飛行器供配電系統地面通用測試接口設計

張 翔，翟 晉，潘江江，趙 巖，姜 爽

(1.中國運載火箭技術研究院研究發展中心, 北京 100076; 2.北京宇航系統研究所,北京 100076)

飛行器供配電系統地面通用測試接口設計

張 翔1，翟 晉2，潘江江1，趙 巖1，姜 爽1

(1.中國運載火箭技術研究院研究發展中心, 北京 100076; 2.北京宇航系統研究所,北京 100076)

供配電地面測試負責為飛行器提供模擬供電、控制狀態切換、采集并傳輸系統狀態信息，配合完成全飛行器全周期的綜合測試任務;飛行器與地面測試系統之間接口復雜，各項目接口方式也不統一，導致測試系統中專用設備比例仍然很高，設備繼承性和互換性不強，研制費用高;首先簡要介紹了供配電地面測試系統的基本功能和設備組成，明確各組成部分之間的能源流和信息流，然后對供電、控制、測量的典型接口電路進行分析，從實現方式上進行簡化和歸類，最后提出基于先進背板總線架構的模塊化板卡方案實現測試設備的接口通用化設計;經實際產品研制和系統測試，能夠滿足飛行器從綜合試驗到靶場測試發射的全生命周期測試需求，已在兩個項目中實現產品共用，經濟效益明顯，為電氣系統地面測試設備通用化研究提供了支撐。

供配電；測試；接口

0 引言

供配電系統負責為飛行器上的儀器和機電設備等負載提供及分配穩定可靠的電能，實現能量存儲、調節、變換、控制、分配和傳輸。從適合飛行任務和環境的多種方案中，找出能源及其轉換、貯存的最佳組合是供配電系統優化設計的宗旨[1]。例如，火箭、短壽命返回式衛星多采用化學一次電池或蓄電池組供電，而長期在軌衛星多采用太陽電池陣和多次充放電的蓄電池組聯合供電。相應的供配電系統地面測試需具備模擬飛行器上能源的發電特性，通過脫落連接器傳輸控制、采集和狀態監視信號，配合完成全飛行器電氣匹配、總裝測試、技術陣地和發射陣地的綜合測試任務。

目前，供配電測試系統中專用設備的比例仍然高，設備繼承性和互換性不強，導致設備研制費用高，使用維護不變[2-3]。究其原因為飛行器與地面測試系統之間接口復雜，各項目之間接口類型又不統一，導致測試系統通用性設計難以實現。本文首先簡要介紹了供配電地面測試系統的基本功能和設備組成，然后對供電、控制、測量的接口設計進行梳理和分析，最后提出測試接口通用化設計方案。

1 系統組成和功能

典型的供配電測試系統由供電設備、測試設備和控制設備組成[4]。供配電地面測試系統組成如圖1所示。供電設備一般包括地面電源、太陽電池陣模擬器和配電箱等。其中，地面電源負責為飛行器提供測試用內電(模擬電池供電)、外電(地面供電)；太陽陣模擬器模擬太陽電池恒流源輸出；配電箱可根據供電負載需求實現配置輸出。測試設備中適配器實現飛行器上信號調理和變換，再由采集裝置完成信號轉換，實現系統等效(模擬配電負載)和狀態采集功能。控制設備中配電控制器一般為計算機，通過總線或硬線輸出指令控制飛行器上產品和其他地面設備協同工作，被控設備返回的指令、時序執行結果及狀態信息送測試設備采集后轉發至控制設備實現閉環管理。供電設備和測試設備通過接入總控網的控制設備控制，或各設備均接入總控網，實現地面測試設備的統一協同工作。

圖1 典型供配電地面測試系統組成圖

2 接口需求分析

供配電地面測試系統與飛行器接口主要為供電接口、控制接口、測量接口，除內電和等效接口使用工藝電纜接入系統完成測試外，其余接口均通過脫插脫拔與飛行器相連。下面對3種接口進行具體分析和設計。

2.1 供電接口

供電接口為供電設備輸出和配電設備輸入接口，一般供電設備使用接線柱、線排、航插等標準接插件，系統設計中考慮電纜壓降、器件降額、防差錯。面向多負載復雜應用的場合，可通過整合測試需求簡化供電設備配置，實現飛行器內電和外電的集中供給和統一分配。而供電通路由控制設備實現通斷控制，供電功能的正確性由供電設備自主采集回傳、飛行器上設備供電輸入和輸出端信號采集結果作為輔助判斷。

2.2 控制接口

控制接口主要為飛行器提供供電控制和時序控制指令。根據用途不同，控制接口主要形式有OC門、開關量、不帶電觸點和數字量(一般為總線形式)。其中，OC門可用于直接驅動繼電器，除地面設備使用外，飛行器上遙控、程控指令多采用該指令形式，當多個終端控制同一個繼電器作為相互備份時，更適合采取該方式，但應注意采用二極管或繼電器觸點切斷線路，防止潛在通路造成系統功能異常；開關量和不帶電觸點既可直接控制繼電器動作，也可供飛行器上識別狀態，是傳統且最常用的控制方式，可以做到控制源與被控制對象的完全電氣隔離，開關量指令無需飛行器先上電，適宜作為飛行器第一步上電操作；數字量有RS422、1553B、CAN等總線形式，飛行器上譯碼后驅動繼電器動作，簡化了飛行器與地面接口，提高了電氣系統智能化程度，總線控制指令應采取冗余設計，對影響發射流程的關鍵性動作，建議設置開關量或不帶電觸點指令作為備保。

2.2.1 供電控制接口

供電控制接口實現為飛行器各終端加斷電、母線轉電及斷電控制功能。典型供電控制接口如圖2所示。

圖2 供電控制接口示意圖

圖中繼電器K1、K2、K3分別控制供電設備到母線或母線到負載的通斷。為節省電池容量，在測試過程中先由供電設備提供外電， K1磁保持繼電器受控制設備中開關量指令控制開關閉合，外電與母線連通后帶電；根據飛行器流程和時序分別為各負載加斷電，如K3繼電器受控制設備OC門指令控制開關閉合，負載與母線連通后帶電；脫離地面測試前，外電需切換到內電供電，且切換過程中應保證母線不掉電，即時序上應保證內電開關K2先閉合，K1繼電器再斷開，K2受控制設備OC門指令控制開關閉合，當檢測到K2繼電器動作后，無源觸點指令控制K1繼電器斷開，實現飛行器轉電。

2.2.2 時序控制接口

時序控制接口實現飛行器上設備狀態或工作模式切換，包括電磁閥、火工品等按時序的動作切換。時序控制接口多使用OC門和無源觸點，電路與圖2基本相同，不同之處在于時序控制更關注時間統一和驅動能力。時間統一面向總體時序，由于控制繼電器穩定吸合和釋放有ms級的時間間隔，控制指令驅動時間一般大于50 ms；驅動能力應滿足控制繼電器的過流能力，繼電器因型號不同稍有差別，設計中應按照觸點容量進行降額設計，同一繼電器內不同觸點存在動作時間差，不能按照并聯模式計算。

2.3 測量接口

測量接口主要完成模擬遙測采集和等效負載采集功能，實現飛行器上狀態信息和測量信息的獲取，驗證系統狀態是否正確。測試內容一般包括各母線電壓、電流、各支路輸出電壓及各部分狀態等。根據參數不同，主要信號類型有模擬量、電平信號、開關狀態、數字量等。其中，模擬量一般為0～28 V或0～5 V，需在適配器中實現幅度調整、阻抗匹配、電氣隔離后進行AD轉換采集；電平信號和開關狀態標識狀態變化，可直接由測試設備處理器端口采集或驅動光耦隔離采集；數字量信號與控制接口相對應，實現飛行器上信息自主采集編碼后打包傳輸到地面，可作為故障隔離和智能診斷等信息流基礎。

圖3示意了幾種典型的測量接口及原理，飛行器母線電流由霍爾電流傳感器感應外磁場變換為0～5 V電壓，母線電壓(一般為28 V體制)直接引出，這類模擬量經電阻分壓、多路選通、信號隔離和阻抗變換后送AD轉換。負載供電端引出電平信號經運放阻抗變換后送光耦，繼電器觸點K2’為開關狀態，用于轉電過程中檢測K2繼電器是否動作，該信號經上拉后送光耦。各類信號均在信號適配器中完成轉換后送采集設備，處理均實現電氣隔離，避免地面故障影響飛行器產品的正常工作。

圖3 測量接口示意圖

3 通用測試接口設計

為簡化地面測試設備配置，將控制設備和采集設備功能集成，利用PXI總線、CPCI等具備硬件擴展性和軟件靈活性的背板總線架構，實現模塊化設計。測試接口可分為總線接口和離散接口，總線接口使用標準RS422或1553B板卡，離散接口包括OC門、繼電器、AD采集等板卡，功能框圖如圖4所示。由于使用多槽位機箱，設備可按照信號實際情況和規模進行靈活配置，便于后期擴展測試資源和功能接口，或適應性改造用于其它項目。此外，在硬件模塊化、標準化設計的前提下，還可充分利用軟件設計的可配置性，方便使用人員二次開發。信號適配器可根據項目具體接口需求進行定制，電路均為成熟標準電路。

圖4 通用測試接口功能框圖

4 試驗結果與分析

基于該通用測試接口方案實現了某項目供配電測試系統設計。設計要求共6路28供電，最大配電功率不超過1 500W，12路0～5V模擬信號的采集功能，且具備不帶電觸點的手動控制和基于RS422總線的自動測試功能。實際設計結果為8路28供電，最大配電功率為3 000W，16路0～5V電壓采集，精度優于0.2%，自動測試功能滿足設計要求，手動控制作為備保應急方案，提高系統可靠性。

經實際產品研制和系統測試，能夠滿足飛行器從綜合試驗到靶場測試發射的全生命周期測試需求，功能擴展靈活，繼承性、可維修性有較大提高，已在兩個項目中實現產品共用，經濟效益明顯。

5 結論

地面測試系統設計在滿足可靠性、安全性和經濟性的前提下，考慮可擴展性和兼容性。利用先進背板總線架構，采用控制和采集的硬件模塊集成方案，在項目研制的實際工作中驗證了接口通用性設計的正確性和合理性，為電氣系統地面測試設備通用化研究提供了支撐。后續將利用光纖或無線通信等技術手段進一步優化飛行器與地面之間接口設計。

[1] 帕特爾(Patel，M.R.)著，韓波，陳琦，崔曉婷譯. 航天器電源系統[M]. 北京：中國宇航出版社，2013.

[2] 張翰英,胡其正. 衛星電測技術[M].北京:中國宇航出版社,2009.

[3] 趙瑞峰,董 房,陸 洋,等. 衛星通用自動化測試系統體系結構研究[J].信息技術,2011(4)：65-68,72.

[4] 李 立. 衛星供配電測試設備接口設計技術[J].航天器工程,2002,11(1):66-72.

Power Supply and Distribution System Ground General Test Interface Design

Zhang Xiang, Zhai Jin, Pan Jiangjiang, Zhao Yan, Jiang Shuang

(China Academe of Launch Vehicle Technology R&D Center, Beijing 100076,China)

The aircraft power supply and distribution ground testing system is used to simulate the power supply, switch control status, gather and transfer the information of system in the whole life cycle. The interface between aircraft and ground test system is complex, and the interface of each project is not uniform. So the proportion of special equipment in the test system is still very high, the inheritance and the exchange of equipment is not strong, and the development cost is high. First, the basic functions and components of the testing system were introduced. Energy flow and information flow between the components are defined. Then, the typical interface circuits of power supply, control and measurement were analyzed, simplified and classified. Finally, the design of the interface of the test equipment based on the advanced back board bus architecture was proposed. The test system is developed and actual products showed that the design meet the demand in the whole life cycle test. And it had achieved product share in the two projects. This paper is a useful attempt for the investigation of the ground general test.

power supply and distribution; test; interface

2016-07-29；

2016-09-19。

張 翔(1981-)，男，天津市，高工，碩士，主要從事供配電及測試方向的研究。

1671-4598(2017)01-0032-02

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.01.009

TP3

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