(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

0 引言

地面測試是航天飛行器型號研制中的重要環(huán)節(jié)，對于發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)缺陷、驗(yàn)證系統(tǒng)設(shè)計(jì)以及檢驗(yàn)產(chǎn)品性能等都起著重要的作用[1]。飛行器上綜合電子系統(tǒng)是整個(gè)飛行器的頂層調(diào)度系統(tǒng)，負(fù)責(zé)飛行器任務(wù)調(diào)度及數(shù)據(jù)管理，通過與各系統(tǒng)間的軟硬件接口交互，實(shí)現(xiàn)飛行器內(nèi)部信息共享、功能集成及資源重組優(yōu)化，完成飛行器任務(wù)管理、通信管理、時(shí)統(tǒng)管理、能源管理、信號采集及傳輸?shù)萚2]。通過構(gòu)建飛行器模擬平臺，可實(shí)現(xiàn)基于綜合電子系統(tǒng)的整個(gè)飛行器軟硬件接口試驗(yàn)驗(yàn)證、整器狀態(tài)下匹配測試及模飛測試等。由于綜合電子系統(tǒng)與器上其他系統(tǒng)接口復(fù)雜，如RS422、LVDS、1553B、OC、模擬量采集、開關(guān)量采集、溫度量采集接口等，測試不僅需包含上述電氣接口，還需包含綜合電子系統(tǒng)遙控、遙測、數(shù)傳、時(shí)序等軟件接口，這就對飛行器模擬平臺的測試覆蓋性提出了很高要求。

目前，搭建針對綜合電子系統(tǒng)的測試平臺往往采用通用化的設(shè)計(jì)，以便能夠適應(yīng)不同型號任務(wù)的需求，但這也導(dǎo)致了難以實(shí)現(xiàn)對系統(tǒng)全部功能的測試。文獻(xiàn)[3]提出了一種可重構(gòu)擴(kuò)展的模塊化通用測試方案，利用轉(zhuǎn)換層降低模塊間耦合性，可快速適應(yīng)不同需求和硬件架構(gòu)，但僅實(shí)現(xiàn)了對電氣接口的測試，難以針對具體任務(wù)進(jìn)行測試。文獻(xiàn)[4]提出了針對衛(wèi)星進(jìn)行自動化測試方法，在目前衛(wèi)星測試軟件的基礎(chǔ)上，改進(jìn)了衛(wèi)星的自動測試執(zhí)行單元，并對衛(wèi)星的故障判別系統(tǒng)進(jìn)行了初步研究。文獻(xiàn)[5]、文獻(xiàn)[6]提出了通用衛(wèi)星測試系統(tǒng)設(shè)計(jì)方法，采用分布式的設(shè)計(jì)方法實(shí)現(xiàn)測試系統(tǒng)的軟硬件架構(gòu)，提高了衛(wèi)星測試軟件的通用性和靈活性，但測試自動化程度較低，測試人需承擔(dān)的工作量較大。文獻(xiàn)[7]、文獻(xiàn)[8]針對衛(wèi)星姿軌控分系統(tǒng)地面測試設(shè)備進(jìn)行了軟件設(shè)計(jì)，通過動態(tài)地讀取配置文件實(shí)現(xiàn)對各個(gè)功能模塊的快速重構(gòu)，使該測試軟件能夠滿足不同衛(wèi)星的測試需求，但高通用化的軟件設(shè)計(jì)也導(dǎo)致了針對具體任務(wù)的測試覆蓋性較低。

為了實(shí)現(xiàn)飛行器電氣軟硬件接口的全面測試，本文設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了一種基于VxWorks的復(fù)雜飛行器模擬平臺，實(shí)現(xiàn)不同飛行剖面下飛行器上綜合電子系統(tǒng)與外系統(tǒng)間的信息交互的地面平行演練，并通過地面實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了飛行器模擬平臺的接口正確性。

1 總體架構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)任務(wù)需求，復(fù)雜飛行器模擬平臺由主控機(jī)、模擬器兩部分組成。其中，模擬器由CPCI工控機(jī)多個(gè)功能模塊組成，通過與綜合電子系統(tǒng)相連模擬外系統(tǒng)軟硬件接口；模擬器通過以太網(wǎng)與主控機(jī)相連，接收測試序列并反饋測試數(shù)據(jù)。飛行器模擬平臺總體架構(gòu)如圖1所示。

圖1 總體架構(gòu)設(shè)計(jì)

模擬器通過RS422模塊實(shí)現(xiàn)與綜合電子系統(tǒng)之間的RS422通信，RS422接口工作在全雙工模式，其傳輸速率為16 384 bps、8 192 bps、4 096 bps三檔可調(diào)，通過多功能1553B模塊同時(shí)模擬多個(gè)遠(yuǎn)程終端，通過OC指令模塊輸出共計(jì)80路OC門信號，脈沖寬度為80 ms，通過模擬量輸出模塊實(shí)現(xiàn)電壓模擬量的輸出，通過程控阻值電阻實(shí)現(xiàn)溫度模擬量的輸出[9]，通過繼電器實(shí)現(xiàn)開關(guān)量的輸出。

主控機(jī)通過以太網(wǎng)絡(luò)與CPCI工控機(jī)進(jìn)行通信，負(fù)責(zé)對每次測試所用的測試腳本進(jìn)行編輯，并注入到CPCI工控機(jī)中，在測試過程中對綜合電子系統(tǒng)的狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控，對接收到的數(shù)據(jù)進(jìn)行判讀和顯示，在測試完成后生成相應(yīng)的測試報(bào)告。由于CPCI工控機(jī)難以滿足LVDS接口的傳輸速率需求，由主控計(jì)算機(jī)搭載LVDS功能模塊實(shí)現(xiàn)與綜合電子系統(tǒng)之間的LVDS通信，實(shí)現(xiàn)了兩類LVDS接口的信息傳輸，高速LVDS信號傳輸速率為12.5 Mbps、25 Mbps和50 Mbps，低速LVDS接口信號傳輸速率為1 835 008 bps和917 504 bps。

下面分別通過硬件方案設(shè)計(jì)、軟件方案設(shè)計(jì)介紹飛行器模擬平臺方案。

2 硬件方案設(shè)計(jì)

復(fù)雜飛行器模擬平臺硬件部分主要包括運(yùn)行Windows操作系統(tǒng)的主控機(jī)、運(yùn)行VxWorks操作系統(tǒng)的模擬器以及信號調(diào)理箱。模擬器通過信號調(diào)理箱連接或直接連接綜合電子系統(tǒng)，模擬其它外系統(tǒng)與綜合電子系統(tǒng)之間的信息傳輸；通過以太網(wǎng)絡(luò)與上位機(jī)進(jìn)行交互，接收測試序列并反饋測試數(shù)據(jù)，硬件架構(gòu)如圖2所示。

圖2 硬件方案設(shè)計(jì)

其中模擬器選擇兩臺標(biāo)準(zhǔn)3U CPCI工控機(jī)箱通過總線級聯(lián)板卡進(jìn)行級聯(lián)，通過該板卡用戶可以使用一臺CPCI機(jī)箱直接控制另一臺CPCI機(jī)箱，實(shí)現(xiàn)對機(jī)箱內(nèi)LVDS模塊、1553B模塊、模擬量輸出模塊等功能模塊的控制調(diào)度。

LVDS模塊提供20路LVDS差分輸出接口和20路LVDS差分采集接口，高速數(shù)字隔離器件(帶寬100 Mb/s)實(shí)現(xiàn)輸入輸出信號和FPGA 接口信號的隔離功能，增強(qiáng)系統(tǒng)的抗干擾能力；支持DMA讀寫功能，50 Mhz系統(tǒng)時(shí)鐘實(shí)測最大讀帶寬130 MB/s，寫帶寬84 MB/s。

1553B模塊基于多功能1553B板卡實(shí)現(xiàn)，同時(shí)模擬外系統(tǒng)的19個(gè)遠(yuǎn)程終端，對通過1553B總線完成的遙測數(shù)據(jù)獲取、數(shù)傳數(shù)據(jù)獲取、注數(shù)轉(zhuǎn)發(fā)、任務(wù)管理、特征狀態(tài)字查詢、關(guān)鍵數(shù)據(jù)備份與恢復(fù)、內(nèi)存下卸等功能進(jìn)行驗(yàn)證。

模擬量輸出模塊采用OPA4131NA芯片實(shí)現(xiàn)，能夠?qū)崿F(xiàn)144通道12位DA輸出，每通道更新速率不低于200 kHz，采用高速數(shù)字隔離器對模擬電路和邏輯電路進(jìn)行隔離，保護(hù)模擬器免受現(xiàn)場異常信號的破壞[10]。

信號調(diào)理箱根據(jù)綜合電子系統(tǒng)輸入輸出信號特性，提供通道的前后端電氣隔離功能，避免測試設(shè)備出現(xiàn)短路、掉電等異?，F(xiàn)象時(shí)對綜合電子系統(tǒng)產(chǎn)生不利影響，完成模擬量的輸出；同時(shí)將OC輸出模塊進(jìn)行驅(qū)動能力放大，將綜合電子系統(tǒng)輸出的OC指令轉(zhuǎn)換為TTL電平，完成OC指令的輸入輸出；通過開關(guān)量輸出調(diào)理電路，將OC輸出模塊輸出的信號調(diào)理成開關(guān)量信號。

主控機(jī)搭載LVDS板卡，實(shí)現(xiàn)與綜合電子系統(tǒng)進(jìn)行LVDS接口的通信；通過以太網(wǎng)絡(luò)與模擬器進(jìn)行通信，負(fù)責(zé)對每次測試所用的測試腳本進(jìn)行編輯，并注入到模擬器中，在測試過程中對綜合電子系統(tǒng)的狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控，對接收到的數(shù)據(jù)進(jìn)行判讀和顯示，在測試完成后生成相應(yīng)的測試報(bào)告。

3 軟件方案設(shè)計(jì)

為了對綜合電子系統(tǒng)進(jìn)行高可靠性、高實(shí)時(shí)性的測試，在模擬器上采用VxWorks 6.6操作系統(tǒng)，在Windriver Workbench 3.0開發(fā)環(huán)境下，通過調(diào)用各功能板卡的板級支持包，完成底層接口的開發(fā)和調(diào)試。模擬器軟件主要分為兩個(gè)部分：

1)板卡封裝調(diào)用：在VxWorks操作系統(tǒng)下對各功能板卡封裝成的庫函數(shù)進(jìn)行調(diào)用，實(shí)現(xiàn)RS422、LVDS、1553B總線、OC門和模擬量輸出等接口。

2)測試流程執(zhí)行：對上位機(jī)軟件下發(fā)的測試流程進(jìn)行解析，依靠實(shí)時(shí)執(zhí)行引擎運(yùn)行測試流程，通過實(shí)時(shí)底層儀器驅(qū)動，驅(qū)動功能板卡完成相應(yīng)的測試流程，最后將運(yùn)行信息和過程數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)回傳給上位機(jī)。

圖3 軟件方案設(shè)計(jì)

主控機(jī)采用Windows操作系統(tǒng)，將視圖與模型分離，基于WPF完成軟件界面編寫和優(yōu)化，利用其數(shù)據(jù)綁定特性將視圖層與邏輯層分離，實(shí)現(xiàn)了低耦合高可重用性的Model-View-ViewModel架構(gòu)，通過以太網(wǎng)絡(luò)與實(shí)現(xiàn)對模擬器的任務(wù)管理和狀態(tài)監(jiān)控。主控機(jī)軟件主要分為4個(gè)部分：

1)測試平臺自檢：主控機(jī)軟件預(yù)設(shè)自檢流程，模擬器與自檢箱相連，開機(jī)后，上位機(jī)驅(qū)動下位機(jī)執(zhí)行自檢流程；也可以對自檢流程進(jìn)行配置和修改，手動對各個(gè)接口進(jìn)行檢測。

2)器地回路閉環(huán)驗(yàn)證：針對飛行任務(wù)過程中的遙測采集、數(shù)傳數(shù)據(jù)和遙控注數(shù)等重點(diǎn)功能，進(jìn)行器地閉環(huán)回路的驗(yàn)證。以遙測采集過程為例，主控機(jī)軟件首先驅(qū)動下位機(jī)進(jìn)行向綜合電子系統(tǒng)發(fā)送遙測數(shù)據(jù)，綜合電子系統(tǒng)將遙測數(shù)據(jù)打包后傳給模擬器，模擬器將數(shù)據(jù)透傳給主控機(jī)，上位機(jī)對發(fā)送的數(shù)據(jù)和收到的數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，從而判斷綜合電子系統(tǒng)遙測采集功能是否正常。

3)飛行時(shí)序模擬：針對飛行過程中的一段飛行時(shí)序，上位機(jī)軟件將其編輯成測試序列，注入下位機(jī)執(zhí)行后返回運(yùn)行結(jié)果數(shù)據(jù)，上位機(jī)對序列中每條指令執(zhí)行的正確性進(jìn)行判斷，對綜合電子系統(tǒng)飛行過程中時(shí)序執(zhí)行是否正常進(jìn)行驗(yàn)證。

4)數(shù)據(jù)處理：對測試過程中的數(shù)據(jù)進(jìn)行采集，在測試過程中實(shí)時(shí)對數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，同時(shí)對數(shù)據(jù)進(jìn)行二次組幀向測發(fā)控系統(tǒng)通過以太網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行轉(zhuǎn)發(fā)，測試完成后生成測試報(bào)告。

主控機(jī)通過TCP協(xié)議向模擬器發(fā)送命令，每條命令包含命令I(lǐng)D、板卡號、通道號、數(shù)據(jù)類型、數(shù)據(jù)內(nèi)容五部分。對于發(fā)送周期較長或?qū)?shí)時(shí)性要求不高的數(shù)據(jù)，其發(fā)送由主控機(jī)控制。模擬器識別到該類數(shù)據(jù)的命令I(lǐng)D后，在相應(yīng)的板卡通道上發(fā)送主控機(jī)傳輸?shù)臄?shù)據(jù)；對于發(fā)送周期較短或?qū)?shí)時(shí)性要求較高的數(shù)據(jù)，其發(fā)送由模擬器自行控制，主控機(jī)可以對其進(jìn)行數(shù)據(jù)更新，模擬器識別到該類數(shù)據(jù)的命令I(lǐng)D后，更新對應(yīng)寄存器中的數(shù)據(jù)，待下個(gè)發(fā)送周期時(shí)再發(fā)送更新后的數(shù)據(jù)，以免影響當(dāng)前周期的數(shù)據(jù)發(fā)送。模擬器將執(zhí)行結(jié)果通過UDP發(fā)送給主控機(jī)，其中包含發(fā)送的數(shù)據(jù)內(nèi)容、板卡號通道號和發(fā)送時(shí)間等相關(guān)信息。主控機(jī)收到數(shù)據(jù)后進(jìn)行判讀，并實(shí)時(shí)顯示在軟件界面上。

圖4 軟件初始化界面

4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

根據(jù)上述軟硬件設(shè)計(jì)方案，在工控機(jī)上基于VxWorks操作系統(tǒng)完成接口數(shù)據(jù)收發(fā)，主控計(jì)算機(jī)基于WPF完成人機(jī)交互，設(shè)計(jì)了復(fù)雜飛行器模擬平臺，對綜合電子系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。

4.1 遙測采集功能驗(yàn)證

飛行器模擬平臺模擬外系統(tǒng)向綜合電子系統(tǒng)發(fā)送遙測源包，綜合電子系統(tǒng)將遙測源包組成遙測幀后發(fā)回到等效器中，等效器將發(fā)送和收回的數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，從而判斷綜合電子系統(tǒng)遙測采集功能的正確性。

圖5 遙測采集功能驗(yàn)證

遙測采集功能驗(yàn)證過程中，等效器讀取預(yù)先存儲在.dat文件中的遙測源包數(shù)據(jù)，分別將其通過RS422接口和1553B總線注入到綜合電子系統(tǒng)中；等效器通過RS422接口接收綜合電子系統(tǒng)調(diào)度后組建的遙測幀，幀同步碼、幀計(jì)數(shù)、校驗(yàn)和等經(jīng)判讀均符合通信協(xié)議的要求，收回的遙測幀中數(shù)據(jù)與發(fā)送的遙測源包中數(shù)據(jù)一致，經(jīng)驗(yàn)證了綜合電子系統(tǒng)遙測采集功能符合要求；同時(shí)模擬平臺將遙測源包添加時(shí)間碼后轉(zhuǎn)發(fā)到測發(fā)控子系統(tǒng)，便于進(jìn)行后續(xù)數(shù)據(jù)解析和判讀。

表1 遙測采集功能驗(yàn)證結(jié)果

4.2 數(shù)傳數(shù)據(jù)功能驗(yàn)證

飛行器模擬平臺模擬外系統(tǒng)向綜合電子系統(tǒng)發(fā)送數(shù)傳源包，綜合電子系統(tǒng)將數(shù)傳源包組成數(shù)傳幀后發(fā)回到等效器中，等效器將發(fā)送和收回的數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，從而判斷綜合電子系統(tǒng)數(shù)傳數(shù)據(jù)功能的正確性。

圖6 數(shù)傳數(shù)據(jù)功能驗(yàn)證

數(shù)傳數(shù)據(jù)功能驗(yàn)證過程與遙測采集類似，數(shù)傳源包通過RS422接口、LVDS接口和1553B總線注入到等效器中，等效器通過LVDS接口接收數(shù)傳幀，經(jīng)驗(yàn)證綜合電子系統(tǒng)數(shù)傳數(shù)據(jù)功能運(yùn)行正常；數(shù)傳數(shù)據(jù)進(jìn)行拼包后添加時(shí)間碼，發(fā)往測發(fā)控系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)解析和判讀。

表2 數(shù)傳數(shù)據(jù)功能驗(yàn)證結(jié)果

4.3 遙控注數(shù)功能模擬

飛行器模擬平臺模擬外系統(tǒng)向綜合電子系統(tǒng)發(fā)送遙控指令(包括直接OC指令和遙控注數(shù)幀)，綜合電子系統(tǒng)解析遙控指令后，向等效器發(fā)送間接指令和遙控注數(shù)指令，等效器將發(fā)送的指令和收回的指令進(jìn)行對比，從而判斷綜合電子系統(tǒng)遙控注數(shù)功能的正確性。

圖7 遙控注數(shù)功能驗(yàn)證

遙控注數(shù)功能驗(yàn)證時(shí)通過主控計(jì)算機(jī)界面選擇本次測試的遙控指令，根據(jù)指令類型不同等效器向綜合電子系統(tǒng)通過OC門發(fā)送直接指令或通過RS422接口發(fā)送遙控注數(shù)包，接收綜合電子系統(tǒng)發(fā)回的遙控指令并進(jìn)行解析，經(jīng)驗(yàn)證綜合電子系統(tǒng)遙控注數(shù)功能符合通信協(xié)議的要求。

表3 遙控注數(shù)功能驗(yàn)證結(jié)果

4.4 飛行時(shí)序模擬

飛行器模擬平臺按照通信協(xié)議及程控任務(wù)和時(shí)序管理要求，模擬外系統(tǒng)在飛行過程中與綜合電子系統(tǒng)之間的信息交互，同時(shí)監(jiān)視綜合電子系統(tǒng)的狀態(tài)，實(shí)時(shí)顯示從綜合電子系統(tǒng)收到的指令并進(jìn)行判讀。上位機(jī)軟件默認(rèn)狀態(tài)下進(jìn)行整個(gè)飛行時(shí)序的模擬，同時(shí)具備對飛行時(shí)序中時(shí)序動作進(jìn)行編排的能力，對于單條時(shí)序動作，還能夠?qū)ζ溆|發(fā)條件和時(shí)間延遲進(jìn)行修改。

在飛行時(shí)序模擬的過程中，首先通過等效器對本次測試的測試序列進(jìn)行編輯，在飛行時(shí)序的基礎(chǔ)上針對本次測試內(nèi)容進(jìn)行時(shí)序動作的增刪和修改；等效器按照測試序列中預(yù)定的時(shí)間向綜合電子系統(tǒng)發(fā)送相應(yīng)指令，包括直接OC指令和通過RS422接口發(fā)送的遙控注數(shù)包；等效器對綜合電子系統(tǒng)是否正確接收并執(zhí)行了遙控指令進(jìn)行監(jiān)測，對于直接OC指令，解析遙測數(shù)據(jù)從而判斷是否正確接收并執(zhí)行了直接OC指令；對于通過RS422發(fā)送的遙控包，綜合電子系統(tǒng)是否飛行時(shí)序中的約定通過RS422接口、1553B總線或OC門電路發(fā)出了對應(yīng)的遙控指令，并記錄收到這些遙控指令的時(shí)間，若綜合電子系統(tǒng)正確執(zhí)行了這些遙控指令并且延時(shí)在預(yù)期范圍內(nèi)，判定本條時(shí)序動作執(zhí)行成功；依次向下執(zhí)行測試序列中的每條時(shí)序動作，測試序列執(zhí)行完畢后生成測試報(bào)告。

圖8 飛行時(shí)序模擬

飛行時(shí)序模擬驗(yàn)證選取了15條相鄰的飛行時(shí)序動作，按照飛行任務(wù)剖面中的時(shí)間間隔設(shè)置其觸發(fā)時(shí)間。在某一條時(shí)序動作到達(dá)預(yù)定的觸發(fā)時(shí)間時(shí)，等效器發(fā)送相應(yīng)的遙控指令，并判斷綜合電子系統(tǒng)響應(yīng)的正確性，若執(zhí)行正確則繼續(xù)向下執(zhí)行，直到執(zhí)行完整個(gè)測試序列。其它時(shí)序段測試效果與類似，均按要求完成指令響應(yīng)，模擬平臺完成了飛行時(shí)序中軟硬件接口的模擬，滿足設(shè)計(jì)要求。

5 結(jié)論

本文基于VxWorks系統(tǒng)設(shè)計(jì)了復(fù)雜飛行器模擬平臺，主控機(jī)完成人機(jī)交互，并將測試任務(wù)注入到模擬器中，模擬器對測試任務(wù)解析執(zhí)行，并將執(zhí)行結(jié)果送回到主控機(jī)中。經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證，得到以下結(jié)論：

1)模擬平臺基于綜合電子系統(tǒng)，通過RS422、LVDS和1553B等電氣接口，實(shí)現(xiàn)了對飛行器遙測采集、數(shù)傳數(shù)據(jù)、遙控注數(shù)等功能的驗(yàn)證。驗(yàn)證過程中模擬平臺同時(shí)作為數(shù)據(jù)的發(fā)送端和接收端，對器地回路進(jìn)行了閉環(huán)驗(yàn)證；

2)按照飛行器飛行時(shí)序剖面的要求，模擬飛行器上的軟硬件接口，對綜合電子系統(tǒng)在飛行過程中的運(yùn)行狀態(tài)進(jìn)行了驗(yàn)證，進(jìn)而完成了對飛行時(shí)序的模擬；

3)系統(tǒng)采用通用化及模塊化設(shè)計(jì)思路，便于后續(xù)進(jìn)行功能擴(kuò)展；人機(jī)交互界面簡單，自動化程度高，在保證了測試覆蓋性的同時(shí)，提高了測試過程的實(shí)時(shí)性。