宋世民，張 伍，劉加明，李 達(dá)，傅曉晶，趙 陽(yáng)

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

0 引 言

月球無(wú)人采樣返回飛行任務(wù)包括地月轉(zhuǎn)移、近月制動(dòng)、四器環(huán)月、月球著陸、月面采樣、月面上升、交會(huì)對(duì)接、月地轉(zhuǎn)移、地球再入等飛行階段。嫦娥五號(hào)探測(cè)器共有著陸器、上升器、返回器、軌道器四器組成，涵蓋14個(gè)分系統(tǒng)。嫦娥五號(hào)任務(wù)是中國(guó)復(fù)雜度最高、技術(shù)跨度最大的航天系統(tǒng)工程，整器綜合測(cè)試工作從2011年立項(xiàng)至2020年11月24日發(fā)射實(shí)施，期間經(jīng)歷了方案、初樣、正樣等多個(gè)階段，完成了以系統(tǒng)級(jí)電性能測(cè)試為核心的整器測(cè)試驗(yàn)證工作，共計(jì)加電3500 h。

1 國(guó)內(nèi)外情況調(diào)研及借鑒

嫦娥五號(hào)探測(cè)器的綜合測(cè)試作為整器總裝集成階段的評(píng)價(jià)與驗(yàn)證環(huán)節(jié)，其設(shè)計(jì)理念遵循了文獻(xiàn)[1]中對(duì)可靠性活動(dòng)基本原則要求關(guān)于“早期投入”的方針，以及可靠性的試驗(yàn)條件應(yīng)盡可能模擬實(shí)際使用條件的規(guī)定。整體設(shè)計(jì)參考了文獻(xiàn)[2]中所提出的軟件測(cè)試活動(dòng)應(yīng)當(dāng)遵循“盡早地和不斷地進(jìn)行測(cè)試”原則。

文獻(xiàn)[3]中強(qiáng)調(diào)應(yīng)在系統(tǒng)工程模式下開展可靠性試驗(yàn)。文獻(xiàn)[4]明確在系統(tǒng)工程和系統(tǒng)集成條件下開展可靠性活動(dòng)的相關(guān)規(guī)定；上述兩方面均體現(xiàn)了T&E(試驗(yàn)評(píng)價(jià))在研制流程左移的重要性：將系統(tǒng)置于盡可能逼真環(huán)境下評(píng)價(jià)，盡早開始試驗(yàn)-改進(jìn)-試驗(yàn)(Test-Fix-Test)的迭代。

結(jié)合文獻(xiàn)[5]關(guān)于集成測(cè)試的設(shè)計(jì)理念，從嫦娥五號(hào)自身任務(wù)需求的特點(diǎn)出發(fā)，最終形成按照分狀態(tài)分階段分剖面的多層次系統(tǒng)級(jí)集成測(cè)試驗(yàn)證策略，實(shí)現(xiàn)了整器條件最基本啟動(dòng)，體現(xiàn)了盡可能早與盡可能真，增量式疊加分步驟集成完成狀態(tài)覆蓋。

1.1 國(guó)外同類航天器測(cè)試經(jīng)驗(yàn)

文獻(xiàn)[6]中描述了阿波羅飛船系統(tǒng)級(jí)電性能測(cè)試的內(nèi)容：1963年由NASA的載人航天器中心MSC(Manned Spacecraft Center)所制定的電性能測(cè)試程序ESTP(Electronic Systems Test Program)均在電性能測(cè)試實(shí)驗(yàn)室ESTL(Electrical System Test Lab)內(nèi)完成。內(nèi)容涵蓋分系統(tǒng)測(cè)試、系統(tǒng)集成測(cè)試、系統(tǒng)兼容測(cè)試、以及專項(xiàng)測(cè)試。系統(tǒng)集成測(cè)試涵蓋了與指控中心對(duì)接的大系統(tǒng)聯(lián)試，測(cè)試條件為實(shí)驗(yàn)室的測(cè)試床。

文獻(xiàn)[7]中描述了工廠電測(cè)的流程，其強(qiáng)調(diào)完成組合體狀態(tài)的總裝后，再行開展整器條件下系統(tǒng)級(jí)電性能測(cè)試。軌道器和返回器，均完成單器總裝完成、并形成軌道器返回器組合體以后，方開始整器初始上電。

文獻(xiàn)[6]也提出了首艘載人飛船在系統(tǒng)級(jí)測(cè)試條件下，分系統(tǒng)測(cè)試的難點(diǎn)之一在于參數(shù)閾值的確認(rèn)。單機(jī)供應(yīng)商提供的指標(biāo)范圍與整器條件下實(shí)際數(shù)值不相符，需要結(jié)合系統(tǒng)級(jí)條件下的任務(wù)需求，重新對(duì)容限數(shù)值做調(diào)整。

美國(guó)星際飛船Starliner系統(tǒng)級(jí)電性能測(cè)試反思：2019年12月20日，由于任務(wù)時(shí)發(fā)生較預(yù)期值偏差11 h導(dǎo)致與空間站交會(huì)對(duì)接任務(wù)失敗，原因之一為時(shí)間信息跨器傳輸?shù)臏y(cè)試不充分。后續(xù)的舉一反三排查中所發(fā)現(xiàn)的服務(wù)艙與返回器分離時(shí)刻的推力器配置軟件錯(cuò)誤，原因?yàn)槠鏖g接口測(cè)試中服務(wù)艙采用了仿真模擬器，而相應(yīng)的軟件設(shè)置的推力器狀態(tài)發(fā)生錯(cuò)誤，無(wú)法通過(guò)物理硬件通道完成驗(yàn)證[8]。

1.2 國(guó)內(nèi)同類航天器測(cè)試

深空領(lǐng)域已有航天器嫦娥三號(hào)及四號(hào)分別為著陸器與巡視器兩器組成，在軌工作狀態(tài)僅有三種，測(cè)試覆蓋驗(yàn)證的工作狀態(tài)少。載人航天器以神州飛船在軌飛行主要表現(xiàn)為軌道穩(wěn)定的周期循環(huán)飛行，任務(wù)剖面多樣性引發(fā)測(cè)試驗(yàn)證工作量少。

1.3 整體測(cè)試策略的確定

結(jié)合中國(guó)裝備可靠性相關(guān)的要求及自身特點(diǎn)分析[9]，嫦娥五號(hào)探測(cè)器系統(tǒng)級(jí)測(cè)試將“盡可能早、盡可能真實(shí)”作為綜合測(cè)試設(shè)計(jì)的依據(jù)之一。將整器作為系統(tǒng)級(jí)電性能測(cè)試的主要驗(yàn)證環(huán)境，減少了對(duì)系統(tǒng)級(jí)集成實(shí)驗(yàn)室的重復(fù)投產(chǎn)，解決如何在項(xiàng)目早期將系統(tǒng)驗(yàn)證置于真實(shí)環(huán)境的工程難題。

根據(jù)國(guó)外相關(guān)測(cè)試經(jīng)驗(yàn)，在正樣器條件下結(jié)合跨器傳輸?shù)娜蝿?wù)需求，加強(qiáng)器間信息流功率流的跨器傳輸功能驗(yàn)證；并針對(duì)活動(dòng)部件的瞬態(tài)及連續(xù)運(yùn)動(dòng)等關(guān)鍵動(dòng)作，開展任務(wù)場(chǎng)景與動(dòng)作匹配的定量測(cè)試，實(shí)現(xiàn)關(guān)鍵信號(hào)的可靠性摸底。

2 系統(tǒng)級(jí)電性能測(cè)試設(shè)計(jì)

嫦娥五號(hào)探測(cè)器在綜合測(cè)試工作所面臨的挑戰(zhàn)：1)在軌共有11個(gè)飛行任務(wù)剖面多，且不可逆環(huán)節(jié)多。需要驗(yàn)證標(biāo)稱狀態(tài)下全部飛行剖面正確性、故障容限能力和應(yīng)急處置策略的正確性。面臨復(fù)雜任務(wù)剖面解耦難度大、在軌故障容限能力驗(yàn)證的難題。2)整器組成復(fù)雜，且在軌飛行狀態(tài)多。涵蓋4個(gè)航天器以及7種單器/組合體狀態(tài)，跨器單向及雙向能源流及信息流通路驗(yàn)證要求高。面臨系統(tǒng)級(jí)全覆蓋測(cè)試和有效測(cè)試難度大。3)整器活動(dòng)部件多關(guān)鍵動(dòng)作多，遙測(cè)通道降采樣引發(fā)的數(shù)據(jù)特性與物理部件特性失配引發(fā)量化測(cè)試為難度大。面臨系統(tǒng)條件及任務(wù)場(chǎng)景下關(guān)鍵動(dòng)作的可靠性摸底難度大。整體測(cè)試任務(wù)分析如圖1所示。

圖1 系統(tǒng)級(jí)測(cè)試需求分析Fig.1 Requirement analysis for system level test

2.1 串并耦合柔性可調(diào)的技術(shù)流程

嫦娥五號(hào)探測(cè)器綜合測(cè)試的技術(shù)流程在繼承傳統(tǒng)航天器“先通道，后詳細(xì)測(cè)試，再系統(tǒng)模飛”的單星(器)基礎(chǔ)之上，形成了一套“單器內(nèi)部串行、多器之間并行、器間柔性調(diào)整、模飛分層驗(yàn)證”的系統(tǒng)級(jí)測(cè)試技術(shù)流程，最終覆蓋探測(cè)器在軌飛行模式與工作狀態(tài)。

在軌狀態(tài)分析：1)單器狀態(tài)：月面起飛及交會(huì)對(duì)接，軌返分離后軌道器單器飛離月地轉(zhuǎn)移軌道，返回再入；2)兩器組合狀態(tài)：月球軌道環(huán)繞飛行及調(diào)相變軌、月面動(dòng)力下降及著陸、月面采樣(著上組合體)，軌返組合體為主的環(huán)月飛行、交會(huì)對(duì)接、月地轉(zhuǎn)移等飛行剖面；3)三器協(xié)同工作狀態(tài)：月球軌道交會(huì)對(duì)接，以及樣品轉(zhuǎn)移的軌返組合體與上升器；4)四器組合體狀態(tài)：地月轉(zhuǎn)移、近月制動(dòng)、四器環(huán)月飛行、軌返組合體與著上組合體分離前。

結(jié)合嫦娥五號(hào)在軌飛行過(guò)程，對(duì)探測(cè)器可能發(fā)生的工作模式完成分析，并對(duì)各個(gè)模式對(duì)應(yīng)的工作狀態(tài)完成提取，對(duì)各飛行狀態(tài)完成覆蓋。在單器條件下，以分系統(tǒng)詳細(xì)測(cè)試的方式，分別實(shí)現(xiàn)了電總體方面在特征阻抗和功率特性方面的檢查，信息總體方面在數(shù)據(jù)流及測(cè)控信道定量檢查，以及任務(wù)總體方面的單器狀態(tài)下的任務(wù)剖面檢查(單器模飛)。

單器作為綜合測(cè)試工作的并行主線，單器建通道及驗(yàn)證子系統(tǒng)為最基本模塊，采用狀態(tài)分器、任務(wù)分段的逐器逐剖面增量集成測(cè)試模式，實(shí)現(xiàn)了測(cè)試與評(píng)價(jià)(Test&Evaluation)可靠性活動(dòng)在研制環(huán)節(jié)的左移，提高了Test-Fix-Test的迭代效率，使得單器條件下的428個(gè)功能模塊得到提前驗(yàn)證。在任務(wù)剖面驗(yàn)證方面，單器條件下提前驗(yàn)證了月面起飛、月球軌道交會(huì)對(duì)接遠(yuǎn)程段(上升器)、地球軌道返回再入、地月轉(zhuǎn)移(軌道器單器)等多個(gè)飛行階段的模擬飛行。

測(cè)試流程如圖2所示，其以狀態(tài)覆蓋性、測(cè)試有效性為主要目標(biāo)，在整器狀態(tài)建立的過(guò)程中，完成各單器、兩器組合體、對(duì)接組合體、四器整器的子系統(tǒng)詳細(xì)測(cè)試、子系統(tǒng)間匹配測(cè)試、組合體內(nèi)兩器之間接口測(cè)試、組合體狀態(tài)下跨器子系統(tǒng)測(cè)試、兩兩組合體形成整器后的組合體間接口測(cè)試、整器狀態(tài)下分系統(tǒng)詳細(xì)測(cè)試。最終全面覆蓋在軌四器組合體的變結(jié)構(gòu)工作狀態(tài)。

圖2 系統(tǒng)級(jí)測(cè)試驗(yàn)證流程Fig.2 Validation flowchart for system level test

2.2 跨器傳輸為驗(yàn)證目標(biāo)的器間測(cè)試

根據(jù)對(duì)被測(cè)對(duì)象的分析可知，需要完成嫦娥五號(hào)探測(cè)器的器間匹配性測(cè)試，內(nèi)容應(yīng)涵蓋功率流與信息流。

功率流測(cè)試分析：軌返組合體內(nèi)，軌道器向返回器的單向供電通路；著上組合體內(nèi)，著陸器向上升器的單向供電通路，以及測(cè)試狀態(tài)下“上升器向著陸器的供電通路”；探測(cè)器內(nèi)軌返組合體向著上組合體實(shí)現(xiàn)的“軌道器向著陸器，以及著陸器向軌道器”的雙向供電通路。

信息流測(cè)試分析，主要圍繞器間由數(shù)據(jù)流為支撐的同一分系統(tǒng)之間跨器傳輸?shù)臄?shù)據(jù)一致性驗(yàn)證。本文僅舉例“軌返組合體之間跨器星敏數(shù)據(jù)傳輸”的驗(yàn)證，所采用的方法為單源多通道數(shù)據(jù)流一致性驗(yàn)證。返回器GNC中心控制單元在進(jìn)入再入飛行段之前，需要通過(guò)軌道器配置的星敏感器完成再入姿態(tài)的建立，由此返回器需要通過(guò)器間接口接收由軌道器發(fā)送至的星敏數(shù)據(jù)。

流程如圖3所示，具體步驟為：1)在整器測(cè)試的過(guò)程中引入總線監(jiān)視作為外測(cè)數(shù)據(jù)源，以RT偵聽的方式完成對(duì)相應(yīng)數(shù)據(jù)源與接收終端的實(shí)時(shí)監(jiān)聽;2)其后按照預(yù)先約定的總線通信協(xié)議，實(shí)現(xiàn)兩個(gè)通道對(duì)星敏感器同一數(shù)據(jù)源的接收、解析與存儲(chǔ)，并將數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)到以總控MTP(主處理器);3)主處理器通過(guò)廣播的方式完成分發(fā)與入庫(kù)存儲(chǔ);4)結(jié)構(gòu)化存儲(chǔ)的過(guò)程中以星時(shí)作為識(shí)別標(biāo)示，并實(shí)現(xiàn)每幀數(shù)據(jù)的時(shí)間標(biāo)簽生成;5)引入數(shù)據(jù)比對(duì)功能，對(duì)上述兩個(gè)不同通道形成的數(shù)據(jù)文件，完成內(nèi)容比對(duì);6)比對(duì)結(jié)果直接表達(dá)了軌道器與返回器之間信息傳輸通道物理特性、以及兩個(gè)單器對(duì)于同一源數(shù)據(jù)封裝策略的正確性。

圖3 星敏數(shù)據(jù)跨器傳輸驗(yàn)證流程Fig.3 Validation flowchart for data transmission between spacecrafts star sensor data

2.3 工程實(shí)施效果

整套測(cè)試驗(yàn)證技術(shù)流程共完成903個(gè)測(cè)試項(xiàng)目的設(shè)計(jì)與編制，實(shí)施場(chǎng)景與在軌飛行狀態(tài)一致，實(shí)現(xiàn)了對(duì)探測(cè)器電性能功能與指標(biāo)的全面覆蓋。

3 任務(wù)剖面分層驗(yàn)證策略

嫦娥五號(hào)探測(cè)器系統(tǒng)級(jí)模擬飛行以驗(yàn)證飛行程序、飛行指標(biāo)、器地協(xié)同工作配合等頂層目標(biāo)為前提，以標(biāo)稱、健壯性、應(yīng)急演練等方式，實(shí)現(xiàn)模擬飛行任務(wù)的三個(gè)驗(yàn)證目標(biāo)：飛行程序與任務(wù)的匹配性；動(dòng)作時(shí)間與任務(wù)的適應(yīng)性；功能性能與任務(wù)的滿足性。

3.1 標(biāo)稱任務(wù)剖面的驗(yàn)證策略

標(biāo)稱模擬飛行是按照與飛行程序基本相同的程序，模擬探測(cè)器從發(fā)射入軌至著陸回收全部飛行過(guò)程的真實(shí)任務(wù)狀態(tài)，在測(cè)試指揮的統(tǒng)一調(diào)度和協(xié)調(diào)下模擬探測(cè)器再貴飛行，通過(guò)圖4所示,器地聯(lián)動(dòng)的模擬驗(yàn)證系統(tǒng)，完成針對(duì)任務(wù)剖面的驗(yàn)證。

圖4 器地聯(lián)動(dòng)的模擬驗(yàn)證系統(tǒng)Fig.4 Validation system for space to ground

采用基于任務(wù)剖面的模擬飛行驗(yàn)證設(shè)計(jì)方法，其基本思路為如下三步策略：1)面向“飛行任務(wù)剖面”對(duì)飛行過(guò)程進(jìn)行分解，自上而下、由大而小，由任務(wù)剖面->飛行事件->元任務(wù);2)面向“元任務(wù)”進(jìn)行用例場(chǎng)景的識(shí)別;3)面向每個(gè)場(chǎng)景設(shè)計(jì)測(cè)試程序集。

實(shí)施過(guò)程中，按照典型任務(wù)環(huán)節(jié)提取，穩(wěn)態(tài)時(shí)間壓縮，具體功能星時(shí)驅(qū)動(dòng)，開發(fā)了257個(gè)測(cè)試程序集實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行剖面的100%覆蓋；標(biāo)稱模擬飛行驗(yàn)證時(shí)間由551 h優(yōu)化為96 h，時(shí)間縮短82.5%。

3.2 健壯性模擬飛行驗(yàn)證策略

文獻(xiàn)[10]中對(duì)系統(tǒng)魯棒性的定義為：在無(wú)效輸入或者壓力環(huán)境下，系統(tǒng)或者組件能夠保持正常工作程度的一種度量。

按照航天器在軌故障容限能力設(shè)計(jì)要求所規(guī)定：“一重故障保業(yè)務(wù)連續(xù)”產(chǎn)品研制質(zhì)量保證要求，重點(diǎn)開展面向不可逆環(huán)節(jié)健壯性的模擬飛行測(cè)試。

為驗(yàn)證探測(cè)器冗余設(shè)計(jì)正確性，結(jié)合軟件測(cè)試中關(guān)于魯棒性的要求，提出以在軌事件分析為基礎(chǔ)的健壯性模飛測(cè)試方法，步驟如下：1)識(shí)別關(guān)鍵飛行事件，確定各任務(wù)剖面中每個(gè)飛行事件執(zhí)行結(jié)果對(duì)任務(wù)目標(biāo)的影響;2)分解單事件對(duì)應(yīng)的支撐功能，以信息傳遞及時(shí)序關(guān)系、工作模式表達(dá)，確定測(cè)試設(shè)計(jì)輸入;3)以敏感器、控制器、和執(zhí)行部件作為故障激勵(lì)分類，實(shí)施測(cè)試設(shè)計(jì)及細(xì)則編制。本文僅舉例月面著陸段的健壯性模飛，相應(yīng)的故障注入及相應(yīng)時(shí)間見表1。

表1 多源故障注入的健壯性模飛Table 1 Multilayered fault injection in robustness test

工程實(shí)施過(guò)程中，共實(shí)現(xiàn)了涵蓋50個(gè)故障源的多層多源故障注入的健壯性模飛，實(shí)現(xiàn)落月/起飛/再入等關(guān)鍵環(huán)節(jié)的冗余設(shè)計(jì)正確性驗(yàn)證。

3.3 應(yīng)急預(yù)案模擬演練

當(dāng)滿足任務(wù)連續(xù)的要求，在系統(tǒng)級(jí)測(cè)試階段與北京指控中心聯(lián)合完成了在軌應(yīng)急處置預(yù)案的模擬演練。主要包括：1)發(fā)射入軌段,器箭分離后探測(cè)器未正常對(duì)日定向;2)著陸下降段,7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火前地面決策推遲兩圈動(dòng)力下降;3)月面上升段,上升器入軌異常地面處置采用8×120 N推力器進(jìn)行兩脈沖補(bǔ)充變軌;4)交會(huì)對(duì)接段,軌返組合體前進(jìn)至100 m停泊點(diǎn)轉(zhuǎn)緊急撤離，由軌返組合體實(shí)施遠(yuǎn)程導(dǎo)引，進(jìn)行推遲兩天交會(huì)對(duì)接。檢驗(yàn)了天地大回路狀態(tài)下處置預(yù)案及應(yīng)急飛控流程的正確性。

3.4 工程實(shí)踐效果

整器研制過(guò)程共開展模擬飛行共17次。內(nèi)容涵蓋B階段有線分段主備份各1次，C階段全任務(wù)有線主份1次及無(wú)線主備份共計(jì)3次，健壯性專項(xiàng)1次，軟件落焊前1次(主份)，軟件落焊后2次，北京指控中心無(wú)線聯(lián)試1次(2017年)，出廠前演練(2017年)主備份各1次，北京指控中心無(wú)線聯(lián)試2次(2019年，含應(yīng)急演練)，出廠前演練(2019年)主備份各1次，發(fā)射場(chǎng)技術(shù)區(qū)主備份各1次。驗(yàn)證了整體任務(wù)的可行性與正確性。

4 場(chǎng)景與動(dòng)作的定量驗(yàn)證

針對(duì)在軌工作過(guò)程中關(guān)鍵動(dòng)作涉及的剖面多、影響成敗的環(huán)節(jié)多，提出了場(chǎng)景與動(dòng)作相結(jié)合的系統(tǒng)匹配驗(yàn)證方法。解決了遙測(cè)通道降采樣引發(fā)的“數(shù)據(jù)特性與物理部件特性”的不匹配，實(shí)現(xiàn)嫦娥五號(hào)探測(cè)器整器條件下關(guān)鍵動(dòng)作實(shí)際執(zhí)行能力的可靠性摸底。任務(wù)場(chǎng)景與動(dòng)作匹配的驗(yàn)證策略示例見表2。

表2 任務(wù)場(chǎng)景與動(dòng)作相匹配的驗(yàn)證策略Table 2 Validation strategy based on mission scenarios

制定測(cè)試策略：劃分關(guān)鍵動(dòng)作的為連續(xù)運(yùn)動(dòng)和瞬態(tài)脈沖兩個(gè)類別，識(shí)別并設(shè)計(jì)相應(yīng)的測(cè)試策略，選取相應(yīng)的監(jiān)測(cè)參數(shù)，預(yù)估物理過(guò)程設(shè)置獲取指標(biāo)。

1)連續(xù)負(fù)載運(yùn)動(dòng)：

(1)電機(jī)動(dòng)作需要涵蓋各個(gè)活動(dòng)部件的工作步驟，監(jiān)視各繞組電流波形，考核指標(biāo)為相序； (2)測(cè)試條件應(yīng)覆蓋工作檔位、正反轉(zhuǎn)、轉(zhuǎn)速等要素;(3)瞬態(tài)啟動(dòng)策略驗(yàn)證。檢查轉(zhuǎn)子慣量的動(dòng)態(tài)啟動(dòng)附加等效轉(zhuǎn)矩與負(fù)載轉(zhuǎn)矩兩者相對(duì)于牽引力矩是否存在“電機(jī)失步”，以及降低撓性影響的“加速-勻速-減速”啟?？刂撇呗?(4)配置覆蓋主控制器-主繞組，備控制器-備繞組等冗余狀態(tài);(5)實(shí)時(shí)各繞組負(fù)載電流，并對(duì)幅值、斜率、占空比、拍數(shù)做統(tǒng)計(jì)比較。

2)瞬態(tài)負(fù)載作動(dòng)：

主要包括：支持通斷、分離、解鎖、釋放等動(dòng)作在內(nèi)的火工起爆，以及支持姿態(tài)調(diào)整和軌道控制的推進(jìn)閥門動(dòng)作。

(1)閥門分為電磁閥與自鎖閥兩類，電磁閥應(yīng)按照80 ms調(diào)制時(shí)間，依照驅(qū)動(dòng)電流波形檢查幅值與脈寬；對(duì)于上升與下降沿，將儲(chǔ)蓄系數(shù)作為考核指標(biāo);對(duì)于自鎖閥僅檢查上升沿儲(chǔ)蓄系數(shù);(2)按照在軌場(chǎng)景，設(shè)置功率最大組合模式，測(cè)點(diǎn)設(shè)置為母線，驗(yàn)證多脈沖組合并行作動(dòng)對(duì)整條母線的瞬態(tài)沖擊;(3)火工起爆動(dòng)作,電爆閥選用工藝件參試，起爆通路配置與在軌要求一致，以非侵入方式完成負(fù)載電流監(jiān)測(cè)：以觸發(fā)方式實(shí)現(xiàn)“交流耦合”和“直流耦合”的雙通道捕獲，達(dá)到交流放大細(xì)節(jié)，直流整體觀測(cè)的定量摸底驗(yàn)證。

實(shí)施過(guò)程中共設(shè)置電參數(shù)檢測(cè)點(diǎn)458個(gè)，以非侵入負(fù)載檢測(cè)方式[11-13]將數(shù)據(jù)特性提高兩個(gè)量級(jí)以上，實(shí)現(xiàn)了表征關(guān)鍵動(dòng)作過(guò)程的高保真特性數(shù)據(jù)獲取，提高了整器條件下物理運(yùn)動(dòng)過(guò)程的可觀測(cè)性。對(duì)工程實(shí)施中的兩項(xiàng)舉例說(shuō)明:1)在艙蓋機(jī)構(gòu)關(guān)閉運(yùn)動(dòng)的實(shí)際測(cè)試過(guò)程中，通過(guò)繞組電流驅(qū)動(dòng)數(shù)據(jù)的監(jiān)測(cè)，發(fā)現(xiàn)了活動(dòng)路徑中水平向垂直轉(zhuǎn)換位置的點(diǎn)線接觸異常進(jìn)一步引發(fā)運(yùn)動(dòng)副阻力矩突變的異常，對(duì)后續(xù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)優(yōu)化提供了數(shù)據(jù)支持。2)驗(yàn)證了著陸下降軌道控制段7500 N發(fā)動(dòng)機(jī)流量調(diào)節(jié)器的電機(jī)啟動(dòng)方式檢測(cè)：每控制周期內(nèi)走第1步時(shí)電流保持3 ms，第2步時(shí)電流保持2 ms，第三步起每步為1 ms，簡(jiǎn)稱3-2-1升頻控制策略。以電參數(shù)實(shí)測(cè)結(jié)果驗(yàn)證了剖面場(chǎng)景下具體策略實(shí)現(xiàn)與要求的一致性。

5 結(jié) 論

2020年11月24日，嫦娥五號(hào)探測(cè)器發(fā)射，2020年12月17日，返回器攜帶月壤完成回收。首次實(shí)現(xiàn)了中國(guó)地外天體采樣返回。在軌飛行任務(wù)的圓滿成功表明，嫦娥五號(hào)探測(cè)器系統(tǒng)級(jí)電性能測(cè)試設(shè)計(jì)正確，實(shí)施過(guò)程正確，全面驗(yàn)證了整器系統(tǒng)級(jí)的電性能。

整個(gè)任務(wù)實(shí)施過(guò)程中所引入的系統(tǒng)級(jí)測(cè)試左移研制模式實(shí)現(xiàn)了測(cè)試與評(píng)估可靠性活動(dòng)在整器研制環(huán)節(jié)的流程遷移，達(dá)到了盡可能早，盡可能真的應(yīng)用目標(biāo)，體現(xiàn)了中國(guó)航天器研制的技術(shù)特點(diǎn)。