批产航天器自测试系统设计

杨同智党建成刘廷玉安天琪王继业

(上海卫星工程研究所,上海 201109)

1 引言

国内外商业航天的崛起,给传统的航天器制造模式带来了巨大的观念改变和格局冲击。SpaceX公司Starlink 星座项目采用批量研制模式,单次发射60 颗星链卫星,目前已完成了超过3 000 颗卫星组网。OneWeb 公司构建了卫星流水线,完成了上百颗卫星发射组网[1]。Starlink 和Oneweb 的卫星批产模式给传统航天器测试方式带来了巨大冲击。航天器研制逐步进入了标准化、批量研制的新时期,但航天器AIT 综合测试依然基于传统的测控接口,存在测试效率低、测试改装部署繁琐、测试成本高、测试周期长和难以深入产品内部探查的问题,不能很好地适应批产航天器快速研制与测发需求,需要借鉴民用领域的批量测试经验,提升设计的可测试性,加强航天器自测试设计。同时,自测试也为软件定义航天器的功能重构提供决策支持,增强航天器自主健康管理能力。

2 民用自测试技术分析

自测试是民用领域快检技术的核心,汽车工业的自测试应用较为成熟,汽车通过车载诊断系统OBD（On-Board Diagnostics）实现自测试,OBD 系统从车辆内部的传感器网络收集信息,通过分析诊断传感数据来调节车辆系统或向用户报告问题。如图1 所示,基于测试性设计,合理分配测试点,通过传感器采集测点信息,并基于诊断模型进行状态监控,对于检出的故障会以故障代码方式存于汽车存储器中,并推送仪表盘告警[2]。维修人员使用诊断仪通过OBD 诊断接口与汽车OBD 系统进行通讯,从OBD 系统中获取故障代码和ODX 信息（Open Diagnosis eXchange files）,通过分析故障代码与ODX,有针对性地对车辆进行故障诊断与维修[3]。

图1 车载故障诊断系统Fig.1 OBD of vehicle

自测试系统在飞机领域也取得了广泛应用,波音777、787 及空客A380 等飞机均设有机载维修系统OMS（On-board Maintenance System,OMS）,基于BIT（Built-In Test）测试模型进行故障诊断,为维修人员进行故障诊断与维修提供有力支持[4]。

自测试快检主要依托产品的测试性及BIT 设计,自测试设计从装备设计源头出发,通过功能模块划分,实现系统级LRU（Line Replaceable Unit）的物理划分,运用多信号模型、信息流模型等测试性设计方法进行BIT 单元的设置,增强系统的自测试性[5]。

常用的测试性建模工具,如美国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],可对系统测试性进行仿真建模与设计优化,模型核心要素有:

（1）组件的有限集:F={f1,f2,…,fm};

（2）信号集:FA={fa1,fa2,…,fak};

（3）测试点集:TP={TP1,TP2,…,TPn};

（4）有向图:DG={F,TP,E},表示系统内部关联关系。

3 航天器自测试系统设计

3.1 总体架构设计

当前BIT 主流架构是洛克希德马丁公司提出的由组件级、板级到系统级的层次BIT 结构[7],分层BIT 架构既是系统固有层次化特点的要求,又体现了横向“并行设计”和纵向“分级复用”的思想。如图2 所示,航天器自测试设计分配遵循航天器、分系统和单机组件的逐级分配的设计原则,将待测系统划分为相对独立的模块,以便在不同级别增加自测试单元及外测接口,增强系统的测试性与故障定位能力。

图2 航天器层次化自测试结构图Fig.2 Hierarchical self-test structure of spacecraft

批产航天器的自测试快检系统设计如图3 所示,航天器各系统可分为闭环系统与开放系统,闭环系统如综电、飞轮,开放系统如载荷、应答机、导航等;开放系统需要天地联合或内建激励源,构成闭环系统,从而实现“激励-响应”闭环的自测试。闭环系统具备实现自测试的条件,自测试组成包括硬件与软件两部分,硬件即为测试点及采集电路,软件即为诊断模型。

图3 基于自测试的批产航天器快检系统Fig.3 Rapid test system of mass production spacecraft based built-in self-test

测控通道数据速率和采样率较慢,因而通过总线调度实现快速自测试。总线自测试快检如图4所示,智能快检设备通过CAN（Controller Area Network）总线星表接口接入航天器电子网络,自动化调度测试序列,接受总线上的测试响应,采用机理模型及机器学习等手段,实现单机、分系统和航天器的故障诊断与健康评估。

图4 基于总线调度的自测试快检工作示意图Fig.4 Self-test based on bus scheduling

从自测试工作流程分析,自测试系统设计需要解决自测试通信交互、自测试功能单元设计和自测试诊断模型设计三方面的问题。

（1）自测试通信交互:BIT 架构采用层次化设计,需要建立系统级、单机级和板级的自测试通信架构,用于分层的测试激励与响应的传递;

（2）自测试功能单元设计:自测试硬件部分,包括开放系统闭环化、测试单元划分、测试点分配等问题;

（3）自测试诊断模型设计:自测试软件部分,基于模型实现故障检测与诊断。

3.2 自测试通信交互

自测试通信接口用于传输测试激励与响应。如图5 所示,按照通信层级可分为系统级、单机级与板级,分层测试信息交换。总线智能快检设备通过系统级总线接口接入航天器,发送指令序列至相应单机,再通过单机背板总线的自测试接口译码发至相应板卡,由板级自测试接口译码为测试激励,送至相应的自测试功能单元,功能单元的测试响应按照反向路径上报总线智能快检设备,从而完成系统、单机到板卡的测试激励与响应的分级传输,实现自测试的系统化管控。

图5 自测试通信交互架构Fig.5 Self-test communication interaction architecture

系统级自测试通信接口通过系统总线（如CAN、1553B 总线）实现。单机级自测试通信接口通过单机背板总线（如ARINC659）实现,ARINC659 是航电常用的背板总线,具备专门的测试总线MTMBus,可用于测试激励-响应的通信传输。板级自测试接口一般通过IEEE1149 系列标准实现。通过自测试通信接口,以极少的通信线缆传递测试激励与响应,规范并简化测试接口设计。

3.3 自测试功能单元设计

3.3.1 开放系统闭环化

开放系统无法自测试,需要闭环化。系统闭环化主要有两种方式:（1）增加航天器内建激励源与响应分析单元;（2）与地面测试系统联合闭环。天地联合闭环方式存在系统臃肿且星地连接复杂的缺点,不利于批产航天器的贮存快检及射前快检。通过内建航天器激励闭环的方法,可以有效提升测试的敏捷性与便捷化。

开放系统闭环化设计与具体产品设计紧密相关,如探测类载荷,可通过基准源自标定功能,进行自测试。雷达载荷的自测试设计与系统设计同步开展,大大提升了雷达装备可用性,如美国雷神公司ASR-12 雷达的BIT 故障检测率优于95%,平均修复时间约20 min[8]。航天器SAR（Synthetic Aperture Radar）内定标功能在校正雷达图像辐射精度的同时,也提供了自测试能力。如图6 所示,内定标由内定标器、天线定标网络和定标电缆组成,形成发射定标、接收定标和参考定标3 条定标回路,利用3 路内定标信号标定SAR 收发通道的幅相误差[9]。内定标精度一般为0.2 dB[10],满足雷达回波信号的短时校正要求,广泛应用于国内外SAR 卫星;同时内定标功能可检验SAR 载荷每个TR 组件的功能和基本性能,实现通道自测试与TR 组件健康监测。

图6 航天器SAR 内定标闭环自测试原理示意图Fig.6 Principle of internal calibration self-test of SAR

如图7 所示,基于遥感载荷的内建基准数据激励,实现预处理和数传链路闭环自测试。遥感载荷发送基准图形数据至预处理和数传分系统,将预处理结果与预置基准结果比较,快速完成预处理功能自检;对数传数据的固定区域进行基准数据比对,快速完成数传分系统的数据处理功能自检。

图7 遥感数据链路闭环自测试示意图Fig.7 Closed-loop self-test of remote sensing data link

3.3.2 测试单元划分

自测试设计是一项系统工程,自顶向下逐级完成航天器、分系统、单机和组件的自测试设计分配。将待测系统合理地划分为相对独立的模块,以便在系统不同级别增加自测试单元及外测接口。由n个模块组成的系统可用有向图描述,结点集V={v1,v2,…vn}表示系统中的各个模块,是论域V上的一个模糊集,其隶属函数为（vi）,表示结点vi的存在度,是论域V×V上的一个模糊关系,可以用公式（1）表示。

其中,μij取值范围[0,1],表示模块i对模块j的故障影响度。若为完备矩阵,即系统中所有模块间的故障影响度已知,则可综合权衡故障隔离率与设计费用,给出一个合适的λ值,对于有向图按如公式（2）计算。

可获得一个布尔矩阵P,其中若Pij=Pji,则模块i和模块j属于同一个自测试设计单元,这样便完成了自测试设计的系统划分。

若考虑模块故障频率加权因子ωij,则用公式（3）中的τij代替公式（1）中的μij。

将一个单机划分为不同的功能模块,通过模型仿真、故障传递关系等构造模块间的故障影响矩阵。λ取值大,自测试资源耗费多,但故障定位隔离能力优,λ取值小,则反之。因此需设置合适的λ,平衡自检资源与故障定位,从而完成待测n个模块的自测试设计分组。

3.3.3 测试点分配

各个自测试分组内的测试点选择直接影响故障诊断模型设计与诊断能力,测试点的选择应遵循以下原则:

（1）所选测试点及测试电路不应降低功能电路的可靠性;

（2）所选测试点应具有最好的性能可控性和可观测性;

（3）应对冗余电路设置测试点,掌握冗余电路的健康信息;

（4）在满足测试要求的情况下,应对测试点进行优选;

（5）在不额外增加资源开销前提下,测试点分布与模块重要性成正比。

基于综合加权方法进行自测试资源分配,系统复杂、故障率高、重要度高、费用大的单元分配更多测试资源。

式中:Ki——第i个单元的基础影响系数;Kλ——复杂度／故障率影响参数;KF——重要度／故障影响参数;KC——费用影响参数;αλ、αF、αC—加权值;Ks——系统的影响系数;Pmax——单元分配指标的最大值;Kmax——单元的最大基础影响系数;Psr——系统测试性要求指标;Pia——第i个单元的分配指标。

测试点优选方法包括信息熵法、二元分裂法、相关矩阵分裂法等,测试点分配需要结合具体产品,运用测试性设计分析工具开展工作,测试点集合应在故障诊断能力、诊断效率与资源代价之间权衡,形成完备高效的测试集。基于测试点分配和系统模型,构建故障诊断策略,实现快速诊断。

3.3.4 自测试诊断模型设计

航天器系统工程模式正逐步由以文档为中心转变为基于模型的系统工程（MBSE）,MBSE 构建了产品的结构模型与行为模型[11],结构模型描述了系统的物理组成,行为模型描述了系统的功能特性,两类模型为测试模型建模提供了良好的平台。基于模型的自测试设计方法如下:

（1）基于结构模型的自测试

结构模型从产品的设计结构和模块组成出发,在系统结构的各个环节合理设置测试点,从而使得系统可测,测试信息流可传递。基于结构模型的航天器自测试检验项目如表1 所示,在平台电子的测控链路上设置了必要的测点,配合自检程序,完成对自身存储空间读写遍历、各路串口收发、AD 采样功能正误判断等。

表1 自测试检验项目列表Tab.1 List of BIT inspection items

（2）基于行为模型的自测试

从单机和系统的功能行为角度出发,跟随产品行为动作对其进行动态跟测,比如汽车发动机的自测试即是典型的基于行为模型的自测试设计,根据行为模型需要设置温度、流量等传感器,依据刹车、油门等行为分析模型进行故障诊断。基于行为模型的航天器自测试设计示例如图8 所示,对于飞轮等转动部件,电压、电流、转速、振动和温度是故障前兆的主要表征参数,常用的两类诊断模型如下:

图8 基于行为的转动机构测试模型Fig.8 Behavior-based test model of rotating mechanism

（1）振动监测法:通过转速和振动传感器数据的共振解调、谱分析等方法,检测轴承早期异常;

（2）转矩变化检测法:通过温度、电机电流、转速变化,估计摩擦力矩变化,检测轴承早期异常。

4 结束语

航天器自测试技术可有效提升批产航天器快速检修与快速发射能力,满足批产航天器集成快检、存储快检与射前快检需求,同时自测试也是航天器在轨自主管理和FDIR（Fault Detection,Isolation,and Recovery）的前提保障,相关技术对深空探测器等自主管理要求高的航天器具有重要的参考价值。航天器自测试设计是一项系统工程,本设计从航天器可测试性与自测试设计出发,提出了层次化的自测试系统架构,研究了自测试功能单元设计方法、自测试通信交互模式、基于结构模型与行为模型的自测试模型设计方法,分析了航天器开放系统与闭环系统的不同特点,创新性地提出了开放系统闭环化与MBSE 相结合的自测试模型设计方法,建立了覆盖系统级、单机级和板级的自测试系统架构,具备良好的测试激励-响应的分级传递机制,通过总线快检调度,实现批产航天器的存储快检、射前快检与在轨快检,可作为航天器自测试设计的参考。