基于內(nèi)部1553B總線的航天器控制系統(tǒng)可測(cè)試性框架設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

王海博，袁 利

(北京控制工程研究所，北京 100190)

O 引言

隨著中國(guó)航天器控制系統(tǒng)部件產(chǎn)品的集成化、數(shù)字化和智能化水平不斷提升，原來應(yīng)用于航天器控制系統(tǒng)的測(cè)試手段和方法已經(jīng)漸漸不能滿足新的測(cè)試需求，必須構(gòu)想新的測(cè)試手段和方法.在系統(tǒng)性能設(shè)計(jì)的同時(shí)開展可測(cè)試性的設(shè)計(jì)將能極大的提升系統(tǒng)的測(cè)試品質(zhì)，這對(duì)于迅速提高中國(guó)航天器測(cè)試和診斷技術(shù)水平，提高研制效率，滿足系統(tǒng)的任務(wù)可靠性和安全性具有重要意義.目前國(guó)外已經(jīng)有可測(cè)試性技術(shù)應(yīng)用的工程實(shí)例，美國(guó)摩托羅拉公司的銥星計(jì)劃在星上大量采用帶有邊界掃描機(jī)制的數(shù)字部件，衛(wèi)星系統(tǒng)采用背板可編址的掃描鏈結(jié)構(gòu)，把邊界掃描從芯片級(jí)提升至系統(tǒng)級(jí)，提高了地面測(cè)試的效率，縮短了測(cè)試周期［1］.Hughes HS 601衛(wèi)星也利用了類似的策略把芯片級(jí)邊界掃描可測(cè)試性設(shè)計(jì)擴(kuò)展到系統(tǒng)級(jí)，提升了衛(wèi)星的測(cè)試水平，并在地面測(cè)試中取得了良好的效果，顯著提高了測(cè)試的效率，節(jié)省了測(cè)試的成本［2］.但是可測(cè)試性設(shè)計(jì)在中國(guó)航天領(lǐng)域的研究與應(yīng)用較為緩慢和落后，參考文獻(xiàn)［3］僅指出中國(guó)航天器可測(cè)試性設(shè)計(jì)的現(xiàn)狀和與國(guó)外先進(jìn)水平的差距.

隨著中國(guó)航天任務(wù)的不斷細(xì)分，基于內(nèi)部總線的體系結(jié)構(gòu)將逐步取代國(guó)內(nèi)航天器目前普遍采用的基于串口和集中供電方式的體系結(jié)構(gòu)［4］.本文在分析基于內(nèi)部1553B總線的航天器控制系統(tǒng)特點(diǎn)的基礎(chǔ)上，給出了控制系統(tǒng)可測(cè)試性設(shè)計(jì)分層遞階結(jié)構(gòu)，建立了可測(cè)試性設(shè)計(jì)的模型框架，并分析了系統(tǒng)可測(cè)試性設(shè)計(jì)的技術(shù)實(shí)現(xiàn)相關(guān)問題.最后利用TEAMS軟件，結(jié)合具體實(shí)例建立數(shù)字化模型，進(jìn)行了可測(cè)試性設(shè)計(jì)仿真評(píng)估.

1 系統(tǒng)級(jí)可測(cè)試性設(shè)計(jì)方法

可測(cè)試性又稱測(cè)試性，是指系統(tǒng)和設(shè)備能及時(shí)、準(zhǔn)確地確定其狀態(tài)(可工作、不可工作，或性能下降)并隔離其內(nèi)部故障的一種設(shè)計(jì)特性［5］.可測(cè)試性設(shè)計(jì)方法自產(chǎn)生以來發(fā)展經(jīng)歷了四個(gè)階段［6］.目前最新的可測(cè)試性設(shè)計(jì)方法是遞階集成BIT(buildin test)技術(shù).

系統(tǒng)級(jí)的可測(cè)試性設(shè)計(jì)的基本原則是:1)通過將系統(tǒng)劃分為模塊來解決系統(tǒng)測(cè)試的復(fù)雜性;2)在系統(tǒng)中插入測(cè)試功能，先測(cè)試單個(gè)模塊，再測(cè)試模塊間的相互作用，進(jìn)而完成整體系統(tǒng)的測(cè)試［7］.目前系統(tǒng)級(jí)的可測(cè)試性設(shè)計(jì)基本遵循這兩個(gè)原則，但在具體的可測(cè)試性設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)方法上略有不同，有的將IEEE1149.1邊界掃描可測(cè)試性設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)按照層次化的結(jié)構(gòu)擴(kuò)展至子系統(tǒng)級(jí)［8］，有的提出利用MTM(module test and maintenance)總線來實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)級(jí)的測(cè)試［9］.

目前，中國(guó)航天器控制系統(tǒng)基于系統(tǒng)的測(cè)試大部分只能檢測(cè)到整機(jī)級(jí)的故障，故障定位一般到整機(jī)級(jí)別.基于部件產(chǎn)品整機(jī)的測(cè)試一般偏重于檢測(cè)整機(jī)的功能和主要接口的故障，不能再往下延伸獲取更深層次的部件產(chǎn)品的信息從而檢測(cè)整機(jī)部件的模塊級(jí)、芯片級(jí)的故障.即控制系統(tǒng)測(cè)試的延伸性不夠，可測(cè)試性處于較低的水平.

2 基于1553B總線的控制系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)

基于內(nèi)部1553B總線的航天器控制系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)如圖1所示.系統(tǒng)的基本組成如下，兩條外部1553B總線(其中一條是備份)連接控制計(jì)算機(jī)與星上數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)(OBDH，on board data handling).兩條內(nèi)部1553B總線(其中一條為備份)，連接控制計(jì)算機(jī)與控制系統(tǒng)各組成部件，包括各敏感器、各執(zhí)行機(jī)構(gòu).控制計(jì)算機(jī)由應(yīng)急控制器、AOCC(attitude and orbit control computer)、電源模塊和容錯(cuò)模塊組成.AOCC為內(nèi)1553B總線的總線控制器(BC，bus controller)，控制系統(tǒng)其它部件是內(nèi)總線的遠(yuǎn)程單元(RT，remote terminal)，當(dāng)AOCC發(fā)生故障時(shí)，容錯(cuò)模塊通過切機(jī)信號(hào)將應(yīng)急計(jì)算機(jī)作為當(dāng)班機(jī)，將同AOCC一樣完成系統(tǒng)正常功能所要求的操作.

圖1 基于內(nèi)部1553B總線航天器控制系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Inner 1553B bus-structured AOCS configuration sketch

對(duì)比基于串口的控制系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)，基于內(nèi)部總線的航天器控制系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)特點(diǎn)如下:1)為連接在總線上的控制系統(tǒng)各部件提供了統(tǒng)一、標(biāo)準(zhǔn)的接口.2)控制器接口設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單化.3)系統(tǒng)支持足夠的帶寬和較高的數(shù)據(jù)傳輸速率.

基于1553B總線的控制系統(tǒng)與原有的基于串口的控制系統(tǒng)在可測(cè)試性方面的主要區(qū)別有:1)在對(duì)系統(tǒng)時(shí)序影響方面，由于可測(cè)試性設(shè)計(jì)要求系統(tǒng)在功能數(shù)據(jù)傳遞之余還要傳輸測(cè)試有關(guān)的數(shù)據(jù)，基于串口的體系結(jié)構(gòu)由于數(shù)據(jù)傳輸能力有限，這將給系統(tǒng)的時(shí)序設(shè)計(jì)帶來很大的壓力，甚至超出系統(tǒng)的承受范圍.而對(duì)于基于內(nèi)部1553B總線的系統(tǒng)，數(shù)據(jù)傳輸能力能夠滿足要求，所需要關(guān)心的是設(shè)計(jì)符合應(yīng)用的系統(tǒng)協(xié)議，滿足協(xié)議時(shí)序的邏輯合理性和時(shí)間合理性.2)基于串口的系統(tǒng)主要通過數(shù)據(jù)遙測(cè)的方式來獲取和記錄系統(tǒng)內(nèi)部的通信數(shù)據(jù)，星地連接的成本較大.而1553B總線系統(tǒng)本身具備總線監(jiān)視器，它為監(jiān)視總線本身的健康狀況和記錄總線上的通信數(shù)據(jù)提供了便利.

3 基于1553B總線的控制系統(tǒng)可測(cè)試性設(shè)計(jì)建模

前一部分介紹了基于1553B總線的航天器控制系統(tǒng)的體系結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)組成.控制系統(tǒng)具有明確的層次化結(jié)構(gòu)，自頂向下可劃分為系統(tǒng)級(jí)，子系統(tǒng)級(jí)(單機(jī)級(jí))和模塊級(jí)、芯片級(jí)四個(gè)層次.基于1553B總線的控制系統(tǒng)可測(cè)試性設(shè)計(jì)建模從頂層設(shè)計(jì)的角度來組織和利用系統(tǒng)內(nèi)部的資源，將控制系統(tǒng)的層次化結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)化為系統(tǒng)可測(cè)試性設(shè)計(jì)的層次化結(jié)構(gòu)，如圖2所示.

圖2 系統(tǒng)級(jí)可測(cè)試性遞階集成結(jié)構(gòu)Fig.2 Hierarchical and integrated structure of system DFT

該結(jié)構(gòu)是倒立的樹形結(jié)構(gòu)，自頂向下共分為四個(gè)層次，分別是系統(tǒng)級(jí)測(cè)試控制器，子系統(tǒng)級(jí)(單機(jī))測(cè)試控制器，各功能模塊和帶邊界掃描機(jī)制的芯片.這與控制系統(tǒng)的層次化結(jié)構(gòu)是一致的.位于結(jié)構(gòu)頂端的是系統(tǒng)級(jí)的測(cè)試控制器，它設(shè)置在總線系統(tǒng)BC內(nèi)，是總線BC劃分出的一部分資源，負(fù)責(zé)控制整個(gè)系統(tǒng)的測(cè)試命令、數(shù)據(jù)的傳遞和測(cè)試信息的處理.結(jié)構(gòu)中再向下一層是子系統(tǒng)級(jí)(單機(jī)級(jí))測(cè)試控制器，它通過內(nèi)部1553B總線與系統(tǒng)級(jí)測(cè)試控制器連接，接受并傳遞系統(tǒng)級(jí)的測(cè)試命令.結(jié)構(gòu)中自頂向下的第三層是單機(jī)的各功能模塊.單機(jī)測(cè)試控制器與各功能模塊之間以及各功能模塊相互之間的連接和通信是通過MTM-Bus(module test and maintenancei bus)來實(shí)現(xiàn)的.上述結(jié)構(gòu)的最后一層是各功能模塊中的芯片，各芯片可支持邊界掃描.本文的可測(cè)試性設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)模型采用總線復(fù)用的方式簡(jiǎn)化了系統(tǒng)的測(cè)試性設(shè)計(jì)，充分的利用了系統(tǒng)內(nèi)部的資源，使得可測(cè)試性設(shè)計(jì)的實(shí)現(xiàn)有一定的系統(tǒng)內(nèi)部基礎(chǔ).因此具較強(qiáng)的實(shí)用性.

4 可測(cè)試性設(shè)計(jì)技術(shù)實(shí)現(xiàn)分析

本節(jié)從系統(tǒng)的角度分析結(jié)構(gòu)中的各層之間總線和相關(guān)協(xié)議是如何實(shí)現(xiàn)測(cè)試命令和信息的傳遞通信，以及為了支持信息的傳遞，結(jié)構(gòu)中的單機(jī)及其部件應(yīng)該具備怎樣的功能設(shè)計(jì).

根據(jù)圖2中的結(jié)構(gòu)，各層次之間的連接是通過總線來實(shí)現(xiàn)的.在系統(tǒng)1553B總線中融入可測(cè)試性標(biāo)準(zhǔn)，使得BC在系統(tǒng)空閑任務(wù)中按照協(xié)議的要求，收集各單機(jī)自測(cè)試和自診斷的完整信息.同時(shí)，還可以通過系統(tǒng)內(nèi)總線通信內(nèi)容復(fù)用的方式，在總線的正常的通信內(nèi)容包含各單機(jī)的測(cè)試信息，實(shí)時(shí)監(jiān)視各單機(jī)的狀況.

模塊級(jí)的連接總線是MTM-Bus.MTM-Bus單機(jī)測(cè)試控制器是MTM-Bus的主模塊，它在接受1553B總線的測(cè)試數(shù)據(jù)后，進(jìn)行解包并發(fā)送到指定的從模塊，同時(shí)從指定的從模塊返回測(cè)試結(jié)果數(shù)據(jù)，按照1553B協(xié)議要求組幀通過系統(tǒng)級(jí)總線發(fā)回給系統(tǒng)的測(cè)試控制器系統(tǒng).各功能模塊是MTM-Bus的從模塊，從模塊收到主模塊測(cè)試命令后，執(zhí)行相關(guān)的測(cè)試操作，然后返回測(cè)試結(jié)果數(shù)據(jù)給主模塊.

上面提出的可測(cè)試性設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)模型要求單機(jī)實(shí)現(xiàn)自身的可測(cè)試性設(shè)計(jì)，同時(shí)還具備模型框架中規(guī)定的相關(guān)接口.結(jié)合目前航天器控制系統(tǒng)產(chǎn)品現(xiàn)狀，單機(jī)產(chǎn)品的可測(cè)試性設(shè)計(jì)的實(shí)現(xiàn)可以分兩個(gè)階段.第一階段，結(jié)合單機(jī)典型的故障模式和單機(jī)的功能結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，梳理單機(jī)目前的測(cè)試項(xiàng)目和測(cè)試方法，開展單機(jī)測(cè)試性建模分析，按照分析結(jié)果要求單機(jī)額外提供表征其健康狀況和功能性能的重要信號(hào)，將這些信息以整機(jī)輸出信號(hào)的方式通過1553B總線按照設(shè)計(jì)好的系統(tǒng)協(xié)議時(shí)序傳遞給系統(tǒng)測(cè)試控制器進(jìn)行處理.相當(dāng)于是可測(cè)試性設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)模型的頂層到第二層的實(shí)現(xiàn).第二階段，單機(jī)產(chǎn)品內(nèi)部將普遍具備邊界掃描裝置.這時(shí)要求單機(jī)產(chǎn)品層次劃分到芯片級(jí)，并將芯片級(jí)的邊界掃描通過MTM總線擴(kuò)展到子系統(tǒng)級(jí)和系統(tǒng)級(jí).即就是系統(tǒng)可測(cè)試設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)模型的完全實(shí)現(xiàn).

5 可測(cè)試性設(shè)計(jì)仿真、評(píng)估

測(cè)試性工程與維修系統(tǒng)(TEAMS，testability engineering and maintenance system)是由美國(guó)QSI公司開發(fā)的一套提供測(cè)試性、維護(hù)性、系統(tǒng)健康監(jiān)視等解決方案的商用軟件產(chǎn)品.它提供了多信號(hào)模型建模方法和智能推理算法，能夠定量描述故障的傳播關(guān)系、故障與測(cè)試之間的依賴關(guān)系，評(píng)估系統(tǒng)所能達(dá)到的可測(cè)試性指標(biāo).

下面以某航天器控制系統(tǒng)控制器為例，利用TEAMS軟件基于多信號(hào)流圖方法對(duì)分層遞階可測(cè)試性進(jìn)行仿真評(píng)估.

該航天器控制系統(tǒng)控制器主要由中心控制單元、信息采集單元和驅(qū)動(dòng)控制單元組成.其中中心控制單元作為核心控制器，通過內(nèi)部1553B總線與信息采集單元與驅(qū)動(dòng)控制單元交互，因此器組成了一個(gè)小的1553B總線系統(tǒng)，根據(jù)本文中提出的可測(cè)試性設(shè)計(jì)框架將該系統(tǒng)劃分為系統(tǒng)級(jí)，子系統(tǒng)級(jí)，模塊級(jí)，其中CCU(central control unit)相當(dāng)于是系統(tǒng)級(jí)的測(cè)試控制器，也是系統(tǒng)中的 BC，ACU(actuator control unit)與 ICU(information collection unit)為系統(tǒng)中的單機(jī)，也是系統(tǒng)的RT.利用軟件基于多信號(hào)流圖方法將系統(tǒng)的測(cè)試性遞階層次化結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)化為分層多信號(hào)流圖模型，如圖3～5所示.其中圖3是LRU(line replaceable unit)層多信號(hào)流圖模型，LRU層共分為四個(gè)模塊.圖4以ICU為例，展示LRU內(nèi)部模塊級(jí)多信號(hào)流圖模型.圖5以ICU中二次電源模塊為例，展示故障模式層多信號(hào)流圖.如圖5所示二次電源的主要故障模式有4種:這些故障可以通過電源遙測(cè)的方式來檢測(cè)，故添加電源遙測(cè)測(cè)試點(diǎn).得到了系統(tǒng)分層遞階的多信號(hào)流圖模型，添加了故障模式和相關(guān)測(cè)點(diǎn)后運(yùn)行軟件，即可生成系統(tǒng)測(cè)試性指標(biāo)的評(píng)價(jià)報(bào)告.需要說明的是，本實(shí)例建模仿真是為了驗(yàn)證可測(cè)試性框架設(shè)計(jì)的合理性，注重實(shí)例中系統(tǒng)正常情況下，結(jié)構(gòu)組成以及信號(hào)流的完整性.并沒有考慮系統(tǒng)中的冗余切換等因素，這些在今后更精細(xì)、全面的建模分析工作中會(huì)加以考慮.

圖3 LRU級(jí)多信號(hào)流圖模型示意圖Fig.3 Graph of multi-flow model of LRUs

圖4 ICU內(nèi)部模塊多信號(hào)流圖模型示意圖Fig.4 Graph of multi-flow model of modules in ICU

根據(jù)本文中提出的控制系統(tǒng)可測(cè)試性設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)改進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)利用軟件進(jìn)行仿真分析，故障檢測(cè)率為95.45%，故障隔離率為71.43%.軟件的仿真結(jié)果證明了本文中提出的可測(cè)試性設(shè)計(jì)框架是合理有效的.不足之處在于系統(tǒng)中具體的測(cè)試信息通信過程無(wú)法精確模擬，以信號(hào)流的方式進(jìn)行了仿真，將在后續(xù)的技術(shù)實(shí)現(xiàn)中進(jìn)行進(jìn)一步的分析和研究.

圖5 ICU二次電源模塊故障模式層Fig.5 Failure module layer of second power module in CCU

6 結(jié)論

隨著航天器控制系統(tǒng)自身特點(diǎn)的變化，一方面對(duì)新的測(cè)試方法提出了需求，另一方面有給系統(tǒng)新的測(cè)試方法提供了條件支持.本文給出了基于內(nèi)部1553B總線的航天器控制系統(tǒng)可測(cè)試性設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)模型，建立了可測(cè)試性設(shè)計(jì)整體框架，并對(duì)技術(shù)實(shí)現(xiàn)進(jìn)行了初步分析，通過軟件對(duì)遞階集成可測(cè)試性進(jìn)行仿真評(píng)估，評(píng)估結(jié)果證明了這種系統(tǒng)可測(cè)試性機(jī)制的有效性.

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