運載火箭飛行諸元快速生成與自動測試仿真系統研究

賀彥峰 胡任祎 章虹虹

北京航天自動控制研究所，北京100854

飛行控制軟件是運載火箭控制系統方案的具體實現，包括程序代碼和飛行諸元參數2 部分，其中程序代碼根據運載火箭的控制系統方案設計實現，飛行諸元則需要根據具體任務要求生成。飛行諸元中主要包含瞄準諸元、點位諸元、控制諸元和時序參數等多項內容，數量異常龐雜。隨著航天發射任務領域的不斷拓展和升級，在幾小時或幾天內將衛星快速準確地發射入軌，或快速修復關鍵空間系統，已經成為未來航天發射技術新的發展方向之一。如何在短時間內完成飛行諸元的生成和測試，確保飛行諸元正確，顯得尤為重要。以往該項工作多采用人工手動修改相關參數，并通過人工比對的方式進行，不僅時間周期冗長，執行效率低下，而且存在人為因素造成諸元生成和比對發生錯誤的風險。本文提出了一種解決方案，可以實現運載火箭飛行諸元快速生成與自動測試，既能確保飛行諸元生成的快速性和正確性，又能確保各項諸元參數在運載火箭射前的測試充分和覆蓋。

1 飛行諸元生成與測試現狀

目前多數運載火箭從彈道規劃、標準彈道計算、控制參數生成、數學仿真計算和飛行諸元生成，到后期的半實物仿真驗證等工作，均是根據任務接口關系分別由不同的分系統獨立承擔。從參數設計、飛行諸元生成和驗證，直至最終裝訂到運載火箭上，整個流程需經過多個系統，歷時數十小時甚至數天。由于運載火箭飛行控制諸元中包含大量的制導、姿控和時序參數，如此繁多的數據參數和狀態的正確性難以有效把控，給運載火箭發射前的使用操作帶來極大不便。單靠諸元準備人員手動計算和判斷，難以保證運載火箭飛行控制諸元的正確性，任何一點疏忽均可能導致嚴重后果。

在運載火箭控制系統研制過程中，為了檢驗制導和姿控性能指標，構建了以數字計算機技術為核心的高性能仿真系統測試平臺，建立了基于通用軟硬件架構和集成式的高性能仿真系統體系結構平臺，實現了基于基本型的通用模件型譜、系統接口和支撐軟件環境等內容。上述工作為運載火箭飛行諸元快速生成與測試系統設計奠定了技術基礎和軟硬件支撐。

2 系統方案研究

為改善運載火箭飛行諸元生成與測試現狀，提高工作效率和測試可靠性，提出了一種運載火箭飛行諸元快速生成與測試系統方案。該系統從功能上可劃分為2個子系統:飛行諸元快速生成系統和飛行諸元快速測試系統，以下將分別簡稱“生成系統”和“測試系統”。通過對設計、試驗和接口關系的合理整合，構建包括箭載計算機和飛行控制軟件在內的閉路仿真測試環境，為控制系統飛行軟件模擬運載火箭真實射前及飛行狀態下的輸入輸出接口環境，實現對飛行諸元的快速生成與測試。

2.1 硬件框架

該系統硬件框架是利用半實物仿真技術，采用CPCI/PXI 總線標準，提供符合CPCI 規范的各種控制接口，使系統能夠連接箭載計算機并模擬其它飛行控制單機設備，構成各種靈活多樣的測試應用系統。利用其內部獨有的實時處理和調度能力，構建強實時、閉路的測試系統以及各種等效試驗環境，為飛行控制軟件模擬運載火箭真實射前及飛行狀態下的輸入輸出接口環境。系統硬件組成如圖1 所示。

雖然2個系統功能上是相互獨立的，但是為了確保最終提供的生成結果正確無誤，需要一套具備“指令輸入—標準彈道計算—數學仿真—成果生成—成果驗證”功能的一體化流程工具。在方案設計時通過高速通訊總線將內部多個系統連接起來，形成松耦合的多處理機系統，通過內存數據共享的方式實現系統中不同模塊節點之間的通信，形成高性能的閉路仿真系統，并從物理連接上將上述2個子系統設計開發為一個集成的飛行諸元快速生成與測試系統。

圖1 飛行諸元快速生成與自動測試系統硬件組成示意圖

2.2 軟件框架

飛行諸元快速生成與測試系統軟件系統框架如圖2 所示。

2個子系統中的上層軟件作為各自的控制軟件，布置在Windows 系統層，處于非實時的運行狀態，主要完成非實時要求的運載火箭飛行諸元生成及外部通訊等功能;下層軟件完成與測試相關的有強實時性能要求的軟件。下層軟件通過共享內存和各自的上層軟件完成信息交互，通過實時網完成2個子系統之間的信息交互。

3 關鍵技術及實現

該運載火箭飛行諸元快速生成與自動測試系統在軟硬件架構設計及安全管理等方面采用多種關鍵技術，主要包括以下幾項:

1)執行流程模式化設計技術;

2)Windows 環境下的實時仿真技術;

3)BIT 在線系統自檢測技術;

4)控制參數自動設計算法;

5)仿真結果的自動判讀及輸出成果正確性檢驗技術;

6)使用安全性控制技術。

3.1 執行流程模式化設計技術

在執行流程模式化的實現上，為方便用戶使用，結合運載火箭飛行諸元生成與驗證的特點，設計了多種執行流程模式組合，如圖3 所示。用戶根據需要可設置流程為自動或手動模式、是否生成光盤和是否進行飛行諸元驗證等。根據用戶設置，軟件將自動設置界面按鍵狀態，防止用戶誤操作。

圖2 飛行諸元快速生成與測試系統軟件框架

圖3 執行流程模式化的示意圖

3.2 Windows 環境下的實時仿真技術

鑒于Windows 操作系統的高性能和低價格，以及支持多種開發工具和豐富的Win32 應用程序接口，大眾接受程度和市場占有率日益擴大。由于無法滿足硬實時系統嚴格的響應時間要求，限制了其用于高實時仿真的應用與開發，因此如何通過附加軟件在Windows 環境下實現所需要的硬實時特性就變得愈加重要。美國Ardence 公司的RTX 產品即是基于此而開發出來的，該產品最大的優勢在于使用通用的Intel X86 的硬件，采用Win32 API 編程方法，在Win2000/NT/XP/XPe 平臺上實現一個健壯的強實時子系統，該方案可實現微秒級的實時控制和高速數據采集。

基于該實時仿真方案，運載火箭飛行諸元快速生成與自動測試系統采用雙機(仿真機和遙測機)雙核(Windows 系統層和實時內核層)的網絡環境。將具有實時性要求的軟件布置在系統的實時內核層。實時內核層軟件由Windows 系統層軟件按流程加載啟動;2 機之間通過實時網進行信息和指令交換。同機的Windows 系統層模塊和實時內核層模塊通過共享內存進行信息和指令交換，信息和指令交換采取觸發事件響應。由此滿足了在Windows 環境下用戶與程序良好的交互性和易用性，同時滿足了在Windows 環境下擁有可靠的實時特性。

3.3 BIT 在線系統自檢測技術

系統內部設計在線系統自檢測功能，通過系統電纜的插入位置，自動識別出是仿真狀態還是自檢狀態。在自檢狀態，系統自動調入單元測試程序，并通過多功能測試電路和繼電器切換矩陣等效箭載計算機的接口收發電路，自動進行自檢測試，并直觀給出測試結果。圖4 為自檢測單元測試的操作界面。

圖4 BIT 自檢測單元測試界面

3.4 控制參數自動設計算法

控制參數自動設計算法的關鍵是針對不同的彈道和軌道參數，自主尋找控制參數和軌道特征參數之間的關聯和影響，建立參數設計計算的判據和尋優流程算法。攝動制導參數的設計采用彈道法計算;迭代制導參數的實現是根據推進關機時的剩余需要速度和偏航程序角速度、星箭分離時刻軌道參數偏差等特征參數，在零干擾彈道下進行迭代自動調整。

3.5 仿真結果的自動判讀及輸出成果正確性檢驗技術

通過對仿真結果數據的自動判讀，判斷運載火箭飛行諸元的正確性。通過對不同特征參數的判別，確保所有飛行諸元均經過測試，并分析判讀結果，指出具體的超差項目。為了確保判讀的精準性和合理性，對零干擾狀態和非零干擾狀態設計了不同的判別門限值，判讀軟件通過接口文件讀入試驗狀態，自動選取相應的判別門限值，提高判別的準確度。所有判讀結果均按類編排，通過圖形和文本的形式直觀地顯示在交互界面上，便于操作人員迅速、清晰地了解試驗結果。

3.6 使用安全性控制技術

為確保整個系統的安全性，采用3 級密碼系統登錄控制，2 級使用權限，控制用戶的合法訪問權和使用權。通過專用軟件控制開機，直接進入程序，退出程序，直接關機。操作系統采用按需裁減方式，并將系統的數據硬盤采用屏蔽保護措施，利用嵌入式操作系統生成的帶有數據寫過濾技術的操作系統底層文件，加載到生成系統的Windows 操作系統中，并通過修改注冊表信息代替原版Windows 操作系統，在系統啟動后形成對系統硬盤的寫保護，將所有在系統層的寫入操作映射到內存，禁止非授權操作，杜絕非法信息輸入，建立物理軟防火墻，切斷病毒途徑，保證每次系統啟動時處于原始出廠狀態，見圖5。

4 結論

針對未來運載火箭快速發射的任務需求，開展了具體需求分析和方案研究，構建了運載火箭飛行諸元快速生成與自動測試系統，實現飛行諸元從準備到測試再到實施的全過程自動化。該系統有效精簡和優化了運載火箭發射前諸元準備和測試的流程，大幅提高了運載火箭發射前準備的時效性和可靠性，為運載火箭快速響應和快速發射提供了強有力的技術支撐。

圖5 系統數據硬盤寫防護示意圖

［1］徐延萬. 彈道導彈、運載火箭控制系統設計與分析［M］.北京:宇航出版社，1999.

［2］陳世年. 控制系統設計［M］. 北京:宇航出版社，1996.

［3］張濤，等.彈道導彈諸元準備研究［J］.導彈與航天運載技術，2009(6):16 －18.