交會對接多航天器聯(lián)合閉環(huán)測試模式設計與驗證

楊 楓，任 亮

(1.南京航空航天大學 航空宇航學院，南京 210016; 2.中國空間技術研究院，北京 100094)

0 引言

在載人航天領域，多航天器交會對接技術是研制的關鍵和難題，交會對接閉環(huán)測試系統(tǒng)設計的重要性尤為突出，主要解決飛行任務階段，多航天器交互狀態(tài)的驗證問題，突破了系統(tǒng)電測中多維度測試的關鍵技術，為順利完成電測任務提出保障。

多航天器交會對接地面測試核心思想是將載人飛船和目標飛行器融合成一個整體的測試對象，以統(tǒng)一的操作使其協(xié)調(diào)一致地同步完成遠距離導引、自主控制、交會及對接、停靠及組合體運行、分離與撤離、二次對接等交會對接各主要環(huán)節(jié)，在地面真實呈現(xiàn)交會對接飛行的全過程，達到多船器聯(lián)合電測的目的。

1 交會對接閉環(huán)測試系統(tǒng)設計

多航天器交會對接地面測試任務主要是完成任務對應各階段(自主飛行階段、目標飛行器與載人飛船交會對接段、目標飛行器與載人飛船交會對接準備、交會對接、組合體、撤離段，與貨運飛船交會對接段、目標飛行器與載人飛船交會對接準備、交會對接、組合體、撤離段)的狀態(tài)設置、狀態(tài)切換、狀態(tài)模擬和狀態(tài)數(shù)據(jù)確認。地面通過對飛行程序對應的各飛行狀態(tài)的時序控制的協(xié)調(diào)性、接口的匹配性、信息傳遞正確定等進行測試，并對多航天器各部件的工作狀態(tài)及相互間的配合狀態(tài)進行充分驗證。

根據(jù)交會對接測試任務的要求，用于交會對接的多航天器聯(lián)合電測閉環(huán)測試系統(tǒng)主要需求如下：

1)并行開展多航天器電性能測試，并實現(xiàn)交會對接數(shù)據(jù)閉環(huán)驗證；

2)在交會對接總線數(shù)據(jù)交互中，通過總線模擬、總線數(shù)據(jù)分析、判讀實時對比并分析目標飛行器代傳總線數(shù)據(jù)；以測試激勵和數(shù)據(jù)驅動實現(xiàn)測試過程的實時模擬、反饋和精度控制；

3)通過多數(shù)據(jù)源下行通道，進入數(shù)據(jù)中心，實現(xiàn)多航天器多通道信息流的控制處理與協(xié)同工作。測試往來載人航天器之間信息交互通道及信息流的正確性；

4)測試往來載人航天器交會對接敏感器和控制執(zhí)行設備的工作協(xié)同性；測試往來載人航天器對接分離時序和控制回路的正確性。

交會對接閉環(huán)測試系統(tǒng)方案設計如圖1所示。

圖1 交會對接測試系統(tǒng)設計

1)基于多通道下行多數(shù)據(jù)流并行計算特點，建立以總控為核心的柔性框架測試系統(tǒng)，圖1所示(包括地面供配電設備、測控設備、數(shù)管設備、儀表設備，以及分系統(tǒng)模擬器設備)，在原有綜合測試系統(tǒng)的基礎上，增加交會對接關鍵設備(對接機構模擬器、推進補加模擬器、對接總線模擬器、供電并網(wǎng)控制器)等，系統(tǒng)可在此基礎上進行調(diào)整和擴展；

2)在自動化測試系統(tǒng)上，實現(xiàn)單航天器、多航天器并行、交會對接組合體三種狀態(tài)切換，并實時動態(tài)同步，數(shù)據(jù)遙測作為驅動，結合模擬源數(shù)據(jù)激勵形成數(shù)據(jù)閉環(huán)回路，建立回路上的測試系統(tǒng)；

3)利用飛行任務中對飛行程序任務段進行分解，建立飛行階段、飛行時間、飛行指令、下行遙測等層級的分層模型，利用多航天器聯(lián)試和接口驗證等手段，使用模擬器實現(xiàn)動力學模型、接口協(xié)議、程序的驗證，實現(xiàn)航天器間電氣接口的正確性確認。

4)通過統(tǒng)一的數(shù)據(jù)中心，將多飛行器狀態(tài)管理、自動化測試技術、交會對接動態(tài)仿真監(jiān)視系統(tǒng)，整合多通道間的通信鏈路，使得測試數(shù)據(jù)同步一體化，并通過并行數(shù)據(jù)處理，實現(xiàn)多通道多吞吐量數(shù)據(jù)實時入庫，實現(xiàn)交會對接多航天器同步數(shù)據(jù)的實時性要求。

2 交會對接閉環(huán)測試系統(tǒng)實現(xiàn)

基于交會對接測試任務需要，同步模擬交會對接時序、組合體時序、繞飛時序，同步模擬對接機構的機電系統(tǒng)動作，驗證空空通信、總線通信、控制與推進系統(tǒng)相互協(xié)調(diào)性和匹配性。在多航天器電測中實現(xiàn)同步的動態(tài)模擬飛行和信息交互。

2.1 基于開放式構架一體化測試系統(tǒng)

為實現(xiàn)多航天器聯(lián)合電測，測試系統(tǒng)采用開放式構架，形成以總控系統(tǒng)為核心，由控制臺統(tǒng)一執(zhí)行操作的一體化管理控制模式，各分系統(tǒng)專用測試設備主機接受總控設備的統(tǒng)一控制和命令設置，并對其它分系統(tǒng)相關測試設備進行控制。該開放式測試系統(tǒng)采用高可靠性、高通用化、高集成度的軟硬件構成柔性系統(tǒng)，可根據(jù)需求組合疊加，通過硬件設置和軟件配置調(diào)整，即可實現(xiàn)單船、單器電測模式與船器聯(lián)合電測模式之間的靈活轉換。系統(tǒng)構建方案如下：

1)測試系統(tǒng)劃分為服務區(qū)、前置區(qū)、操作/應用區(qū)三大組成部分。其中服務區(qū)部署的總控后臺數(shù)據(jù)中心系統(tǒng)為統(tǒng)一核心，負責網(wǎng)絡通信、數(shù)據(jù)處理及存儲、查詢及判讀服務支持、GPS校時等功能。為每一航天器配有一前置區(qū)負責與被測航天器的直接交互，包括供配電、指令上行發(fā)送、數(shù)據(jù)下行接收、總線仿真監(jiān)視、動力學模型驅動等。為每一航天器配有一操作/應用區(qū)，提供控制臺和數(shù)據(jù)監(jiān)視/查詢終端，供測試人員執(zhí)行測試操作，以及測試數(shù)據(jù)訪問。

2)單船、單器測試時，由服務區(qū)和一套與其對應的前置區(qū)、操作/應用區(qū)構成測試系統(tǒng)，對單一航天器實施電測；船器間多航天器聯(lián)合電測時，以服務區(qū)為統(tǒng)一控制的樞紐，將每一航天器的前置區(qū)、操作/應用區(qū)通過信息流的實時融合，形成一體化的船器聯(lián)合測試系統(tǒng)，航天器間則通過空空通信和對接總線交互，并由測試系統(tǒng)通過上行指令和下行遙測構成的大回路閉環(huán)控制形成一體，并通過服務區(qū)的GPS時統(tǒng)校時，實現(xiàn)統(tǒng)一時間基準下的全系統(tǒng)動態(tài)同步聯(lián)動。

3)由于測試系統(tǒng)中的設備采用開放式的通用化模塊化設計，并采用虛擬儀器、軟件無線電等柔性設計，使前置區(qū)、操作/應用區(qū)具有良好的通用互換性和使用彈性，在單航天器電測和多航天器聯(lián)合電測之間轉換時，僅需進行少量的硬件設置調(diào)整，并更換軟件配置，即可實現(xiàn)快速的模式轉換，測試準備所需時間不超過2周。

2.2 對接分離時序聯(lián)合閉環(huán)測試同步一體化設計

對接機構是完成交會對接任務的重要組成部分，其關鍵性環(huán)節(jié)在于對接和分離兩個過程對機械組件的時序控制，因此必須對對接和分離過程的時序設計正確性合理性，以及對接機構與船、器相關設備控制與信息傳遞的協(xié)調(diào)性進行測試。為此針對對接分離時序設計了專項測試方案如下：

圖2 對接分離時序聯(lián)合閉環(huán)測試同步一體化設計與實施示意圖

1)對接分離時序試驗執(zhí)行船器正常聯(lián)合模飛中的二次對接過程測試序列，并引入了對接分離時序試驗臺驅動真實對接機構機械組件的軸向運動，實現(xiàn)對接分離過程的驗證測試。

2)測控通信及數(shù)管分系統(tǒng)獲得GNC實時測量的載人飛船相對目標飛行器的軸向相對距離、軸向相對速度等信息，通過遙測系統(tǒng)下傳至綜合測試總控，當處于試驗設定的軸向相對距離范圍后，由綜合測試總控控制對接分離時序試驗臺控制設備，試驗臺控制設備控制試驗臺上支座帶動被動對接機構機械組件，使其按照軸向相對速度Vx相對主動對接機構機械組件進行實時同步的軸向上下運動，從而實現(xiàn)兩航天器的相互接近和分離的實時動態(tài)同步一體化仿真模擬。

3)由飛船綜合測試總控根據(jù)來自遙測數(shù)據(jù)的真實接觸信號或分離信號控制試驗臺控制設備，試驗臺控制設備啟動試驗臺隨動功能，實現(xiàn)試驗臺上支座上下運動隨動和下支座水平轉動隨動，同時兩航天器對接機構機械組件按程序自動同步完成接觸、捕獲、緩沖、推出、拉回、鎖緊、復位、解鎖、分離推桿推出等的對接分離全過程動作。

2.3 多航天器模擬飛行程控指令大回路解析

在交會對接過程中，多航天器協(xié)同合作完成交會對接以及組合體飛行中，產(chǎn)生了多通道的指令和數(shù)據(jù)信息流：空間站往來飛行器通過空空對接設備產(chǎn)生的遙控指令和遙測參數(shù)，對接總線設備產(chǎn)生的遙控指令和遙測參數(shù)；往來飛行器通過空間站代傳下行的遙測參數(shù)；

實現(xiàn)多航天器間多通道指令和數(shù)據(jù)信息流的控制和處理就尤為重要，圖3所示，相對于單飛行器試驗，多飛行器通過聯(lián)合控制臺和數(shù)據(jù)中心對多航天器聯(lián)合試驗過程中多通道大回路指令和數(shù)據(jù)信息流的動態(tài)同步及實時融合，用戶可在統(tǒng)一的數(shù)據(jù)環(huán)境中通過訂閱飛行器或組合體的指令和數(shù)據(jù)信息，使同步一體化呈現(xiàn)，對指令和數(shù)據(jù)進行同步的聯(lián)合比較。

圖3 大回路比對圖

實現(xiàn)多航天器間多通道大回路指令和數(shù)據(jù)信息流的有效控制處理及判讀是交會對接測試的關鍵性環(huán)節(jié)，在系統(tǒng)設計中采用一種大回路比對的方法。航天器模擬飛行程控指令大回路解析與比對技術通過對航天器遙測數(shù)據(jù)的解析，獲得與指令和文件發(fā)送相關的數(shù)據(jù)，對數(shù)據(jù)進行比對、分析，判斷航天器接收和發(fā)送指令的各項功能和性能是否滿足設計要求，確保測試準確性、正確性，對其設計和實施方案如下：

1)飛船總控對所有飛船指令及下行數(shù)據(jù)(包含來自目標飛行器的數(shù)據(jù))進行發(fā)送及解算存儲；

2)目標飛行器總控對所有目標飛行器指令及下行數(shù)據(jù)(包含來自載人飛船的數(shù)據(jù))進行發(fā)送及解算存儲；

3)通過聯(lián)合控制臺和數(shù)據(jù)中心對飛船和目標飛行器數(shù)據(jù)實現(xiàn)多通道大回路指令和數(shù)據(jù)信息流的動態(tài)同步及實時融合，用戶可在統(tǒng)一的數(shù)據(jù)環(huán)境中通過自定義頁面自由訂閱任一航天器的指令和數(shù)據(jù)信息，使其同步無縫銜接并一體化呈現(xiàn)，對指令和數(shù)據(jù)進行同步的聯(lián)合交叉比對處理分析。

在航天器模擬飛行測試中，可以極大的提高測試效率，降低誤判和漏判率，該系統(tǒng)包括數(shù)據(jù)訂閱模塊、數(shù)據(jù)解析模塊、內(nèi)容比較模塊、時間比對模塊、文件存儲模塊、結果查詢模塊、界面顯示模塊、配置管理模塊，其指令比對工作流程如圖4所示。

圖4 指令比對工作流程圖

2.4 “零”米信號設計

多艙聯(lián)合測試，需要檢驗各艙間接口匹配性，空間站各艙段航天器采用各自總控設備，指令控制、數(shù)據(jù)處理、判讀由各自總控系統(tǒng)獨立執(zhí)行，測試數(shù)據(jù)可以代傳共享，具備指令、參數(shù)交互能力，對接及轉位機構能夠接收其他往來飛行器GNC發(fā)送的零米信號和貨船總控發(fā)送的分離開始指令；

通過對接機構模擬器模擬對接機構交會對接和分離過程中的機電動作，由綜合測試總控網(wǎng)絡實現(xiàn)多航天器對接機構模擬器之間的同步控制。以飛船對接目標飛行器為例，由飛船動力學仿真模型驅動源根據(jù)兩航天器相對距離給出“零米”或“分離開始”信號，模擬對接機構接觸狀態(tài)，送飛船綜合測試總控，作為交會對接關鍵事件觸發(fā)條件。飛船綜合測試總控將此信號轉發(fā)給載人飛船對接機構模擬器，同時傳送至目標飛行器總控并轉發(fā)給目標飛行器對接機構模擬器，兩航天器對接機構模擬器根據(jù)此信號進行同步。飛船對接機構模擬器在接收到“零米”或“分離開始”信號后，直接將動作控制信號轉送給目標對接結構模擬器，實現(xiàn)兩模擬器的機電系統(tǒng)同步做出連續(xù)模擬對接或分離動作。

GNC分系統(tǒng)將零米信號按照設備通報信息格式送至綜合測試總控主測試計算機(MTP)，對接機構分系統(tǒng)的對接機構模擬器向數(shù)據(jù)訂閱服務器(RTS)訂閱零米信號。零米信號的發(fā)送格式見表1。

表1 零米信號信息格式

信息體為ZM，代表零米信號(zero meter)，為ASCII碼表示，2個字節(jié)。MTP將測試序列運行狀態(tài)信息向測試局域網(wǎng)廣播。

3 實驗結果與分析

多航天器聯(lián)合閉環(huán)測試系統(tǒng)完成了多次船器聯(lián)合測試及發(fā)射場測試任務，驗證了多航天器聯(lián)合測試及大系統(tǒng)聯(lián)試期間系統(tǒng)時間同步及指令控制同步。順利完成測試任務：

1)實現(xiàn)多航天器間指令判讀100%、參數(shù)判讀95%以上，驗證30 000余參數(shù)，3 000多條指令全覆蓋，實現(xiàn)了100%飛行事件的自動判讀。

2)聯(lián)合電測系統(tǒng)時間精度優(yōu)于1 s。

3)多航天器間指令發(fā)送間隔不大于1 s。

4)航天期間對接機構時序同步控制時間延遲<200 ms。對接分離同步控制通信時間延遲<1 s。

實驗結果表明，多航天器聯(lián)合閉環(huán)測試系統(tǒng)的設計與驗證實現(xiàn)了傳統(tǒng)方案難以滿足的多航天器協(xié)同飛行以及同步動態(tài)時序動作的1：1真實模擬測試條件，充分覆蓋了在軌工況，節(jié)省了數(shù)據(jù)處理運算量需求，同時降低了約30%的判讀工作量，提升了電測水平，縮短了研制周期。

4 結束語

用于交會對接的多航天器聯(lián)合閉環(huán)測試的設計與實施，實現(xiàn)了多航天器間的一體化實時動態(tài)同步電測，實現(xiàn)了多航天器及其測試系統(tǒng)的時序同步，以及敏感器及其模擬器和機電系統(tǒng)的動力學模型同步動態(tài)聯(lián)合實時驅動的同步控制，采用了多航天器一體化實時精確控制的自動化測試，以及多航天器間多通道大回路信息流的實時統(tǒng)一管理。該系統(tǒng)的設計優(yōu)點在于：

1)采用了通用化模塊化的柔性開放式測試系統(tǒng)設計，測試模式調(diào)整轉換靈活快捷，使測試及測試準備的效率和進度大幅度提高。

2)成功利用0米信號差分GNSS相對定位仿真模擬、數(shù)管對接仿真模擬、交會對接敏感器仿真模擬、動力學仿真等仿真模擬技術，完成兩航天器交會對接設計的驗證，經(jīng)地面測試和實際在軌飛行的比對，仿真模擬技術達到了預期應用效果；

3)交會對接任務模擬飛行程控指令大回路比對技術，程控與遙測大回路比對。地面上行數(shù)據(jù)通過航天器多通道回環(huán)下行與地面存儲數(shù)據(jù)交叉比對。

4)實現(xiàn)多航天器聯(lián)合測試期間測試系統(tǒng)時間與指令控制同步、航天器測試數(shù)據(jù)信息交互、代傳，驗證航天器交會對接過程中指令控制與信息交互技術。