蘭 天，程慧霞，郭 堅(jiān)，穆 強(qiáng)，董振輝

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

0 引 言

為實(shí)現(xiàn)月球采樣返回，設(shè)計(jì)、建造了嫦娥五號(hào)探測(cè)器[1-2]。作為中國有史以來最復(fù)雜的航天器，嫦娥五號(hào)由軌道器、返回器、著陸器、上升器共四個(gè)艙段組成，四個(gè)艙段從下向上采用串聯(lián)方式組成多艙段組合體[3-5]。在發(fā)射、進(jìn)入、采樣、轉(zhuǎn)移、返回整個(gè)飛行過程中，艙段間以不同組合方式實(shí)現(xiàn)相應(yīng)動(dòng)作，既要求各艙段能獨(dú)立實(shí)現(xiàn)特定功能，又要求艙段間能夠相互配合工作。在任務(wù)對(duì)重量、功耗的特殊限制條件下，為滿足探測(cè)器內(nèi)數(shù)據(jù)智能化、網(wǎng)絡(luò)化交互需求，充分借鑒現(xiàn)有多艙段復(fù)雜航天器信息網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)[6]，全新設(shè)計(jì)了多艙段間信息流、控制流協(xié)同管理的信息網(wǎng)絡(luò)[7]。

高精度時(shí)間統(tǒng)一是航天器內(nèi)部以及航天器與地面之間協(xié)同動(dòng)作的必要條件。對(duì)航天器時(shí)間通常有兩方面的要求：時(shí)間穩(wěn)定性與時(shí)間準(zhǔn)確性[8-9]?？墒褂酶叻€(wěn)定度晶振、搭載原子鐘等手段確保時(shí)間的穩(wěn)定性。在全球衛(wèi)星定位系統(tǒng)(Global positioning system,GPS)中，普遍搭載了銫(Cs)原子鐘或銣(Rb)原子鐘[10]。為實(shí)現(xiàn)觀測(cè)結(jié)果與觀測(cè)時(shí)間的高精度對(duì)應(yīng)，歐空局(European space agency,ESA)在Gaia天文望遠(yuǎn)鏡上也使用了高穩(wěn)晶振和Rb鐘[11]。

為確保時(shí)鐘準(zhǔn)確性，首先在系統(tǒng)中選擇穩(wěn)定度高的時(shí)鐘作為時(shí)間基準(zhǔn)，再通過時(shí)間同步手段使系統(tǒng)中其他時(shí)鐘對(duì)準(zhǔn)時(shí)間基準(zhǔn)。在深空探測(cè)領(lǐng)域，基于行星際互聯(lián)網(wǎng)(Interplanetary internet,IPN)的網(wǎng)絡(luò)化時(shí)間同步是研究的一個(gè)熱點(diǎn)[8-9]，將地面網(wǎng)絡(luò)中成熟的時(shí)間同步協(xié)議，如網(wǎng)絡(luò)時(shí)間同步協(xié)議(Network time protocol,NTP)、精確時(shí)間同步協(xié)議(Precision time protocol,PTP)[12]等向空間網(wǎng)絡(luò)移植是重點(diǎn)研究方向。但由于IPN本身尚在雛形階段，且NTP、PTP協(xié)議對(duì)空間網(wǎng)絡(luò)的適應(yīng)性尚有待驗(yàn)證，因此該研究方向尚在探索階段，未大規(guī)模應(yīng)用。

當(dāng)前，航天器時(shí)間統(tǒng)一的主流實(shí)現(xiàn)方式是通過測(cè)控鏈路校準(zhǔn)航天器內(nèi)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備，再由該設(shè)備在總線上廣播時(shí)間以實(shí)現(xiàn)器內(nèi)時(shí)間同步。測(cè)控鏈路可以選擇：地面站與航天器的直連鏈路[13]、星間鏈路的中繼鏈路[14]、衛(wèi)星系統(tǒng)內(nèi)部的星間鏈路[15-16]，也可以依據(jù)導(dǎo)航衛(wèi)星[17]。

航天器內(nèi)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備完成校時(shí)后，還需完成器內(nèi)時(shí)間同步。在載人航天、外星球采樣返回等領(lǐng)域，多艙段組合體構(gòu)成的航天器較為多見，實(shí)現(xiàn)組合體內(nèi)時(shí)間統(tǒng)一是航天器必要功能約束之一。按照內(nèi)部網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，現(xiàn)有多艙段組合體航天器可分為兩類：以載人飛船、月地高速再入返回探測(cè)器為代表的“主從式”組合體和以飛船-空間實(shí)驗(yàn)室、空間站為代表的“對(duì)等式”組合體[18-20]。在載人飛船[18]、月地高速再入返回探測(cè)器[19]上，艙段間分離后不會(huì)再次組合，組合體內(nèi)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備固定、唯一，可通過1553B總線廣播實(shí)現(xiàn)時(shí)間同步。在飛船-空間實(shí)驗(yàn)室[18]、空間站[20]上，艙段間通過專門的對(duì)接總線實(shí)現(xiàn)連接，各艙段通過各自獨(dú)立測(cè)控鏈路對(duì)本艙段進(jìn)行校時(shí)，并通過艙段內(nèi)1553B總線實(shí)現(xiàn)時(shí)間同步，沒有跨艙段校時(shí)。

與上述多艙段組合體相比，嫦娥五號(hào)探測(cè)器各艙段間的組織方式更為復(fù)雜。在嫦娥五號(hào)探測(cè)器上，軌道器、返回器、上升器三個(gè)艙段有各自獨(dú)立的測(cè)控鏈路。軌道器、返回器采用“主從式”連接，軌道器、上升器間通過著陸器實(shí)現(xiàn)“對(duì)等式”連接[21]。沿用以往多艙段組合體校時(shí)方法，需分別對(duì)軌道器、上升器實(shí)施校時(shí)，效率較低。

針對(duì)嫦娥五號(hào)多艙段具備測(cè)控能力的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)，從優(yōu)化操控、提升能力的目的出發(fā)，為探測(cè)器設(shè)計(jì)了一套多艙段物理上行信道器內(nèi)聯(lián)通方案。通過網(wǎng)絡(luò)層自識(shí)別路由協(xié)議，實(shí)現(xiàn)了通過任意具備測(cè)控能力艙段操控整器的能力，減輕了地面測(cè)控壓力，減少了燃料消耗，增加了整器冗余備份能力[7]。在此基礎(chǔ)上，通過探測(cè)器多艙段組合體信息網(wǎng)絡(luò)，設(shè)計(jì)了艙段間的時(shí)間同步方案[21]。在該時(shí)間同步方案的實(shí)施過程中，需解決兩方面的問題：1) 時(shí)間信息跨艙段傳輸; 2) 傳輸過程中的誤差控制。

針對(duì)嫦娥五號(hào)探測(cè)器，提出了一種多艙段組合體接力式校時(shí)及誤差控制方法。針對(duì)時(shí)間信息跨艙段傳輸問題，提出艙段間接力式時(shí)間傳遞方法，實(shí)現(xiàn)了器內(nèi)信息網(wǎng)絡(luò)上時(shí)間信息的自流動(dòng)；提出基于飛行模式的時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備檢索方法，為各設(shè)備進(jìn)行自主校時(shí)提供了時(shí)間信息篩選依據(jù)。針對(duì)傳輸過程中的誤差控制問題，尤其是“對(duì)等式”組合艙段間傳輸誤差控制，基于對(duì)中斷響應(yīng)時(shí)間和數(shù)據(jù)競爭的分析[22-27]，提出了一種分布式校時(shí)傳遞誤差控制方法，設(shè)備按照BC、RT角色采用相應(yīng)的誤差控制手段，實(shí)現(xiàn)對(duì)組合體內(nèi)部端到端總誤差的有效控制。

1 嫦娥五號(hào)探測(cè)器器內(nèi)信息網(wǎng)絡(luò)設(shè)計(jì)

嫦娥五號(hào)探測(cè)器由軌道器、返回器、著陸器、上升器四個(gè)艙段組成，在四艙段組合體構(gòu)形下，艙段間以串聯(lián)方式連接，如圖1所示。

圖1 嫦娥五號(hào)探測(cè)器四艙段組合體構(gòu)形示意圖Fig.1 Sketch of four modules of the Chang’e-5 probe

探測(cè)器發(fā)射升空后，順序完成地月轉(zhuǎn)移、分離、下降、月面工作、月面上升、交會(huì)對(duì)接、月地轉(zhuǎn)移、返回等動(dòng)作。在不同飛行階段，探測(cè)器內(nèi)數(shù)據(jù)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)靈活、多變。按照構(gòu)形設(shè)計(jì)體積、重量、功耗約束，嫦娥五號(hào)以數(shù)管分系統(tǒng)為核心構(gòu)架了以兩層1553B總線為信息通道，以多臺(tái)數(shù)管計(jì)算機(jī)為信息中心節(jié)點(diǎn)的新型多艙段組合體航天器網(wǎng)絡(luò)架構(gòu)，如圖2所示。

圖2 嫦娥五號(hào)探測(cè)器四艙段組合體網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)圖Fig.2 The network topology of Chang’e-5 probe in a combination of four modules

針對(duì)探測(cè)器組合、分離、對(duì)接各階段數(shù)據(jù)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)可變的傳輸難題，對(duì)子網(wǎng)間數(shù)據(jù)傳輸網(wǎng)絡(luò)終端進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，減少網(wǎng)絡(luò)終端及穿艙總線的數(shù)量，實(shí)現(xiàn)整體減重目標(biāo)，在多種組合下(四艙段組合體、三艙段組合體、兩艙段組合體、單艙段獨(dú)立工作)艙段內(nèi)、艙段間信息傳輸高效、可靠。上升器綜合管理單元(System management unit,SMU)、軌道器SMU、返回器SMU分別是著上組合體總線網(wǎng)絡(luò)、軌返組合體總線網(wǎng)絡(luò)和返回器總線網(wǎng)絡(luò)上的總線控制器(Bus controllor,BC)。返回器SMU作為返回器總線網(wǎng)絡(luò)與軌返組合體總線網(wǎng)絡(luò)的網(wǎng)關(guān)設(shè)備，在軌返組合體總線網(wǎng)絡(luò)端工作在RT模式，在返回器總線網(wǎng)絡(luò)端工作在BC模式。著陸器數(shù)據(jù)接口單元(Data interface unit,DIU)作為著上組合體總線網(wǎng)絡(luò)與軌返組合體總線網(wǎng)絡(luò)的網(wǎng)關(guān)設(shè)備，均工作在RT模式。

2 多艙段間接力式校時(shí)及誤差控制方法

2.1 組合體艙段間接力式時(shí)間傳遞方法

在一條1553B總線上同一時(shí)間有且只有一臺(tái)設(shè)備作為BC，其他設(shè)備作為遠(yuǎn)置單元(Remote terminal,RT)。結(jié)合BC、RT間通信過程和軟件設(shè)計(jì)模式，為設(shè)備制定時(shí)間傳遞規(guī)范，將多艙段組合體校時(shí)過程分解為艙段間的接力動(dòng)作。通過BC至RT、RT至BC兩個(gè)方向的時(shí)間傳遞規(guī)范，實(shí)現(xiàn)了時(shí)間信息在各艙段總線網(wǎng)絡(luò)內(nèi)部和艙段間的動(dòng)態(tài)傳遞。

探測(cè)器內(nèi)部網(wǎng)絡(luò)上各設(shè)備按照自身在1553B總線上的工作模式，完成在該條總線上自身所需進(jìn)行的時(shí)間傳遞動(dòng)作。如圖3所示，BC以時(shí)間廣播方式發(fā)布時(shí)間，RT每接收一次BC的時(shí)間廣播后，都在自身特定發(fā)送子地址更新時(shí)差。BC在時(shí)間廣播后，間隔一段時(shí)間后按照協(xié)議從特定RT取回時(shí)差。

圖3 接力式時(shí)間傳遞方法中相鄰BC、RT設(shè)備間時(shí)間信息傳輸過程示意圖Fig.3 Diagram of time information transmission process between adjacent BC and RT devices in relay time transfer method

通過與BC、RT工作模式綁定的傳輸操作，解決了網(wǎng)絡(luò)內(nèi)各設(shè)備如何獲得時(shí)間信息的問題，將航天器內(nèi)部網(wǎng)絡(luò)中的時(shí)間信息流動(dòng)問題分解、提煉為服務(wù)層的具體操作，按照此規(guī)范設(shè)計(jì)的設(shè)備可實(shí)現(xiàn)任意層級(jí)、連接方式的1553B總線網(wǎng)絡(luò)內(nèi)時(shí)間信息的接力式傳遞。

2.2 基于飛行模式的時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備檢索方法

在多艙段組合體航天器中，設(shè)備可同時(shí)從多個(gè)方向獲取到時(shí)間信息，此時(shí)需有一種方法確定依據(jù)從何處傳來的時(shí)間信息對(duì)自身進(jìn)行校時(shí)。為此，提出了基于飛行模式的時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備檢索方法，結(jié)合接力式時(shí)間傳遞過程，逐級(jí)定義時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備，各設(shè)備根據(jù)本設(shè)備上一級(jí)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備發(fā)布的時(shí)間信息實(shí)施自主校時(shí)。

探測(cè)器按照不同飛行模式下器內(nèi)信息網(wǎng)絡(luò)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，綜合設(shè)備位置、設(shè)備時(shí)鐘穩(wěn)定性和測(cè)控條件等，選定各飛行模式下唯一的時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備，通過測(cè)控鏈路對(duì)該設(shè)備進(jìn)行授時(shí)。優(yōu)選位于網(wǎng)絡(luò)中段、具備高穩(wěn)時(shí)鐘源和具備測(cè)控鏈路的設(shè)備作為整器的時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備。該設(shè)備發(fā)布的時(shí)間信息可通過接力式校時(shí)方法實(shí)現(xiàn)在器內(nèi)信息網(wǎng)絡(luò)上的自流動(dòng)，影響到整個(gè)組合體的各個(gè)設(shè)備。

針對(duì)嫦娥五號(hào)可能的組合體飛行模式，建立時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備檢索表，見表1。將該檢索表保存在多艙段組合體各設(shè)備上，通過飛行模式和本設(shè)備標(biāo)識(shí)(ID)即可在表中檢索到本設(shè)備的上級(jí)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備。在飛行模式轉(zhuǎn)換時(shí)，多艙段組合體上的所有設(shè)備同步切換。

從表1中可見，在四艙段組合體軌道器主導(dǎo)校時(shí)的飛行模式下，返回器SMU、著陸器DIU按照軌道器SMU的時(shí)間校正自身時(shí)間，上升器SMU按照著陸器DIU時(shí)間校正自身時(shí)間。此時(shí)，地面只需給軌道器一個(gè)艙段校時(shí)，即可實(shí)現(xiàn)對(duì)多艙段組合體的校時(shí)。

表1 基于飛行模式的上級(jí)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備檢索表Table 1 Retrieval table of superior time reference devices based on flight mode

通過基于飛行模式切換的時(shí)間流向控制和時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備檢索，解決了組合體內(nèi)信息網(wǎng)絡(luò)上具備多個(gè)時(shí)間信息來源的設(shè)備如何選擇校時(shí)依據(jù)的問題。對(duì)應(yīng)每個(gè)飛行模式，設(shè)備能在表中找到唯一的上級(jí)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備，本設(shè)備依據(jù)該上級(jí)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備通過接力式時(shí)間信息傳遞方法發(fā)來的時(shí)間信息進(jìn)行校時(shí)。

2.3 分布式校時(shí)傳遞誤差控制方法

校時(shí)信息傳遞過程中的誤差分別在信息傳遞的每個(gè)環(huán)節(jié)進(jìn)行分布式修正。若設(shè)備是BC，則周期性取自身時(shí)間，將時(shí)間信息發(fā)布給該條總線上的各個(gè)RT設(shè)備。BC端設(shè)計(jì)可通過關(guān)中斷取時(shí)間、發(fā)消息的方式，將取時(shí)間、組織總線消息、總線消息傳輸?shù)葎?dòng)作引入的時(shí)間誤差控制在固定范圍內(nèi)，并對(duì)該誤差進(jìn)行測(cè)量。在發(fā)送前，將誤差修正到待發(fā)送時(shí)間信息中。修正后，在該信息傳輸完成、觸發(fā)接收端總線中斷信號(hào)時(shí)，信息中的絕對(duì)時(shí)間為此時(shí)BC端的準(zhǔn)確時(shí)間?，F(xiàn)有文獻(xiàn)中對(duì)此類方法的研究較為充分，本文不再贅述。

若設(shè)備是RT，需對(duì)接收時(shí)間信息的子地址進(jìn)行特殊設(shè)置，為其綁定獨(dú)立的數(shù)據(jù)塊，并使能消息完成中斷以盡快檢測(cè)到時(shí)間信息更新?？稍趯?duì)RT端軟件中斷進(jìn)行分析的基礎(chǔ)上，在總線中斷服務(wù)程序及更高優(yōu)先級(jí)的中斷服務(wù)程序中，通過基于數(shù)據(jù)有效性的時(shí)間數(shù)據(jù)更新查詢方法，減小RT端操作引入的誤差。傳統(tǒng)的RT端中斷服務(wù)程序中，通常采用逐條檢查堆棧的方式處理新消息，若在時(shí)間信息之前有較多消息，這種處理方法會(huì)引入較大的誤差。

在總線中斷服務(wù)程序中，采用基于數(shù)據(jù)有效性的時(shí)間數(shù)據(jù)更新查詢方法優(yōu)化RT端對(duì)更新的時(shí)間信息的查詢方式，如圖4所示。

圖4 基于數(shù)據(jù)有效性的時(shí)間數(shù)據(jù)更新查詢方法Fig.4 Time data update query method based on data validity

在查詢是否有新的時(shí)間信息時(shí)，首先檢查時(shí)間的有效性標(biāo)志，若無效則退出本次檢測(cè)；若時(shí)間有效性標(biāo)志為有效，則進(jìn)一步檢查校驗(yàn)和判定數(shù)據(jù)完整性，若校驗(yàn)不通過則退出本次檢測(cè)；在數(shù)據(jù)有效且通過檢驗(yàn)后，取RT設(shè)備當(dāng)前的絕對(duì)時(shí)間，與BC發(fā)來的絕對(duì)時(shí)間成對(duì)保存，設(shè)置待處理標(biāo)志。

以四艙段組合體軌道器主導(dǎo)校時(shí)飛行模式為例，時(shí)間傳遞過程中誤差如圖5所示。從圖5中可見，TA為軌道器SMU在總線上開始廣播時(shí)間的時(shí)刻，TB為著陸器DIU完整接收到廣播時(shí)間的時(shí)刻，著陸器DIU在TC時(shí)刻檢查到軌道器SMU廣播時(shí)間并取DIU本地時(shí)間，根據(jù)該本地時(shí)間計(jì)算著陸器相對(duì)于軌道器的時(shí)差。TD為上升器SMU在總線上開始廣播時(shí)間的時(shí)刻，TE為著陸器DIU完整接收到廣播時(shí)間的時(shí)刻，著陸器DIU在TF時(shí)刻檢查到上升器SMU廣播時(shí)間并取DIU本地時(shí)間，根據(jù)該本地時(shí)間計(jì)算著陸器相對(duì)于上升器的時(shí)差。TG和TH為軌道器SMU發(fā)起取時(shí)差通信的時(shí)刻和完整接收到時(shí)差的時(shí)刻，TI和TJ為上升器SMU發(fā)起取時(shí)差通信的時(shí)刻和完整接收到時(shí)差的時(shí)刻。從TA到TH，軌道器與著陸器完成一輪時(shí)間信息交互；從TD到TJ，上升器與著陸器完成一輪時(shí)間信息交互；軌道器與上升器間通過著陸器完成接力式校時(shí)。接力式校時(shí)的時(shí)間傳遞誤差主要包含兩部分，ΔT1、ΔT3為BC引入的誤差，ΔT2、ΔT4為RT引入的誤差。

圖5 接力式校時(shí)過程中的時(shí)間傳遞誤差Fig.5 Time transfer error in relay timing calibration process

BC引入的誤差可通過BC端操作加以修正，RT引入的誤差可通過RT中斷服務(wù)程序設(shè)計(jì)加以修正。在RT中斷服務(wù)程序中實(shí)施多次查詢，實(shí)現(xiàn)對(duì)誤差最大值的控制。在四艙段組合體軌道器主導(dǎo)校時(shí)模式下，在軌道器總線一端，著陸器DIU計(jì)算出的與軌道器SMU間相對(duì)時(shí)差為:

DGSMU-DIU=TG-SMU-(TDIU_G+ΔT2)

(1)

式中：TG-SMU為軌道器SMU發(fā)送已經(jīng)修正了ΔT1之后的時(shí)間;ΔT2為著陸器DIU自身處理引入的誤差;TDIU_G為著陸器DIU與TG-SMU對(duì)應(yīng)的準(zhǔn)確接收時(shí)刻;DGSMU-DIU為DIU根據(jù)軌道器絕對(duì)時(shí)間和自身記錄的接收時(shí)刻計(jì)算出的與軌道器間的相對(duì)時(shí)差。

通過查閱飛行模式綁定的上級(jí)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備檢索表，著陸器DIU確定在該模式下軌道器SMU是自身的上級(jí)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備，因此根據(jù)式(1)中的相對(duì)時(shí)差校正本機(jī)時(shí)間。

依據(jù)此時(shí)差校時(shí)后，著陸器DIU與軌道器SMU間的時(shí)差為-ΔT2，即著陸器DIU的時(shí)間比軌道器SMU的時(shí)間慢ΔT2。

在上升器總線一端，著陸器DIU計(jì)算出的與上升器SMU間相對(duì)時(shí)差為:

DDIU-SSMU=(TDIU_S+ΔT4)-TS-SMU

(2)

式中：TS-SMU為上升器SMU發(fā)送已經(jīng)修正了ΔT3之后的時(shí)間，ΔT4為著陸器DIU自身處理引入的誤差，TDIU_S為著陸器DIU與TS-SMU對(duì)應(yīng)的準(zhǔn)確接收時(shí)刻，DDIU-SSMU為DIU根據(jù)上升器絕對(duì)時(shí)間和自身記錄的接收時(shí)刻計(jì)算出的與上升器間的相對(duì)時(shí)差。依據(jù)此時(shí)差校時(shí)后，著陸器DIU與上升器SMU間的時(shí)差為-ΔT4，即上升器SMU的時(shí)間比著陸器DIU的時(shí)間快ΔT4。

在接力式校時(shí)過程中，在每兩臺(tái)相互接力的設(shè)備里，同一時(shí)間只有一臺(tái)設(shè)備需要進(jìn)行校時(shí)。校時(shí)動(dòng)作是由設(shè)備根據(jù)與飛行模式綁定的上級(jí)時(shí)間基準(zhǔn)設(shè)備檢索表自行確定的。在四艙段組合體軌道器主導(dǎo)校時(shí)模式下，軌道器SMU與著陸器DIU的接力過程中，著陸器DIU校時(shí)；著陸器DIU與上升器SMU的接力過程中，上升器SMU校時(shí)。

基于上述兩兩接力校時(shí)的時(shí)差，進(jìn)一步對(duì)四艙段組合體軌道器主導(dǎo)校時(shí)模式下接力校時(shí)源端(軌道器SMU)與末端(上升器SMU)之間的時(shí)差進(jìn)行分析。軌道器SMU與上升器SMU之間的時(shí)差為:

DGSMU-SSMU=(TG-SMU-ΔT2)-(TS-SMU-ΔT4)

(3)

由上式變換得到:

DGSMU-SSMU=(TG-SMU-TS-SMU)+(ΔT4-ΔT2)

(4)

可見，經(jīng)過接力校時(shí)后，由于著陸器DIU引入的時(shí)差，上升器時(shí)間比軌道器時(shí)間慢(ΔT2-ΔT4)。通過對(duì)ΔT2和ΔT4進(jìn)行控制，可實(shí)現(xiàn)對(duì)校時(shí)誤差的有效控制。

可通過多次查詢的方式實(shí)現(xiàn)對(duì)ΔT2和ΔT4最大值的控制，如圖6所示

圖6 基于多次查詢的時(shí)間傳遞誤差控制Fig.6 Time transfer error control based on multiple queries

圖6中，T0為BC發(fā)布時(shí)間傳輸完成的時(shí)刻，T1、T2、T3、T4分別為在中斷服務(wù)程序中調(diào)用基于數(shù)據(jù)有效性的時(shí)間數(shù)據(jù)更新查詢方法的時(shí)刻。

若不進(jìn)行多次查詢，則因中斷嵌套引入的最大誤差為:

(5)

式中：DB為總線中斷服務(wù)程序最大嵌套工況下的打斷延時(shí);N為可能打斷總線中斷服務(wù)程序的高優(yōu)先級(jí)中斷服務(wù)程序總數(shù);Lmax(i)為第i個(gè)高優(yōu)先級(jí)中斷服務(wù)程序單次最大執(zhí)行時(shí)間;Tmax(i)為第i個(gè)高優(yōu)先級(jí)中斷服務(wù)程序最大嵌套次數(shù)。

在計(jì)算中斷嵌套引起的總延時(shí)指標(biāo)時(shí)，需要考慮到總線中斷服務(wù)程序本身引起的延時(shí)。通過系統(tǒng)設(shè)計(jì)分配的校時(shí)傳遞誤差指標(biāo)和RT端中斷最大嵌套延時(shí)，可將相鄰兩次調(diào)用查詢間隔約束表述為:

ICALL≤DT-DB

(6)

式中：ICALL為自BC發(fā)布的時(shí)間信息傳輸完成那一時(shí)刻到RT第一次查詢到這一絕對(duì)時(shí)間并取自身當(dāng)前時(shí)刻之間的時(shí)間延遲，該延遲以ΔT2和ΔT4體現(xiàn)在時(shí)差中；DT為校時(shí)傳遞誤差指標(biāo)，DB為總線中斷服務(wù)程序最大嵌套工況下的打斷延時(shí)。當(dāng)ICALL

系統(tǒng)設(shè)計(jì)完成誤差指標(biāo)分配后，DT則可以確定。DB與RT端程序設(shè)計(jì)有關(guān)，可通過調(diào)整中斷優(yōu)先級(jí)、控制各級(jí)中斷最大執(zhí)行時(shí)間等手段加以調(diào)節(jié)。在DT和DB確定后，ICALL的最大值約束便可以建立。而多次查詢的目的，就是使得:

(7)

式中：M為RT端最大中斷嵌套場景下的查詢總次數(shù)，Ti為第i次時(shí)刻。從上式可見，多次查詢中任意兩次查詢間的最大時(shí)間間隔不能大于ICALL。

上述方法通過中斷優(yōu)先級(jí)和觸發(fā)方式設(shè)計(jì)，控制從BC發(fā)送的絕對(duì)時(shí)間信息到達(dá)至RT開始處理該信息之間的時(shí)間延遲誤差；通過基于時(shí)間信息有效性校驗(yàn)的多次查詢，控制RT端高優(yōu)先級(jí)中斷和總線中斷服務(wù)程序自身執(zhí)行誤差。通過綜合使用總線中斷優(yōu)先級(jí)設(shè)計(jì)、中斷觸發(fā)方式設(shè)計(jì)和基于選擇性主動(dòng)查詢的中斷服務(wù)程序設(shè)計(jì)等多種手段，實(shí)現(xiàn)了對(duì)雙RT模式網(wǎng)關(guān)校時(shí)傳遞誤差的有效控制。

3 工程實(shí)現(xiàn)與試驗(yàn)驗(yàn)證

基于嫦娥五號(hào)數(shù)管分系統(tǒng)驗(yàn)證了接力式校時(shí)及誤差控制方法。在著陸器DIU上，采用24 MHz主頻的80C32處理器。在該主頻下，處理器內(nèi)機(jī)器周期為0.5 μs。在著陸器DIU軟件中，綜合考慮各項(xiàng)功能需求，將DIU中負(fù)責(zé)實(shí)現(xiàn)脈沖指令發(fā)送的定時(shí)器中斷設(shè)為最高優(yōu)先級(jí)中斷，將總線中斷優(yōu)先級(jí)設(shè)為次高優(yōu)先級(jí)。在不打斷程序中原子操作的前提下，以等間隔的原則分別在兩個(gè)中斷服務(wù)程序中插入查詢點(diǎn)，測(cè)試得到查詢點(diǎn)數(shù)量與中斷最大嵌套執(zhí)行時(shí)間和時(shí)間傳遞最大誤差間的關(guān)系，見表2。

從表2中可見，當(dāng)總線中斷中只查詢一次時(shí)，時(shí)間傳遞最大誤差與中斷最大嵌套執(zhí)行時(shí)間相等，出現(xiàn)在廣播時(shí)間到達(dá)RT的時(shí)間剛好在本次查詢之后時(shí)。隨著在中斷服務(wù)程序中插入更多的查詢點(diǎn)，時(shí)間傳遞最大誤差明顯下降。在將時(shí)間精度作為最高優(yōu)先級(jí)指標(biāo)進(jìn)行設(shè)計(jì)時(shí)，可通過該方法實(shí)現(xiàn)最大傳遞誤差不超過50μs的控制效果。但查詢動(dòng)作本身也會(huì)耗費(fèi)機(jī)時(shí)，此時(shí)需要在其他功能的控制精度、響應(yīng)實(shí)時(shí)性上付出相應(yīng)代價(jià)。

表2 查詢點(diǎn)數(shù)量對(duì)時(shí)間最大傳遞誤差的影響Table 2 The influence of the number of query points on the maximum time transfer error

除高精度時(shí)間同步外，著陸器DIU軟件還肩負(fù)著器間數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)、機(jī)構(gòu)控制、科學(xué)數(shù)據(jù)復(fù)接存儲(chǔ)、分離后自主運(yùn)行等重任，因此在工程實(shí)現(xiàn)上需按照指標(biāo)要求對(duì)性能、代價(jià)進(jìn)行平衡。

嫦娥五號(hào)探測(cè)器系統(tǒng)要求在不考慮晶振長期漂移的情況下，地面對(duì)探測(cè)器授時(shí)并由器上自主完成時(shí)間同步后，各器與地面間時(shí)差小于5.00 ms。針對(duì)這個(gè)時(shí)間指標(biāo)，數(shù)管分系統(tǒng)按照最長傳輸路徑(從軌道器SMU到上升器SMU)進(jìn)行了內(nèi)部指標(biāo)分配，給作為網(wǎng)關(guān)設(shè)備的著陸器DIU下達(dá)校時(shí)傳遞誤差絕對(duì)值不大于2.00 ms的要求。

著陸器DIU對(duì)中斷優(yōu)先級(jí)和在中斷服務(wù)程序中進(jìn)行了針對(duì)性設(shè)計(jì)。以查找匯編代碼最大執(zhí)行分支的方法，對(duì)定時(shí)器中斷和總線中斷的中斷服務(wù)程序最大執(zhí)行時(shí)間進(jìn)行了分析。經(jīng)分析，定時(shí)器中斷的最大執(zhí)行分支耗時(shí)263 μs，總線中斷服務(wù)程序的最大執(zhí)行分支耗時(shí)2176 μs。針對(duì)中斷服務(wù)程序的最大執(zhí)行分支決定，在總線中斷服務(wù)程序中進(jìn)行3次查詢,相鄰查詢間最大執(zhí)行分支耗時(shí)937 μs。

分別在數(shù)管分系統(tǒng)測(cè)試、地面系統(tǒng)級(jí)測(cè)試和在軌飛行過程中對(duì)提出的接力式校時(shí)和誤差控制方法進(jìn)行了驗(yàn)證。在數(shù)管分系統(tǒng)測(cè)試中，通過具有2條1553B總線仿真能力的地面測(cè)試計(jì)算機(jī)和真實(shí)的飛行設(shè)備，搭建了雙RT模式網(wǎng)關(guān)校時(shí)傳遞誤差測(cè)試系統(tǒng)，如圖7所示。

圖7 雙RT模式網(wǎng)關(guān)校時(shí)傳遞誤差測(cè)試系統(tǒng)Fig.7 Relay calibration transfer error test system for dual RT mode gateway

通過總線仿真卡模擬軌道器和上升器通過位于兩個(gè)艙段間的著陸器進(jìn)行數(shù)據(jù)交互的最大工況，軌道器、上升器開始時(shí)總線通信的時(shí)機(jī)隨機(jī)，各以30 s周期向著陸器廣播自身時(shí)間，并在廣播絕對(duì)時(shí)間后指定間隔取回相對(duì)時(shí)差。運(yùn)行長時(shí)間的強(qiáng)度測(cè)試，通過總線記錄判讀因著陸器引起的校時(shí)傳遞誤差在0～1.20 ms范圍內(nèi)，滿足要求。

在地面系統(tǒng)級(jí)測(cè)試中，通過引入GPS時(shí)間，與軌道器、上升器下行遙測(cè)幀插入域中的時(shí)間碼進(jìn)行比較，檢查在四艙段組合體模式下通過器內(nèi)信息網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)各器時(shí)統(tǒng)后各器時(shí)間波動(dòng)是否滿足探測(cè)器時(shí)間誤差要求。經(jīng)測(cè)試，在四艙段組合體模式下，通過地面對(duì)軌道器進(jìn)行校時(shí)后，軌道器下行遙測(cè)幀內(nèi)的時(shí)間與相應(yīng)的GPS時(shí)間近乎同步，上升器下行遙測(cè)幀內(nèi)的時(shí)間與相應(yīng)GPS時(shí)間最大絕對(duì)誤差為1.73 ms，滿足要求。

嫦娥五號(hào)探測(cè)器于2020年11月24日在海南文昌發(fā)射升空，12月17日攜月壤樣本著陸于內(nèi)蒙古四子王旗。在軌飛行過程中，在不同飛行模式下分別通過軌道器、上升器測(cè)控鏈路對(duì)探測(cè)器進(jìn)行了授時(shí)，授時(shí)后各艙段能夠通過本文所提方法實(shí)現(xiàn)高精度時(shí)統(tǒng)，有效保障了艙段分離、月面降落、月面上升、返回等對(duì)時(shí)間精度要求很高任務(wù)可靠完成。

4 結(jié) 論

針對(duì)在嫦娥五號(hào)探測(cè)器多艙段間的復(fù)雜信息網(wǎng)絡(luò)上實(shí)現(xiàn)高精度時(shí)統(tǒng)的需要，提出了一種適用于多艙段組合體航天器的接力式校時(shí)及誤差控制方法。地面對(duì)任意具備測(cè)控條件的艙段校時(shí)后，即可通過組合體網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)整個(gè)探測(cè)器的自主高精度時(shí)間同步。該方法為實(shí)現(xiàn)多艙段航天器時(shí)統(tǒng)提供了一條新的技術(shù)途徑，降低了探測(cè)器器內(nèi)信息網(wǎng)絡(luò)上校時(shí)信息傳遞誤差，適用于具備復(fù)雜信息網(wǎng)絡(luò)的航天器內(nèi)部實(shí)現(xiàn)整器時(shí)統(tǒng)。