信息集成 (集成平臺) 是指系統(tǒng)中各子系統(tǒng)和用戶的信息采用統(tǒng)一的標準，規(guī)范和編碼，實現(xiàn)全系統(tǒng)信息共享，進而可實現(xiàn)相關(guān)用戶軟件間的交互和有序工作。以下是學(xué)習(xí)啦小編今天為大家精心準備的：淺談信息集成在航天運輸控制系統(tǒng)中的應(yīng)用研究相關(guān)論文。內(nèi)容僅供參考，歡迎閱讀!

　　淺談信息集成在航天運輸控制系統(tǒng)中的應(yīng)用研究全文如下：

　　引言

　　在航天領(lǐng)域，隨著SpaceX 等私人航天企業(yè)的涌入，包括Ariane 和ULA 在內(nèi)的多家航天機構(gòu)均紛紛感到了競爭的壓力，開始研究如何快速、可靠和低成本地實現(xiàn)火箭的發(fā)射服務(wù)。為了應(yīng)對挑戰(zhàn)，航天運輸系統(tǒng)應(yīng)認真考慮使用性問題，尤其長征系列火箭還未能真正參與國際市場競爭，使我們長期對這方面的需求不再敏感甚至認為沒有需要。同時，火箭競爭力往往用運載能力等總體指標來衡量，對于其他分系統(tǒng)能發(fā)揮的作用，討論得甚少。本文將重點探討信息技術(shù)的發(fā)展給航天運輸控制系統(tǒng)(包括地面測發(fā)控系統(tǒng))帶來的機遇與挑戰(zhàn)。

　　目前，信息技術(shù)對航天控制的影響，更多聚焦于多傳感器的信息融合以及多處理器的并行處理等領(lǐng)域，這體現(xiàn)了信息技術(shù)的兩個特點:信息量大大增加，信息處理的能力以及需求也大大增加，但信息技術(shù)的作用不僅限于此。應(yīng)該看到，信息技術(shù)是基礎(chǔ)技術(shù)，當基礎(chǔ)技術(shù)的能力得到了提升，我們同樣要回歸到基礎(chǔ)去重新認識現(xiàn)有的設(shè)計，去源頭尋找解決新問題的新途徑。例如，過去由于處理能力不足而簡化或省略的功能是否需要補充完善，總體的風(fēng)險是否需要進行調(diào)整等。

　　在進行運載火箭控制系統(tǒng)設(shè)計時，首先進行系統(tǒng)方案設(shè)計，其重點是確定飛行的軌跡并評估精度;在此基礎(chǔ)上，按照系統(tǒng)從大到小進行任務(wù)劃分，例如，首先確定飛行系統(tǒng)與地面測發(fā)控系統(tǒng)的任務(wù)界面;其次，針對飛行系統(tǒng)中的電氣系統(tǒng)，明確控制分系統(tǒng)與測量分系統(tǒng)之間的任務(wù)界面;針對控制分系統(tǒng)，再進一步劃分設(shè)備的組成及其內(nèi)部軟硬件的分工。

　　未來空間運輸系統(tǒng)的任務(wù)將更加復(fù)雜，對其自主控制能力的要求也更高，總體、控制、動力等多學(xué)科融合的趨勢愈來愈強，單純依靠某一個系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計空間已越來越窄。因此，考慮到未來自主控制以及“快速、可靠、經(jīng)濟”地進出空間的需求，本文分析了信息集成技術(shù)在上述設(shè)計流程中能夠發(fā)揮的作用，提出了四個“一體化”的設(shè)計理念，即:

　　1)利用箭上計算裝置的計算能力，完成在線自主軌跡規(guī)劃，實現(xiàn)“制導(dǎo)與彈道設(shè)計的一體化”，增強自主控制的能力和適應(yīng)性;

　　2)借助于箭上系統(tǒng)的信息處理能力，進行自檢測(Built in Test，BIT)，實現(xiàn)“BIT 與地面測試系統(tǒng)的一體化”，重新規(guī)劃飛行系統(tǒng)和地面測發(fā)控系統(tǒng)的任務(wù)分工，從而達到快速發(fā)射和精簡技術(shù)保障人員的目的;

　　3)充分發(fā)揮箭上智能單機的處理能力，實現(xiàn)“控制與測量系統(tǒng)的一體化”，減少單一功能的設(shè)備，并采用平臺化的設(shè)計理念，避免重復(fù)開發(fā)，進而降低成本，提高產(chǎn)品成熟度和可靠性;

　　4)設(shè)計通用的軟硬件一體化開發(fā)平臺，實現(xiàn)“模型驅(qū)動的軟硬件設(shè)計一體化”，為方案論證和選型提供統(tǒng)一建模與仿真的環(huán)境，確保設(shè)計一次成功，避免方案性反復(fù)。

　　由于信息技術(shù)的發(fā)展，傳統(tǒng)的功能領(lǐng)域得以延伸，并且可以集成其他功能;而第四項一體化則為方案設(shè)計的早期驗證提供了“量化”分析的條件。

　　1 制導(dǎo)與彈道設(shè)計的一體化

　　1. 1 軌跡優(yōu)化中的間接法與直接法

　　傳統(tǒng)上制導(dǎo)與彈道分屬兩個設(shè)計領(lǐng)域，彈道設(shè)計是離線的靜態(tài)優(yōu)化，而制導(dǎo)控制則是在線的動態(tài)優(yōu)化。許多設(shè)計約束由彈道設(shè)計來保證，制導(dǎo)僅完成與入軌精度相關(guān)的終端約束的控制。但是，隨著閉路制導(dǎo)技術(shù)的應(yīng)用，制導(dǎo)系統(tǒng)會實時規(guī)劃滿足終端約束的軌跡，有可能偏離標準彈道，從而導(dǎo)致彈道設(shè)計中的隱式約束無法得到滿足;如果在制導(dǎo)控制中加上這些約束，傳統(tǒng)的設(shè)計方法有可能得不到合適的解析解。

　　飛行器軌跡優(yōu)化問題實際上是一種帶有狀態(tài)約束和控制約束的最優(yōu)控制問題。解決這類問題，間接法和直接法是最常用的兩類方法。間接法基于極大值原理推導(dǎo)最優(yōu)控制的一階必要條件，它們構(gòu)成了求解最優(yōu)軌跡的Hamiltonian 邊值問題，由于不對性能指標函數(shù)直接尋優(yōu)，因此該方法稱為間接法。當前的大多數(shù)實時軌跡優(yōu)化方法都對動力學(xué)方程進行了不同程度的降階處理，僅針對某種具體的問題有效。這種應(yīng)用存在以下不足:1) 約束條件不同，算法會體現(xiàn)很大差異，很難有一個通用的解決方案或框架;2)許多情況下難以得到表達完美的解析解，這時往往要對模型進行簡化;3) 即使如此，許多復(fù)雜約束還是難以解決，只能對約束條件進行精簡，其代價往往由總體承擔(dān)轉(zhuǎn)嫁到有效載荷。

　　直接法比間接法出現(xiàn)更早，采用參數(shù)化方法將連續(xù)空間的最優(yōu)控制問題求解轉(zhuǎn)化為一個非線性規(guī)劃(NLP)問題，通過數(shù)值求解該非線性規(guī)劃問題來獲得最優(yōu)軌跡。在計算機技術(shù)迅速發(fā)展的近30年，直接法有了較快的發(fā)展，并且開始應(yīng)用于航天領(lǐng)域。這些方法的不同體現(xiàn)在對連續(xù)最優(yōu)控制問題的轉(zhuǎn)換、離散化等方面，文獻還概述了一些很有應(yīng)用前景的方法，如偽譜法，滾動時域優(yōu)化法等，尤其是離散控制變量和狀態(tài)變量的偽譜法，備受關(guān)注。該方法成功應(yīng)用到國際空間站的調(diào)姿優(yōu)化，但對于大氣層內(nèi)飛行段，其實時性尚未得到驗證。

　　在國內(nèi)，從多級固體火箭上升段到高超聲速飛行器再入段，偽譜法在離線軌跡優(yōu)化中得到了普遍應(yīng)用。為提高效率，常采用與直接法結(jié)合或串行分段優(yōu)化的策略，設(shè)計一條優(yōu)化軌跡的時間從數(shù)分鐘至數(shù)秒，并具有了應(yīng)用于在線制導(dǎo)的潛力。而文獻提出的收斂深度控制策略，可將特定條件下的優(yōu)化時間縮短至100 ms 以內(nèi)，這為在線優(yōu)化提供了條件。

　　如果能進一步提高直接法的計算效能，采用統(tǒng)一的建模方式，實時地解算各種過程約束或終端約束、等式約束或不等式約束，則制導(dǎo)控制與彈道設(shè)計就能實現(xiàn)一體化。這不僅是自主飛行控制的需求，也是技術(shù)發(fā)展的必然。

　　聯(lián)立法在過程控制領(lǐng)域應(yīng)用廣泛，國內(nèi)也開始嘗試將這項技術(shù)應(yīng)用到航天運輸系統(tǒng)的設(shè)計。運載火箭飛行全過程是多階段、非線性、變動力學(xué)模型，以某型火箭為例，其設(shè)計約束包括如下部分:

　　1)入軌精度要求;

　　2)入軌姿態(tài)要求;

　　3)控制變量的變化率要求( 如全程角速度限制);

　　4)分離前控制變量保持不變的要求;

　　5)殘骸落點位置的要求;

　　6)攻角的要求。

　　傳統(tǒng)上只有第1 項約束是制導(dǎo)系統(tǒng)直接控制的，如果同時考慮其他約束，則難以推導(dǎo)出解析表達式，因此其他約束均隱含在標準彈道中。但若在自主控制下偏離標準彈道，上述約束條件就可能都無法滿足，這使得制導(dǎo)系統(tǒng)的自主性以及應(yīng)對突發(fā)事件的適應(yīng)能力均有不足，這也是一體化設(shè)計所要解決的問題，即自主的軌跡規(guī)劃要能滿足所有約束。需要重點解決多階段非線性系統(tǒng)的動態(tài)優(yōu)化、復(fù)雜約束動態(tài)系統(tǒng)聯(lián)立優(yōu)化等技術(shù)難題，并對系統(tǒng)模型進行適應(yīng)性的重構(gòu)。

　　1. 2 聯(lián)立法的解題框架

　　將火箭運動模型以及各種約束條件按時域劃分有限元，并用插值多項式對各變量進行逼近。然后計算Jacobian 矩陣，并將其結(jié)果與離散模型送至非線性規(guī)化求解器( Nonlinear Programming，NLP)。NLP 對聯(lián)立的方程進行求解，將計算結(jié)果返回離散模型，計算殘差。若殘差滿足要求，則本次軌跡規(guī)劃成功，將離散的最優(yōu)解插值成最優(yōu)控制曲線;如果殘差不滿足要求，NLP 將進行搜索方向的計算，更新各變量，并再次求解，這一過程反復(fù)迭代。

　　目前，提高計算效率的主要研究方向為以下幾個方面:

　　1)通過自適應(yīng)移動有限元方法確定合適的有限元個數(shù);

　　2)通過初值發(fā)生技術(shù)選擇變量的初值;

　　3)采用多階段動態(tài)聯(lián)立優(yōu)化方法( 而非分段串行優(yōu)化方法)解決質(zhì)量突變以及推力非線性變化的情況;

　　4)通過收斂深度控制提高運算速度;

　　5)合理選擇殘差避免不收斂的情況。

　　算法的優(yōu)化、計算速度的提升以及并行處理技術(shù)的發(fā)展，都將促進這項技術(shù)的應(yīng)用。從中可以看出，模型離散化與具體飛行的任務(wù)需求相關(guān)，其他工作均可以由計算裝置自動完成，從而提供了一種通用的解題框架。該技術(shù)的突破，將為此類問題的實時動態(tài)求解開辟新的技術(shù)途徑，其應(yīng)用也不僅僅局限于航天運輸系統(tǒng)。

　　2 BIT 與地面測試的一體化設(shè)計

　　2. 1 現(xiàn)狀分析

　　簡化測發(fā)控操作，減少發(fā)射準備時間，精簡現(xiàn)場保障人員;同時提高測試覆蓋性，縮短天地差異性，加強設(shè)備通用性，這些看似矛盾的需求，是當前對測發(fā)控系統(tǒng)的新要求。漸進式改進已難以大幅提升性能，必須從源頭重新規(guī)劃，即將箭上控制系統(tǒng)的設(shè)計與測試發(fā)控的需求結(jié)合起來統(tǒng)籌考慮。在這方面，日本Epsilon 固體小運載火箭甚至提出了移動發(fā)射控制的概念，通過網(wǎng)絡(luò)可以在世界的任何一個地方利用一臺便攜式計算機方便地檢查和控制火箭發(fā)射，主要實現(xiàn)流程控制;而火箭發(fā)射準備階段的測試以及故障診斷、重構(gòu)等工作全部由箭上系統(tǒng)來自主實現(xiàn)，并將是否滿足發(fā)射條件傳送至地面供控制中心人員決策。而國內(nèi)的研究更多著眼于傳統(tǒng)地面設(shè)備的整合，實現(xiàn)地面設(shè)備的統(tǒng)一化設(shè)計和型號之間的共享，對如何利用箭上系統(tǒng)的自檢測功能來簡化地面測試還少有論及。

　　結(jié)合我國的實際情況，雖然利用箭上設(shè)備BIT功能實現(xiàn)自檢測(數(shù)據(jù)采集) 被認為是可行的，但將數(shù)據(jù)的分析、故障的診斷以及是否滿足發(fā)射條件的決策仍交由地面指揮控制中心來完成，是箭、地任務(wù)分工較為合理的一種方案，目前已進入了應(yīng)用研究階段。

　　2. 2 總線竊聽與箭地高速測試總線

　　與Epsilon 的方案相比，箭上設(shè)備只負責(zé)數(shù)據(jù)的采集，這樣減輕了箭上產(chǎn)品的負擔(dān);箭地之間設(shè)計大容量的高速測試總線(High-speed Measurement Bus，HMB)，按傳輸速率≮20Mbps、通信距離≮200 米設(shè)計，基于HMB 的數(shù)據(jù)采樣稱作“總線竊聽”技術(shù)，以區(qū)別于1553B 總線等的“總線監(jiān)聽”技術(shù)。

　　考慮到箭載計算機是火箭控制系統(tǒng)的主控設(shè)備，對其機內(nèi)數(shù)據(jù)總線的檢測相當于獲取了與計算機相關(guān)的所有輸入(對應(yīng)各種傳感器)和輸出(對應(yīng)各種控制指令) 信號，因此將數(shù)據(jù)監(jiān)測點設(shè)置在箭載計算機的機內(nèi)總線端;同時為避免對飛行軟件的影響，這些檢測應(yīng)全部自動實現(xiàn)并將數(shù)據(jù)通過HMB下傳至測發(fā)控系統(tǒng)(自動竊聽并發(fā)送)。為便于箭、地主動的收發(fā)通訊，設(shè)計單獨的用戶郵箱。

　　HMB 將在箭、地系統(tǒng)之間建立統(tǒng)一的接口，在活動發(fā)射平臺的前端設(shè)備間配置一臺通訊終端，通過該終端利用網(wǎng)絡(luò)通訊，可以將數(shù)據(jù)傳送至指揮控制中心的數(shù)據(jù)處理終端或后方系統(tǒng)設(shè)計單位。為保證通訊的可靠，應(yīng)適應(yīng)并接兩個或多個通訊終端的情況。

　　2. 3 自動判讀與閉環(huán)測試

　　借助于HMB，首先可以實現(xiàn)“基于模型和數(shù)據(jù)驅(qū)動的自動判讀”。地面能夠直接“竊聽”到飛行控制軟件的輸入信號及產(chǎn)生的控制信號;其他總線站點的信號封裝成遙測量，由箭機作為總線控制器轉(zhuǎn)發(fā)給遙測系統(tǒng)時，地面通過對總線接口的監(jiān)測也能獲取這些數(shù)據(jù)，于是地面系統(tǒng)可以據(jù)此采用相同的算法(模型)進行箭上控制過程的同步推算，并將計算結(jié)果與箭上設(shè)備進行對比，這就是“基于模型”和“數(shù)據(jù)驅(qū)動”的含義。理論上二者的處理結(jié)果除計算誤差外應(yīng)基本一致。當然地面與箭上的開發(fā)小組應(yīng)不同，采用類似于多版本的經(jīng)驗來消除共因失效。這種分析是自動且近似“實時”的，并且對測試用例不敏感:當用例改變，即箭上各種控制器的輸入條件改變時，箭上與地面系統(tǒng)的計算結(jié)果也都發(fā)生改變;但只要二者一致，說明系統(tǒng)工作正常，并不需要提前準備固定的判據(jù)。這種分析技術(shù)為閉環(huán)測試提供了便利，以控制系統(tǒng)總檢查測試為例。

　　可以看出這種測試是閉環(huán)的。地面仿真計算機通過HMB 獲取發(fā)動機擺角信息，仿真箭體的運動，并將解算后的速度、位置和姿態(tài)轉(zhuǎn)換為慣性測量設(shè)備的信號，通過箭地郵箱反饋至箭載計算機中，形成閉環(huán)反饋控制系統(tǒng)。這種將被控系統(tǒng)的模型與電氣系統(tǒng)匹配性測試集成在一起的方案，稱作“系統(tǒng)在回路”的綜合試驗方案，結(jié)合了電氣系統(tǒng)測試和仿真試驗二者的優(yōu)點。例如，在地面仿真軟件中設(shè)置不同的干擾狀態(tài)，從而產(chǎn)生不同的測試用例(但并沒有改變硬件的狀態(tài))，增大了測試的覆蓋性;而通過前文介紹的智能判讀技術(shù)，數(shù)據(jù)的分析全部自動進行。更主要的是，這種測試可以在總裝廠、發(fā)射現(xiàn)場實施，從而大大提高在這些場合測試的有效性和覆蓋性。

　　通過上述任務(wù)的重新分配，由此可以梳理出新型測發(fā)控系統(tǒng)的特點:

　　1)箭地之間的連接除供電信號外，其余將以標準化的數(shù)字總線為主，這簡化并且規(guī)范了接口關(guān)系，易于型號間通用。

　　2)地面測試的工作性質(zhì)已轉(zhuǎn)變?yōu)閿?shù)據(jù)分析，“測試與發(fā)射控制系統(tǒng)”將轉(zhuǎn)型為“發(fā)射控制系統(tǒng)”，重點是流程控制。

　　3)測試數(shù)據(jù)的分析采用與箭上設(shè)備同樣的模型，將專家事后分析數(shù)據(jù)的過程實時化、智能化，減少了控制中心或后方單位的技術(shù)保障人員;具備對不同測試用例的“自適應(yīng)性”，創(chuàng)造了閉環(huán)測試的條件，在簡化操作和測試的同時增強了地面測試把關(guān)的力度。

　　3 控制與測量系統(tǒng)的一體化設(shè)計

　　3. 1 現(xiàn)狀分析

　　控制與測量系統(tǒng)是火箭電氣系統(tǒng)的兩個主要組成部分。為避免共因失效，測量系統(tǒng)一般獨立于被測系統(tǒng)之外。但隨著電氣產(chǎn)品整體可靠性和成熟度的提升以及各種冗余技術(shù)和BIT 技術(shù)的使用，這種獨立的系統(tǒng)設(shè)計方案顯得過于復(fù)雜，主要體現(xiàn)在以下方面:

　　1)控制系統(tǒng)產(chǎn)品的可靠性、環(huán)境適應(yīng)性、地面試驗考核的力度均得到很大提升;

　　2)控制系統(tǒng)采用各種高性能的處理器，不僅具備BIT 的能力，且在采樣精度、采樣頻率、數(shù)據(jù)處理等方面已超過遙測系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集單元;

　　3)控制系統(tǒng)普遍采取冗余設(shè)計，并基本解決了“單故障點”問題，使得BIT 測試具備了冗余能力，提高了BIT 測試的可靠性。

　　國外火箭也意識到了這一點，例如法宇航在“Avionic-X”項目中，提出兩個系統(tǒng)一體化的初步設(shè)想，以“飛行控制單元1”為例，包含有控制與測量各自的數(shù)據(jù)處理模塊(類似于計算機)、衛(wèi)星導(dǎo)航(GNSS)模塊、慣性測量模塊以及共用的供電模塊等，并開始借鑒航空系統(tǒng)中的“集成模塊電子系統(tǒng)”架構(gòu)。

　　國內(nèi)也較早地開展了航天電氣產(chǎn)品模塊化、集成化的應(yīng)用研究，提出通用信息化的集成框架，但尚未考慮分系統(tǒng)間的集成。在綜合分析可靠性、成本雙重因素下，測量分系統(tǒng)中的相關(guān)功能，尤其是用于對控制系統(tǒng)信號進行采樣、編碼、傳輸?shù)母鞣N數(shù)據(jù)采集單元，具備了與控制分系統(tǒng)一體化設(shè)計的條件。

　　3. 2 模塊化/組合化/集成化設(shè)計

　　控制與測量功能的集成并非簡單組合，需要電氣系統(tǒng)從頂層進行規(guī)劃，按照“模塊化/組合化/集成化”(以下簡稱“三化”) 的思想進行設(shè)計，并要兼顧地面測試的需求。

　　從新一代運載火箭控制系統(tǒng)的研制看，隨著數(shù)字化技術(shù)的應(yīng)用，控制系統(tǒng)智能單機( 指含有CPU的單機)的配置均基本相同，均含有標準化總線接口、處理器、存儲器、時鐘、FPGA、電源模塊、總線協(xié)議芯片等，不同之處都集中在I /O 接口上，例如，伺服控制要采用放大器接口，時序和閥門控制要采用大功率的開關(guān)量接口，推力調(diào)節(jié)則主要是脈寬調(diào)制控制和脈沖量接口，等等。因此，上述“三化”設(shè)計的思路是，在基本配置均相同的前提下，通過配置不同的I /O 接口，實現(xiàn)各自特定的功能，從而避免重復(fù)開發(fā)、CPU 種類繁多等不利于資源共享、成熟度提高和降低成本的開發(fā)模式，這就需要對各種基本模塊和接口模塊進行合理規(guī)劃。

　　含有處理器的設(shè)備主要有箭載計算機、各級(類)控制器以及各類慣性測量設(shè)備，這些設(shè)備都可以采用“三化”的設(shè)計，從而形成不同的集成控制單元。

　　每個集成控制單元除完成控制以及自身的自檢測功能外，還可以兼顧“周邊”相關(guān)非智能設(shè)備信號的檢測，如各種傳感器信號、配電信號等，其思想是盡可能多地發(fā)揮處理器的“富裕”能力，減少單一功能的單機。集成控制單元采用平臺化設(shè)計，通過基本模塊和I /O 模塊組成各類具體產(chǎn)品。其中基本模塊為CPU 模塊、供電模塊和BIT 模塊，而其他典型I /O 模塊包括:GNSS、慣性測量模塊、開關(guān)量輸入/輸出接口(DI /DO)、放大器接口、各種總線接口和檢測模塊等。

　　集成控制單元的體系結(jié)構(gòu)還應(yīng)能適應(yīng)下述不同需求:1)整機級冗余設(shè)計:如計算機、各級控制器的設(shè)計;2)系統(tǒng)級冗余設(shè)計:如多慣組冗余，每套慣組內(nèi)采用單模方案;3) 多機并行處理設(shè)計;4) 非冗余設(shè)計:如檢控器等。如果設(shè)計平臺考慮周到，還可以兼顧無CPU 狀態(tài)的設(shè)計，如綜合配電器等。

　　在這種一體化設(shè)計中，不再需要針對控制系統(tǒng)的各種數(shù)據(jù)采集單元，測量信息將主要由總線監(jiān)視器獲取，飛行軟件承擔(dān)“飛行控制”與“數(shù)據(jù)管理”兩個主要的、優(yōu)先級不同的任務(wù)，這可以在操作系統(tǒng)的支持下完成。此外，操作系統(tǒng)或軟件中間件還可以屏蔽軟件對不同硬件配置的依賴，從而增強軟件的重用性。

　　4 模型驅(qū)動的軟硬件一體化設(shè)計

　　4. 1 現(xiàn)狀分析

　　當具體到設(shè)備功能的劃分以及集成控制單元的設(shè)計時，傳統(tǒng)上稱作“系統(tǒng)綜合設(shè)計”。一般參照原有的型號進行設(shè)計，或者技術(shù)發(fā)展帶來設(shè)備功能增強后，體積、功耗降低，可以將多臺設(shè)備組合成一臺。

　　在絕大部分情況下，上述兩種方法應(yīng)用得很好。但其不足是沒有將系統(tǒng)方案( 算法) 的設(shè)計與硬件載體緊密關(guān)聯(lián)起來，當在地面計算機上完成算法設(shè)計后，需要向性能相對受限的嵌入式目標系統(tǒng)轉(zhuǎn)化，這樣的轉(zhuǎn)化過程存在風(fēng)險。由于最終設(shè)計的可行性需要硬件、軟件的原型產(chǎn)品才能進行驗證，因此，在方案論證過程中不同方案選優(yōu)就沒有一個可以量化的評估值，難以實現(xiàn)“從定性到定量綜合集成”的跨越。

　　隨著電子技術(shù)的發(fā)展，硬件與軟件的一體化設(shè)計已逐漸成為可能，在航天領(lǐng)域，也開始采用“模型驅(qū)動工程”(Model-Driven Engineering，MDE)方法開展設(shè)計，而國內(nèi)隨著自主知識產(chǎn)權(quán)CPU的突破，為本項技術(shù)研究創(chuàng)造了條件。

　　4. 2 軟硬件一體化設(shè)計

　　MDE 在航天控制上的應(yīng)用。在該方法中，控制系統(tǒng)的“算法設(shè)計”、“軟件開發(fā)”、“硬件開發(fā)”這三個“V”字型開發(fā)模型被有機集成在一起，系統(tǒng)方案設(shè)計中的算法將首先轉(zhuǎn)化為可以在仿真器上運行的軟件代碼，然后該代碼與硬件設(shè)計一并集成到硬件模型中進行協(xié)同仿真，從而具備了在沒有硬件載體且針對目標硬件的設(shè)計仿真能力。

　　系統(tǒng)綜合設(shè)計離不開設(shè)計平臺，該平臺必須能為系統(tǒng)設(shè)計人員迅速搭建原型模型并進行驗證，這也是廣義上的“定量綜合集成”的基礎(chǔ)。

　　設(shè)計平臺為具體產(chǎn)品的軟硬件分工創(chuàng)造便利條件，可以首先選擇一個方案，若不滿足要求則進行調(diào)整，因為此階段調(diào)整成本較低。為校驗算法的可行性，需選擇某個處理器IP 核，并用原型法設(shè)計出應(yīng)用軟件，然后集成在一起仿真校驗。應(yīng)用軟件( 包括飛行控制軟件、嵌入式操作系統(tǒng)等) 首先編譯成該CPU 的目標碼，由指令集仿真器( Instruction SetSimulator，ISS) 進行調(diào)用。ISS 是一個虛擬微處理器，它將目標碼進行解碼和執(zhí)行，對外通過處理器總線功能模型與硬件仿真器進行交互?？偩€功能模型實現(xiàn)從指令級到周期級的轉(zhuǎn)換，產(chǎn)生總線周期的序列，并實現(xiàn)總線接口功能，驅(qū)動這些信號進入硬件仿真環(huán)境;同時對總線周期響應(yīng)進行取樣，并傳送回軟件環(huán)境，從而實現(xiàn)軟硬件協(xié)同仿真。

　　5 結(jié)束語

　　采用聯(lián)立法解決真空段多約束條件已取得一定成果，研究對象正向全過程(包含大氣段) 動態(tài)軌跡規(guī)劃等方面擴展，重點解決實時性問題。以新一代中型運載火箭為契機，基本實現(xiàn)了BIT 與地面測試的一體化設(shè)計，利用HMB 以及總線“竊聽”技術(shù)，地面系統(tǒng)已經(jīng)能夠?qū)崿F(xiàn)與箭上設(shè)備的同步解算和分析，在提高效率、節(jié)省人員等方面取得了顯著效果。

　　對于控制與測量系統(tǒng)一體化設(shè)計而言，航天綜合電子技術(shù)是其關(guān)鍵技術(shù)，將涉及新型電氣系統(tǒng)架構(gòu)的劃分以及高速總線(系統(tǒng)級、背板級) 互聯(lián)技術(shù)。軟硬件的一體化設(shè)計得益于電子工業(yè)水平的提升，但仍需要更多具有自主知識產(chǎn)權(quán)的嵌入式處理器IP核，才能提供更多的設(shè)計選擇。

　　信息技術(shù)的發(fā)展，提供重新審視控制技術(shù)應(yīng)用現(xiàn)狀以及發(fā)展方向的機會。無論是更強的計算能力、更高的集成度、還是更加先進的建模與仿真技術(shù)，在改變技術(shù)、產(chǎn)品的同時，也會改變研發(fā)模式，其影響將更為深遠，也將促進信息技術(shù)與航天控制技術(shù)真正意義上的融合。