【摘要】航天器发射前姿控电路需在地面要进行多次测试，若只依靠自身的姿控自检电路检测，在结果异常时并不能立即判定是姿控电路故障还是自检电路故障，本文提出了一种改进姿控自检电路及等效测试电路，能够简单、快速的实现姿控电路的自检,同时在自检结果异常时能定位是姿控电路故障还是姿控自检电路故障，提高排故效率。
【关键词】姿控；自检；测试
航天器的飞行姿态是受其姿控电路的控制来实现调整的，姿控电路是航天器控制系统中重要的一部分，姿控电路一旦发生故障，将对航天器任务的完成产生致命影响。航天器载诸如卫星之类的昂贵设备，一般要几亿人民币，因而保证航天器发射前姿控电路的正确性具有重要意义[1]。在航天器的试验飞行中，航天器的被测参数有时多达上千个。参数种类也很多[2]，一般航天器都会自带姿控自检电路来对其实时监测，并将结果下传，常用的姿控自检电路一般采用AD采集检测方式，涉及到元器件较多、印制板较大，不满足航天器原理简单可靠性、小型化设计的要求；同时，航天器发射前若地面联试时，若只依靠自身的姿控自检电路检测，当姿控自检结果出现异常时，通常不能立即判定是姿控电路异常还是自检电路异常。因此同时本文提出了一种改进姿控自检电路，采用电平检测方式能够简单、快速的实现对姿控电路自检，同时提出了一种等效测试电路，能够实现对姿控电路故障快速定位，提高排故效率。
1.电路设计
1.1姿控自检及等效测试原理
由于航天器的飞行姿态是由受其姿控电路来实现调整的，为了保证姿控电路的正确性，一般都设计有对应的姿控自检电路来对其进行检测并下传自检结果，然而姿控自检电路本身并不是完全可靠的，也存在故障的可能。因此一旦姿控自检电路故障将直接导致下传的自检结果错误，此时根据错误结果无法确定是姿控电路故障还是自检电路故障，因此在地面进行测试时，需要借助地测设备模拟电磁阀等效测试，才能将姿控电路故障和自检电路故障区分开。姿控自检及等效测试原理如图1所示,A表示航天器，A1、A2分别为航天器中的姿控电路和姿控自检电路；B表示地测设备，B1为地测设备中的等效测试电路。在地面测试时，通过对比A2姿控自检结果和B1等效测试结果即可进行故障定位，由于地测设备能够通过自身自检测试来保证设备正常工作，因此地测设备的等效测试结果是作为正确参考的依据，正常情况下两者结果应一致。若航天器下传的姿控自检结果出现异常，若测试两者结果一致，则可判定是航天器中姿控电路故障；若不一致，则判定航天器中姿控自检电路异常。
1.2改进姿控自检电路及等效测试电路设计
1.2.1姿控电路介绍姿控电路主要用于控制航天器的电磁阀打开或关闭，设计思路强调对姿控指令的快速响应要求[3]。航天器上的电源一般为28V直流电，通常电磁阀设计的也是采用28V直流信号进行控制的，电磁阀是由双点控制的，控制方式类似继电器。姿控电路如图2所示，+28V和DCF1-即为电磁阀的控制端，当DCF1-为28VGND时，电磁阀打开，否则关闭。然而电磁阀两控制端间的内阻一般只有几十欧姆，电磁阀打开时通过控制端的电流将在几百毫安以上，考虑到航天器上需要外挂几十个电磁阀，若采用继电器控制将增加重量，同时安装继电器的结构件将异常庞大，不满足目前小型化的要求。因此在姿控电路中一般采用场效应管来控制，选用的为IR公司的JANTX2N7224场效应管，漏栅击穿电压高达100mV，连续漏极电流可达34A，满足冗余设计要求。姿控控制信号由CPLD发出，经D1数字隔离器ADUM3400ARWZ后，再通过D6电平转换器CD40109BNSR将5V转换为12V信号来控制V13场效应管JANTX2N7224,信号DCFK1有效时，场效应管工作，电磁阀打开，否则电磁阀关闭。姿控电路的设计都是大同小异，在这里只做简要介绍。1.2.2改进姿控自检电路设计常用的姿控自检电路如图3所示，由V21场效应管、N6仪表放大器、N16运算放大器组成，其中信号+BB、-BB为28V电源正、负。该电路原理是在场效应管的源级与-BB之间并联电阻R21、R22，将这两个电阻两端的电压作为姿控电路检测点，通过N6和N16运算放大后通过AD采集电压来检测姿控电路的功能。当姿控信号FSK有效时，场效应管工作，R21、R22两端的电压接近28V；当姿控信号FSK无效时，R21、R22两端的电压接近0V。采用这种方式，需要运放、运放供电电源、AD芯片参与，过程比较复。为了简化姿控自检电路，对姿控电路采用电平检测的方式来设计，由于航天器上需要外挂几十个电磁阀，采用电平方式能够简单、快速的实现检测，改进后的姿控自检电路如图4所示，DCFK1为姿控控制信号，DCFCL1为姿控电路检测信号。通过在V13场效应管漏极串接电阻R83和R30，将R30正端DCFCL1作为检测点，考虑到DCFK1无效时，电磁阀不能动作，要求通过电磁阀的电流必须很小，因此在电路中选取R83和R30分别为100K和18K,计算通过电磁阀的电流为不到1mA，同时电阻的分压满足DCFCL1的高低电平的检测要求，但电流不足以驱动光耦D9，因此在检测点DCFCL1和光耦之间增加了D22非门，增强驱动能力。当DCFK1无效时，光耦检测为高电平；当DCFK1有效时，光耦检测为低电平，最后通过软件取反，变成DCFK1无效时，检测结果为低电平；当DCFK1有效时，检测结果为高电平。这样设计满足航天器简单可靠、小型化设计的要求，而且在成本上、功能上、和效率上都得到优化。1.2.3等效测试电路设计前面已经介绍过，在地面进行测试时，需要借助地测设备模拟电磁阀等效测试，才能将姿控电路故障和自检电路故障区分开。等效测试电路原理图如图5所示，测试时DCF+和DCF1-分别接图2中的+28V和DCF1-，采用电阻R101、R33模拟电磁阀，其中R101为2KΩ的贴片电阻，R33为20Ω限流保护电阻,考虑到通过电磁阀的在几百毫安以上，一般保护电阻最大功耗在几瓦，当电磁阀工作时的功耗为几十瓦,远远大于限流保护电阻的功耗，因此测试时利用继电器K601切换打开，测试完毕立即关断，保护限流电阻不被烧毁。不测试时继电器为断开状态，利用R101来模拟电磁阀默认上电初始状态，同时考核姿控电路电源接负载能力；测试时电磁阀工作将K601接通，此时R1O3和R33并联后电阻接近设计中采用的电磁阀内阻为20Ω,模拟电磁阀真实情况。同时将电磁阀负端DCF1-用B601光耦进行电平采集，当图2中的DCFK1无效时，光耦B601检测结果为低电平；当DCFK1有效时，B601光耦检测结果为高电平，与姿控自检电路判读结果一致。正常情况下，姿控自检电路与等效测试电路测试结果应一致，若一致的结果中有异常数据，则可认定是姿控电路故障导致；若两者测试结果不一致，则可认定是姿控自检电路故障导致。3.测试流程姿控自检电路在航天器上，等效测试电路在地测设备上，因此在地面测试时需要设计相应地测设备软件测试流程来使姿控自检电路和等效测试电路协同工作，完成对姿控电路的测试，具体测试流程如图6所示。姿控测试流程设计原理如下：姿控测试开始后首先要接通继电器，即为图5中K601，使R33和R101并联后的电阻模拟电磁阀负载；初始状态扫描，即扫描图5中B601光耦输出端DCFJC1，应为低电平，若判读异常则判定该路姿控电路故障，正常则继续下面流程；发出姿控控制信号，即地测设备通知航天器是发出图2中EOUT1信号，此时处于电磁阀工作状态，姿控自检电路和等效测试电路自动完成测试；结束姿控控制信号，即地测设备通知航天器使图2中的EOUT1信号无效，由于姿控控制信号有时序要求，一般200ms后应结束；断开继电器，即断开图5中K601，此时姿控测试已经完成，防止烧毁R33；对比姿控自检结果和等效测试结果，若结果一致则继续下面流程，若不一致可直接判定姿控自检电路故障；结果判读，即对设计的电平判读结果都正常则测试结束，若异常则可直接判定姿控电路故障。
2.结束语
本文介绍的这种改进姿控自检电路和等效测试电路已经在航天器中得以运用，通过多次的地面试验验证和测试，能够快速准确的完成对姿控电路和姿控自检电路的故障定位，表明了采用这种方式可靠性和实用性。目前随着航天器越来越多的被用于商业化、民用化，采用这种电路设计实现方式是十分有效的。
参考文献
[1]吴丽娜等.离散小波变换在卫星姿控系统故障诊断中的应用[J].仪器仪表学报,2006,27(6).
[2]纪盛东等.导弹姿控系统关联性仿真系统的设计与实现[J].计算机仿真.2012,29(5).
[3]王进等.具有脉冲姿控发动机的导弹控制策略设计[工程管理论文J].系统工程与电子技术.2008,30(9).
作者：丁俊 屈汝祥 丁振磊 渠向东 王浩州 单位：中国航天科工四院红峰控制有限公司
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