新一代運(yùn)載火箭的數(shù)據(jù)驅(qū)動快速測試技術(shù)

宋征宇

(北京航天自動控制研究所，北京100854)

0 引言

在運(yùn)載火箭測發(fā)控系統(tǒng)中，測試系統(tǒng)采用定制設(shè)備，或者采用基于標(biāo)準(zhǔn)、開放總線的設(shè)備，兩種方案在工程上均有應(yīng)用。這其中均隱含著一個(gè)設(shè)計(jì)理念:即測試工作是由地面設(shè)備來完成的，國內(nèi)外火箭大抵如此［1－2］。

為應(yīng)對航天發(fā)射市場愈發(fā)激烈的競爭，各國都認(rèn)識到地面測試和發(fā)射控制在其中能夠發(fā)揮的作用。例如，NASA在2012年公布了空間技術(shù)發(fā)展路線，其中第13個(gè)領(lǐng)域是地面發(fā)射系統(tǒng)。在NASA的分析中，各種地面操作(不僅僅指測試發(fā)射控制)占到了項(xiàng)目總成本的40%，因此需要進(jìn)一步簡化操作、提高效率、降低成本，實(shí)現(xiàn)“運(yùn)輸即發(fā)射”的目標(biāo)［3］。

為此，各個(gè)國家均開展了提高測試效率的研究，通過采用健康管理技術(shù)，以期能夠防止故障的發(fā)生和減少故障的影響［4］。健康管理的核心是故障診斷技術(shù)，文獻(xiàn)［5］對運(yùn)載火箭射前診斷技術(shù)進(jìn)行了較為全面的論述，提出了常用的三種分析方法:基于模型的分析方法、基于規(guī)則的分析方法和數(shù)據(jù)驅(qū)動的分析方法。在國內(nèi)也開展了如何快速、自動地診斷故障的研究［6－7］，但研究內(nèi)容主要集中在專家系統(tǒng)領(lǐng)域，對知識庫在構(gòu)建、維護(hù)、擴(kuò)充以及使用效率上面臨的問題討論得較少，也未見真正應(yīng)用于型號的實(shí)例。

隨著航天器信息處理能力的增強(qiáng)，上述研究成果在故障診斷上均顯得過于復(fù)雜。如果能夠利用箭上設(shè)備的自檢測功能，將簡化地面測試［8］。尤其對控制系統(tǒng)而言，其模型是確定的，如果能夠?qū)⒓系臏y試數(shù)據(jù)高速傳送至地面，地面計(jì)算機(jī)采用同樣的算法復(fù)現(xiàn)箭上的處理過程，并將處理結(jié)果與箭上的處理結(jié)果進(jìn)行比對，這無疑使得故障診斷和定位更為便捷［9］。

本文將對上述方案進(jìn)行介紹，該方案重新分配了箭上與地面系統(tǒng)在測試上的任務(wù)分工，以自檢測數(shù)據(jù)觸發(fā)數(shù)據(jù)分析工作，這是“數(shù)據(jù)驅(qū)動”概念的由來。該方案拓展了基于模型的分析方法的范疇，與國內(nèi)外現(xiàn)有的診斷技術(shù)相比，故障定位準(zhǔn)確、快捷并且全自動化，且易于實(shí)施，取得了較好的應(yīng)用效果。

1 運(yùn)載火箭測試技術(shù)的發(fā)展及解決方案

測試的作用是及早發(fā)現(xiàn)和隔離故障，確保起飛前火箭處于良好的工作狀態(tài)。

1．1測試技術(shù)的發(fā)展

在航天發(fā)展的初期，測試采用手動操作。六十年代開始自動化測試;1971年遠(yuǎn)程運(yùn)載火箭首飛成功后，由箭載計(jì)算機(jī)(下簡稱箭機(jī))實(shí)現(xiàn)程控電路，與測量電路、激勵(lì)信號源、采樣開關(guān)等組成“箭測方案”。隨著工業(yè)領(lǐng)域測試技術(shù)的發(fā)展，各種標(biāo)準(zhǔn)的測試模件廣泛使用，如VXI等，原有的“箭測方案”逐漸成為輔助手段［10］。

上述測試主要指靜態(tài)的功能測試，對于模擬飛行的總檢查測試，測試主要由地面模件等完成。這種測試方案在現(xiàn)有運(yùn)載火箭中廣泛采用，已使用了多年。

由于箭地之間的連接插頭有限，不可能將所有的被測信號均引至地面進(jìn)行測量，在這種情況下需要依靠遙測數(shù)據(jù)來分析。這類似于飛行結(jié)果分析，根據(jù)遙測值，設(shè)計(jì)人員用自行編寫的驗(yàn)算軟件重新核算后得出判斷結(jié)論。

但遙測的無線傳輸存在失鎖等情況，將破壞數(shù)據(jù)的連續(xù)性，影響分析工作;若采用有線傳輸，需要進(jìn)一步提高碼速率以滿足分辨率要求，并且要盡可能做到采樣率與控制系統(tǒng)一致。

1．2測試面臨的挑戰(zhàn)

如何自動地檢測和分析故障，一直是測試領(lǐng)域研究的重點(diǎn)。對于電氣系統(tǒng)，常采用基于標(biāo)準(zhǔn)總線的地面測試系統(tǒng)來進(jìn)行測試。為方便測試數(shù)據(jù)的自動分析，一般將系統(tǒng)級測試用例固定為有限幾種狀態(tài)，這樣測試結(jié)果是預(yù)知的，從而可以事先制定測試判據(jù)。但對于時(shí)變參數(shù)，缺乏一種合適的判據(jù)描述方式，因此將對全程數(shù)據(jù)的判讀轉(zhuǎn)化為對特征時(shí)間點(diǎn)數(shù)據(jù)的判讀［11］，無疑這種方式下分析的全面性受到了影響。

采用自檢測能夠簡化設(shè)備，但由于箭地總線的帶寬受限，箭上只能將自檢測的“結(jié)論”下傳，而無法傳送所有的原始數(shù)據(jù)。在這種限制下，由于沒有其他信息的對比，難以對箭上自檢測(Built in Test，BIT)的結(jié)論進(jìn)行確認(rèn)。而在文獻(xiàn)［12］的介紹中，日本新一代固體小運(yùn)載EPSILON火箭提出了完全由箭上設(shè)備自主完成檢測、故障診斷與隔離的設(shè)想，地面僅起到流程控制的作用，但目前的技術(shù)還未做到這一點(diǎn)。

對于我國新一代運(yùn)載火箭而言，為了簡化發(fā)射場的操作，取消了專用測試插頭，僅在火箭尾部保留了“脫拔連接器”，與傳統(tǒng)火箭相比，其測試需求有以下顯著的差異:

1)直接測量的信號顯著減少;

2)需要測試的信號量增多;

3)測試覆蓋性的要求在提高;

4)從功能測試向功能、性能兼重;

5)精簡人員、提高效率的要求更迫切。

1．3數(shù)據(jù)驅(qū)動的快速測試

針對上述需求，我國新一代中型運(yùn)載火箭提出了數(shù)據(jù)驅(qū)動的快速測試方案，即由箭上設(shè)備利用BIT功能完成數(shù)據(jù)的采集，由地面系統(tǒng)對數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。對于大型液體運(yùn)載火箭而言，采用此種箭地相結(jié)合的技術(shù)手段是較為合適的選擇。

地面的數(shù)據(jù)分析實(shí)質(zhì)上是在采用同樣算法或設(shè)計(jì)模型的條件下，對箭上處理過程的“復(fù)現(xiàn)”。該方法對查找故障十分有效，例如，曾經(jīng)在美國火星探路者號“優(yōu)先級翻轉(zhuǎn)”故障的查找中發(fā)揮了重要作用［13］。為此，箭地之間建立高速串行數(shù)據(jù)傳輸通道，地面以收到的數(shù)據(jù)觸發(fā)分析工作，對故障定位的示例將在后續(xù)章節(jié)說明。

2 箭載系統(tǒng)的測試性設(shè)計(jì)

由于箭地只有一個(gè)脫拔連接器使得硬件連接接口受限，為此必須選擇合適的監(jiān)測點(diǎn)，通過合理設(shè)計(jì)信息流，使得監(jiān)測點(diǎn)能夠錄取到分散在全箭各處設(shè)備的自檢數(shù)據(jù)。下文介紹為實(shí)現(xiàn)上述方案而開展的適應(yīng)性改進(jìn)設(shè)計(jì)。

2．1箭載系統(tǒng)的信息流分析

控制系統(tǒng)箭上的智能設(shè)備主要包括三大類，分別是箭載計(jì)算機(jī)、綜合控制器(含推力調(diào)節(jié)控制器)、伺服控制器，其信息統(tǒng)計(jì)見表1。例如箭機(jī)主要錄取慣性器件的信號和耗盡傳感器的信號，將姿態(tài)控制指令通過1553B總線傳送至伺服控制器，將關(guān)機(jī)指令通過1553B總線和422接口傳送至綜合控制器。表1對應(yīng)的信息流圖如圖1所示。

表1中壓力傳感器、增壓控制、時(shí)序控制、伺服驅(qū)動、脈沖控制等信號均無法由箭機(jī)自動獲取，但這些信號本身都編入了各控制器的自檢信息和遙測信息，并通過1553B總線或422接口傳送至箭機(jī)，與飛控軟件的內(nèi)部計(jì)算結(jié)果一并作為數(shù)字量遙測信息(俗稱“計(jì)算機(jī)字”)，通過1553B總線傳送至遙測系統(tǒng)。圖1中加粗箭頭所示為這部分參數(shù)傳遞至遙測系統(tǒng)的過程。

表1 箭上系統(tǒng)信息種類統(tǒng)計(jì)Table 1 The information statistics for on-board system

2．2基于“總線竊聽”的測試新體制

考慮到箭機(jī)是火箭控制系統(tǒng)的主控設(shè)備，因此將監(jiān)測點(diǎn)設(shè)置在計(jì)算機(jī)的內(nèi)總線端，可以獲取計(jì)算機(jī)的所有輸入(對應(yīng)各種傳感器)和輸出(對應(yīng)各種控制指令)信號;對與計(jì)算機(jī)沒有直接接口關(guān)系的信號，由計(jì)算機(jī)錄取BIT數(shù)據(jù)(遙測數(shù)據(jù))，在轉(zhuǎn)發(fā)給遙測系統(tǒng)的過程中進(jìn)行監(jiān)測，因此監(jiān)測箭機(jī)1553B、485、422接口可以獲取三類數(shù)據(jù):

1)飛行控制軟件的輸入、輸出數(shù)據(jù);

2)各類控制器的自檢測數(shù)據(jù);

3)數(shù)字量遙測信息。

將這種數(shù)據(jù)監(jiān)測技術(shù)稱作“總線竊聽”［14］技術(shù)，以區(qū)別于1553B總線等的“總線監(jiān)聽”(BM)技術(shù)，其特點(diǎn)如下:

1)數(shù)據(jù)的監(jiān)測工作全部自動完成，無需飛行軟件參與;

2)可以監(jiān)測所有地址線上的數(shù)據(jù)，由用戶在初始化時(shí)設(shè)置需要監(jiān)測的地址范圍，各種接口地址(I/O地址)、內(nèi)存地址均可以設(shè)置，因此“總線竊聽”也可以監(jiān)測內(nèi)存數(shù)據(jù);

3)采用中斷觸發(fā)模式，僅被監(jiān)測地址范圍內(nèi)的數(shù)據(jù)發(fā)生變化時(shí)才錄取數(shù)據(jù)并發(fā)送。采用雙緩沖實(shí)現(xiàn)“乒乓”操作，以確?？偩€監(jiān)測的無間斷采集和傳輸;

圖1 箭載系統(tǒng)信息流圖Fig．1 The information flow diagram of on-board system

4)硬件接口采用lvds體制，通訊速率≮10Mbps，通訊距離≮200 m。為避免信號衰減，發(fā)送端增加驅(qū)動，接收端采用自適應(yīng)均衡器使傳輸?shù)拇行盘柲軌蚧謴?fù)發(fā)送時(shí)的原有特性。

5)軟件協(xié)議具有不定長數(shù)據(jù)的適應(yīng)性，并含有信源編碼和時(shí)間標(biāo)記。

6)地面通訊終端設(shè)計(jì)較大容量的緩沖區(qū)，僅緩沖區(qū)寫滿時(shí)或較長時(shí)間內(nèi)緩沖區(qū)未更新時(shí)，將緩沖區(qū)數(shù)據(jù)存盤并啟動后續(xù)通訊，同時(shí)清空緩沖區(qū)，避免過多占用網(wǎng)絡(luò)資源。

7)為保證通訊的可靠，箭地通訊應(yīng)適應(yīng)并接兩個(gè)或多個(gè)地面通訊終端的情況。

地面測發(fā)控系統(tǒng)將得以簡化，如圖2所示。地面系統(tǒng)無需專用測試設(shè)備，前端設(shè)備利用通訊終端錄取箭上下傳的測試數(shù)據(jù)，采用實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)和網(wǎng)絡(luò)將數(shù)據(jù)及時(shí)分發(fā)到后端控制中心或設(shè)計(jì)單位。后端數(shù)據(jù)分析工作將在數(shù)據(jù)處理終端上完成，箭地之間接口簡化為供電接口(PWR)和總線接口集(含高速測量總線HMB等)。

2．3其他可測試性設(shè)計(jì)

飛行控制軟件的功能也分為兩類，一類用于導(dǎo)航制導(dǎo)與控制，主要包括主控任務(wù)(MC)、關(guān)機(jī)控制(CC)等;另一類稱之為“數(shù)據(jù)管理”(DM)功能，主要獲取各站點(diǎn)的BIT數(shù)據(jù)以及數(shù)字量遙測信息，并轉(zhuǎn)發(fā)給遙測系統(tǒng)。這些任務(wù)將由實(shí)時(shí)嵌入式操作系統(tǒng)管理［15］，其原理框圖如圖3所示，DM任務(wù)的優(yōu)先級最低。圖3中INIT、MB分別代表初始化和郵箱通訊任務(wù)。

圖2 地面測發(fā)控系統(tǒng)體系架構(gòu)示意圖Fig．2 The configuration of ground system

圖3 含有數(shù)據(jù)管理任務(wù)的軟件功能框圖Fig．3 The diagram of software with data management task

嵌入式操作系統(tǒng)為數(shù)據(jù)管理帶來了便利。例如，如果在DM任務(wù)中數(shù)據(jù)量較多一時(shí)難以處理完，此時(shí)MC的時(shí)鐘中斷到來，因其任務(wù)優(yōu)先級高，MC將優(yōu)先運(yùn)行不受影響;MC完成后，DM繼續(xù)未完成的數(shù)據(jù)處理工作，這樣可以充分利用計(jì)算機(jī)的處理時(shí)間且不影響高優(yōu)先級的任務(wù)。

除飛行軟件外，各級控制器也需針對測試分析的需求進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)，限于篇幅不再贅述。

3 數(shù)據(jù)分析技術(shù)

根據(jù)控制系統(tǒng)的特點(diǎn)，數(shù)據(jù)的分析分為三個(gè)方面:慣性器件輸出信號的分析、導(dǎo)航與控制參數(shù)的分析、時(shí)序信號的分析以及增壓控制信號的分析，分析的流程如圖4所示。

3．1慣性器件輸出信號的分析

對慣性器件輸出信號的分析，主要是確保控制系統(tǒng)的輸入?yún)?shù)正確可信。

3．1．1慣性器件輸出的綜合性判斷

所謂“綜合性”判斷是將慣組的測量結(jié)果與當(dāng)?shù)氐牡厍蜣D(zhuǎn)速和重力加速度進(jìn)行對比，并不區(qū)分各個(gè)測量軸的輸出，是對多個(gè)慣性器件指標(biāo)的綜合評估。具體方法如下，NGX、NGY、NGZ、NAX、NAY、NAZ為t秒內(nèi)各陀螺及加速度計(jì)的累計(jì)輸出脈沖數(shù):

式中:Kgx、Kgy、Kgz、D0x、D0y、D0z代表各個(gè)陀螺儀的脈沖當(dāng)量和零次項(xiàng)漂移，主要考核陀螺儀輸出，由地速15(")/s減去三個(gè)正交陀螺儀輸出的均方根;Kax、Kay、Kaz、K0x、K0y、K0z代表各個(gè)加速度計(jì)的脈沖當(dāng)量和零次項(xiàng)漂移，主要考核加速度計(jì)輸出，由1 g0減去三個(gè)正交加速度計(jì)輸出的均方根。

以某慣組為例，實(shí)測結(jié)果見表2。

表2 加速度計(jì)測量誤差ΔG(g0)Table 2 The measurement errors of acceleratorsΔG(g0)

表3 地球轉(zhuǎn)速測量誤差Δω/((")·s－1)Table 3 The measurement error of earth rotationΔω/((")·s－1)

從表2、3可以看出，加速度計(jì)的測量誤差＜3×10－4(g0)，地球轉(zhuǎn)速的測量誤差 ＜0．1("/s)，誤差取決于慣性器件自身的精度以及加溫時(shí)間。

3．1．2慣性器件輸出的合理性判斷

所謂“合理性”判斷，是將當(dāng)?shù)氐闹亓铀俣群偷厍蜣D(zhuǎn)速轉(zhuǎn)換為慣組各儀表的理論輸出，并與慣組的實(shí)際輸出進(jìn)行對比。慣組在測試過程中，始終處于垂直安裝的狀態(tài)，其敏感到1 g0的加速度，垂直于當(dāng)?shù)厮矫嬷赶蛏戏?，敏感到的角速度為地球自轉(zhuǎn)角速度在慣組三個(gè)敏感軸上的投影。對比誤差取決于慣組標(biāo)定的結(jié)果、慣組的調(diào)平與瞄準(zhǔn)誤差等。

3．1．3慣性器件輸出的一致性判斷

圖4 地面數(shù)據(jù)分析過程Fig．4 The data evaluation process on the ground

“一致性”判斷，是將冗余的某一套慣組作為標(biāo)尺去衡量其他慣組輸出的數(shù)據(jù)，由于多套慣組安裝在一個(gè)支架上，在靜止條件下支架的變型和安裝誤差均很小，因此不用再考慮調(diào)平和瞄準(zhǔn)對判斷誤差的影響。以三冗余設(shè)計(jì)中的滾動方向角速度增量偏差判斷為例，見下式:

式(3)中任一算式不成立則報(bào)警。其中δθxi(i=1～3)代表三冗余的滾動角速度測量值，Tg為累加周期，εx為誤差門限。該算式的含義是，對任何兩個(gè)角速度測量值在Tg內(nèi)累加和(即角速度增量)的差值進(jìn)行判斷，其絕對值在正常情況下應(yīng)小于門限值。其他比對分析的還包括角度增量偏差、視速度增量偏差、視速度全量偏差，這也是飛行中冗余管理判斷和隔離故障的依據(jù)。由于地面測試不存在振動等環(huán)境，因此地面判斷的誤差門限可以嚴(yán)于飛行中的故障判別門限，但二者的方法是相同的［16］。

與傳統(tǒng)系統(tǒng)級測試相比，上述方案加嚴(yán)了考核力度，尤其“一致性”判斷，幾乎不受當(dāng)?shù)刂亓铀俣?、射向以及安裝不水平度等的影響，這為從功能測試向性能測試創(chuàng)造了條件。

3．2導(dǎo)航與控制計(jì)算結(jié)果的分析

在慣性器件數(shù)據(jù)可信的情況下，開展下述兩類分析以檢查導(dǎo)航與控制功能:

1)實(shí)測值與理論值的對比

“實(shí)測值”是箭上飛行控制軟件根據(jù)錄取的慣組數(shù)據(jù)而計(jì)算出的導(dǎo)航量與姿態(tài)信息;而“理論值”是地面系統(tǒng)根據(jù)測試地點(diǎn)的大地物理參數(shù)、瞄準(zhǔn)方位、重力加速度及地球自轉(zhuǎn)角速度，用上述量采用四階龍格庫塔積分而計(jì)算出的。

2)實(shí)測值與推算值的對比

“推算值”是地面系統(tǒng)根據(jù)“竊聽”的慣組輸出數(shù)據(jù)，采用與箭上系統(tǒng)相同的算法進(jìn)行導(dǎo)航、制導(dǎo)與姿控運(yùn)算而得出的結(jié)果。

實(shí)測值與推算值的偏差主要取決于箭上和地面不同計(jì)算裝置的計(jì)算誤差、以及箭地解算時(shí)不可能完全同步而帶來的量化誤差;而實(shí)測值與理論值的偏差取決于慣組的測試誤差以及調(diào)平、瞄準(zhǔn)誤差。

3．3開關(guān)量信號的分析

第三步檢查控制系統(tǒng)的輸出信號是否正確。輸出信號分為兩類，一是姿態(tài)控制信號，包括伺服控制指令及發(fā)動機(jī)位置反饋信息，這在第3．2節(jié)“導(dǎo)航與控制”信號的分析中完成;二是開關(guān)量信號，包括由制導(dǎo)關(guān)機(jī)方程決定的時(shí)序信號，閉式增壓方案帶來的增壓控制信號。

時(shí)序信號判讀中重要的數(shù)據(jù)是時(shí)基信號，即一組時(shí)序的時(shí)間基準(zhǔn)，該組時(shí)序中的所有信號均與該時(shí)基有確定的時(shí)間關(guān)系。時(shí)基信號一般選為各級的關(guān)機(jī)信號，但關(guān)機(jī)方式的不同，時(shí)序指令也會有差別，因此要區(qū)分關(guān)機(jī)方式，如耗盡關(guān)機(jī)、制導(dǎo)關(guān)機(jī)、定時(shí)關(guān)機(jī)以及其他備保關(guān)機(jī)等。

增壓信號的判斷比時(shí)序信號要更加復(fù)雜一些，圖5較為詳細(xì)地介紹了此部分內(nèi)容。

圖5 增壓控制信號的分析Fig．5 The analysis process for pressure control signal

箭上的增壓控制由各級的綜控器實(shí)現(xiàn)，在地面分析中由一個(gè)軟件統(tǒng)一處理。主要采集箭上四類數(shù)據(jù)。圖5中最左列根據(jù)采集到的時(shí)間基點(diǎn)，對允許/禁止增壓的時(shí)間段進(jìn)行更新，并計(jì)算不同時(shí)間段的壓力控制帶。壓力控制帶包括下限值和上限值，當(dāng)壓力信號小于下限值時(shí)，需要增壓;當(dāng)壓力信號大于上限值時(shí)，停止增壓。壓力帶并非定常值，地面軟件需要根據(jù)時(shí)間基點(diǎn)對上述壓力控制的上下限值進(jìn)行實(shí)時(shí)解算。

第二列為采集壓力原始采樣數(shù)據(jù)，信號來自箭上的壓力傳感器;第三列為采集壓力濾波結(jié)果，信號來自箭上的綜合控制器;第四列為采集的增壓時(shí)序信號。將箭上采樣的增壓時(shí)序與地面分析計(jì)算的結(jié)果進(jìn)行對比，檢查指令發(fā)出的時(shí)間是否一致、指令的開/關(guān)狀態(tài)是否一致、是否漏發(fā)指令、是否誤發(fā)指令等。

4 故障診斷工作

與傳統(tǒng)故障專家系統(tǒng)或健康監(jiān)測系統(tǒng)相比，采用上述方法定位故障將更加準(zhǔn)確、快捷。

以圖6為例，為說明方便，對系統(tǒng)的組成進(jìn)行了簡化。

圖6 故障診斷示意圖Fig．6 The block diagram of fault diagnosis

當(dāng)慣組輸出故障時(shí)，最終由位移傳感器表征的伺服機(jī)構(gòu)擺角將不滿足事先的設(shè)計(jì)值，系統(tǒng)測試會指示“出錯(cuò)”。在傳統(tǒng)的測試方案中，當(dāng)位移傳感器的數(shù)據(jù)與設(shè)計(jì)值不符時(shí)，專家系統(tǒng)會提出可能產(chǎn)生問題的環(huán)節(jié)，如圖6(a)中編號①～⑩的部位，任一部位故障都會造成上述問題，其中②、⑥、⑩表示的設(shè)備之間的通訊線路。如果測試系統(tǒng)同時(shí)監(jiān)測了計(jì)算機(jī)和伺服控制器的輸出，則部位⑤、⑨的采樣結(jié)果也一定與設(shè)計(jì)值不符，同樣會報(bào)錯(cuò)。專家系統(tǒng)在指示出上述故障后，需要進(jìn)一步進(jìn)行故障隔離工作。

采用本方案后的故障定位原理如圖6(b)所示。首先，上述監(jiān)測點(diǎn)的數(shù)據(jù)均會通過“總線竊聽”技術(shù)被采集并傳送至地面分析終端，通過第3．1節(jié)介紹的方法，慣組的輸出故障首先會被判斷出;由于慣組的輸出數(shù)據(jù)與計(jì)算機(jī)采樣的數(shù)據(jù)相同，可以旁證出部位②(慣組至計(jì)算機(jī)的通訊線路)、③(箭機(jī)的采樣端口)工作正常;地面分析終端與箭機(jī)根據(jù)采樣到的相同參數(shù)進(jìn)行姿控計(jì)算，得出了相同的結(jié)果，進(jìn)而證明部位④(飛行軟件的處理)也是正確的……依此類推，后續(xù)部位均可以證明工作正常，唯一出錯(cuò)的環(huán)節(jié)是部位①。

可以看出，在本例中，當(dāng)慣組故障后，盡管箭機(jī)的輸出、伺服控制器的輸出、伺服機(jī)構(gòu)的反饋信號均與預(yù)想的設(shè)計(jì)值不符，但系統(tǒng)并不會報(bào)錯(cuò)，因?yàn)檫@些信號與其自身的輸入信號對應(yīng)，這由地面系統(tǒng)旁證了，所以不會對故障定位造成誤導(dǎo)。事實(shí)上，傳統(tǒng)的專家系統(tǒng)在進(jìn)行故障隔離時(shí)，也只能通過各單機(jī)的輸入/輸出數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，因此本方案比專家系統(tǒng)更深入了一步。但同時(shí)應(yīng)該看到，在沒有“總線竊聽”功能的情況下，獲取上述部位的數(shù)據(jù)本身就比較困難，甚至有些數(shù)據(jù)因沒有測試點(diǎn)而無法獲取，這些都限制了專家系統(tǒng)的應(yīng)用。

5 結(jié)束語

數(shù)據(jù)驅(qū)動的快速測試技術(shù)，改變了現(xiàn)有的測發(fā)控體制，其影響主要體現(xiàn)在以下幾個(gè)方面:

1)測試工作均由箭上系統(tǒng)自檢測完成，地面系統(tǒng)將主要進(jìn)行數(shù)據(jù)分析工作;

2)地面不再需要專用的測試設(shè)備，可以避免通用測控總線不斷更新的被動局面;

3)采用同一模型箭地同步解算，比傳統(tǒng)的專家系統(tǒng)等更能實(shí)時(shí)準(zhǔn)確地判斷出錯(cuò)部位;

4)不僅對最終的關(guān)機(jī)點(diǎn)參數(shù)和時(shí)序指令進(jìn)行核查，而且對每一控制周期的中間結(jié)果也自動對比，細(xì)化了分析的粒度。

上述技術(shù)的應(yīng)用得益于信息技術(shù)的發(fā)展:由于箭上處理能力增強(qiáng)，所以具備了BIT的能力;由于箭地之間連有高速總線，使得大容量的數(shù)據(jù)傳輸成為可能。上述技術(shù)已得到應(yīng)用，同等數(shù)據(jù)量的被測參數(shù)，原本需要3～4人、至少半天時(shí)間的分析工作，現(xiàn)無需人工參與、幾乎與測試進(jìn)程同步完成，并在測試結(jié)束后的幾分鐘內(nèi)自動形成判讀分析報(bào)告，節(jié)省了時(shí)間和人員。

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