吳美金，王秉臣，盧逸斌，邵 瓊，談 寅

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

基于PLC的航天器地面測控系統(tǒng)通用化設(shè)計(jì)研究

吳美金，王秉臣，盧逸斌，邵 瓊，談 寅

(上海宇航系統(tǒng)工程研究所,上海 201109)

航天器地面有線前端測量控制系統(tǒng)是航天器開展整器測試的支持設(shè)備；為解決該系統(tǒng)在多個(gè)航天器測試中存在重復(fù)設(shè)計(jì)、通用性差的問題，為提高系統(tǒng)的質(zhì)量和可靠性、降低研制風(fēng)險(xiǎn)、節(jié)約研制經(jīng)費(fèi)，在基于PLC的航天器地面測控系統(tǒng)工作原理的基礎(chǔ)上，對系統(tǒng)研制開展通用化設(shè)計(jì)研究；通過硬件模塊化、組件選型統(tǒng)一化、接口設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)化、軟件功能層次化和可配置化，提高了設(shè)備的通用性和互換性；研制的測控系統(tǒng)在多個(gè)航天器型號間得到了延用和重用，取得了較好的效果。

航天器;地面測試系統(tǒng);PLC;通用化

0 引言

航天器在總裝和環(huán)境試驗(yàn)期間以及在發(fā)射前，需要對器上的各項(xiàng)電性能進(jìn)行測試。航天器地面有線前端測量控制系統(tǒng)(以下簡稱“地面測控系統(tǒng)”)是航天器開展整器測試的支持設(shè)備，主要實(shí)現(xiàn)航天器的有線狀態(tài)控制和有線參數(shù)測量。

地面測控系統(tǒng)扮演了整器加電測試前的輔助、測試過程中關(guān)鍵狀態(tài)控制、重要信號測量的角色，幾乎在每個(gè)航天器型號地面測試中均需使用。隨著航天器型號的增多和復(fù)雜程度的提高，地面測控系統(tǒng)的造價(jià)也很可觀。而不同型號的地面測控系統(tǒng)在功能上大同小異，為每個(gè)型號研制一套地面測控系統(tǒng)的做法顯然是不經(jīng)濟(jì)的[1]。研究地面測控系統(tǒng)的通用化設(shè)計(jì)，在減少重復(fù)勞動(dòng)，節(jié)約經(jīng)費(fèi)，縮短研制周期，降低研制風(fēng)險(xiǎn)，提高產(chǎn)品質(zhì)量和可靠性方面具有重要意義。

可編程控制器(PLC)是以微處理器為基礎(chǔ)，綜合計(jì)算機(jī)技術(shù)、自動(dòng)化技術(shù)和通訊技術(shù)而發(fā)展起來的一種新型工業(yè)控制裝置。它將傳統(tǒng)的繼電器控制技術(shù)和現(xiàn)代計(jì)算機(jī)信息處理兩者的優(yōu)點(diǎn)結(jié)合起來，成為工業(yè)自動(dòng)化領(lǐng)域中最重要、應(yīng)用最多的控制設(shè)備[2]。目前，構(gòu)建自動(dòng)測量控制系統(tǒng)的主流方案大部分采用基于PLC或PXI總線的平臺實(shí)現(xiàn)。相比較基于“PXI總線機(jī)箱+控制器+測量控制單元”構(gòu)建的測控系統(tǒng)，采用基于PLC實(shí)現(xiàn)的測控系統(tǒng)具有可靠性高(西門子、三菱、AB的PLC產(chǎn)品平均無故障時(shí)間均達(dá)到了20萬小時(shí)以上)、編程簡單、通用性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)[3]。為此，本文對基于PLC的航天器地面測控系統(tǒng)設(shè)計(jì)開展研究，闡述了系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)的工作原理與通用化設(shè)計(jì)的方案。

1 系統(tǒng)概述

1.1 功能與組成

地面測控系統(tǒng)的具體功能主要包括：器上母線電壓、母線電流、重要單機(jī)加電狀態(tài)、開關(guān)通斷狀態(tài)的測量；地面供電電源參數(shù)的測量；器上有線控制指令輸出、射前電脫插脫落控制；地面供電電源輸出通斷控制等。

依據(jù)功能需求，硬件設(shè)計(jì)以單元模塊化、接口標(biāo)準(zhǔn)化、兼具可擴(kuò)展性為設(shè)計(jì)原則，將專用的接口單元模塊獨(dú)立研制，以實(shí)現(xiàn)最大程度的通用性。典型的硬件系統(tǒng)組成框圖如圖 1所示，主要由前端調(diào)理機(jī)、PLC、程控電源、以太網(wǎng)交換機(jī)、控制計(jì)算機(jī)等組成。前端調(diào)理機(jī)為專用模塊，其他模塊均為通用模塊。

圖1 地面測控系統(tǒng)組成圖

前端調(diào)理機(jī)是系統(tǒng)的唯一對外模塊，用于實(shí)現(xiàn)器地信號的轉(zhuǎn)接、歸類、匹配、隔離及驅(qū)動(dòng)。它將輸入輸出信號分為控制信息、狀態(tài)信息及模擬量信息[4]。前端調(diào)理機(jī)一方面接收PLC的控制指令，通過繼電器電路，實(shí)現(xiàn)指令的驅(qū)動(dòng)輸出。另一方面，將器上和地面供電電源的模擬量信號隔離分壓后送PLC采集、處理，開關(guān)量信號直接送PLC采集處理。

PLC一方面通過以太網(wǎng)接收控制計(jì)算機(jī)的控制命令，根據(jù)內(nèi)部邏輯程序，控制PLC內(nèi)各I/O模塊工作；另一方面將采集到的狀態(tài)參數(shù)信息組幀打包后送計(jì)算機(jī)顯示、存儲。程控電源負(fù)責(zé)為器上繼電器線包或前端調(diào)理機(jī)供電。

1.2 工作原理

典型的基于PLC的測量控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)原理如圖 2所示，其中，PLC主要由電源模塊、CPU模塊、I/O模塊(包括繼電器輸出模塊、晶體管輸出模塊、模擬量輸入模塊、數(shù)字量輸入模塊)組成。電源模塊作為系統(tǒng)電源，給CPU模塊和I/O接口模塊背板供電。CPU模塊完成PLC程序存儲、數(shù)據(jù)計(jì)算與處理、通信交互等功能。I/O模塊完成信號的測量與控制。

圖2 硬件設(shè)計(jì)原理圖

1.2.1 輸出控制原理

對驅(qū)動(dòng)負(fù)載較小(通常小于1A)的應(yīng)用采用“晶體管輸出模塊+繼電器板”輸出控制，對驅(qū)動(dòng)負(fù)載較大(通常不小于3A)的應(yīng)用采用“繼電器輸出模塊+大功率繼電器”輸出控制。晶體管輸出模塊和繼電器輸出模塊可依據(jù)實(shí)際驅(qū)動(dòng)負(fù)載電流大小選用相應(yīng)模塊。

晶體管輸出模塊與前端調(diào)理機(jī)中的繼電器接口如圖 3所示，PLC通過晶體管輸出模塊集電極開路門(OC門)輸出，該接口上拉到繼電器的線包，通過晶體管的開關(guān)，控制繼電器線包通斷電，從而驅(qū)動(dòng)繼電器觸點(diǎn)動(dòng)作，實(shí)現(xiàn)動(dòng)合觸點(diǎn)信號的輸出。通過設(shè)置PLC內(nèi)計(jì)時(shí)器，可控制晶體管開關(guān)時(shí)間，從而實(shí)現(xiàn)繼電器觸點(diǎn)閉合時(shí)間的控制。繼電器板的引入是為了提高輸出動(dòng)合觸點(diǎn)的集成度，單塊繼電器板集成不少于16個(gè)繼電器。繼電器輸出模塊與大功率繼電器接口控制原理與之類似。

圖3 開關(guān)量輸出控制接口圖

1.2.2 模擬量測量原理

外部模擬量通過模擬隔離板分壓、隔離后，輸入至PLC模擬量輸入采集模塊。模擬隔離板采用分壓電路和基于變壓器耦合的隔離芯片AD202實(shí)現(xiàn)。圖 4是模擬隔離板單個(gè)通道的原理圖，其中，IN1+、IN1-為模擬量輸入的正負(fù)線；R1、R7將輸入模擬量分壓到標(biāo)準(zhǔn)的0～10 V(可根據(jù)實(shí)際輸入電壓采用相應(yīng)的電阻)。模擬隔離板實(shí)現(xiàn)了器地模擬量采集的隔離和模擬量通道間的彼此隔離。

圖4 模擬量測量接口圖

1.2.3 開關(guān)量測量原理

對外部待測開關(guān)量的動(dòng)合觸點(diǎn)一端上拉至24 V，另一端輸入到PLC的數(shù)字量輸入模塊，測量接口如圖 5所示。當(dāng)外部開關(guān)量觸點(diǎn)閉合時(shí)，PLC數(shù)字量輸入模塊輸入24 V，接收到狀態(tài)信號。開關(guān)量測量通過光耦隔離電路實(shí)現(xiàn)器地的隔離采集。

圖5 開關(guān)量測量接口圖

1.3 PLC冗余方式

航天工程對可靠性要求高，因該系統(tǒng)直接用于航天器臨射前測試，在基于某些類型故障發(fā)生概率很小或幾乎不可能發(fā)生的前提下，為實(shí)現(xiàn)對一些關(guān)鍵信號加以控制和狀態(tài)的監(jiān)控[5]，PLC往往采用冗余設(shè)計(jì)。冗余方式的選擇直接影響到系統(tǒng)設(shè)計(jì)，因此確定PLC冗余方式是實(shí)現(xiàn)通用性的前提。

PLC冗余方式主要有“硬冗余”和“軟冗余”兩種架構(gòu)(圖6)。硬冗余是將PLC內(nèi)的電源、CPU模塊、底板總線等獨(dú)立為主備份兩套子系統(tǒng)，是一套全方位的熱冗余架構(gòu)。PLC主份系統(tǒng)與備份系統(tǒng)的信息交互通過CPU模塊上的光纖數(shù)據(jù)線以及同步模塊來完成。單個(gè)子系統(tǒng)故障失效時(shí)，可自動(dòng)、快速、無擾動(dòng)地切換到另一個(gè)子系統(tǒng)，繼續(xù)從斷點(diǎn)處執(zhí)行用戶編寫的邏輯控制程序。切換工作依靠集成的PLC產(chǎn)品自主實(shí)現(xiàn)，不需外圍控制。西門子的S7-400PLC、AB公司1756系列的部分PLC型號，均是硬冗余架構(gòu)。硬冗余架構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)是故障切換時(shí)間短、可靠性高，缺點(diǎn)是成本高。

圖6 PLC冗余方式

軟冗余是僅將PLC內(nèi)的CPU模塊冗余，兩個(gè)CPU上均運(yùn)行相同的PLC軟件。軟件運(yùn)行過程中相互通信，當(dāng)單個(gè)CPU出現(xiàn)故障時(shí)，依靠PLC內(nèi)的故障診斷程序自主切換至另一CPU繼續(xù)工作。軟冗余故障切換時(shí)間較硬冗余長，但成本低，適合規(guī)模較小的應(yīng)用場合。

2 通用化設(shè)計(jì)

2.1 硬件層面

對于不同系列的航天器，器上信號設(shè)計(jì)原理和信號接口的差異性使得前端調(diào)理機(jī)通常需要專門設(shè)計(jì)。對于同一系列的不同航天器型號，通過規(guī)范和統(tǒng)一器上接口標(biāo)準(zhǔn)，同時(shí)在前端調(diào)理機(jī)的測量控制路數(shù)上采取最大包絡(luò)設(shè)計(jì)，并保持一定的可擴(kuò)展性，可以實(shí)現(xiàn)前端調(diào)理機(jī)的通用。

PLC采用模塊式結(jié)構(gòu)，采取“搭積木”的方式組成系統(tǒng)，它由機(jī)箱和各模塊組成。模塊選用商業(yè)化產(chǎn)品，選擇空間大，如AB公司1756系列ControlLogix PLC機(jī)架，它具有4～17個(gè)插槽的多種機(jī)架可供用戶選擇。PLC內(nèi)的任意模塊(電源模塊、控制模塊、I/O模塊、通信模塊等)可插在任意插槽中。設(shè)計(jì)時(shí)機(jī)架選型上可預(yù)留一定數(shù)量的I/O模塊插槽，后續(xù)只需改動(dòng)PLC軟件和控制計(jì)算機(jī)軟件就能實(shí)現(xiàn)功能的擴(kuò)展。

系統(tǒng)內(nèi)部各個(gè)模塊除前端調(diào)理機(jī)外，均采用標(biāo)準(zhǔn)的EtherNet/IP、ControlNet等網(wǎng)絡(luò)通訊。前端調(diào)理機(jī)與PLC之間、前端調(diào)理機(jī)與航天器之間的連接按信號類型歸一為若干規(guī)格的電接口(如J14A、J36A、Y27系列電連接器)，實(shí)現(xiàn)同一套PLC與不同前端調(diào)理機(jī)、同一套前端調(diào)理機(jī)與不同航天器的連接。

2.2 軟件層面

控制計(jì)算機(jī)軟件實(shí)現(xiàn)的功能主要包括：向PLC軟件發(fā)送開關(guān)型指令或脈沖型指令；向程控電源發(fā)送電源參數(shù)設(shè)置與功率輸出控制命令；接收PLC軟件回傳的采集數(shù)據(jù)幀，完成電壓、電流、開關(guān)通斷狀態(tài)等數(shù)據(jù)的處理、顯示及存儲；安全報(bào)警功能等。

軟件的通用化設(shè)計(jì)主要是通過對地面測控系統(tǒng)的功能、性能和工作流程進(jìn)行分析，提取共性的、確定的和不變化的因素，按照層次化、模塊化和通用化的思想，構(gòu)建通用化測控軟件平臺框架。依據(jù)軟件內(nèi)部各部分功能，將軟件結(jié)構(gòu)分為測試處理層和配置服務(wù)層兩個(gè)基本層次，軟件平臺框架如圖 7所示。

圖7 上位機(jī)控制軟件架構(gòu)框圖

測試處理層按照指令控制、數(shù)據(jù)采集、數(shù)據(jù)顯示和數(shù)據(jù)存儲功能進(jìn)行子模塊編程，以減少了后期更改的工作量，提高軟件子模塊對不同型號應(yīng)用的適用性。對于需要專用化的部分，采取可配置化設(shè)計(jì)思路，采用更改參數(shù)配置文件的方式實(shí)現(xiàn)軟件升級或重構(gòu)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)軟件在同類型號和不同類型號之間的延用或重用[6-7]。

參數(shù)配置文件的一個(gè)實(shí)例如表1所示。常用的可配置項(xiàng)包括：參數(shù)代號和名稱、采集參數(shù)的類型(0：模擬量、1：開關(guān)量)、模擬量處理變換公式；輸出指令代號和名稱、輸出指令類型(階躍、脈沖)、脈沖指令寬度、電源通信所使用的地址等。采用參數(shù)可配置化方案減少了軟件更改的工作量，提高了對不同航天器型號的適用性。

表1 地測參數(shù)配置文件示意圖

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

結(jié)合現(xiàn)有型號特點(diǎn)，系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)采用PLC硬冗余架構(gòu)，整套系統(tǒng)集成在19英寸寬、1.6 m高的機(jī)柜中。機(jī)柜內(nèi)PLC選用AB公司的1756ControlLogix系列標(biāo)準(zhǔn)機(jī)架(支持最大10個(gè)插槽模塊同時(shí)工作)。為減少PLC與前端調(diào)理機(jī)之間的硬線接口，進(jìn)一步提高PLC機(jī)箱的通用性，將I/O模塊集成在前端調(diào)理機(jī)中，使得PLC與前端調(diào)理機(jī)通信僅需采用標(biāo)準(zhǔn)的TCP/IP、ControlNet 1756-CN網(wǎng)絡(luò)通信接口。程控電源統(tǒng)一選用Agilent 5768A程控可編程電源(開路電壓80 V，最大輸出電流19 A)。前端調(diào)理機(jī)對外接口主要采用Y27系列電連接器。

總的來說，設(shè)計(jì)的系統(tǒng)主要通過以下方面提高了通用性：

1)通過將PLC內(nèi)的I/O模塊改裝到前端調(diào)理機(jī)中，PLC機(jī)箱內(nèi)勁安裝控制器、電源及通信模塊，簡化了PLC與前端調(diào)理機(jī)的接口，實(shí)現(xiàn)了PLC機(jī)箱的對多個(gè)航天器的完全通用；

2)前端調(diào)理機(jī)通過預(yù)留一定測量控制路數(shù)并歸一化對外接口，實(shí)現(xiàn)了通過適應(yīng)性修改就能滿足不同航天器測試的需要；

3)控制軟件采用統(tǒng)一的Win7操作系統(tǒng)平臺和Visual Studio C#開發(fā)環(huán)境，通過軟件層次化、模塊化和可配置化，減少了軟件為適應(yīng)不同型號測試進(jìn)行更改的工作量。

4 結(jié)論

本文對基于PLC的航天器地面測控系統(tǒng)設(shè)計(jì)和工作原理進(jìn)行了介紹，給出了提高系統(tǒng)通用性的實(shí)施路徑。測控系統(tǒng)通用化設(shè)計(jì)與研制打破了以往每個(gè)型號配置一套設(shè)備的格局，經(jīng)過探索和嘗試不斷提高了系統(tǒng)的可適用化程度，通過軟硬件兩個(gè)層面的通用化設(shè)計(jì)提高了產(chǎn)品質(zhì)量和可靠性，減少了重復(fù)設(shè)計(jì)，縮短了研制周期，同時(shí)降低了開發(fā)成本。研制成果在深空探月、實(shí)踐系列、載人航天等多個(gè)航天器型號得到了不同程度的延用和重用，后續(xù)需進(jìn)一步規(guī)范和統(tǒng)一器地測控信號接口來提高系統(tǒng)的通用性。

[1] 王慶成.航天器電測技術(shù)[M].(第1版).北京:中國科學(xué)技術(shù)出版社,2007.

[2] 沈 軍.基于PLC的風(fēng)量測量控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[D].上海:上海交通大學(xué),2007.

[3] 胡 濤,蘇建良,石劍鋒.PLC技術(shù)與應(yīng)用及其發(fā)展分析[J].機(jī)床與液壓,2005,12(3):135-137.

[4] 李 立.航天器地面供配電設(shè)備接口設(shè)計(jì)技術(shù)[J].計(jì)算機(jī)測量與控制,2013,11(6):447-450.

[5] 宋征宇,劉亮亮.基于硬解題的PLC設(shè)計(jì)及其在測發(fā)控系統(tǒng)中的應(yīng)用[J].航天控制,2012,30(5):78-82.

[6] 張洪光.航天器供配電測試設(shè)備硬件模塊化、軟件配置化設(shè)計(jì)思路[J].航天器工程,2010, 19(1):72-76.

[7] 趙吉明,任 亮,楊 楓.基于配置文件的航天器供配電測試軟件一體化設(shè)計(jì)方法[J].計(jì)算機(jī)測量與控制,2014,22(7):2316-2320.

Generalized Design of Spacecraft Ground Test and Control System Based on PLC

Wu Meijin, Wang Bingchen, Lu Yibin, Shao Qiong, Tan Yin

(Shanghai Institute of Aerospace System Engineering, Shanghai 201109, China)

Spacecraft ground cable front-end measurement and control system is a support device for spacecraft test. In order to solve the problem of repeated design and poor commonality in the testing of multiple spacecraft models, in order to improve product quality and reliability, reduce development risk, save research funds of the system, on the basis of the system based on PLC, it is essential to carry out the research of generalized design. Through hardware modular unification, component selection, interface design standardization, software functionality and configurable hierarchical, the versatility and interoperability of equipment are improved. The system has been widely used and reused in multiple spacecraft models, and achieved good results.

spacecraft; ground test system; PLC; generalized

2016-01-27；

2016-02-24。

吳美金(1985-)，男，江西上饒人，碩士研究生，工程師，主要從事航天器自動(dòng)化測試方向的研究。

1671-4598(2016)07-0014-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.07.004

TN702

A