帶權超網絡的航天測控預設陣地的定位與定向

廖 琳，侯玉霞

(1.桂林理工大學 理學院，廣西 桂林 541006； 2.桂林理工大學 旅游與風景園林學院，廣西 桂林 541006)

0 引言

航天測控是由火箭運載、航空軌跡跟蹤、遠程信號接收、遠程信號處理等多項技術共同組成的網絡體系，能夠根據待測主體所發(fā)出的具體信號類別，完成后續(xù)的任務指令執(zhí)行及軌跡方向判定等處理。受到地球表面曲率作用的影響，整個航天測控的實施過程只能以無線電微波作為單一傳輸介質，且這種綜合型的實操系統(tǒng)不可能根據一個目標節(jié)點的實施行為，來判斷整個火箭體或航空運載體的航行軌跡[1]。因此，為實施航天測控的全程監(jiān)視，還需要多個地面站點的“接力”連接，一方面將上級預設陣地的物理信息完整傳輸至下級預設陣地，另一方面聯(lián)合所有陣地主體，形成一個獨立的信息傳輸鏈路。所謂預設陣地也叫臨時?？筷嚨兀侵钢黧w航空軌跡中可供設備暫時停留的物理位置，通常存在于軌跡的中后段位置。對于火箭及其它航空設備來說，前半段航行的動量導向力相對較足，設備體無需在軌跡內做出無用停留；而后半段航行的動量導向力相對較弱，設備體必須在各級預設陣地內做出短暫停留后，才能順利完成后續(xù)的既定航行任務。

近年來，隨著航空航天技術的不斷發(fā)展，如何定位軌跡內預設陣地所處的具體位置，成為了一項亟待解決的物理難題。傳統(tǒng)Y/JTG-1方法根據航天測控器的非線性誤差行為，計算航行設備與預設陣地間信息傳輸的頻度條件，再借助既定串行芯片，確定航行網絡中可能出現信息交互行為節(jié)點的所在位置，進而完成預設陣地的定位與定向處理。但隨著執(zhí)行時間的延長，經由這種方法所得到的D-S系數與P-S系數均不能達到理想數值水平。為解決此問題，引入帶權超網絡，設計一種新型的航天測控預設陣地定位與定向方法，借助射頻電路、微型測控處理器等硬件結構，布施所有滿足應用條件等帶權超節(jié)點，再利用相應型號的單片機設備，實施最終的定位與定向處理。實驗結果表明，這種新型實施手段能夠在確保航天器穩(wěn)定航行的前提下，提升D-S系數、P-S系數的數值水平，有效解決Y/JTG-1方法應用性不足的問題。

1 基于帶權超網絡的航天測控環(huán)境搭建

基于帶權超網絡的航天測控環(huán)境由射頻電路、微型處理器、網絡串行芯片等幾部分組成，具體搭建方法如下。

圖2 微型測控處理器結構圖

1.1 航天射頻電路

航天射頻電路是帶權超網絡中的唯一電量輸出裝置，由RAM、ROM、測控電阻、射頻芯片等多個物理結構共同組成，如圖1所示。測控驅動器W1、W2同時存在于航天電流輸入端的正下方，能直接調節(jié)驅動電阻的接入數值水平，進而使RAM、ROM設備兩端的負載電壓逐漸趨于穩(wěn)定。CCI設備位于電阻器的頭結點位置，調配航天測控電阻R1、R2、R3、R4的執(zhí)行數量值，并將所有數據信息匯總，傳輸至電子寄存器內部。CC2530射頻芯片是航天射頻電路的核心構成元件，同時驅動ALU、ACC、PSW等多個航天測控裝置，為保證帶權超網絡內電壓處處相等，傳輸電子必須先進入電量測控裝置，才能與板材結構內的預留射頻電量完全相融。航天電量控制器與帶權超網絡信道直接相連，可在接收預設傳輸電子的同時，將未完全利用的射頻電量分配至I1、I2兩個電子寄存器內部，在確保預設陣地所處位置不出現明顯變化的情況下，聯(lián)合D1、D2兩個協(xié)調器裝置，完成整個航天射頻電路內的電流輸出任務[2]。為保證航天設備能夠得到穩(wěn)定的電子供應，射頻電路內還并聯(lián)一個微型的內控電路，可按照電量控制器傳輸電流的具體變化情況，更改測控任務的最終行為趨勢。

圖1 航天射頻電路圖

1.2 微型測控處理器

微型測控處理器在帶權超網絡中起到核心控制作用，能根據航天設備的現有執(zhí)行狀態(tài)，規(guī)劃預設陣地在后續(xù)航行軌跡中可能達到的最遠路徑范圍，為后續(xù)定位與定向操作提供可依據的數值化條件。整個單體處理器由PWR、TRIP、CPU、AC共4類結構共同組成，如圖2所示。PWR設備也叫為微型調控芯片，置于測控處理器的最左端，能夠感知CC2530射頻芯片的連接行為，進而控制航天電路內的電子傳輸行為，使預設陣地接收到的電量信號始終保持穩(wěn)定狀態(tài)[3-4]。TRIP設備的物理功能與測控處理電阻類似，可根據航天電子寄存器、航天電量協(xié)調器內交變電流的傳輸情況，更改主電路中的實際接入電阻，并以此為條件，限制電阻器的真實跳頻范圍，使因預設陣地選取而引發(fā)的航天測控電壓改變量快速趨于穩(wěn)定。CPU設備是CC2530射頻芯片的輔助執(zhí)行設備，具備較強的電子感知能力，在既定航行時間內，可引導帶權超網絡逐漸向著并聯(lián)化狀態(tài)演變，從而促使微型測控處理器能夠與其它關聯(lián)設備保持安全性連接。AC設備置于測控處理器的最右端，具備20個以上的連接慣腳，是唯一保持單相接入的微型測控處理器實施元件。COM1是航天射頻電子的傳入接口，COM2是航天射頻電子的傳出接口，在既定測控周期內，只有兩個接口同時保持占用狀態(tài)，才代表微型測控處理器以完全接入航天射頻電路中。

1.3 網絡串行芯片

網絡串行芯片位于航天測控設備的主體結構單元中，可借助無線電波實現與預設陣地間的信息互傳，并以此加強帶權超網絡的外部執(zhí)行穩(wěn)定性，其結構如圖3所示。整個網絡串行芯片保持上、下兩層的分級連接形式，空白部署處分設多個網絡電阻R，一方面對航天執(zhí)行裝置中的交變電流實施整合轉換，另一方面穩(wěn)定測控環(huán)境內的核心輸出電壓。最上端連接開關直接控制串行電子接口器的測控處理行為，可以在多個網絡電阻R的共同作用下，將處于分散狀態(tài)的航天傳輸電流整合成束狀結構。MS10232NL設備負責驅動定位單片機裝置，通過多個物理慣腳直接接入芯片板材，主要執(zhí)行帶權超網絡內的電量平均處理任務。RH25L182元件是網絡串行芯片的核心搭建設備，周圍環(huán)繞著多個網絡電阻R，可吸取每個執(zhí)行電阻內的流通電子，并將其驅散至接口器裝置中。SMSCBJ10A設備負責驅動定向單片機裝置，可根據航天測控處理器中定向外力矩的數量級水平，更改航天行駛軌跡中預設陣地的實際數值條件[5]。ERBCV100設備位于網絡串行芯片的最下端，兼?zhèn)湫畔⒕C合、電量綜合、指令綜合等多項處置任務，能直接調用航天射頻電路中的交變電流。

圖3 網絡串行芯片結構圖

1.4 帶權超節(jié)點布施

如圖4所示，節(jié)點布施是航天帶權超網絡組建與協(xié)調處理的必要行為，在微型測控處理器全面接電后，聯(lián)合網絡串行芯片規(guī)劃MAC、NWK、PAN等多個航天陣地節(jié)點所處的具體位置。在航天帶權超網絡中，微型測控處理器、串行芯片均保持獨立并聯(lián)的接入狀態(tài)，且隨著總航行軌跡的延長，所涉及預設陣地的數量級水平也會不斷增大。為保證后續(xù)定位、定向指令的準確性，MAC航天測控節(jié)點可以在get-request與trap協(xié)議的促進下，同時執(zhí)行網絡電流的傳入與傳出處置，并將未完全消耗的電量信息導入至航天測控信道內[6]。NWK節(jié)點置于帶權超網絡的中部位置，與二級預設陣地相對應，在整個航空電子傳輸過程中，始終遵循get-next-request與PDU協(xié)議的連接需求。PAN節(jié)點置于帶權超網絡的最末端，與三級預設陣地相對應，因本層結構中航天測控指令的執(zhí)行步驟相對復雜，故同時受到set-request、SNMP、get-response等4項傳輸協(xié)議的同時作用影響。

圖4 帶權超節(jié)點布施原理

2 預設陣地的定位處理

在航天測控帶權超網絡環(huán)境的基礎上，按照預設階段劃分、定位點布局、單片機連接的操作流程，完成預設陣地的初步定位處理。

2.1 航天測控的預設階段劃分

航天測控的預設陣地分布于航行軌跡的中后部，為一個具有實際運載任務的設備結構體。在航天測控軌跡中，包含中間位置節(jié)點在內共有3個最主要的測控待整單元，分別命名為“初始預設陣地”、“逼近預設陣地”、“修正預設陣地”，且每一類型陣地結構都對應一個相對獨立的航天測控階段。

1)初始預設陣地：初始預設陣地與初級航天測控行為對應，在此過程中航天設備始終維持初始的航行狀態(tài)，這是整個預設陣地定位處理所參考的第一類數據信息。

2)逼近預設陣地：逼近預設陣地與中間航天測控行為對應，在此過程中航天設備的航行行為首次發(fā)生改變，這是整個預設陣地定位處理所參考的第二類數據信息。

3)修正預設陣地：修正預設陣地與末尾航天測控行為對應，在此過程中航天設備的航行行為逐漸趨于穩(wěn)定，但總體數值水平遠低于初始階段，這是整個預設陣地定位處理所參考的第三類數據信息[7]。

圖5 定位單片機結構圖

設Q1、Q2、Q3分別代表第一類數據信息、第二類數據信息、第三類數據信息，聯(lián)合上述物理量可將航天測控預設階段的劃分定義式表示為：

(1)

2.2 預設陣地的定位點布局

預設陣地定位點布局以帶權超網絡中的航天測控節(jié)點作為操作目標，按照不同預設階段的結構特定，規(guī)劃行為坐標體系內定位向量的指引方向。在帶權超網絡坐標系內，A0代表航天測控預設陣地的初始位置信息，An代表航天測控預設陣地的完結位置信息，聯(lián)立公式(1)，可將預設陣地的定位點統(tǒng)籌規(guī)劃原理表示為：

(2)

在確保預設陣地統(tǒng)籌規(guī)劃位置不發(fā)生改變的前提下，以既定時間T作為計數條件，在帶權超網絡坐標系內所有可能出現的曲率數值中，隨機挑選一個向量定義為β′，設R0代表下限布局邊界參數，R1代表上限布局邊界參數，聯(lián)立公式(2)，可將航天測控預設陣地的定位點布局判別式表示為：

(3)

2.3 定位單片機

定位單片機是航天測控裝置內，直接與預設陣地交換定位指令的物理結構，總體電感抗壓量略低于航天射頻電路，受到微型測控處理器、網絡串行芯片的直屬領導，屬于帶權超網絡中的“核心指揮元件”，如圖5所示。處于中間位置的AVR定位主板，在感知航天測控裝置與預設陣地間物理距離的同時，向連接開關傳輸控制指令，進而影響位置協(xié)調器的執(zhí)行狀態(tài)[8]。MCS-51電阻位于定位主板下方，與最下端的兩個信號接收器直接相連，能準確接收預設陣地主體發(fā)出的微弱關聯(lián)信號，并調節(jié)現有執(zhí)行指令中的布局實施行為，實現無誤定位的目的。

3 預設陣地的定向處理

聯(lián)合單片機設備，滿足航天測控預設陣地的定位需求，再通過確定聯(lián)測方位角、計算定向外力矩的方式，實現陣地主體的定向處理。

3.1 聯(lián)測方位角確定

圖6 延伸型聯(lián)測方位角確定 圖7 發(fā)散型聯(lián)測方位角確定

圖8 定向單片機結構圖

在帶權超網絡中，因航天測控預設陣地定向而產生的聯(lián)測方位角包含延伸型、發(fā)散型兩大類，分別如圖6和圖7所示。其中，延伸型聯(lián)測方位角的起始節(jié)點“0”位于預設陣地的最右側，各下級聯(lián)測方位角按照關聯(lián)排列的方式，分布于預設陣地的左側區(qū)域[9]。針對這種類型的聯(lián)測方位角，需要嚴格記錄每個節(jié)點所屬的位置信息，再通過計算“0”位置到其它節(jié)點物理距離的方式，完成最終的定向確定處理。

發(fā)散型聯(lián)測方位角的起始節(jié)點“0”位于預設陣地的中間位置，各下級聯(lián)測方位角按照“逆時針”排列方式，分布于預設陣地的周圍區(qū)域。針對這種類型的聯(lián)測方位角，需要緊密控制下級節(jié)點與起始節(jié)點間的物理距離，再通過度量相連節(jié)點間網絡位移差的方式，完成最終的定向確定處理。

3.2 預設陣地的定向外力矩

(4)

其中:ΔF代表定向處理時間內航天測控預設陣地所受向心力的變化量，k1、k0分別代表力矩作用效果的上下限應用系數，ε代表航行轉速的實際偏轉量，d代表定向作用條件，μ代表預設陣地的抗壓感知參量。

3.3 定向單片機

定向單片機執(zhí)行由帶權超網絡發(fā)布的航天測控任務，可根據預設陣地在航行軌跡中的資源占用情況，確定聯(lián)測方位角、處置外力矩的實際作用效果，由HSL/HSO芯片、定向執(zhí)行器、負載電阻、信號接收器、定向判斷開關5部分組成。如圖8所示，HSL/HSO芯片與核心網絡主機相連，能夠借助傳輸導線，干預單片機結構的導入行為，進而實現航天測控預設陣地的初步定向處理。定向判斷開關位于單片機左側，與執(zhí)行器設備體相連，在帶權超網絡中直接控制測控主機的接入行為，并以數據流的形式，將所有信息參量傳輸至預設陣地內部[11-12]。信號接收器具備良好的無線感知能力，可在超導測控波的促進下，與定位單片機建立物理連接。負載電阻與定向執(zhí)行器相匹配，是定向單片機結構中的電子導流裝置，可根據航天測控行為的改變，大致限定預設陣地的實際所處區(qū)域。至此，完成所有參數處理及硬件結構搭建，實現帶權超網絡航天測控預設陣地定位與定向方法的順利應用。

4 應用比對分析

為驗證帶權超網絡航天測控預設陣地定位與定向方法的實用性，設計如下對比實驗。在模擬平臺中，設置兩臺執(zhí)行狀態(tài)完全相同的航天執(zhí)行器作為實驗對象，對實驗組執(zhí)行器實施新型定位與定向方法，對對照組執(zhí)行器不實施任何干預手段。在既定監(jiān)測時間內，分別記錄D-S系數、P-S系數的具體變化情況。

4.1 實測環(huán)境建立

在帶權超網絡環(huán)境中，可按照如表1搭建實驗所需監(jiān)測平臺。

表1 實驗監(jiān)測環(huán)境

為突出實驗處置的公平性，實驗組、對照組平臺連接系數始終保持一致。

4.2 D-S系數

D-S系數直接影響航天測控預設陣地的定位精準性，通常情況下前者數值越大，后者能力越強;反之則越弱。實驗組、對照組D-S系數的具體變化情況如圖9所示。

圖9 D-S系數對比圖

分析圖9可知，實驗組D-S系數從第30 min開始，出現明顯上升的變化趨勢，直至第35 min達到最大值69.8%；對照組D-S系數在整個實驗過程中，基本始終維持相對穩(wěn)定的變化趨勢，全局最大值僅達到42.7%，遠低于實驗組數值水平。綜上可知，應用帶權超網絡航天測控預設陣地定位與定向方法，可使D-S系數呈現明顯上升的變化趨勢，對航天測控預設陣地的定位精準性起到極強促進作用。

4.3 P-S系數

P-S系數直接影響航天測控預設陣地的定向精準性，通常情況下前者數值越大，后者能力越強；反之則越弱。圖10反應了實驗組、對照組P-S系數的具體變化情況。

圖10 P-S系數對比圖

分析圖10可知，隨著實驗時間的增加，實驗組P-S系數出現先上升、再穩(wěn)定的變化趨勢，全局最大值達到60.5%；對照組P-S系數在出現階段性穩(wěn)定狀態(tài)后，開始持續(xù)下降，最大值僅能達到33.7%，遠低于實驗組數值水平。綜上可知，應用帶權超網絡航天測控預設陣地定位與定向方法，可促進P-S系數的不斷提升，進而使航天測控預設陣地的定向精準性大幅增強。

5 結束語

在帶權超網絡的干預下，航天測控預設陣地的定位與定向方法聯(lián)合射頻電路、微型處理器等硬件設備，布施所有節(jié)點組織，再根據預設階段劃分、聯(lián)測方位角確定等原理，實現最終的定位與定向處理。從實用性角度來看，D-S系數、P-S系數均出現明顯的上升趨勢，實現對航天陣地所處位置的精準性控制。