cè)試覆蓋性提高，對(duì)部分難監(jiān)測(cè)、難自動(dòng)測(cè)試的電路進(jìn)行了改進(jìn)，并在測(cè)試流程中增加針對(duì)性的測(cè)試項(xiàng)目，使覆蓋性得以提升，元器件實(shí)現(xiàn)國(guó)產(chǎn)化；

f）主控軟件基于通用框架，采用數(shù)據(jù)庫(kù)技術(shù)對(duì)測(cè)試流程進(jìn)行配置，提高了可靠性；

g）電源模擬量的采集，實(shí)現(xiàn)了全數(shù)字化接口，與系統(tǒng)間的信號(hào)數(shù)量大幅降低。

h）采用產(chǎn)品化時(shí)序測(cè)試儀系統(tǒng)，對(duì)飛行時(shí)序進(jìn)行準(zhǔn)確測(cè)試和自動(dòng)判讀，產(chǎn)品化程度高，判讀時(shí)間更精準(zhǔn)。

與以前相比，目前的系統(tǒng)體積更小，電路更簡(jiǎn)潔，信號(hào)流更清晰，可靠性得到了大幅提高，但仍有可以提高的空間，如可以通過(guò)軟件智能平臺(tái)替代發(fā)控臺(tái)功能，增加自學(xué)習(xí)的判讀軟件等。

2 運(yùn)載火箭測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)發(fā)展展望

隨著B(niǎo)IT技術(shù)[1]、綜合電子技術(shù)[2]、互聯(lián)網(wǎng)技術(shù)、故障診斷技術(shù)[3]等的不斷發(fā)展，未來(lái)箭上設(shè)備智能化程度也將逐步提升，對(duì)地面測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)的測(cè)試能力需求將逐步減弱，靶場(chǎng)保障與發(fā)射支持人員也將逐步減少。地面測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)將借助強(qiáng)大的數(shù)據(jù)處理能力對(duì)海量測(cè)試數(shù)據(jù)和狀態(tài)信息進(jìn)行綜合處理，診斷系統(tǒng)健康狀態(tài)，并根據(jù)給定原則或預(yù)案自動(dòng)執(zhí)行處理措施，大幅提高系統(tǒng)智能化程度，實(shí)現(xiàn)智慧管控、敏捷測(cè)發(fā)，下面將對(duì)未來(lái)運(yùn)載火箭測(cè)試發(fā)射控制技術(shù)發(fā)展中可能應(yīng)用到的部分關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行介紹。

2.1 遠(yuǎn)程發(fā)射支持系統(tǒng)

目前，中國(guó)現(xiàn)役運(yùn)載火箭在發(fā)射場(chǎng)執(zhí)行測(cè)試及發(fā)射任務(wù)時(shí)，為提高發(fā)射任務(wù)保障能力、及時(shí)分析處理并形成技術(shù)決策，需要大量設(shè)計(jì)人員赴現(xiàn)場(chǎng)進(jìn)行技術(shù)支持與保駕。以長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭為例，每發(fā)任務(wù)期間發(fā)射場(chǎng)技術(shù)保障隊(duì)伍龐大；火箭發(fā)射場(chǎng)測(cè)試發(fā)射流程復(fù)雜，造成測(cè)試與發(fā)射準(zhǔn)備時(shí)間較長(zhǎng)，部分設(shè)計(jì)人員主要工作內(nèi)容是判讀，因此在靶場(chǎng)的有效工作時(shí)間較短?？偟膩?lái)看，測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)智能化程度不高、靈活性不強(qiáng)，需要較多的人為保障和支撐。

隨著計(jì)算機(jī)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)、視頻會(huì)議技術(shù)發(fā)展，運(yùn)載火箭靶場(chǎng)測(cè)試和發(fā)射過(guò)程不再局限于本地實(shí)施。通過(guò)高速遠(yuǎn)程異地協(xié)同網(wǎng)絡(luò)[4]，建立數(shù)字化的測(cè)試監(jiān)測(cè)及信息應(yīng)用系統(tǒng)，在遠(yuǎn)程實(shí)現(xiàn)對(duì)現(xiàn)場(chǎng)測(cè)試數(shù)據(jù)、圖像信息的完整映射，遠(yuǎn)程再現(xiàn)發(fā)射場(chǎng)實(shí)況，使設(shè)計(jì)人員（發(fā)射保駕人員）能夠?qū)崟r(shí)遠(yuǎn)程監(jiān)測(cè)運(yùn)載火箭狀態(tài)，完成運(yùn)載火箭的測(cè)試發(fā)射及技術(shù)決策工作。圖4為高速遠(yuǎn)程發(fā)射支持系統(tǒng)原理示意。

圖4 高速遠(yuǎn)程發(fā)射支持系統(tǒng)原理示意Fig.4 Schematic Diagram of High-speed Remote Launch Support System

該技術(shù)可以有效減少發(fā)射場(chǎng)人員，充分利用遠(yuǎn)程軟硬件資源與專家智力資源，提高測(cè)試發(fā)射效率，在遠(yuǎn)程實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭的快速響應(yīng)[5]。同時(shí)，也可以使有限的測(cè)試人員兼顧多發(fā)次火箭的測(cè)試發(fā)射任務(wù)。

遠(yuǎn)程異地協(xié)同網(wǎng)絡(luò)將運(yùn)載火箭與現(xiàn)場(chǎng)安裝操作、技術(shù)狀態(tài)等相關(guān)的各種圖像、音/視頻信息和測(cè)試狀態(tài)及結(jié)果信息通過(guò)網(wǎng)絡(luò)傳遞到遠(yuǎn)程支持系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)狀態(tài)確認(rèn)、遠(yuǎn)程判讀、故障診斷和快速?zèng)Q策等工作；另一方面，現(xiàn)場(chǎng)和遠(yuǎn)程通過(guò)視頻會(huì)議協(xié)商工作，討論決定靶場(chǎng)測(cè)試工作規(guī)劃、加注前評(píng)審等工作，實(shí)現(xiàn)前后方協(xié)作的遠(yuǎn)程智能測(cè)試發(fā)射支持工作模式。

2.2 敏捷測(cè)試與發(fā)射技術(shù)

現(xiàn)役運(yùn)載火箭的測(cè)試模式已無(wú)法滿足未來(lái)運(yùn)載火箭的超高密度、敏捷測(cè)發(fā)的需求，商業(yè)發(fā)射市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)愈來(lái)愈激烈，為縮短發(fā)射周期、提高發(fā)射效率、降低發(fā)射成本，基于云服務(wù)的一體化通用測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)將是運(yùn)載火箭測(cè)試和發(fā)控系統(tǒng)發(fā)展方向。

圖5為基于云服務(wù)的一體化通用測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)架構(gòu)。

為實(shí)現(xiàn)快速測(cè)試與發(fā)射必須突破以下關(guān)鍵技術(shù)。

2.2.1 基于云服務(wù)的一體化通用測(cè)試發(fā)射控制技術(shù)

長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭目前仍然保持控制、測(cè)量、利用系統(tǒng)獨(dú)立運(yùn)行狀態(tài)，設(shè)備與接口差距較大，技術(shù)狀態(tài)復(fù)雜、風(fēng)險(xiǎn)大，容易發(fā)生多種質(zhì)量問(wèn)題，影響型號(hào)發(fā)射計(jì)劃進(jìn)度。靶場(chǎng)在引入新型火箭發(fā)射任務(wù)時(shí)，需要提前派遣指揮員學(xué)習(xí)，在初次測(cè)試發(fā)射過(guò)程中容易引發(fā)操作帶來(lái)的系統(tǒng)問(wèn)題，影響發(fā)射進(jìn)度。未來(lái)將集成控制、測(cè)量和利用系統(tǒng)，形成基于云服務(wù)的一體化通用測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)，解決測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)分散、型號(hào)間不通用影響發(fā)射進(jìn)度的問(wèn)題。

a）云服務(wù)技術(shù)。

隨著B(niǎo)IT測(cè)試技術(shù)的發(fā)展，箭測(cè)成為運(yùn)載火箭測(cè)試發(fā)展的趨勢(shì)，基于硬件IO的控制和測(cè)試方式將迅速減少，測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)規(guī)模將進(jìn)一步減小，智能化程度將進(jìn)一步提升，這為測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)云化[6]提供了條件。電氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)資料、測(cè)試信息和測(cè)試結(jié)果等資源全部集中在云服務(wù)器中，各系統(tǒng)通過(guò)網(wǎng)絡(luò)終端與云服務(wù)器交互，根據(jù)功能需求在云服務(wù)器上開(kāi)辟硬件資源、獲取系統(tǒng)信息，完成既定功能。訪問(wèn)權(quán)限只跟賬戶有關(guān)，與物理終端無(wú)關(guān)，物理終端可以開(kāi)放也可以在各系統(tǒng)內(nèi)部管理，實(shí)現(xiàn)靈活配置。

圖5 基于云服務(wù)的一體化通用測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)示意Fig.5 Schematic Diagram of Integrated Universal Test Launch Control System Based on Cloud Service

b）一體化技術(shù)。

轉(zhuǎn)變?cè)O(shè)計(jì)思路，由“分系統(tǒng)組建系統(tǒng)”方式轉(zhuǎn)變?yōu)椤肮δ苣K組建系統(tǒng)”方式，提出以云服務(wù)為核心的一體化測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)架構(gòu)[7]，梳理全箭各系統(tǒng)電氣功能需求，形成一體化設(shè)計(jì)方案，弱化甚至取消原有的分系統(tǒng)概念，最終形成電氣和動(dòng)力測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)。

c）通用化技術(shù)。

在以云服務(wù)為核心的一體化測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)架構(gòu)下，設(shè)計(jì)具有標(biāo)準(zhǔn)統(tǒng)一接口的電源配電、狀態(tài)控制、數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)通信、應(yīng)急控制、信息處理、點(diǎn)火控制、無(wú)線測(cè)量、時(shí)序測(cè)量等通用功能模塊，建立通用化硬件基礎(chǔ)，軟件采用通用系統(tǒng)架構(gòu)，時(shí)序更改算法應(yīng)用程序即可滿足多型號(hào)需求，降低系統(tǒng)操作難度。

2.2.2 電氣系統(tǒng)并行測(cè)試發(fā)射控制技術(shù)

傳統(tǒng)的串行測(cè)試模式使得工作協(xié)調(diào)與測(cè)試配合等消耗了大量的時(shí)間和精力，為縮短測(cè)試流程、提高測(cè)試效率，需要轉(zhuǎn)變測(cè)試觀念，各系統(tǒng)僅在互斥性測(cè)試流程步進(jìn)行串行測(cè)試，在互不影響的情況下采用并行測(cè)試方案[7,8]。

在具體實(shí)施過(guò)程中要對(duì)電氣系統(tǒng)測(cè)試信息流進(jìn)行集中規(guī)劃，設(shè)置測(cè)試任務(wù)調(diào)度管理器，防止測(cè)試沖突的發(fā)生。圖6為并行測(cè)試示意。

如圖 6所示，利用多線程編程技術(shù)對(duì)主控測(cè)試流程進(jìn)行設(shè)計(jì)，在同一時(shí)間段開(kāi)啟多個(gè)線程實(shí)現(xiàn)多系統(tǒng)并行測(cè)試。不同線程的測(cè)試任務(wù)在接口轉(zhuǎn)換開(kāi)關(guān)處形成任務(wù)隊(duì)列，按照非互斥原則和優(yōu)先級(jí)原則通過(guò)自動(dòng)測(cè)試對(duì)目標(biāo)對(duì)象進(jìn)行測(cè)試，并將測(cè)試結(jié)果原路徑反饋。

圖6 并行測(cè)試示意Fig.6 Parallel Test Schematic

出于方便實(shí)現(xiàn)、容易擴(kuò)展和通用化考慮，將并行測(cè)試軟件進(jìn)行模塊化設(shè)計(jì)。圖 7為并行測(cè)試軟件結(jié)構(gòu)示意。如圖 7所示，軟件按照功能模塊進(jìn)行劃分，各功能模塊通過(guò)接口適配器與軟件總線相連，根據(jù)測(cè)試任務(wù)需求配置測(cè)試線程；每條線程從測(cè)試項(xiàng)目數(shù)據(jù)庫(kù)中提取測(cè)試內(nèi)容，構(gòu)建測(cè)試流程；對(duì)外通信接口與測(cè)試驅(qū)動(dòng)程序配合，實(shí)施測(cè)試；測(cè)試結(jié)果存儲(chǔ)在數(shù)據(jù)庫(kù)中，供查詢和分析使用。

圖7 并行測(cè)試軟件結(jié)構(gòu)示意Fig.7 Parallel Test Software Structure Diagram

2.3 基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的故障診斷技術(shù)

目前，長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭采用的基于閾值判別機(jī)制的故障診斷方法更多地依賴信號(hào)處理，不需要被診斷對(duì)象的數(shù)學(xué)模型，能夠直接提取信息中的特征信息，快速判別，該方法簡(jiǎn)單、方便、存儲(chǔ)空間小，但存在以下問(wèn)題：

a）當(dāng)信號(hào)處于連續(xù)變化時(shí)，很難有效地表示一個(gè)時(shí)變的閾值，如慣組輸出脈沖量，很難實(shí)現(xiàn)有效的故障檢測(cè)。若采用一致性判別方法，又難以區(qū)分共因失效問(wèn)題。對(duì)閉環(huán)反饋控制系統(tǒng)還存在故障傳播問(wèn)題，即系統(tǒng)輸入條件的變化導(dǎo)致輸出的改變，從而改變了系統(tǒng)的狀態(tài)，進(jìn)而又影響了輸入信號(hào)的變化，使得整個(gè)閉環(huán)環(huán)節(jié)中各類信號(hào)均與預(yù)先設(shè)計(jì)值不符，這會(huì)對(duì)故障診斷產(chǎn)生干擾。

b）該方法僅僅利用了顯性化信息，對(duì)于系統(tǒng)結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)內(nèi)部的變化沒(méi)有進(jìn)行深度挖掘。出現(xiàn)故障后，仍需要專家對(duì)問(wèn)題進(jìn)行定位，因而故障診斷的范圍和模式還有待提高。

目前來(lái)看，將來(lái)能夠應(yīng)用于快速智能判斷的故障診斷技術(shù)有基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的故障診斷技術(shù)和基于模型的故障診斷技術(shù)：

a）基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的故障診斷技術(shù)[9]基于智能異常檢測(cè)算法和深度學(xué)習(xí)算法，對(duì)已知樣本數(shù)據(jù)集的深度學(xué)習(xí)，自動(dòng)建立從系統(tǒng)狀態(tài)特征向量到內(nèi)部故障源的映射關(guān)系，通過(guò)將大量的系統(tǒng)正常運(yùn)行數(shù)據(jù)集與異常數(shù)據(jù)集作為訓(xùn)練樣本進(jìn)行自學(xué)習(xí)，如神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法、決策樹(shù)方法等。基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的故障診斷方法優(yōu)點(diǎn)是不需要詳細(xì)了解系統(tǒng)內(nèi)部的邏輯關(guān)系，利用機(jī)器學(xué)習(xí)原理能夠自適應(yīng)地對(duì)某些未知故障做出正確預(yù)判，實(shí)現(xiàn)較為簡(jiǎn)單；具有高度非線性、高度容錯(cuò)和聯(lián)想記憶等優(yōu)勢(shì)，能接受、處理不精確的和隨機(jī)的信息。

b）基于模型的故障診斷方法既可解決知識(shí)獲取的瓶頸問(wèn)題和知識(shí)庫(kù)維護(hù)困難的問(wèn)題，又能提高診斷的精確性。基于模型的知識(shí)表示方法有利于緩解航天器系統(tǒng)在故障診斷方面歷史經(jīng)驗(yàn)不足的困難。它的優(yōu)點(diǎn)是可以診斷未預(yù)知的故障，不需要?dú)v史的經(jīng)驗(yàn)知識(shí)；缺點(diǎn)是由于使用系統(tǒng)仿真模型，模型較為復(fù)雜龐大，對(duì)模型精度的依賴性較強(qiáng)，只要實(shí)際系統(tǒng)和所建立的數(shù)學(xué)模型稍有不同，在檢測(cè)條件下的任何模型的不確定性因素都可能導(dǎo)致錯(cuò)誤的診斷報(bào)警。由于運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)設(shè)備種類眾多、物理和邏輯結(jié)構(gòu)關(guān)系復(fù)雜，大部分部組件還未實(shí)現(xiàn)國(guó)產(chǎn)化，缺乏準(zhǔn)確的原理模型，而且各模型類型不統(tǒng)一、不匹配，因此很難全面獲得統(tǒng)一完整的故障模型，因此基于模型的故障診斷系統(tǒng)在短期內(nèi)較難在運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)中展現(xiàn)出良好的應(yīng)用效果。

相比而言，長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭經(jīng)歷了100發(fā)飛行試驗(yàn)、綜合試驗(yàn)和出廠測(cè)試，積累了大量的測(cè)試數(shù)據(jù)，為基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的故障診斷系統(tǒng)提供了豐富而真實(shí)的學(xué)習(xí)資料，而且隨著任務(wù)的增加和測(cè)試結(jié)果的增加，系統(tǒng)的故障診斷能力將進(jìn)一步增強(qiáng)，因此基于數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的故障診斷系統(tǒng)最方便應(yīng)用于該型號(hào)的測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)中。圖8為數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)故障診斷原理。

以慣性器件為例，總體方案中，首先針對(duì)慣性器件輸出數(shù)據(jù)進(jìn)行經(jīng)驗(yàn)?zāi)B(tài)分解，獲得其不同模態(tài)分量，再對(duì)各分量進(jìn)行特征提取，構(gòu)造特征向量。通過(guò)大量樣本數(shù)據(jù)，獲得相應(yīng)的特征向量，在此基礎(chǔ)上，利用概率神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)PNN進(jìn)行故障學(xué)習(xí)，從而獲得故障診斷網(wǎng)絡(luò)。

圖8 基于經(jīng)驗(yàn)?zāi)B(tài)分解的故障診斷原理Fig.8 Fault Diagnosis Schematic Diagram Based on Empirical Mode Decomposition

2.4 預(yù)埋式預(yù)案實(shí)施技術(shù)

運(yùn)載火箭是一個(gè)復(fù)雜的功能體，測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)在綜合試驗(yàn)、總裝出廠測(cè)試和靶場(chǎng)對(duì)該功能體進(jìn)行全面測(cè)試和發(fā)射控制，這兩個(gè)復(fù)雜的系統(tǒng)結(jié)合起來(lái)難以避免地在測(cè)試過(guò)程中會(huì)出現(xiàn)一些突發(fā)質(zhì)量問(wèn)題。為了處理突如其來(lái)的異常狀態(tài)，工程師在設(shè)計(jì)階段以人員和系統(tǒng)最低損害為前提，對(duì)系統(tǒng)可能的故障模式給出合理的處理預(yù)案，并在后期的試驗(yàn)過(guò)程中對(duì)該預(yù)案進(jìn)行補(bǔ)充和修正，確認(rèn)預(yù)案的有效性和可操作性。

測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)預(yù)案目前以文本形式呈現(xiàn)，在靶場(chǎng)測(cè)試階段組織學(xué)習(xí)，當(dāng)出現(xiàn)故障時(shí)操作手通過(guò)查找預(yù)先打印好的預(yù)案手冊(cè)采取相應(yīng)的處理方式，這種處理方式能夠處理緊急性不強(qiáng)的故障，但對(duì)于及時(shí)性要求比較高或處理操作流程復(fù)雜的故障可能難以使用，因此需要采用預(yù)埋式預(yù)案實(shí)施方式，根據(jù)故障診斷結(jié)果定位故障位置，并根據(jù)預(yù)案處理流程或重要原則自動(dòng)給出處理措施并自動(dòng)實(shí)施，提高預(yù)案的執(zhí)行效率和系統(tǒng)智能化程度，降低系統(tǒng)的損害程度，提高測(cè)試安全性。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)長(zhǎng)三甲系列運(yùn)載火箭地面測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)技術(shù)發(fā)展進(jìn)行了總結(jié)，分析了各個(gè)階段系統(tǒng)技術(shù)特點(diǎn)，總結(jié)出可供其他運(yùn)載飛行器測(cè)試系統(tǒng)借鑒的設(shè)計(jì)思想。針對(duì)運(yùn)載火箭未來(lái)測(cè)試發(fā)射控制技術(shù)發(fā)展需求，研究了超遠(yuǎn)距離多部門(mén)協(xié)同的工作系統(tǒng)平臺(tái)、快速敏捷測(cè)試一鍵式發(fā)射技術(shù)和智能故障診斷技術(shù)發(fā)展方向，可供下一代運(yùn)載飛行器測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)參考。