(北京航天長征飛行器研究所，北京 100076)

0 引言

在飛行器研發(fā)過程中，為對大部分電氣系統(tǒng)的功能、性能進(jìn)行檢查，對飛行程序、時序控制指令的正確性和匹配性進(jìn)行測試以及對一些故障狀態(tài)飛行彈道進(jìn)行模擬，均需要利用綜合測試系統(tǒng)進(jìn)行檢驗和測試，而且人們希望該系統(tǒng)能夠盡可能地逼近真實飛行條件[1-2]。

傳統(tǒng)綜合測試系統(tǒng)更側(cè)重于電氣系統(tǒng)的接口匹配性測試，且往往需要配套轉(zhuǎn)臺等多種外部設(shè)備，導(dǎo)致測試程序繁多、測試流程復(fù)雜、測試效率低下[3-4]。針對這種情況，本文設(shè)計了一套基于VxWorks的模飛測試方法，在減少設(shè)備數(shù)量的同時提高測試覆蓋性和測試效率。

1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及原理

在靜態(tài)測試條件下，慣性器件無法隨著彈體轉(zhuǎn)動輸出相應(yīng)的姿態(tài)角和視加速度，因此通過數(shù)學(xué)模型運(yùn)算產(chǎn)生慣性數(shù)據(jù)，采用模擬注入方式實現(xiàn)閉環(huán)模飛測試。整個模飛測試方法的設(shè)計原理如圖1所示，具體原理如下：

1)模飛軟件的開發(fā)基于實時操作系統(tǒng)VxWorks完成，該系統(tǒng)具有開發(fā)簡便、系統(tǒng)響應(yīng)速度快、實時性好、內(nèi)核穩(wěn)定等優(yōu)點(diǎn)[5]；

2)控制計算機(jī)(內(nèi)部運(yùn)行飛行控制軟件)接收到綜合測控系統(tǒng)發(fā)出的起飛指令后開始進(jìn)行飛行流程，輸出飛行控制指令，該指令以RS422串行通訊接口發(fā)送給模型機(jī)(內(nèi)部運(yùn)行模飛程序)；

3)模飛軟件根據(jù)接收到的控制指令實時解算數(shù)學(xué)模型，產(chǎn)生飛行器的模擬慣組數(shù)據(jù)(姿態(tài)角速度和視加速度數(shù)據(jù))，并通過RS422串行通訊接口發(fā)送給控制計算機(jī)；

4)控制計算機(jī)根據(jù)接收到的模擬慣組數(shù)據(jù)，計算完成下一步控制指令并輸出，從而形成閉環(huán)模飛測試。

5)執(zhí)行機(jī)構(gòu)根據(jù)控制計算機(jī)的控制指令執(zhí)行相應(yīng)動作；

6)遙測系統(tǒng)采集實時模飛產(chǎn)生的所有數(shù)字量和模擬量遙測數(shù)據(jù)，其他系統(tǒng)與控制計算機(jī)之間根據(jù)飛行時序交互信息。

2 硬件設(shè)計方案

2.1 綜合測控系統(tǒng)

該系統(tǒng)采用前后端設(shè)計思想，其中前端為系統(tǒng)地面站、后端為主控計算機(jī)，前后端通過光纖或網(wǎng)線連接，系統(tǒng)拓?fù)鋱D如圖2所示，具體系統(tǒng)設(shè)備組成圖3所示。

圖2 綜合測控系統(tǒng)拓?fù)鋱D

圖3 系統(tǒng)設(shè)備組成圖

主控計算機(jī)通過PCIe-8375與綜合測控地面站相連，為降低總線延遲二者采用有源光纖連接，組成透明的PCI橋。全部的計算和控制均由主控計算機(jī)完成，因此主控計算機(jī)的處理能力決定系統(tǒng)的實際工作效率。為保證控制系統(tǒng)地面站的能力發(fā)揮到最大，選用聯(lián)想的ThinkStation P900工作站作為主控計算機(jī)，并配合GV-N75TOC-2GI顯卡及多臺顯示器組成的顯示界面完成人機(jī)交互。P900工作站采用E5-2620V3處理器，具有2.4 GHz主頻、15 MB緩存、6個內(nèi)核；工作站主板具有4個PCI-E x16插槽、2個PCI-E x4插槽、1個PCI-E x1插槽和1個PCI插槽，能夠滿足PCIe-8375 PCI-E橋、GV-N75TOC-2GI顯卡以及網(wǎng)卡的需求。

綜合測控地面站主要用于飛行器的供電、通信指令收發(fā)處理、電壓采集、阻值測試等功能，是系統(tǒng)的主要地面測試設(shè)備。該系統(tǒng)的主要設(shè)備為一臺由18槽兼容式PXI機(jī)箱PXIe-1085和配套板卡組成的測控機(jī)箱。PXIe-1085機(jī)箱具有16個混合插槽，可安裝兼容式PXI或PXIe模塊。通訊接口包含RS422和1553B兩種，為保證RS422接口的隔離特性，采用PXI-8433/2作為通訊模塊，能夠滿足921600b/s的帶寬要求；1553B模塊采用4M雙通道模塊。在測試過程中地面站還負(fù)責(zé)對飛行器的多種電壓進(jìn)行測量、監(jiān)控以及對電源的電壓和電流進(jìn)行測量，為減少系統(tǒng)不同電源母線間的耦合和串?dāng)_，采用PXIe-4300 8通道隔離A/D模塊進(jìn)行電壓測量。PXIe-4300輸入阻抗為10 kΩ，可以實現(xiàn)每通道25 k/s的采樣率，電壓測量精度也可達(dá)到12.6 mV(10 V量程)。飛行器的起飛信號和測試狀態(tài)控制信號需要通過常閉觸點(diǎn)保持接通28 V地，在測試過程中打開。據(jù)此選用PXI-2566 16通道2A SPDT繼電器模塊。供電控制方案采用通過開關(guān)直接控制電源輸出的方式，即采用PXI-2564大功率SPST繼電器并聯(lián)進(jìn)行供電[6-7]。

為了實現(xiàn)對綜合測控地面站電源的控制，將站內(nèi)電源通過LAN總線進(jìn)行連接，并通過光纖交換機(jī)與后端的主控計算機(jī)連接，通過軟件指令控制電源的輸出和關(guān)斷。為了實現(xiàn)對電壓和電流精細(xì)化采集和監(jiān)控，將前端綜合測控地面站內(nèi)的程控直流穩(wěn)壓電源的電壓電流信號通過PXIe-1085機(jī)箱內(nèi)的A/D模塊進(jìn)行采集，避免了由于網(wǎng)絡(luò)延遲導(dǎo)致的數(shù)據(jù)偏差。

2.2 模型機(jī)

該模型機(jī)的設(shè)計力求可靠性高、維修性好且易于外場攜帶，本系統(tǒng)選擇了一款基于PCI總線的便攜式工控機(jī)。該機(jī)集成了液晶顯示器、鍵盤、觸控板。結(jié)構(gòu)上為鋁型材框架機(jī)箱、下翻鍵盤模式，電氣上包括總線底板、計算機(jī)主板、二次電源、28 V輸出直流電源等電氣功能模塊以及DVD-RW刻錄光驅(qū)、硬盤、揚(yáng)聲器等功能部件，對外接口信號從安裝在測面板上的連接器引出。

為提高通用性、擴(kuò)展性并考慮降低成本，該模型機(jī)采用PCI總線架構(gòu)，通過配置PCI總線的專用接口功能單元可實現(xiàn)特定功能設(shè)備的數(shù)據(jù)采集與處理。

3 軟件設(shè)計方案

3.1 綜合測控系統(tǒng)

綜合測試軟件運(yùn)行于Windows操作系統(tǒng)，主要作用是響應(yīng)用戶的操作并根據(jù)用戶操作實現(xiàn)控制計算機(jī)對相應(yīng)動作的執(zhí)行響應(yīng)。軟件采用面向?qū)ο蟮某绦蛟O(shè)計方式，以綜合測控系統(tǒng)和飛行器控制系統(tǒng)為核心對象構(gòu)建，采用Visual Studio2010和Measurement Studio 2013為開發(fā)平臺。

根據(jù)對綜合測試對象的分析，整個測試軟件從功能上可分為3大部分：用戶交互UI部分、功能應(yīng)用模塊和底層驅(qū)動模塊，軟件架構(gòu)如圖4。

圖4 系統(tǒng)設(shè)備組成圖

3.1.1 UI設(shè)計

用戶交互UI為父子窗體模式，父窗體設(shè)置軟件的打開、關(guān)閉、新建、配置、軟件信息、單項測試等功能，子窗體為信息顯示和指令收發(fā)按鍵或顯示框，采用該設(shè)計可根據(jù)待測對象個數(shù)靈活打開單個或多個子窗體，保證呈現(xiàn)關(guān)鍵信息給用戶。為保證軟件的用戶體驗，用戶界面的UI響應(yīng)均采用異步方式進(jìn)行處理，在控制計算機(jī)允許的條件下可以同時進(jìn)行多個不沖突的測試操作。在測試程序的自動化方面，軟件允許用戶通過自主創(chuàng)建測試流程的方式實現(xiàn)靈活的自動化測試，用戶可將需要測試項目拖拽至自動流程窗口，并可對當(dāng)前流程進(jìn)行修改、保存、導(dǎo)入等操作。

3.1.2 功能應(yīng)用模塊劃分

功能應(yīng)用模塊主要完成電源管理、發(fā)射和起飛控制、通訊指令收發(fā)及測試狀態(tài)監(jiān)控功能。各功能模塊嚴(yán)格按照緊耦合的思路進(jìn)行設(shè)計，內(nèi)部互相關(guān)聯(lián)、對外相對獨(dú)立，可根據(jù)用戶的操作同時或依次執(zhí)行。

為保證測試的安全性，在電源管理模塊中實現(xiàn)了對電壓電流的自動檢測控制，僅當(dāng)電壓電流滿足要求時軟件才會控制電源輸出；一旦出現(xiàn)異常，軟件自動切斷電源，保證硬件產(chǎn)品安全。

在發(fā)射和起飛控制模塊中，對飛行器的關(guān)鍵的安全狀態(tài)進(jìn)行了判斷，僅當(dāng)滿足條件時才能對發(fā)射狀態(tài)進(jìn)行切換，保證了測試人員的安全。

對于通信模塊，則充分利用的模塊內(nèi)部的緩沖區(qū)，將通訊協(xié)議預(yù)先寫入模塊緩沖區(qū)，通過消息ID直接實現(xiàn)指令的發(fā)送。

3.1.3 驅(qū)動程序重構(gòu)

驅(qū)動程序包括模塊廠商的驅(qū)動程序和用戶驅(qū)動程序兩部分。廠商的驅(qū)動程序負(fù)責(zé)模塊的基本操作，用戶驅(qū)動程序負(fù)責(zé)將廠商的驅(qū)動程序二次封裝，將模塊或通道的操作轉(zhuǎn)換為行為域的操作、將動作映射為用戶的行為。

3.2 模型機(jī)模飛軟件

模型機(jī)模飛軟件設(shè)計包括實時仿真軟件和模型計算軟件兩個模塊，實時仿真軟件模塊完成與控制計算機(jī)的數(shù)據(jù)交互、模型計算軟件的任務(wù)調(diào)度與處理等工作；模型計算軟件模塊則根據(jù)接收的控制指令完成飛行器數(shù)學(xué)仿真模型的解算，并將計算得到的慣組數(shù)據(jù)交由實時仿真軟件模塊發(fā)送給控制計算機(jī)，從而形成閉環(huán)模飛測試[8]。

3.2.1 實時仿真軟件

為保證模飛軟件計算的實時性，本方案采用VxWorks實時操作系完成模型的實時解算、控制指令接收以及模擬慣組數(shù)據(jù)的輸出。軟件采用了基于狀態(tài)機(jī)的設(shè)計思路，對輸入、計算、處理等環(huán)節(jié)采用狀態(tài)機(jī)進(jìn)行輪轉(zhuǎn)切換，軟件狀態(tài)機(jī)如圖5。

圖5 實時仿真系統(tǒng)軟件狀態(tài)機(jī)

同時軟件采用面向?qū)ο蟮脑O(shè)計方法，對仿真模型進(jìn)行抽象、創(chuàng)建對象，利用VxWorks任務(wù)間資源的獨(dú)立性，同一隊象在多個任務(wù)中具有獨(dú)立的任務(wù)控制塊和內(nèi)存區(qū)域，可以實現(xiàn)同一模型的多個飛行器模飛的計算。

由于需要同時運(yùn)行多個飛行器模型，每個RS422通訊接口負(fù)責(zé)一個飛行器模型的控制指令輸入和模擬慣組數(shù)據(jù)的輸出，因此在軟件設(shè)計過程中需要通過合理的任務(wù)調(diào)度機(jī)制借助信號量實現(xiàn)對臨界資源的互斥訪問，避免競爭冒險的發(fā)生。在實際設(shè)計過程中，當(dāng)RS422接口接收到有效指令后，同樣采用信號量控制使計算任務(wù)由阻塞態(tài)(PENDING)切換到運(yùn)行態(tài)(READY)[9-10]。

為保證計算的實時性，軟件設(shè)計時充分利用了VxWorks搶占式和時間片輪轉(zhuǎn)結(jié)合的調(diào)度模式，對于指令接收和計算采用搶占式調(diào)度模式，對于多個模飛對象的任務(wù)采用時間片輪轉(zhuǎn)的調(diào)度模式。當(dāng)有多個對象時，可以充分利用VxWorks提供的SMP架構(gòu)實現(xiàn)任務(wù)的多核運(yùn)行。

3.2.2 模型計算軟件

建立準(zhǔn)確的飛行器仿真模型是實現(xiàn)模擬飛行的前提，針對模擬飛行使用場景，需建立一套可實現(xiàn)控制計算機(jī)閉環(huán)的飛行器仿真模型。

飛行器模型劃分為四大模塊，分別為運(yùn)動學(xué)/動力學(xué)仿真模塊、慣性測量器件仿真模塊、執(zhí)行機(jī)構(gòu)仿真模塊與飛行環(huán)境仿真模塊，模型計算軟件原理框架如圖6所示。模型運(yùn)行流程如下：運(yùn)動學(xué)/動力學(xué)模塊根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)與環(huán)境信息，計算彈體受力與力矩情況，積分計算下一時刻的飛行運(yùn)動狀態(tài)，并將加速度與角速度傳遞給慣性測量器件仿真模塊。慣組仿真模塊根據(jù)輸入計算飛行器彈體相對于慣性空間的視加速度與角速度，并通過通RS422通訊發(fā)動給控制計算機(jī)?？刂朴嬎銠C(jī)接收慣組輸入并按照特定制導(dǎo)控制律進(jìn)行控制指令解算，并將控制指令通過RS422通訊接口發(fā)出。執(zhí)行機(jī)構(gòu)仿真模型接收控制指令，并模擬相應(yīng)的機(jī)械動作，將動作結(jié)果反饋至彈體運(yùn)動學(xué)/動力學(xué)模型中，用于下一時刻狀態(tài)解算。至此飛行器仿真模型與控制計算機(jī)實現(xiàn)閉環(huán)飛行仿真。

圖6 模型計算軟件原理框圖

3.2.3 運(yùn)動學(xué)/動力學(xué)仿真模塊

作為飛行器建模的基本模塊，運(yùn)動學(xué)/動力學(xué)仿真模型通常為描述飛行器推力、重力、氣動力、操縱力與力矩間關(guān)系的六自由度剛體(或彈性體)方程，包括動力學(xué)方程、運(yùn)動學(xué)方程、質(zhì)量方程和幾何關(guān)系方程等。其中，運(yùn)動學(xué)方程主要是對其質(zhì)心運(yùn)動及角運(yùn)動進(jìn)行積分求解，動力學(xué)方程則根據(jù)運(yùn)動學(xué)環(huán)節(jié)提供的飛行器姿態(tài)、位置，計算飛行器所受到的力和力矩，而后反饋回運(yùn)動學(xué)環(huán)節(jié)，迭代求解飛行器的運(yùn)動姿態(tài)及彈道軌跡。質(zhì)量方程根據(jù)燃料消耗情況實時計算飛行器質(zhì)量，而后反饋至運(yùn)動學(xué)與動力學(xué)方程中。

3.2.4 慣性測量器件仿真模塊

慣性測量器件仿真模塊主要包含加速度計仿真模型與陀螺儀仿真模型。模塊依據(jù)飛行器運(yùn)動學(xué)/動力學(xué)模塊仿真的飛行器運(yùn)動狀態(tài)，結(jié)合慣性器件動力學(xué)模型、慣性器件誤差模型與器件安裝位置等信息，實現(xiàn)飛行器相對于慣性系的視加速度與角速度的模擬，輸出信息用于控制計算機(jī)的制導(dǎo)控制解算。

3.2.5 執(zhí)行機(jī)構(gòu)仿真模塊

執(zhí)行機(jī)構(gòu)仿真模塊主要為舵機(jī)模型。模型的建立充分考慮實際產(chǎn)品特性，保證模型有較高的擬真度。舵機(jī)模型主要考慮舵機(jī)系統(tǒng)動力學(xué)特性、舵機(jī)系統(tǒng)速率限制、舵機(jī)系統(tǒng)位置回環(huán)寬度、舵機(jī)系統(tǒng)比例誤差、舵機(jī)系統(tǒng)零位誤差等。模塊接收控制計算機(jī)發(fā)出的控制指令，實時模擬舵機(jī)動作，模型輸出反饋至飛行器運(yùn)動學(xué)/動力學(xué)模塊，驅(qū)動飛行器按照控制指令運(yùn)動。

3.2.6 飛行環(huán)境仿真模塊

飛行環(huán)境仿真模塊用于模擬飛行器飛行的外部環(huán)境模型，模塊考慮綜合飛行器在大氣層內(nèi)及大氣層外的飛行環(huán)境，依據(jù)相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)文件，建立相關(guān)環(huán)境模型，主要有地球重力模型(轉(zhuǎn)動橢球模型)、標(biāo)準(zhǔn)大氣模型、風(fēng)場模型等。

4 實驗結(jié)果與分析

測試過程為：飛行器通過綜合測控系統(tǒng)實現(xiàn)供電，單機(jī)各項自檢功能正常后執(zhí)行參數(shù)裝訂，主要包括當(dāng)前模飛的起始點(diǎn)位置、目標(biāo)點(diǎn)位置、當(dāng)前飛行模式、模型運(yùn)行個數(shù)等信息。該指令由控制計算機(jī)同步分發(fā)給模型機(jī)，運(yùn)行在VxWorks系統(tǒng)上的軟件會根據(jù)裝訂信息自動確定當(dāng)前飛行模式，進(jìn)入相應(yīng)的程序執(zhí)行段。各項飛行前準(zhǔn)備工作完成后，綜合測控系統(tǒng)向控制計算機(jī)發(fā)出起飛指令，飛行控制軟件和模型軟件同步運(yùn)行，按照裝訂信息實現(xiàn)閉環(huán)模飛，執(zhí)行機(jī)構(gòu)會根據(jù)實時生成的控制指令動作，其余外設(shè)也會根據(jù)實時信息完成各自的飛行功能。

所有飛行信息都會通過遙測數(shù)據(jù)傳回到地面接收計算機(jī)存盤。事后對飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行判讀，所有飛行時序動作均按照裝訂彈道正常發(fā)出，飛行器準(zhǔn)確落入預(yù)訂地點(diǎn)，各系統(tǒng)間接口工作協(xié)調(diào)，整個系統(tǒng)均工作正常。圖7～圖8分別為控制計算機(jī)發(fā)出的舵偏角指令和模型機(jī)計算得到的慣組數(shù)據(jù)。

圖7 控制計算機(jī)發(fā)出的舵偏角指令

圖8 模型機(jī)計算得到的慣組數(shù)據(jù)

除此之外，還對多飛行器同時模飛的工況進(jìn)行了測試，以硬件資源可承載的最大情況進(jìn)行測試，系統(tǒng)可最大支持到4個飛行器同時進(jìn)行模飛，經(jīng)對各飛行器模飛結(jié)果進(jìn)行數(shù)據(jù)判讀，各項測試結(jié)果均滿足要求。

5 結(jié)束語

本文主要針對傳統(tǒng)模飛程序繁多、測試流程復(fù)雜、測試效率低下、測試覆蓋性不足等情況設(shè)計了一套基于VxWorks的飛行器模飛綜合測試系統(tǒng)。經(jīng)過對某型飛行器綜合測試試驗驗證，該系統(tǒng)可以測試到幾乎所有飛行時序，提高了系統(tǒng)的測試覆蓋性；可裝訂多種飛行工況，包括：不同點(diǎn)位、不同彈道等，具有很強(qiáng)的適應(yīng)性；可支持多飛行器并行模飛，極大地提高了測試效率。