探空火箭有效载荷集成测试软件系统的设计与实现①

陈志敏，陈 萍，姜秀杰，刘 波

(1.中国科学院空间科学与应用研究中心，北京 100190;2.中国科学院研究生院，北京 100049)

0 引言

国家重大科技基础设施项目——东半球空间环境地基综合监测子午链(简称子午工程)首枚探空火箭于2011年5月7日7时在中国科学院海南探空部发射场成功发射，其运载部分为航天四院定型产品天鹰3号C型火箭，有效载荷部分为中科院空间中心研制的鲲鹏一号探空仪［1］。为确认箭载有效载荷的各项性能和功能是否满足需求，箭载有效载荷在研制过程中自始至终都离不开大量的测试工作，在测试中获取定性、定量数据，并进行处理和评定都需要集成测试软件的支持。因此，具有较好适应性和可靠性的集成测试软件系统是有效载荷研制过程中的重要组成部分［2］。

目前国外探空火箭有效载荷系统由于应用广、需求大，测试工作发展较好，如美国NASA的Improved Orion和 Terrier Malemute系统探空火箭采用的CDMS载荷监测系统［3］，欧洲ESA的Texus和Maxus系列探空火箭采用的DELTA数据实时处理系统，加拿大CSA的Black Brant系列探空火箭使用的地面载荷环境模拟测试系统。这些测试系统采用先进的载荷监测技术，同时都使用了分布式组网，既方便了载荷研制人员的测试工作，又节约了大量人力。国内探空火箭有效载荷系统因需求和商品化等问题在20世纪80～90年代经历了一个低潮期，发展近乎停滞，现有最近的资料是1988年由中科院空间科学与应用研究中心为织女系列探空火箭研制的一套在IBM-AT机上实时处理有效载荷数据的监测软件，时间久远，技术上已经与国外同行有较大差距。近年来，随着“子午工程”等科学探测项目的展开，探空火箭作为临近空间40～300 km唯一的实地探测工具又重新引起人们的重视，因此为满足新的探测任务需要，开发新的用于探空火箭有效载荷测试的软件系统意义重大。

本文结合探空火箭有效载荷地面试验的特点，论述了其测试软件系统的关键技术点，为类似系统的研制提供借鉴。

1 系统总体架构

探空火箭有效载荷集成测试系统的主要功能是为探空火箭在完成发射任务前所需进行的各类试验(振动实验、温度循环实验等)提供支持，主要包括对箭载设备试验数据的接收与处理、模拟发射过程中的各项指令及相应的错误记录。

根据载荷数据在试验过程中的数据下行方式不同，试验过程可分为有线接收与无线接收两种模式(进入发射场后无线模式略有不同)。探空火箭有效载荷集成测试系统的主要硬件架构见图1。

图1 探空火箭有效载荷集成测试硬件系统Fig.1 Sounding rocket payload integration testing hardware systems

(1)箭载有效载荷单元:主要包括探空火箭所搭载的各类仪器设备，一般根据不同的试验项目，放置在不同试验平台上。

(2)主监测单元:主监测单元主要接收来自箭载有效载荷单元的载荷数据，进行处理和显示;根据试验项目需要，向箭载有效载荷单元发送指令，模拟火箭发射各阶段系统状态;此外，主监测单元将通过网络向辅助监测单元发送数据。

(3)辅助监测单元:辅助监测单元通过局域网从主监测单元接收试验数据，提供给载荷研究人员进行观测，并在试验结束后对试验数据进行分包等处理。

探空火箭有效载荷集成测试系统软件部分以有效载荷监测服务器与有效载荷监测客户终端为核心，实现对试验数据的处理与观测。此外，还包括指令转发软件和试后数据处理共4个软件。其下行数据采用CCSDS标准格式，箭载公用设备将各载荷数据按该标准进行打包发送，集成测试软件遵照该标准设计对数据进行处理，并完成对有效载荷下行数据的差错检测与恢复，供研制人员进行分析。

2 关键技术

2.1 监测服务器软件的分层设计

图1中无线/有线链路监测计算机上的有效载荷监测服务器软件是整个测试软件系统的核心，其按照软件功能分层设计的思想共分4层［4］，各层功能模块和数据流(箭头表示数据流方向)如图2所示。

图2 有效载荷监测服务器软件模块结构图Fig.2 Block diagram of the payload monitoring server software

为提高软件运行效率，采用多线程设计，各层为独立线程，层间采用循环缓冲区进行数据交换。

2.2 解模糊算法

正式的探空火箭遥测设备体积庞大，箭载载荷集成测试时无法进入试验场所，因此实际测试时往往采用简易的无线接收设备。这样的设备虽然轻便简单，但功能有限，不具备解模糊功能，因此本集成测试软件系统提出了一种动态解模糊的算法，通过软件解模糊，以支持载荷设备的无线接收测试。

大部分探空火箭无线数据链路采用的是BPSK方式，BPSK是种常用的调制解调技术，而相位模糊问题一直是其实现解调中的关键问题之一，相位模糊问题直接影响到探空火箭射频无线链路所收到的数据质量，然而根据文献［5］，在通信信号恢复过程中BPSK必将产生相位模糊。相位模糊将直接导致无线链路收到的探空火箭有效载荷数据出现比特位翻转的现象，即接收到的字节数据变为反码，例如下传数据帧原本的16进制同步头“1ACFFC1D”变为“E53003E2”。实际测试过程中，由于环境及人为等因素，一次试验过程(如振动试验)经常出现多次正反码翻转，影响到接收数据的准确性，解决该问题的常规方法是对下传数据进行差分编码，但为了不提高硬件测试成本和箭载有效载荷设备的复杂度，本次探空火箭有效载荷测试系统在监测服务器端采用一种软件算法来动态地跟踪数据正反码的变化，进而对接收到的反码数据进行取反处理，从而得到正确数据，达到解模糊的目的。

该算法在数据校验层的解模糊模块中进行，其原理是:利用下传数据帧中至少同步码(1ACFFC1D)是固定不变的这一特点，通过在接收到的数据中等间隔地抽取部分数据进行简易的同步码检测，如其中发现是反码同步码(E53003E2)，则认为所接收到的数据是反码，对其进行取反运算，如果没有则为正码，不做处理。解模糊模块的功能是尽可能多地纠正由相位模糊造成的反码数据，本身不进行有效数据的选择，无论数据中是否有正/反同步码，解模糊处理后的数据一律送入缓冲区，再由后面的同步码检测模块统一进行完整的正同步码“1ACFFC1D”的检测，该模块会将解模糊后仍错误的数据做丢弃处理，保留有效数据。解模糊算法流程如图3所示。

图3 动态解模糊算法流程图Fig.3 The flowchart of dynamic defuzzification algorithm

在实际集成测试试验过程中，该算法在软件层面实现对相位模糊的动态跟踪简单有效，从而对数据进行修正处理。该算法采用抽样检测方式，因此在算法效率上也有非常好的实时性。以本次箭载有效载荷双探针电场仪为例，在进行随机振动测试时，采集的数据波形曲线如图4所示。

图4 电场仪数据波形图Fig.4 Electric field instrument data waveform

由于振动测试时，存在人员的走动等干扰因素，图4中未进行解模糊处理时，干扰造成2次明显的采集过程中断;进行解模糊处理后，纠正了干扰造成的模糊，获得了更多的有效数据，数据采集过程无明显中断。

2.3 IP组播通信技术

探空火箭有效载荷在集成测试时，还应为载荷研制人员提供独立的有效载荷监测客户终端软件，便于研制人员各自观测载荷设备，提高试验效率。

与一般仪器的测试试验不同，探空火箭有效载荷的集成试验具有待测仪器种类多、数据量大、实时性高的特点，如果采用传统的TCP或UDP点对点通信方式，在“一对多”的情况下(如B/S或C/S架构)，对服务器的数据吞吐量和服务器的计算负荷都较大。以本次探空火箭发射任务为例，探空火箭有效载荷数据下行速率为2 Mb/s，共有7台有效载荷，若所有研制人员参试，至少需要7台有效载荷监测客户终端，如果采用传统点对点的UDP或TCP，那么要求服务器数据转发能力至少是7×2=14 Mb/s，已超过普通10 M网卡的上限，因此在不提高硬件成本和软件复杂度的条件下，采用IP组播技术，实现图1中主监测单元和辅助监测单元之间的数据通信。IP组播技术虽然基于UDP协议，但利用IP组播技术服务器只需发送1次，数据包仅在传输路径分岔时由路由器复制并转发，实现“一次发送，多点接收”，IP组播的这种传输机制，使其在面向多个数据接收者时，能够有效降低发送主机的负荷、节省网络带宽、提高传输效率［6］。

在实际测试中，监测服务器软件将待发送的数据进行分片，保证每片为512个字节，然后再通过IP组播进行发送，能获得更好的传输效果。这是因为根据现有网络协议，局域网中IP协议中可能的最小MTU(最大传输单元)为X.25协议576个字节，如果1次发送的组播数据过大，由于组播是不可靠传输，可能导致单个组播数据包由于IP分片的数据丢失，而使整个数据包失效。如果发送前进行分片，可以保证一个组播数据包为一个IP分片，将数据丢失影响控制在较小范围内，提高传输成功率。为比较传输效果，在局域网内，采用分片、不分片方式分别进行数据发送测试，在3种传输速率(1、3、10 Mb/s)下，经过60 s时长测试，测试结果如表1所示。

表1 未分片与分片IP组播表Table 1 IP multicast data table of unslice and slice

2.4 RS 译码

探空火箭在测试和发射过程中，由于环境干扰和天线波瓣临界区等原因，会使射频无线链路下传的数据产生错误，为尽可能多地还原下传数据，根据CCSDS标准，探空火箭有效载荷下传数据采用RS编译码进行纠错。因箭载有效载荷测试过程硬件条件有限，目前所采用的集成测试遥测接收机还不具备RS译码能力，所以在有效载荷监测服务器中加入RS软件译码功能。按照CCSDS标准，探空火箭采用RS(255，223)码，交织深度为2，主要译码步骤如下:

(1)将512字节的下行数据帧进行解交织;

(2)由解交织后的2个编码数组各自计算出伴随式 S=(S1，S2，…，S2t);

(3)由伴随式S求错误位置多项式σ(x)，错误位置多项式的根提供错误的位置;

(4)用钱搜索解出σ(x)的根，得到错误位置数，确定出错位置;

(5)由错误位置数求得错误值，从而得到错误图样E(x)，由R(x)－E(x)得到最可能发送的码字C(x)，完成译码。

其中步骤(3)是关键，求解 σ(x)的关键方程:S(x)σ(x)≡ω(x)(modx2t+1)，如果错误个数 t较大时，用展开关键方程两边的方法求σ(x)会很繁琐。所以，采用BM迭代方法来解关键方程。迭代算法分4步执行［7］。具体程序算法流程如图5所示。

图5 求解RS译码关键方程流程图Fig.5 The flowchart of RS decoder key equation

上述流程在 RS(255，223)码时，t=16。

以载荷系统进行的随机振动试验为例，由于鉴定级试验未采用RS译码，导致了较高的误码率，而验收级试验采用了RS译码，使得误码率大为降低，具体试验数据见表2。

表2 RS译码效果Table 2 RS decoding effect

2.5 USB接口数据通信

以往国内探空火箭有效载荷测试系统的数据采集系统一般通过RS232、PXI和GPIB等接口标准与上位机进行数据交换，这些接口有些速率较低无法满足新的箭载载荷的需求，有些需要板卡插入计算机主板中，接插不便。USB作为一种通用的接口标准，具有传输速率高、接插方便(即插即用)等优点，适合载荷测试系统的数据采集。

探空火箭有效载荷在各项测试试验中需要对公用设备输入特定指令，以模拟火箭发射的过程，例如本系统在主监测单元中加入指令发送终端，该终端采用USB接口实现指令的发送和接收。此外，指令盒与422接收盒一样都采用cypress的USB芯片(型号为68013)与服务器进行通信。但在测试过程中发现，由于探空火箭数据下行速率大(2 Mb/s)，如果上位机软件采用普通的循环接收方式，每隔一段时间会出现丢数现象，为此采用循环队列数据采集方式进行采集。该方式与循环接收方式不同点在于，它事先发出一定数量的采集IO指令，然后再进行采集，而不是等到采集完再发送IO指令。该方法使得数据采集的可靠性大大提高，经过96 h的常温老练试验，该接收方式运行稳定，未出现数据丢失。

2.6 主要程序界面设计

探空火箭有效载荷集成测试现场环境比较复杂，因此在界面设计上力求直观简单，方便测试人员的操作，防止由于人员的误操作导致试验的失败。本系统采用C#编程在界面设计上更加美观，如图6、图7所示。

图6 有效载荷监测服务器Fig.6 Payload monitoring server

图7 指令转发软件Fig.7 Instruction software

3 结束语

探空火箭有效载荷系统需要进行随机振动、常温老练和温度循环等地面试验，有效载荷集成测试软件在各项试验中运行稳定可靠，具有较好的数据分析与处理能力，为研制人员完成测试任务提供了支持。该软件系统相对于国内以前的探空火箭有效载荷集成测试软件有以下优点:

(1)软件支持载荷系统的无线接收模式，具有动态解模糊的能力;

(2)采用组播技术，便于设备研制人员监测试验过程;

(3)软件支持载荷数据采集设备的USB接口，相对于以往类似系统采用的RS232、PXI和GPIB接口，更加灵活方便;

(4)采用了软件方法进行RS译码，软件系统纠错能力更高;

(5)采用新的.net架构编程，该软件系统在分层设计和界面可视化等方面较之前的探空火箭项目(如织女系列)所使用的有效载荷集成测试软件有了较大提高。

［1］姜秀杰，刘波，等.探空火箭的发展现状及趋势［J］.科技导报，2009，12(23):101-110.

［2］陈萍，姜秀杰.基于FPGA的CAN总线通信系统［J］.计算机测量与控制，2009，17(12):2482-2484.

［3］Sounding Rockets Program Office.NASA sounding rocket program handbook［M］.2005.

［4］梁国柱，张卫华，郭红杰，等.固体火箭发动机集成方案设计系统 SRMCAD［J］.固体火箭技术，2003，26(3):18-20.

［5］姚彦，梅顺良，高葆新.数字微波中继通信工程［M］.北京:人民邮电出版社，1988.

［6］张景峰，邹澎涛.C#中实现IP组播的关键技术［J］.电脑开发与应用，2007，20(9):67-69.

［7］王新梅，肖国镇.纠错码——原理与方法［M］.西安:西安电子科技大学出版社，2001.