张 翔，翟 晋，潘江江，赵 岩，姜 爽

(1.中国运载火箭技术研究院研究发展中心, 北京 100076; 2.北京宇航系统研究所,北京 100076)

飞行器供配电系统地面通用测试接口设计

张 翔1，翟 晋2，潘江江1，赵 岩1，姜 爽1

(1.中国运载火箭技术研究院研究发展中心, 北京 100076; 2.北京宇航系统研究所,北京 100076)

供配电地面测试负责为飞行器提供模拟供电、控制状态切换、采集并传输系统状态信息，配合完成全飞行器全周期的综合测试任务;飞行器与地面测试系统之间接口复杂，各项目接口方式也不统一，导致测试系统中专用设备比例仍然很高，设备继承性和互换性不强，研制费用高;首先简要介绍了供配电地面测试系统的基本功能和设备组成，明确各组成部分之间的能源流和信息流，然后对供电、控制、测量的典型接口电路进行分析，从实现方式上进行简化和归类，最后提出基于先进背板总线架构的模块化板卡方案实现测试设备的接口通用化设计;经实际产品研制和系统测试，能够满足飞行器从综合试验到靶场测试发射的全生命周期测试需求，已在两个项目中实现产品共用，经济效益明显，为电气系统地面测试设备通用化研究提供了支撑。

供配电；测试；接口

0 引言

供配电系统负责为飞行器上的仪器和机电设备等负载提供及分配稳定可靠的电能，实现能量存储、调节、变换、控制、分配和传输。从适合飞行任务和环境的多种方案中，找出能源及其转换、贮存的最佳组合是供配电系统优化设计的宗旨[1]。例如，火箭、短寿命返回式卫星多采用化学一次电池或蓄电池组供电，而长期在轨卫星多采用太阳电池阵和多次充放电的蓄电池组联合供电。相应的供配电系统地面测试需具备模拟飞行器上能源的发电特性，通过脱落连接器传输控制、采集和状态监视信号，配合完成全飞行器电气匹配、总装测试、技术阵地和发射阵地的综合测试任务。

目前，供配电测试系统中专用设备的比例仍然高，设备继承性和互换性不强，导致设备研制费用高，使用维护不变[2-3]。究其原因为飞行器与地面测试系统之间接口复杂，各项目之间接口类型又不统一，导致测试系统通用性设计难以实现。本文首先简要介绍了供配电地面测试系统的基本功能和设备组成，然后对供电、控制、测量的接口设计进行梳理和分析，最后提出测试接口通用化设计方案。

1 系统组成和功能

典型的供配电测试系统由供电设备、测试设备和控制设备组成[4]。供配电地面测试系统组成如图1所示。供电设备一般包括地面电源、太阳电池阵模拟器和配电箱等。其中，地面电源负责为飞行器提供测试用内电(模拟电池供电)、外电(地面供电)；太阳阵模拟器模拟太阳电池恒流源输出；配电箱可根据供电负载需求实现配置输出。测试设备中适配器实现飞行器上信号调理和变换，再由采集装置完成信号转换，实现系统等效(模拟配电负载)和状态采集功能。控制设备中配电控制器一般为计算机，通过总线或硬线输出指令控制飞行器上产品和其他地面设备协同工作，被控设备返回的指令、时序执行结果及状态信息送测试设备采集后转发至控制设备实现闭环管理。供电设备和测试设备通过接入总控网的控制设备控制，或各设备均接入总控网，实现地面测试设备的统一协同工作。

图1 典型供配电地面测试系统组成图

2 接口需求分析

供配电地面测试系统与飞行器接口主要为供电接口、控制接口、测量接口，除内电和等效接口使用工艺电缆接入系统完成测试外，其余接口均通过脱插脱拔与飞行器相连。下面对3种接口进行具体分析和设计。

2.1 供电接口

供电接口为供电设备输出和配电设备输入接口，一般供电设备使用接线柱、线排、航插等标准接插件，系统设计中考虑电缆压降、器件降额、防差错。面向多负载复杂应用的场合，可通过整合测试需求简化供电设备配置，实现飞行器内电和外电的集中供给和统一分配。而供电通路由控制设备实现通断控制，供电功能的正确性由供电设备自主采集回传、飞行器上设备供电输入和输出端信号采集结果作为辅助判断。

2.2 控制接口

控制接口主要为飞行器提供供电控制和时序控制指令。根据用途不同，控制接口主要形式有OC门、开关量、不带电触点和数字量(一般为总线形式)。其中，OC门可用于直接驱动继电器，除地面设备使用外，飞行器上遥控、程控指令多采用该指令形式，当多个终端控制同一个继电器作为相互备份时，更适合采取该方式，但应注意采用二极管或继电器触点切断线路，防止潜在通路造成系统功能异常；开关量和不带电触点既可直接控制继电器动作，也可供飞行器上识别状态，是传统且最常用的控制方式，可以做到控制源与被控制对象的完全电气隔离，开关量指令无需飞行器先上电，适宜作为飞行器第一步上电操作；数字量有RS422、1553B、CAN等总线形式，飞行器上译码后驱动继电器动作，简化了飞行器与地面接口，提高了电气系统智能化程度，总线控制指令应采取冗余设计，对影响发射流程的关键性动作，建议设置开关量或不带电触点指令作为备保。

2.2.1 供电控制接口

供电控制接口实现为飞行器各终端加断电、母线转电及断电控制功能。典型供电控制接口如图2所示。

图2 供电控制接口示意图

图中继电器K1、K2、K3分别控制供电设备到母线或母线到负载的通断。为节省电池容量，在测试过程中先由供电设备提供外电， K1磁保持继电器受控制设备中开关量指令控制开关闭合，外电与母线连通后带电；根据飞行器流程和时序分别为各负载加断电，如K3继电器受控制设备OC门指令控制开关闭合，负载与母线连通后带电；脱离地面测试前，外电需切换到内电供电，且切换过程中应保证母线不掉电，即时序上应保证内电开关K2先闭合，K1继电器再断开，K2受控制设备OC门指令控制开关闭合，当检测到K2继电器动作后，无源触点指令控制K1继电器断开，实现飞行器转电。

2.2.2 时序控制接口

时序控制接口实现飞行器上设备状态或工作模式切换，包括电磁阀、火工品等按时序的动作切换。时序控制接口多使用OC门和无源触点，电路与图2基本相同，不同之处在于时序控制更关注时间统一和驱动能力。时间统一面向总体时序，由于控制继电器稳定吸合和释放有ms级的时间间隔，控制指令驱动时间一般大于50 ms；驱动能力应满足控制继电器的过流能力，继电器因型号不同稍有差别，设计中应按照触点容量进行降额设计，同一继电器内不同触点存在动作时间差，不能按照并联模式计算。

2.3 测量接口

测量接口主要完成模拟遥测采集和等效负载采集功能，实现飞行器上状态信息和测量信息的获取，验证系统状态是否正确。测试内容一般包括各母线电压、电流、各支路输出电压及各部分状态等。根据参数不同，主要信号类型有模拟量、电平信号、开关状态、数字量等。其中，模拟量一般为0～28 V或0～5 V，需在适配器中实现幅度调整、阻抗匹配、电气隔离后进行AD转换采集；电平信号和开关状态标识状态变化，可直接由测试设备处理器端口采集或驱动光耦隔离采集；数字量信号与控制接口相对应，实现飞行器上信息自主采集编码后打包传输到地面，可作为故障隔离和智能诊断等信息流基础。

图3示意了几种典型的测量接口及原理，飞行器母线电流由霍尔电流传感器感应外磁场变换为0～5 V电压，母线电压(一般为28 V体制)直接引出，这类模拟量经电阻分压、多路选通、信号隔离和阻抗变换后送AD转换。负载供电端引出电平信号经运放阻抗变换后送光耦，继电器触点K2’为开关状态，用于转电过程中检测K2继电器是否动作，该信号经上拉后送光耦。各类信号均在信号适配器中完成转换后送采集设备，处理均实现电气隔离，避免地面故障影响飞行器产品的正常工作。

图3 测量接口示意图

3 通用测试接口设计

为简化地面测试设备配置，将控制设备和采集设备功能集成，利用PXI总线、CPCI等具备硬件扩展性和软件灵活性的背板总线架构，实现模块化设计。测试接口可分为总线接口和离散接口，总线接口使用标准RS422或1553B板卡，离散接口包括OC门、继电器、AD采集等板卡，功能框图如图4所示。由于使用多槽位机箱，设备可按照信号实际情况和规模进行灵活配置，便于后期扩展测试资源和功能接口，或适应性改造用于其它项目。此外，在硬件模块化、标准化设计的前提下，还可充分利用软件设计的可配置性，方便使用人员二次开发。信号适配器可根据项目具体接口需求进行定制，电路均为成熟标准电路。

图4 通用测试接口功能框图

4 试验结果与分析

基于该通用测试接口方案实现了某项目供配电测试系统设计。设计要求共6路28供电，最大配电功率不超过1 500W，12路0～5V模拟信号的采集功能，且具备不带电触点的手动控制和基于RS422总线的自动测试功能。实际设计结果为8路28供电，最大配电功率为3 000W，16路0～5V电压采集，精度优于0.2%，自动测试功能满足设计要求，手动控制作为备保应急方案，提高系统可靠性。

经实际产品研制和系统测试，能够满足飞行器从综合试验到靶场测试发射的全生命周期测试需求，功能扩展灵活，继承性、可维修性有较大提高，已在两个项目中实现产品共用，经济效益明显。

5 结论

地面测试系统设计在满足可靠性、安全性和经济性的前提下，考虑可扩展性和兼容性。利用先进背板总线架构，采用控制和采集的硬件模块集成方案，在项目研制的实际工作中验证了接口通用性设计的正确性和合理性，为电气系统地面测试设备通用化研究提供了支撑。后续将利用光纤或无线通信等技术手段进一步优化飞行器与地面之间接口设计。

[1] 帕特尔(Patel，M.R.)著，韩波，陈琦，崔晓婷译. 航天器电源系统[M]. 北京：中国宇航出版社，2013.

[2] 张翰英,胡其正. 卫星电测技术[M].北京:中国宇航出版社,2009.

[3] 赵瑞峰,董 房,陆 洋,等. 卫星通用自动化测试系统体系结构研究[J].信息技术,2011(4)：65-68,72.

[4] 李 立. 卫星供配电测试设备接口设计技术[J].航天器工程,2002,11(1):66-72.

Power Supply and Distribution System Ground General Test Interface Design

Zhang Xiang, Zhai Jin, Pan Jiangjiang, Zhao Yan, Jiang Shuang

(China Academe of Launch Vehicle Technology R&D Center, Beijing 100076,China)

The aircraft power supply and distribution ground testing system is used to simulate the power supply, switch control status, gather and transfer the information of system in the whole life cycle. The interface between aircraft and ground test system is complex, and the interface of each project is not uniform. So the proportion of special equipment in the test system is still very high, the inheritance and the exchange of equipment is not strong, and the development cost is high. First, the basic functions and components of the testing system were introduced. Energy flow and information flow between the components are defined. Then, the typical interface circuits of power supply, control and measurement were analyzed, simplified and classified. Finally, the design of the interface of the test equipment based on the advanced back board bus architecture was proposed. The test system is developed and actual products showed that the design meet the demand in the whole life cycle test. And it had achieved product share in the two projects. This paper is a useful attempt for the investigation of the ground general test.

power supply and distribution; test; interface

2016-07-29；

2016-09-19。

张 翔(1981-)，男，天津市，高工，硕士，主要从事供配电及测试方向的研究。

1671-4598(2017)01-0032-02

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.01.009

TP3

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