楊同智黨建成劉廷玉安天琪王繼業(yè)

(上海衛(wèi)星工程研究所,上海 201109)

1 引言

國內(nèi)外商業(yè)航天的崛起,給傳統(tǒng)的航天器制造模式帶來了巨大的觀念改變和格局沖擊。SpaceX公司Starlink 星座項目采用批量研制模式,單次發(fā)射60 顆星鏈衛(wèi)星,目前已完成了超過3 000 顆衛(wèi)星組網(wǎng)。OneWeb 公司構建了衛(wèi)星流水線,完成了上百顆衛(wèi)星發(fā)射組網(wǎng)[1]。Starlink 和Oneweb 的衛(wèi)星批產(chǎn)模式給傳統(tǒng)航天器測試方式帶來了巨大沖擊。航天器研制逐步進入了標準化、批量研制的新時期,但航天器AIT 綜合測試依然基于傳統(tǒng)的測控接口,存在測試效率低、測試改裝部署繁瑣、測試成本高、測試周期長和難以深入產(chǎn)品內(nèi)部探查的問題,不能很好地適應批產(chǎn)航天器快速研制與測發(fā)需求,需要借鑒民用領域的批量測試經(jīng)驗,提升設計的可測試性,加強航天器自測試設計。同時,自測試也為軟件定義航天器的功能重構提供決策支持,增強航天器自主健康管理能力。

2 民用自測試技術分析

自測試是民用領域快檢技術的核心,汽車工業(yè)的自測試應用較為成熟,汽車通過車載診斷系統(tǒng)OBD（On-Board Diagnostics）實現(xiàn)自測試,OBD 系統(tǒng)從車輛內(nèi)部的傳感器網(wǎng)絡收集信息,通過分析診斷傳感數(shù)據(jù)來調(diào)節(jié)車輛系統(tǒng)或向用戶報告問題。如圖1 所示,基于測試性設計,合理分配測試點,通過傳感器采集測點信息,并基于診斷模型進行狀態(tài)監(jiān)控,對于檢出的故障會以故障代碼方式存于汽車存儲器中,并推送儀表盤告警[2]。維修人員使用診斷儀通過OBD 診斷接口與汽車OBD 系統(tǒng)進行通訊,從OBD 系統(tǒng)中獲取故障代碼和ODX 信息（Open Diagnosis eXchange files）,通過分析故障代碼與ODX,有針對性地對車輛進行故障診斷與維修[3]。

圖1 車載故障診斷系統(tǒng)Fig.1 OBD of vehicle

自測試系統(tǒng)在飛機領域也取得了廣泛應用,波音777、787 及空客A380 等飛機均設有機載維修系統(tǒng)OMS（On-board Maintenance System,OMS）,基于BIT（Built-In Test）測試模型進行故障診斷,為維修人員進行故障診斷與維修提供有力支持[4]。

自測試快檢主要依托產(chǎn)品的測試性及BIT 設計,自測試設計從裝備設計源頭出發(fā),通過功能模塊劃分,實現(xiàn)系統(tǒng)級LRU（Line Replaceable Unit）的物理劃分,運用多信號模型、信息流模型等測試性設計方法進行BIT 單元的設置,增強系統(tǒng)的自測試性[5]。

常用的測試性建模工具,如美國QS2 公司（Qualtech Systems,Inc.）的TEAMS、ARINC 公司的System Testability Analysis Tool、DSI 公司（DETEX Systems,Inc.）的eXpress 等[6],可對系統(tǒng)測試性進行仿真建模與設計優(yōu)化,模型核心要素有:

（1）組件的有限集:F={f1,f2,…,fm};

（2）信號集:FA={fa1,fa2,…,fak};

（3）測試點集:TP={TP1,TP2,…,TPn};

（4）有向圖:DG={F,TP,E},表示系統(tǒng)內(nèi)部關聯(lián)關系。

3 航天器自測試系統(tǒng)設計

3.1 總體架構設計

當前BIT 主流架構是洛克希德馬丁公司提出的由組件級、板級到系統(tǒng)級的層次BIT 結構[7],分層BIT 架構既是系統(tǒng)固有層次化特點的要求,又體現(xiàn)了橫向“并行設計”和縱向“分級復用”的思想。如圖2 所示,航天器自測試設計分配遵循航天器、分系統(tǒng)和單機組件的逐級分配的設計原則,將待測系統(tǒng)劃分為相對獨立的模塊,以便在不同級別增加自測試單元及外測接口,增強系統(tǒng)的測試性與故障定位能力。

圖2 航天器層次化自測試結構圖Fig.2 Hierarchical self-test structure of spacecraft

批產(chǎn)航天器的自測試快檢系統(tǒng)設計如圖3 所示,航天器各系統(tǒng)可分為閉環(huán)系統(tǒng)與開放系統(tǒng),閉環(huán)系統(tǒng)如綜電、飛輪,開放系統(tǒng)如載荷、應答機、導航等;開放系統(tǒng)需要天地聯(lián)合或內(nèi)建激勵源,構成閉環(huán)系統(tǒng),從而實現(xiàn)“激勵-響應”閉環(huán)的自測試。閉環(huán)系統(tǒng)具備實現(xiàn)自測試的條件,自測試組成包括硬件與軟件兩部分,硬件即為測試點及采集電路,軟件即為診斷模型。

圖3 基于自測試的批產(chǎn)航天器快檢系統(tǒng)Fig.3 Rapid test system of mass production spacecraft based built-in self-test

測控通道數(shù)據(jù)速率和采樣率較慢,因而通過總線調(diào)度實現(xiàn)快速自測試。總線自測試快檢如圖4所示,智能快檢設備通過CAN（Controller Area Network）總線星表接口接入航天器電子網(wǎng)絡,自動化調(diào)度測試序列,接受總線上的測試響應,采用機理模型及機器學習等手段,實現(xiàn)單機、分系統(tǒng)和航天器的故障診斷與健康評估。

圖4 基于總線調(diào)度的自測試快檢工作示意圖Fig.4 Self-test based on bus scheduling

從自測試工作流程分析,自測試系統(tǒng)設計需要解決自測試通信交互、自測試功能單元設計和自測試診斷模型設計三方面的問題。

（1）自測試通信交互:BIT 架構采用層次化設計,需要建立系統(tǒng)級、單機級和板級的自測試通信架構,用于分層的測試激勵與響應的傳遞;

（2）自測試功能單元設計:自測試硬件部分,包括開放系統(tǒng)閉環(huán)化、測試單元劃分、測試點分配等問題;

（3）自測試診斷模型設計:自測試軟件部分,基于模型實現(xiàn)故障檢測與診斷。

3.2 自測試通信交互

自測試通信接口用于傳輸測試激勵與響應。如圖5 所示,按照通信層級可分為系統(tǒng)級、單機級與板級,分層測試信息交換。總線智能快檢設備通過系統(tǒng)級總線接口接入航天器,發(fā)送指令序列至相應單機,再通過單機背板總線的自測試接口譯碼發(fā)至相應板卡,由板級自測試接口譯碼為測試激勵,送至相應的自測試功能單元,功能單元的測試響應按照反向路徑上報總線智能快檢設備,從而完成系統(tǒng)、單機到板卡的測試激勵與響應的分級傳輸,實現(xiàn)自測試的系統(tǒng)化管控。

圖5 自測試通信交互架構Fig.5 Self-test communication interaction architecture

系統(tǒng)級自測試通信接口通過系統(tǒng)總線（如CAN、1553B 總線）實現(xiàn)。單機級自測試通信接口通過單機背板總線（如ARINC659）實現(xiàn),ARINC659 是航電常用的背板總線,具備專門的測試總線MTMBus,可用于測試激勵-響應的通信傳輸。板級自測試接口一般通過IEEE1149 系列標準實現(xiàn)。通過自測試通信接口,以極少的通信線纜傳遞測試激勵與響應,規(guī)范并簡化測試接口設計。

3.3 自測試功能單元設計

3.3.1 開放系統(tǒng)閉環(huán)化

開放系統(tǒng)無法自測試,需要閉環(huán)化。系統(tǒng)閉環(huán)化主要有兩種方式:（1）增加航天器內(nèi)建激勵源與響應分析單元;（2）與地面測試系統(tǒng)聯(lián)合閉環(huán)。天地聯(lián)合閉環(huán)方式存在系統(tǒng)臃腫且星地連接復雜的缺點,不利于批產(chǎn)航天器的貯存快檢及射前快檢。通過內(nèi)建航天器激勵閉環(huán)的方法,可以有效提升測試的敏捷性與便捷化。

開放系統(tǒng)閉環(huán)化設計與具體產(chǎn)品設計緊密相關,如探測類載荷,可通過基準源自標定功能,進行自測試。雷達載荷的自測試設計與系統(tǒng)設計同步開展,大大提升了雷達裝備可用性,如美國雷神公司ASR-12 雷達的BIT 故障檢測率優(yōu)于95%,平均修復時間約20 min[8]。航天器SAR（Synthetic Aperture Radar）內(nèi)定標功能在校正雷達圖像輻射精度的同時,也提供了自測試能力。如圖6 所示,內(nèi)定標由內(nèi)定標器、天線定標網(wǎng)絡和定標電纜組成,形成發(fā)射定標、接收定標和參考定標3 條定標回路,利用3 路內(nèi)定標信號標定SAR 收發(fā)通道的幅相誤差[9]。內(nèi)定標精度一般為0.2 dB[10],滿足雷達回波信號的短時校正要求,廣泛應用于國內(nèi)外SAR 衛(wèi)星;同時內(nèi)定標功能可檢驗SAR 載荷每個TR 組件的功能和基本性能,實現(xiàn)通道自測試與TR 組件健康監(jiān)測。

圖6 航天器SAR 內(nèi)定標閉環(huán)自測試原理示意圖Fig.6 Principle of internal calibration self-test of SAR

如圖7 所示,基于遙感載荷的內(nèi)建基準數(shù)據(jù)激勵,實現(xiàn)預處理和數(shù)傳鏈路閉環(huán)自測試。遙感載荷發(fā)送基準圖形數(shù)據(jù)至預處理和數(shù)傳分系統(tǒng),將預處理結果與預置基準結果比較,快速完成預處理功能自檢;對數(shù)傳數(shù)據(jù)的固定區(qū)域進行基準數(shù)據(jù)比對,快速完成數(shù)傳分系統(tǒng)的數(shù)據(jù)處理功能自檢。

圖7 遙感數(shù)據(jù)鏈路閉環(huán)自測試示意圖Fig.7 Closed-loop self-test of remote sensing data link

3.3.2 測試單元劃分

自測試設計是一項系統(tǒng)工程,自頂向下逐級完成航天器、分系統(tǒng)、單機和組件的自測試設計分配。將待測系統(tǒng)合理地劃分為相對獨立的模塊,以便在系統(tǒng)不同級別增加自測試單元及外測接口。由n個模塊組成的系統(tǒng)可用有向圖描述,結點集V={v1,v2,…vn}表示系統(tǒng)中的各個模塊,是論域V上的一個模糊集,其隸屬函數(shù)為（vi）,表示結點vi的存在度,是論域V×V上的一個模糊關系,可以用公式（1）表示。

其中,μij取值范圍[0,1],表示模塊i對模塊j的故障影響度。若為完備矩陣,即系統(tǒng)中所有模塊間的故障影響度已知,則可綜合權衡故障隔離率與設計費用,給出一個合適的λ值,對于有向圖按如公式（2）計算。

可獲得一個布爾矩陣P,其中若Pij=Pji,則模塊i和模塊j屬于同一個自測試設計單元,這樣便完成了自測試設計的系統(tǒng)劃分。

若考慮模塊故障頻率加權因子ωij,則用公式（3）中的τij代替公式（1）中的μij。

將一個單機劃分為不同的功能模塊,通過模型仿真、故障傳遞關系等構造模塊間的故障影響矩陣。λ取值大,自測試資源耗費多,但故障定位隔離能力優(yōu),λ取值小,則反之。因此需設置合適的λ,平衡自檢資源與故障定位,從而完成待測n個模塊的自測試設計分組。

3.3.3 測試點分配

各個自測試分組內(nèi)的測試點選擇直接影響故障診斷模型設計與診斷能力,測試點的選擇應遵循以下原則:

（1）所選測試點及測試電路不應降低功能電路的可靠性;

（2）所選測試點應具有最好的性能可控性和可觀測性;

（3）應對冗余電路設置測試點,掌握冗余電路的健康信息;

（4）在滿足測試要求的情況下,應對測試點進行優(yōu)選;

（5）在不額外增加資源開銷前提下,測試點分布與模塊重要性成正比。

基于綜合加權方法進行自測試資源分配,系統(tǒng)復雜、故障率高、重要度高、費用大的單元分配更多測試資源。

式中:Ki——第i個單元的基礎影響系數(shù);Kλ——復雜度／故障率影響參數(shù);KF——重要度／故障影響參數(shù);KC——費用影響參數(shù);αλ、αF、αC—加權值;Ks——系統(tǒng)的影響系數(shù);Pmax——單元分配指標的最大值;Kmax——單元的最大基礎影響系數(shù);Psr——系統(tǒng)測試性要求指標;Pia——第i個單元的分配指標。

測試點優(yōu)選方法包括信息熵法、二元分裂法、相關矩陣分裂法等,測試點分配需要結合具體產(chǎn)品,運用測試性設計分析工具開展工作,測試點集合應在故障診斷能力、診斷效率與資源代價之間權衡,形成完備高效的測試集?；跍y試點分配和系統(tǒng)模型,構建故障診斷策略,實現(xiàn)快速診斷。

3.3.4 自測試診斷模型設計

航天器系統(tǒng)工程模式正逐步由以文檔為中心轉(zhuǎn)變?yōu)榛谀Ｐ偷南到y(tǒng)工程（MBSE）,MBSE 構建了產(chǎn)品的結構模型與行為模型[11],結構模型描述了系統(tǒng)的物理組成,行為模型描述了系統(tǒng)的功能特性,兩類模型為測試模型建模提供了良好的平臺?；谀Ｐ偷淖詼y試設計方法如下:

（1）基于結構模型的自測試

結構模型從產(chǎn)品的設計結構和模塊組成出發(fā),在系統(tǒng)結構的各個環(huán)節(jié)合理設置測試點,從而使得系統(tǒng)可測,測試信息流可傳遞?；诮Y構模型的航天器自測試檢驗項目如表1 所示,在平臺電子的測控鏈路上設置了必要的測點,配合自檢程序,完成對自身存儲空間讀寫遍歷、各路串口收發(fā)、AD 采樣功能正誤判斷等。

表1 自測試檢驗項目列表Tab.1 List of BIT inspection items

（2）基于行為模型的自測試

從單機和系統(tǒng)的功能行為角度出發(fā),跟隨產(chǎn)品行為動作對其進行動態(tài)跟測,比如汽車發(fā)動機的自測試即是典型的基于行為模型的自測試設計,根據(jù)行為模型需要設置溫度、流量等傳感器,依據(jù)剎車、油門等行為分析模型進行故障診斷?；谛袨槟Ｐ偷暮教炱髯詼y試設計示例如圖8 所示,對于飛輪等轉(zhuǎn)動部件,電壓、電流、轉(zhuǎn)速、振動和溫度是故障前兆的主要表征參數(shù),常用的兩類診斷模型如下:

圖8 基于行為的轉(zhuǎn)動機構測試模型Fig.8 Behavior-based test model of rotating mechanism

（1）振動監(jiān)測法:通過轉(zhuǎn)速和振動傳感器數(shù)據(jù)的共振解調(diào)、譜分析等方法,檢測軸承早期異常;

（2）轉(zhuǎn)矩變化檢測法:通過溫度、電機電流、轉(zhuǎn)速變化,估計摩擦力矩變化,檢測軸承早期異常。

4 結束語

航天器自測試技術可有效提升批產(chǎn)航天器快速檢修與快速發(fā)射能力,滿足批產(chǎn)航天器集成快檢、存儲快檢與射前快檢需求,同時自測試也是航天器在軌自主管理和FDIR（Fault Detection,Isolation,and Recovery）的前提保障,相關技術對深空探測器等自主管理要求高的航天器具有重要的參考價值。航天器自測試設計是一項系統(tǒng)工程,本設計從航天器可測試性與自測試設計出發(fā),提出了層次化的自測試系統(tǒng)架構,研究了自測試功能單元設計方法、自測試通信交互模式、基于結構模型與行為模型的自測試模型設計方法,分析了航天器開放系統(tǒng)與閉環(huán)系統(tǒng)的不同特點,創(chuàng)新性地提出了開放系統(tǒng)閉環(huán)化與MBSE 相結合的自測試模型設計方法,建立了覆蓋系統(tǒng)級、單機級和板級的自測試系統(tǒng)架構,具備良好的測試激勵-響應的分級傳遞機制,通過總線快檢調(diào)度,實現(xiàn)批產(chǎn)航天器的存儲快檢、射前快檢與在軌快檢,可作為航天器自測試設計的參考。