基于VxWorks的飛行器模飛測試方法研究

(北京航天長征飛行器研究所，北京 100076)

0 引言

在飛行器研發過程中，為對大部分電氣系統的功能、性能進行檢查，對飛行程序、時序控制指令的正確性和匹配性進行測試以及對一些故障狀態飛行彈道進行模擬，均需要利用綜合測試系統進行檢驗和測試，而且人們希望該系統能夠盡可能地逼近真實飛行條件[1-2]。

傳統綜合測試系統更側重于電氣系統的接口匹配性測試，且往往需要配套轉臺等多種外部設備，導致測試程序繁多、測試流程復雜、測試效率低下[3-4]。針對這種情況，本文設計了一套基于VxWorks的模飛測試方法，在減少設備數量的同時提高測試覆蓋性和測試效率。

1 系統結構及原理

在靜態測試條件下，慣性器件無法隨著彈體轉動輸出相應的姿態角和視加速度，因此通過數學模型運算產生慣性數據，采用模擬注入方式實現閉環模飛測試。整個模飛測試方法的設計原理如圖1所示，具體原理如下：

1)模飛軟件的開發基于實時操作系統VxWorks完成，該系統具有開發簡便、系統響應速度快、實時性好、內核穩定等優點[5]；

2)控制計算機(內部運行飛行控制軟件)接收到綜合測控系統發出的起飛指令后開始進行飛行流程，輸出飛行控制指令，該指令以RS422串行通訊接口發送給模型機(內部運行模飛程序)；

3)模飛軟件根據接收到的控制指令實時解算數學模型，產生飛行器的模擬慣組數據(姿態角速度和視加速度數據)，并通過RS422串行通訊接口發送給控制計算機；

4)控制計算機根據接收到的模擬慣組數據，計算完成下一步控制指令并輸出，從而形成閉環模飛測試。

5)執行機構根據控制計算機的控制指令執行相應動作；

6)遙測系統采集實時模飛產生的所有數字量和模擬量遙測數據，其他系統與控制計算機之間根據飛行時序交互信息。

2 硬件設計方案

2.1 綜合測控系統

該系統采用前后端設計思想，其中前端為系統地面站、后端為主控計算機，前后端通過光纖或網線連接，系統拓撲圖如圖2所示，具體系統設備組成圖3所示。

圖2 綜合測控系統拓撲圖

圖3 系統設備組成圖

主控計算機通過PCIe-8375與綜合測控地面站相連，為降低總線延遲二者采用有源光纖連接，組成透明的PCI橋。全部的計算和控制均由主控計算機完成，因此主控計算機的處理能力決定系統的實際工作效率。為保證控制系統地面站的能力發揮到最大，選用聯想的ThinkStation P900工作站作為主控計算機，并配合GV-N75TOC-2GI顯卡及多臺顯示器組成的顯示界面完成人機交互。P900工作站采用E5-2620V3處理器，具有2.4 GHz主頻、15 MB緩存、6個內核；工作站主板具有4個PCI-E x16插槽、2個PCI-E x4插槽、1個PCI-E x1插槽和1個PCI插槽，能夠滿足PCIe-8375 PCI-E橋、GV-N75TOC-2GI顯卡以及網卡的需求。

綜合測控地面站主要用于飛行器的供電、通信指令收發處理、電壓采集、阻值測試等功能，是系統的主要地面測試設備。該系統的主要設備為一臺由18槽兼容式PXI機箱PXIe-1085和配套板卡組成的測控機箱。PXIe-1085機箱具有16個混合插槽，可安裝兼容式PXI或PXIe模塊。通訊接口包含RS422和1553B兩種，為保證RS422接口的隔離特性，采用PXI-8433/2作為通訊模塊，能夠滿足921600b/s的帶寬要求；1553B模塊采用4M雙通道模塊。在測試過程中地面站還負責對飛行器的多種電壓進行測量、監控以及對電源的電壓和電流進行測量，為減少系統不同電源母線間的耦合和串擾，采用PXIe-4300 8通道隔離A/D模塊進行電壓測量。PXIe-4300輸入阻抗為10 kΩ，可以實現每通道25 k/s的采樣率，電壓測量精度也可達到12.6 mV(10 V量程)。飛行器的起飛信號和測試狀態控制信號需要通過常閉觸點保持接通28 V地，在測試過程中打開。據此選用PXI-2566 16通道2A SPDT繼電器模塊。供電控制方案采用通過開關直接控制電源輸出的方式，即采用PXI-2564大功率SPST繼電器并聯進行供電[6-7]。

為了實現對綜合測控地面站電源的控制，將站內電源通過LAN總線進行連接，并通過光纖交換機與后端的主控計算機連接，通過軟件指令控制電源的輸出和關斷。為了實現對電壓和電流精細化采集和監控，將前端綜合測控地面站內的程控直流穩壓電源的電壓電流信號通過PXIe-1085機箱內的A/D模塊進行采集，避免了由于網絡延遲導致的數據偏差。

2.2 模型機

該模型機的設計力求可靠性高、維修性好且易于外場攜帶，本系統選擇了一款基于PCI總線的便攜式工控機。該機集成了液晶顯示器、鍵盤、觸控板。結構上為鋁型材框架機箱、下翻鍵盤模式，電氣上包括總線底板、計算機主板、二次電源、28 V輸出直流電源等電氣功能模塊以及DVD-RW刻錄光驅、硬盤、揚聲器等功能部件，對外接口信號從安裝在測面板上的連接器引出。

為提高通用性、擴展性并考慮降低成本，該模型機采用PCI總線架構，通過配置PCI總線的專用接口功能單元可實現特定功能設備的數據采集與處理。

3 軟件設計方案

3.1 綜合測控系統

綜合測試軟件運行于Windows操作系統，主要作用是響應用戶的操作并根據用戶操作實現控制計算機對相應動作的執行響應。軟件采用面向對象的程序設計方式，以綜合測控系統和飛行器控制系統為核心對象構建，采用Visual Studio2010和Measurement Studio 2013為開發平臺。

根據對綜合測試對象的分析，整個測試軟件從功能上可分為3大部分：用戶交互UI部分、功能應用模塊和底層驅動模塊，軟件架構如圖4。

圖4 系統設備組成圖

3.1.1 UI設計

用戶交互UI為父子窗體模式，父窗體設置軟件的打開、關閉、新建、配置、軟件信息、單項測試等功能，子窗體為信息顯示和指令收發按鍵或顯示框，采用該設計可根據待測對象個數靈活打開單個或多個子窗體，保證呈現關鍵信息給用戶。為保證軟件的用戶體驗，用戶界面的UI響應均采用異步方式進行處理，在控制計算機允許的條件下可以同時進行多個不沖突的測試操作。在測試程序的自動化方面，軟件允許用戶通過自主創建測試流程的方式實現靈活的自動化測試，用戶可將需要測試項目拖拽至自動流程窗口，并可對當前流程進行修改、保存、導入等操作。

3.1.2 功能應用模塊劃分

功能應用模塊主要完成電源管理、發射和起飛控制、通訊指令收發及測試狀態監控功能。各功能模塊嚴格按照緊耦合的思路進行設計，內部互相關聯、對外相對獨立，可根據用戶的操作同時或依次執行。

為保證測試的安全性，在電源管理模塊中實現了對電壓電流的自動檢測控制，僅當電壓電流滿足要求時軟件才會控制電源輸出；一旦出現異常，軟件自動切斷電源，保證硬件產品安全。

在發射和起飛控制模塊中，對飛行器的關鍵的安全狀態進行了判斷，僅當滿足條件時才能對發射狀態進行切換，保證了測試人員的安全。

對于通信模塊，則充分利用的模塊內部的緩沖區，將通訊協議預先寫入模塊緩沖區，通過消息ID直接實現指令的發送。

3.1.3 驅動程序重構

驅動程序包括模塊廠商的驅動程序和用戶驅動程序兩部分。廠商的驅動程序負責模塊的基本操作，用戶驅動程序負責將廠商的驅動程序二次封裝，將模塊或通道的操作轉換為行為域的操作、將動作映射為用戶的行為。

3.2 模型機模飛軟件

模型機模飛軟件設計包括實時仿真軟件和模型計算軟件兩個模塊，實時仿真軟件模塊完成與控制計算機的數據交互、模型計算軟件的任務調度與處理等工作；模型計算軟件模塊則根據接收的控制指令完成飛行器數學仿真模型的解算，并將計算得到的慣組數據交由實時仿真軟件模塊發送給控制計算機，從而形成閉環模飛測試[8]。

3.2.1 實時仿真軟件

為保證模飛軟件計算的實時性，本方案采用VxWorks實時操作系完成模型的實時解算、控制指令接收以及模擬慣組數據的輸出。軟件采用了基于狀態機的設計思路，對輸入、計算、處理等環節采用狀態機進行輪轉切換，軟件狀態機如圖5。

圖5 實時仿真系統軟件狀態機

同時軟件采用面向對象的設計方法，對仿真模型進行抽象、創建對象，利用VxWorks任務間資源的獨立性，同一隊象在多個任務中具有獨立的任務控制塊和內存區域，可以實現同一模型的多個飛行器模飛的計算。

由于需要同時運行多個飛行器模型，每個RS422通訊接口負責一個飛行器模型的控制指令輸入和模擬慣組數據的輸出，因此在軟件設計過程中需要通過合理的任務調度機制借助信號量實現對臨界資源的互斥訪問，避免競爭冒險的發生。在實際設計過程中，當RS422接口接收到有效指令后，同樣采用信號量控制使計算任務由阻塞態(PENDING)切換到運行態(READY)[9-10]。

為保證計算的實時性，軟件設計時充分利用了VxWorks搶占式和時間片輪轉結合的調度模式，對于指令接收和計算采用搶占式調度模式，對于多個模飛對象的任務采用時間片輪轉的調度模式。當有多個對象時，可以充分利用VxWorks提供的SMP架構實現任務的多核運行。

3.2.2 模型計算軟件

建立準確的飛行器仿真模型是實現模擬飛行的前提，針對模擬飛行使用場景，需建立一套可實現控制計算機閉環的飛行器仿真模型。

飛行器模型劃分為四大模塊，分別為運動學/動力學仿真模塊、慣性測量器件仿真模塊、執行機構仿真模塊與飛行環境仿真模塊，模型計算軟件原理框架如圖6所示。模型運行流程如下：運動學/動力學模塊根據當前飛行狀態與環境信息，計算彈體受力與力矩情況，積分計算下一時刻的飛行運動狀態，并將加速度與角速度傳遞給慣性測量器件仿真模塊。慣組仿真模塊根據輸入計算飛行器彈體相對于慣性空間的視加速度與角速度，并通過通RS422通訊發動給控制計算機。控制計算機接收慣組輸入并按照特定制導控制律進行控制指令解算，并將控制指令通過RS422通訊接口發出。執行機構仿真模型接收控制指令，并模擬相應的機械動作，將動作結果反饋至彈體運動學/動力學模型中，用于下一時刻狀態解算。至此飛行器仿真模型與控制計算機實現閉環飛行仿真。

圖6 模型計算軟件原理框圖

3.2.3 運動學/動力學仿真模塊

作為飛行器建模的基本模塊，運動學/動力學仿真模型通常為描述飛行器推力、重力、氣動力、操縱力與力矩間關系的六自由度剛體(或彈性體)方程，包括動力學方程、運動學方程、質量方程和幾何關系方程等。其中，運動學方程主要是對其質心運動及角運動進行積分求解，動力學方程則根據運動學環節提供的飛行器姿態、位置，計算飛行器所受到的力和力矩，而后反饋回運動學環節，迭代求解飛行器的運動姿態及彈道軌跡。質量方程根據燃料消耗情況實時計算飛行器質量，而后反饋至運動學與動力學方程中。

3.2.4 慣性測量器件仿真模塊

慣性測量器件仿真模塊主要包含加速度計仿真模型與陀螺儀仿真模型。模塊依據飛行器運動學/動力學模塊仿真的飛行器運動狀態，結合慣性器件動力學模型、慣性器件誤差模型與器件安裝位置等信息，實現飛行器相對于慣性系的視加速度與角速度的模擬，輸出信息用于控制計算機的制導控制解算。

3.2.5 執行機構仿真模塊

執行機構仿真模塊主要為舵機模型。模型的建立充分考慮實際產品特性，保證模型有較高的擬真度。舵機模型主要考慮舵機系統動力學特性、舵機系統速率限制、舵機系統位置回環寬度、舵機系統比例誤差、舵機系統零位誤差等。模塊接收控制計算機發出的控制指令，實時模擬舵機動作，模型輸出反饋至飛行器運動學/動力學模塊，驅動飛行器按照控制指令運動。

3.2.6 飛行環境仿真模塊

飛行環境仿真模塊用于模擬飛行器飛行的外部環境模型，模塊考慮綜合飛行器在大氣層內及大氣層外的飛行環境，依據相關標準文件，建立相關環境模型，主要有地球重力模型(轉動橢球模型)、標準大氣模型、風場模型等。

4 實驗結果與分析

測試過程為：飛行器通過綜合測控系統實現供電，單機各項自檢功能正常后執行參數裝訂，主要包括當前模飛的起始點位置、目標點位置、當前飛行模式、模型運行個數等信息。該指令由控制計算機同步分發給模型機，運行在VxWorks系統上的軟件會根據裝訂信息自動確定當前飛行模式，進入相應的程序執行段。各項飛行前準備工作完成后，綜合測控系統向控制計算機發出起飛指令，飛行控制軟件和模型軟件同步運行，按照裝訂信息實現閉環模飛，執行機構會根據實時生成的控制指令動作，其余外設也會根據實時信息完成各自的飛行功能。

所有飛行信息都會通過遙測數據傳回到地面接收計算機存盤。事后對飛行數據進行判讀，所有飛行時序動作均按照裝訂彈道正常發出，飛行器準確落入預訂地點，各系統間接口工作協調，整個系統均工作正常。圖7～圖8分別為控制計算機發出的舵偏角指令和模型機計算得到的慣組數據。

圖7 控制計算機發出的舵偏角指令

圖8 模型機計算得到的慣組數據

除此之外，還對多飛行器同時模飛的工況進行了測試，以硬件資源可承載的最大情況進行測試，系統可最大支持到4個飛行器同時進行模飛，經對各飛行器模飛結果進行數據判讀，各項測試結果均滿足要求。

5 結束語

本文主要針對傳統模飛程序繁多、測試流程復雜、測試效率低下、測試覆蓋性不足等情況設計了一套基于VxWorks的飛行器模飛綜合測試系統。經過對某型飛行器綜合測試試驗驗證，該系統可以測試到幾乎所有飛行時序，提高了系統的測試覆蓋性；可裝訂多種飛行工況，包括：不同點位、不同彈道等，具有很強的適應性；可支持多飛行器并行模飛，極大地提高了測試效率。