新一代航天運輸系統(tǒng)測發(fā)控技術發(fā)展的方向

宋征宇

北京航天自動控制研究所，北京 100854

運載火箭是用于發(fā)射服務的，因此測發(fā)控技術是設計火箭需要重點考慮的內(nèi)容。長期以來火箭測發(fā)控技術一直定位于對箭上產(chǎn)品性能的測試及確保射前箭上產(chǎn)品功能正常，而忽略它的使用和服務特性，使得測發(fā)控技術的發(fā)展一直冠有“專家系統(tǒng)”的名聲，即只有專家才能操作的系統(tǒng)。

為提高使用性，控制系統(tǒng)經(jīng)過多年的努力，自動化水平已提升，包括自動化的測試和判讀。目前測發(fā)控工作早已不是火箭各系統(tǒng)工作的短限，例如，控制系統(tǒng)分系統(tǒng)測試在不考慮慣組加溫的情況下僅需不到2h就可完成；總檢查的流程控制已自動化，幾乎實現(xiàn)了“一鍵”操控；原本依靠人工對測試數(shù)據(jù)進行統(tǒng)計，繪制曲線分析趨勢等需要多人工作2～3天的時間，目前采用基于特征點的數(shù)據(jù)自動判讀比對，僅需不到5min時間，且能自動生成報表和文檔。但技術的進步帶來了要求的提高，而要求的提高又暴露出測發(fā)控系統(tǒng)的不足，本文將就如何解決這些問題展開討論。

1 當前測發(fā)控技術存在的主要問題

簡化測發(fā)控操作，減少發(fā)射準備時間，精簡現(xiàn)場保障人員；同時提高測試覆蓋性，縮短天地差異性，加強設備通用性，這些看似矛盾的需求，是當前對測發(fā)控系統(tǒng)的新要求[1]。而傳統(tǒng)測發(fā)控系統(tǒng)存在以下不足：

1)現(xiàn)場技術保障人員較多

主要體現(xiàn)在需要眾多專業(yè)人士在前后方為火箭的發(fā)射“保駕護航”，尤其是數(shù)據(jù)分析工作，增加了設計方人力成本。雖然采取了一些方法，如將測試數(shù)據(jù)傳送到設計單位，可以減少現(xiàn)場保障人員，但后方仍需要較多人員。又如采用有限狀態(tài)的靜態(tài)測試，有利于制定判讀準則，實現(xiàn)自動判讀，將設計人員解脫出來，但這是以犧牲測試覆蓋性為代價的。

2)現(xiàn)場人工操作多

盡管控制系統(tǒng)的人工操作與現(xiàn)場總裝工作相比不算多，但只要有操作就會帶來許多連鎖反應，如插拔一個插頭，需配置崗位人員，也帶來了誤操作的風險；為消除誤操作，增加了雙崗以及狀態(tài)檢查和匯報等工作，進一步耗費了資源、發(fā)射準備時間和人員精力。尤其在發(fā)射區(qū)，人工操作具有影響產(chǎn)品安全性和人身安全性的雙重隱患。如果能夠取消或減少人工操作，將帶來諸多好處。

3)測試方案效率低

現(xiàn)有的測試方案已經(jīng)使用了幾十年，固定為3種狀態(tài)的總檢查，難以覆蓋飛行中的各種工況。而增加測試狀態(tài)，帶來狀態(tài)轉換的諸多不便以及對測試分析人員要求的進一步提高，這都限制了測試方案的改進。雖然仿真試驗等能一定程度彌補上述缺陷，但系統(tǒng)總檢查仍是最接近真實狀態(tài)的測試。同時，固化的測試用例，尤其是開環(huán)測試的設計，降低了測試有效性，也無法適應迭代制導等閉路制導方法對測試的需求。

4)發(fā)射準備工作多

由于上述3方面的不足，以及臨射前的諸元準備及測試工作，使得發(fā)射準備稍顯復雜。

目前關于測發(fā)控技術的研究一直延續(xù)原有的設計思路，考慮問題的出發(fā)點沒有根本改變，因此研究內(nèi)容也集中在測試系統(tǒng)的具體實現(xiàn)上[2]，如采用什么樣的測控總線和模件，地面測控系統(tǒng)的體系架構，與測試相關的軟件技術、虛擬儀表技術等。對上述不足，單純從測發(fā)控系統(tǒng)自身已無法徹底解決，漸進式改進難以大幅提升性能，必須改變設計理念，從源頭重新規(guī)劃，即將箭上控制系統(tǒng)的設計與測發(fā)控的需求結合起來統(tǒng)籌考慮。本文將智能、全面、便捷作為新一代測發(fā)控技術的發(fā)展方向，其中：

① 智能：以減少專業(yè)保障人員為目的，實現(xiàn)數(shù)據(jù)分析和判讀的智能化，并能適應不同測試狀態(tài)的需求；

② 全面：以提高測試覆蓋性、天地一致性為目的，用閉環(huán)測試取代開環(huán)測試，實現(xiàn)從功能測試到功能與性能并重測試的提升；

③ 便捷：以簡化發(fā)射場操作為目的，爭取實現(xiàn)發(fā)射區(qū)無人上箭值守操作，具備箭上實時自主生成諸元的能力，提高火箭的使用性和適應性。

2 智能——從自動測試到智能判讀

通過自動判讀來減少現(xiàn)場專業(yè)保障人員的研究早有開展[3]。針對時變信號，目前比較有效的手段是提取特征點的方法。特征點選在網(wǎng)絡參數(shù)變化的時刻、轉級控制的時刻、分離和關機時刻、施加測試激勵的時刻等，針對每種測試狀態(tài)的特征點制定判讀準則，自動但不智能，適應性不足。

如果地面測發(fā)控系統(tǒng)能夠獲取箭上控制系統(tǒng)所有輸入輸出參數(shù)和中間計算結果，這將為判讀帶來很大的便利。一些型號已經(jīng)意識到了這一點，利用專用分析軟件對遙測數(shù)據(jù)進行離線計算，并與箭上計算結果進行比對，有效地增強了分析的深度和廣度。但遙測錄取數(shù)據(jù)經(jīng)過了各種轉化，與原始參數(shù)存在偏差；遙測記錄與控制計算周期的不同造成了量化誤差，箭地數(shù)據(jù)處理的不同步性進一步增大了誤差。采用以下方法將彌補上述不足，進而實現(xiàn)智能化判讀。

2.1 總線竊聽技術

地面測發(fā)控系統(tǒng)獲取箭上各類參數(shù)，必須滿足高速、大容量以及不影響主任務等特性。考慮到箭載計算機是火箭控制系統(tǒng)的主控設備，對其數(shù)據(jù)總線的檢測相當于獲取了箭上所有傳感器以及控制指令信號，因此將數(shù)據(jù)監(jiān)測點設置在箭載計算機的機內(nèi)總線端；同時為避免對飛行軟件的影響，這些檢測應全部自動實現(xiàn)；檢測到的數(shù)據(jù)通過箭地高速總線下傳至測發(fā)控系統(tǒng)。本文將這種設計稱作“總線竊聽”技術，其原理框圖如圖1所示。

總線監(jiān)控器能夠實時監(jiān)控所有掛接在主處理器上的外圍設備，按指定狀態(tài)提取存儲空間和I/O空間操作地址及其數(shù)據(jù)，采用2塊發(fā)送緩沖相互切換從而實現(xiàn)總線監(jiān)控的無間斷采集。整個過程不需要飛行控制軟件的參與。為便于箭地主動通訊，設計單獨的用戶郵箱。

由于要監(jiān)聽大量的箭上數(shù)據(jù)，從傳輸速率和傳輸距離上考慮，采用LVDS總線[4]。傳輸速率降額設計為20Mbps，通信距離可達200m。為避免總線信號在高速遠距離傳輸時發(fā)生較大衰減，采用自適應均衡器解決信號衰減問題，發(fā)送端增加驅動，接收端進行補償，使傳輸?shù)拇行盘柲軌蚧謴推浒l(fā)送時的原有特性。

2.2 智能判讀

地面測發(fā)控系統(tǒng)主要錄取3類數(shù)據(jù)，即各智能單元的輸入數(shù)據(jù)、計算結果和輸出數(shù)據(jù)(并非所有的計算結果均產(chǎn)生輸出)。為了獲取上述信息，采用2種技術途徑：

1)飛行控制軟件本身需要采樣的數(shù)據(jù)，以及其產(chǎn)生的輸出控制信號，能夠直接被監(jiān)測到。這些信息主要是主處理器錄取的慣組數(shù)據(jù)、速率陀螺數(shù)據(jù)，以及其發(fā)送的各種指令；

2)非飛行軟件直接采樣的數(shù)據(jù)，可以將其封裝成遙測量，箭機作為BC轉發(fā)給遙測系統(tǒng)，利用此過程進行監(jiān)測。這些數(shù)據(jù)主要是其他智能單機的輸入輸出數(shù)據(jù)和計算結果，以及飛行控制軟件自身重要的中間計算結果等。

除此之外，由于箭地計算的起點和運行周期不可能完全同步，箭地計算存在采樣量化誤差，尤其當數(shù)據(jù)處于較快變化率時，會對包括濾波算法等在內(nèi)的計算結果產(chǎn)生較大影響，因此需要增加一些用于輔助地面同步運算的信息。由于飛行遙測數(shù)據(jù)分析也需要這些信息，因此可以打包在遙測信號內(nèi)進行處理。

地面利用這些數(shù)據(jù)，進行2方面分析，實現(xiàn)了分析的全面性：

1)判斷控制系統(tǒng)在接收到輸入數(shù)據(jù)后的處理是否準確。采用與箭上各智能單機同樣的算法進行計算，并比對計算結果。當然地面的解算必須與箭上各智能單機的解算獨立設計，否則失去了判讀的意義；

2)判斷控制系統(tǒng)收到的輸入數(shù)據(jù)是否準確。根據(jù)各傳感器的任務書計算在當前測試狀態(tài)下的理論輸出，與傳感器實際輸出值的差應在任務書規(guī)定的誤差范圍內(nèi)。

第1方面的分析是依據(jù)箭上所錄取的數(shù)據(jù)進行的，它對測試狀態(tài)變化不敏感；而第2方面的分析能根據(jù)當前狀態(tài)計算傳感器的理論輸出，二者相互結合，具備了對不同測試狀態(tài)的適應性，不再需要編制固定的判讀標準，體現(xiàn)了智能性。

3 全面——從開環(huán)靜態(tài)測試到閉環(huán)動態(tài)測試

現(xiàn)有的控制系統(tǒng)總檢查原理簡圖如圖2(a)，從慣性測量組合到伺服的測試是開環(huán)的。在地面總檢查進行模擬飛行測試時，會事先設計出供測試用的程序角，并設計關機時間等效的模飛彈道對其進行驗證，關機方程的系數(shù)、關機量均是根據(jù)理論飛行時間以及在該段時間內(nèi)慣組隨地球自轉的輸出等綜合決定的。

對攝動制導而言，上述測試方案較好地滿足了系統(tǒng)綜合試驗的需要，因為攝動本身也是開環(huán)的。但這種開環(huán)的測試不能對迭代制導進行驗證，主要體現(xiàn)在以下2個方面：1)因為采用迭代制導的火箭入軌點是實時計算的，它能夠根據(jù)火箭飛行狀態(tài)調(diào)整飛行程序角，選擇合適的入軌點，但是在總檢查測試中慣性器件處于靜置狀態(tài)，失去了通過迭代制導調(diào)整飛行軌跡的前提條件；2)不管模擬飛行的程序角如何變化，慣性器件的輸出也不會隨之變化，因此無法模擬箭體對迭代的響應，迭代制導的“自適應性”也無從驗證。

圖2 開環(huán)及閉環(huán)總檢查簡圖

在采用迭代制導技術前，閉環(huán)的綜合試驗[5]一直是系統(tǒng)設計人員追求的目標之一，因為這更符合真實的飛行情況。開環(huán)靜態(tài)測試使得系統(tǒng)綜合試驗成為僅是功能性的接口匹配性測試，測試的強度、覆蓋性均不夠，而其他類型的試驗項目，如仿真試驗等，不適合發(fā)射現(xiàn)場實施，且系統(tǒng)構成也不完整。要實現(xiàn)閉環(huán)，必須實時測量箭上執(zhí)行機構的響應，然后通過箭體仿真計算得出慣性器件的實時響應，并反饋到飛行控制軟件，用于下一周期的計算。在地面測發(fā)控系統(tǒng)中，對執(zhí)行機構擺角的測量通過VXI/PXI等傳統(tǒng)模件進行，采樣開關的轉換、信號的采樣處理及傳輸?shù)葷M足不了20ms計算的要求。

本文提出的閉環(huán)測試如圖2(b)[6]所示。箭上伺服控制器采用自測試技術，每個運算周期(2ms)采樣伺服機構的擺角并編入總線遙測信息，飛行軟件每20ms通過總線進行錄取，借助于第2節(jié)介紹的總線竊聽技術，地面將能檢測到當前擺角，由此可以啟動仿真運算。地面計算出的慣性器件輸出仍可以借助箭地高速總線，通過郵箱主動發(fā)送到飛行控制軟件。

但如果飛行軟件全部采用郵箱錄取到的仿真數(shù)據(jù)，真實慣組的輸出將無法參與運算，系統(tǒng)測試變成了“數(shù)學仿真”，失去了系統(tǒng)測試的作用，為此采取如下措施：1)地面計算機將仿真出的慣組信息wi扣除被測慣組隨地球自轉的理論輸出ws后通過郵箱發(fā)送；2)箭機同時錄取慣組輸出w和郵箱數(shù)據(jù)。慣組在靜置狀態(tài)下的輸出為w，由2部分組成：ws，根據(jù)標定的均值計算出的隨地球自轉產(chǎn)生的輸出；δ，慣性器件的隨機誤差，因此w=ws+δ。則箭機采樣到的信號為：wi-ws+w=wi-ws+ws+δ=wi+δ，由此將隨機誤差引入計算。

如果慣組標定參數(shù)錯誤或慣組發(fā)生了故障，其輸出值遠超過理論值或隨機誤差增大，都將導致閉路模飛中程序角和關機時間與理論值的不符，從而起到對慣性器件質(zhì)量的把關作用。

由于沒有對系統(tǒng)狀態(tài)進行任何改變，這樣的測試適合在靶場和總裝廠實施。由于具備了閉環(huán)測試的條件，在地面仿真軟件中可以設置不同的干擾狀態(tài)，從而產(chǎn)生不同的測試用例(但并沒有改變硬件的狀態(tài))，增大了測試的覆蓋性。而通過前文介紹的智能判讀技術，數(shù)據(jù)的分析全部自動進行，也沒有增加分析判讀人員和工作量。

測試中飛行軟件要錄取慣組和郵箱信息，而在飛行中僅需慣組信息，要避免飛行中軟件狀態(tài)錯亂，解決這一問題已有相當成熟的實踐經(jīng)驗。例如，姿控系統(tǒng)設計“消抖網(wǎng)絡”來避免火箭在豎立狀態(tài)測試時因自激振蕩產(chǎn)生的抖動，而在飛行中無需該網(wǎng)絡。二者可以采用相同的措施來保證測試與飛行狀態(tài)的正確，本文不再贅述。

4 便捷——減少操作內(nèi)容，降低操作難度

總結靶場控制系統(tǒng)需要人工參與的箭上操作，主要包括以下方面：1)由于測試狀態(tài)的變化，導致箭上設備以及箭地連接插頭存在一些插拔操作；2)火工品短路插頭的連接、解保以及回路阻值測試工作；3)射前連接電池；4)火工品及電磁閥等效器的相關操作。其中，進入發(fā)射區(qū)主要的操作是第2)和3)項，如果能夠減少這方面的操作甚至取消操作，將為簡化發(fā)射流程創(chuàng)造便利的條件。

4.1 從保留人工操作到爭取無人值守

在測試準備階段，為避免火工品的誤爆，需將各火工品正負端短路，一般通過連接短路插頭來實現(xiàn)，同時在發(fā)射前需人工取下。這部分均屬于臨射前的上箭操作，風險較高。另一項工作是在火工品連入系統(tǒng)后，為避免誤接和漏接，進行火工品通路的檢測，同時也是對線路的功能性測試，檢查是否存在限流電阻開路、短路以及其他不滿足設計要求的情況，這項測試比較費時。

采用下文介紹的設計，將上述工作從手動變?yōu)樽詣?，并有可能做到前端無人值守。

4.1.1 火工品自動短路/解保控制及在線自動測試

如圖3所示，在電阻盒內(nèi)將火工品兩端并接上繼電器觸點，當觸點閉合時，對火工品進行短路保護；發(fā)射前將觸點斷開，解除保護。

圖3 火工品短路保護電路示意圖

1K和2K分別表示2個磁保持繼電器，A和B表示繼電器的2組觸點。采取并串聯(lián)電路，能在一度故障的情況下確?？煽繑嚅_，從而不影響飛行中的控制功能；而在需要保護的情況下是否真正短路，可以利用下節(jié)介紹的技術進行檢測來確認。

磁保持繼電器存在2個激勵線圈，用測試繼電器T1K和T2K表示當前線圈激勵狀態(tài)。在各激勵線圈上并聯(lián)由繼電器常閉觸點構成的鎖定電路，當需要激勵時，必須首先斷開線圈的短路控制，這能有效避免干擾信號誤觸發(fā)電磁繼電器動作而造成狀態(tài)的不可控。

采用箭上配置1臺綜合測控器進行自動測試，代替外接專用測試儀手動測試的方案。事實上，這種測試方案在導彈武器[7]及衛(wèi)星上已得到了應用。本文提出的方案可參考圖3，測控器每次將恒定小電流I1施加到被測火工品回路，恒流源流過火工品橋絲(Rh)與限流電阻(Rx)時建立起電壓，測量通路電壓Vh，折算出阻值。對比圖3可以看出，當火工品被短路保護時，相當于Rh的阻值為0，這樣測得的阻值為限流電阻Rx的阻值；當電阻盒解保時，測得火工品和限流電阻串聯(lián)的總阻值，將其減去Rx可以計算出火工品電阻值Rh。通過對阻值的判斷，也可以確認此時處于火工品短路保護狀態(tài)還是解保狀態(tài)。

綜合利用保護電路及回路阻值測試功能，工作流程如圖4所示。功能A確保在連接火工品之前短路保護功能處于短路狀態(tài)，從而起到保護作用；功能B確保在起飛前處于解保狀態(tài)，不影響飛行使用。由于采用了并串聯(lián)設計，在解保狀態(tài)下單點故障不會造成誤短路，保證了飛行的正常引爆。

采用上述設計后，火工品的解?？梢匝舆t到起飛前某一時刻，從而進一步增強射前人員與產(chǎn)品的安全性。

圖4 短路保護與解?？刂屏鞒?/p>

4.1.2 采用可重復使用的電池

箭上控制系統(tǒng)普遍采用鋅銀蓄電池，由于其循環(huán)周次有限，在地面測試采用地面電源替代其供電，但至少采用真電池進行一次總檢查，由此帶來了一系列測試狀態(tài)轉換和人工操作的情況。射前將重新充滿電的電池安裝、連接，因此需要箭上有人值守以及增加狀態(tài)檢查工作量。如果有可靠的重復使用電池，則無論地面測試還是飛行均可直接由其供電，采用這種設計有以下益處：

1)減少了箭地供電電纜，尤其是在箭地只有脫拔連接的情況下，大大減輕了電纜的重量，提高了運載能力；

2)測試狀態(tài)更接近真實情況，不再需要模擬電纜，每一次模飛測試均與飛行保持供電狀態(tài)的一致，加強了測試的覆蓋性和真實性；

3)減少了測試狀態(tài)的轉換，每一次總檢查都是“真轉電”模飛，從而減少了人工操作。電池可以在火箭轉場前安裝上，在發(fā)射區(qū)不再需要與電池有關的安裝、拆卸工作，簡化了發(fā)射流程；

4)提高了用電的可靠性。前端設備安置在活動發(fā)射平臺內(nèi)，每次發(fā)射都會承受沖擊等環(huán)境，且平臺內(nèi)空間緊張，設備越多安裝越困難。采用本方案，可以節(jié)省前端設備，進而節(jié)省了經(jīng)費。

采用本方案有一些前提條件，例如，伺服機構在飛行中無需箭上電池供電，否則每次總檢查測試后電池要頻繁充電；緊急關機的電流由箭上電源提供，否則地面仍需專配地面電源；電池容量要大，充電要快，測試階段電源負載很小，一次充電后應能滿足多次測試的需要，否則需要頻繁充電。由于一次充電后不可能完成所有靶場的測試，所以電池不用下箭就可以直接對其充電是所追求的目標。但會增加眾多箭地連接的充電電纜，需要權衡是否合適。即使存在有限次取下電池充電的操作，也至少可以將發(fā)射區(qū)的工作減至最低，前提是需要容量大、可靠性高、周次長、充電快的可重復使用電池。

4.2 從預先準備諸元到實時解算諸元

對發(fā)射衛(wèi)星的運載火箭而言，有足夠的時間用于準備諸元并進行測試，因為衛(wèi)星的目標軌道早就確定，控制系統(tǒng)最遲也可以提前20多天得到相關參數(shù)，因此火箭的諸元均是預先準備的。至交會對接任務，為避免提前預報誤差太大，一般希望將臨近火箭發(fā)射時刻的測軌信息用于飛船的目標軌道，但太接近發(fā)射，火箭系統(tǒng)準備時間不足，因此采取了射前4h明確目標軌道的方案，火箭控制系統(tǒng)在4h的時間內(nèi)完成諸元準備、測試以及軟件生產(chǎn)、評審、歸檔和向箭上裝載等工作，這增加了現(xiàn)場工作的緊迫性。

如果將諸元準備工作由飛行軟件自主完成，將有效減少地面工作量，也有助于簡化發(fā)射流程。迭代制導的應用為這項工作帶來了便利，因為迭代制導需要的諸元從傳統(tǒng)攝動制導的整條標準彈道參數(shù)減少為僅5個軌道根數(shù)，轉換的算法以及計算量進一步減少，其轉換工作如圖5所示。

圖5 諸元轉換過程

將這部分功能由飛行軟件自主實現(xiàn)，并未增加太多軟件的復雜性，對可靠性幾乎沒有影響。同時轉換工作安排在射前完成，也不影響飛行后的計算時間。

另一方面，借助于網(wǎng)絡和信息技術，可以放寬對測軌時刻的限制，對目標軌道可以邊測量邊傳輸，借助于測發(fā)控網(wǎng)絡和箭地通訊，將測軌結果實時傳輸?shù)郊d計算機。由于箭地通訊一直持續(xù)到轉電前，因此上述工作也可以持續(xù)到轉電前，其結果比4h前更接近當前實際情況。甚至在起飛后，只要在接入迭代制導前，仍可以通過可信的無線傳輸，如北斗短消息等，對測軌的結果進行修正。通過實時的有線或無線傳輸和飛行軟件自主的諸元準備，將極大提升火箭的適應性。

通過本節(jié)的介紹可以看出：采用自動的火工品短路保護與解保設計，結合箭上檢控器實現(xiàn)回路阻值的測試，可以將發(fā)射區(qū)與火工品保護和測試相關的人工操作替代；采用可重復使用電池用于地面測試和發(fā)射，僅保留“真轉電”一種測試狀態(tài)，取消模擬電纜，這些都有助于減少靶場的人工操作。2種手段的結合，有可能實現(xiàn)發(fā)射區(qū)無人上箭值守操作，在簡化發(fā)射流程的同時，簡化了發(fā)射區(qū)的勤務塔設計。通過實時解算諸元，進一步減輕了射前工作壓力，簡化了操作。還兼有提高測試覆蓋性、充分性、運載能力和適應性的效果。

5 結束語

地面測發(fā)控技術的發(fā)展，離不開箭上系統(tǒng)的發(fā)展和牽引。例如，如果仍采用開環(huán)制導，那么系統(tǒng)聯(lián)試狀態(tài)下的閉環(huán)制導測試就無從談起。同時，射前準備的諸元眾多，也難以將這部分轉換工作移至箭上軟件中。如果火工裝置仍采用傳統(tǒng)的設計方案，全箭設有眾多的引爆橋絲，通過繼電器觸點短路來進行保護的設計就顯得不夠經(jīng)濟。

技術的進步促進了測發(fā)控系統(tǒng)的發(fā)展，例如，受到1553B總線監(jiān)聽的啟發(fā)而設計的竊聽技術，在箭地之間搭建了高速信息通道，地面得以在不干擾箭上設備工作、不占用箭上處理器機時的情況下同步錄取所有原始參數(shù)，從而自然地聯(lián)想到在地面推演箭上設備的處理過程，使得數(shù)據(jù)的分析具備了智能性；同時，箭地傳輸?shù)膶崟r性增強，使得仿真技術得以在綜合試驗條件下應用，滿足了對閉環(huán)控制考核的力度，并能開展各種偏差仿真，增大了測試用例的豐富性和考核力度；而推演式的數(shù)據(jù)分析恰能以“不變應萬變”的方式解決由于測試狀態(tài)多而對傳統(tǒng)判讀帶來的瓶頸。此外，隨著民用尤其是電動汽車領域電池技術的發(fā)展，可重復使用的電池必將有成熟之日并運用到測發(fā)控系統(tǒng)中。

當然，可靠性仍是所有因素之外需首要考慮的因素，上述相關技術還需要通過大量的工程應用來提高成熟度。同時，經(jīng)濟性也是不可忽視的另一重要因素。本文將“智能，全面，便捷”作為新一代航天運輸系統(tǒng)測發(fā)控技術發(fā)展的方向，其追求的目標最終可以歸納為：用較少的人員、時間和操作，實現(xiàn)更加“真實”的測試和更加“自由”的發(fā)射。

參 考 文 獻

[1] 宋征宇,張磊.中國運載火箭測試技術的發(fā)展與展望[C].首屆國防科技工業(yè)試驗與測試技術高層論壇論文集， 2007：15-18.

[2] 張磊.載人航天運載火箭地面測試發(fā)射控制系統(tǒng)[J].導彈與航天運載技術,2004,(1):34-37. (Zhang Lei.Ground Test Launch Control System of LM-2F Launch Vehicle[J].Missiles and Space Vehicles,2004,(1):34-37.)

[3] 孫海峰.基于數(shù)據(jù)庫和三維哈希表的運載火箭飛行時序自動判讀技術[J].航天控制，2010,28(4):63-65.(SUN Haifeng. The Auto-verification of Flying Time-sequences Based on Database and 3-Dimensional Hash Table[J].Aerospace Control, 2010,28(4):63-65.)

[4] LVDS用戶手冊(包含高速CML和信號調(diào)理內(nèi)容)[M].第四版.美國國家半導體,2008年.(LVDS Owner′s Manual, Including High-Speed CML and Signal Conditioning[M]. Fourth Edition.National Semiconductor,2008.)

[5] 張潔,孫凝生.火箭控制系統(tǒng)閉環(huán)模飛測試中慣性器件激勵的實現(xiàn)方法[J].航天控制,1999,17(4):27-30.(Zhang Jie, Sun Ningsheng.Exciting Methods of Inertial Instruments in Close-Loop Flight Simulation of Launch Vehicle[J].Aerospace Control,1999,17(4):27-30.)

[6] 周歡,宋征宇.基于BMU/LVDS總線的閉環(huán)總檢查測試技術研究[J].航天控制,2013,31(3):45-49, 61.(ZHOU Huan,SONG Zhengyu. The Design and Research of Closed Loop General Testing Technique Based on BMU and LVDS Bus [J]. Aerospace Control,2013,31(3):45-49,61.)

[7] 黃家彬,訾向勇,劉剛鵬.某型號導彈電爆管測試儀的設計與實現(xiàn)[J].彈箭與制導學報,2006,26(2):393-395.(HUANG Jia-bin,ZI Xiang-yong,LIU Gang-peng.Design and Implementation on Detonator Testing Unit of Some Missile[J〗.Journal of Projectiles,Rockets,Missiles and Guidance,2006,26(2):393-395.)