引言
在航天领域，随着SpaceX 等私人航天企业的涌入，包括Ariane 和ULA 在内的多家航天机构均纷纷感到了竞争的压力，开始研究如何快速、可靠和低成本地实现火箭的发射服务。为了应对挑战，航天运输系统应认真考虑使用性问题，尤其长征系列火箭还未能真正参与国际市场竞争，使我们长期对这方面的需求不再敏感甚至认为没有需要。同时，火箭竞争力往往用运载能力等总体指标来衡量，对于其他分系统能发挥的作用，讨论得甚少。本文将重点探讨信息技术的发展给航天运输控制系统(包括地面测发控系统)带来的机遇与挑战。
目前，信息技术对航天控制的影响，更多聚焦于多传感器的信息融合以及多处理器的并行处理等领域，这体现了信息技术的两个特点:信息量大大增加，信息处理的能力以及需求也大大增加，但信息技术的作用不仅限于此。应该看到，信息技术是基础技术，当基础技术的能力得到了提升，我们同样要回归到基础去重新认识现有的设计，去源头寻找解决新问题的新途径。例如，过去由于处理能力不足而简化或省略的功能是否需要补充完善，总体的风险是否需要进行调整等。
在进行运载火箭控制系统设计时，首先进行系统方案设计，其重点是确定飞行的轨迹并评估精度;在此基础上，按照系统从大到小进行任务划分，例如，首先确定飞行系统与地面测发控系统的任务界面;其次，针对飞行系统中的电气系统，明确控制分系统与测量分系统之间的任务界面;针对控制分系统，再进一步划分设备的组成及其内部软硬件的分工。
未来空间运输系统的任务将更加复杂，对其自主控制能力的要求也更高，总体、控制、动力等多学科融合的趋势愈来愈强，单纯依靠某一个系统的优化设计空间已越来越窄。因此，考虑到未来自主控制以及快速、可靠、经济地进出空间的需求，本文分析了信息集成技术在上述设计流程中能够发挥的作用，提出了四个一体化的设计理念，即:
1)利用箭上计算装置的计算能力，完成在线自主轨迹规划，实现制导与弹道设计的一体化，增强自主控制的能力和适应性;
2)借助于箭上系统的信息处理能力，进行自检测(Built in Test，BIT)，实现BIT 与地面测试系统的一体化，重新规划飞行系统和地面测发控系统的任务分工，从而达到快速发射和精简技术保障人员的目的;
3)充分发挥箭上智能单机的处理能力，实现控制与测量系统的一体化，减少单一功能的设备，并采用平台化的设计理念，避免重复开发，进而降低成本，提高产品成熟度和可靠性;
4)设计通用的软硬件一体化开发平台，实现模型驱动的软硬件设计一体化，为方案论证和选型提供统一建模与仿真的环境，确保设计一次成功，避免方案性反复。
由于信息技术的发展，传统的功能领域得以延伸，并且可以集成其他功能;而第四项一体化则为方案设计的早期验证提供了量化分析的条件。
1 制导与弹道设计的一体化
1. 1 轨迹优化中的间接法与直接法
传统上制导与弹道分属两个设计领域，弹道设计是离线的静态优化，而制导控制则是在线的动态优化。许多设计约束由弹道设计来保证，制导仅完成与入轨精度相关的终端约束的控制。但是，随着闭路制导技术的应用，制导系统会实时规划满足终端约束的轨迹，有可能偏离标准弹道，从而导致弹道设计中的隐式约束无法得到满足;如果在制导控制中加上这些约束，传统的设计方法有可能得不到合适的解析解。
飞行器轨迹优化问题实际上是一种带有状态约束和控制约束的最优控制问题。解决这类问题，间接法和直接法是最常用的两类方法。间接法基于极大值原理推导最优控制的一阶必要条件，它们构成了求解最优轨迹的Hamiltonian 边值问题，由于不对性能指标函数直接寻优，因此该方法称为间接法。当前的大多数实时轨迹优化方法都对动力学方程进行了不同程度的降阶处理，仅针对某种具体的问题有效。这种应用存在以下不足:1) 约束条件不同，算法会体现很大差异，很难有一个通用的解决方案或框架;2)许多情况下难以得到表达完美的解析解，这时往往要对模型进行简化;3) 即使如此，许多复杂约束还是难以解决，只能对约束条件进行精简，其代价往往由总体承担转嫁到有效载荷。
直接法比间接法出现更早，采用参数化方法将连续空间的最优控制问题求解转化为一个非线性规划(NLP)问题，通过数值求解该非线性规划问题来获得最优轨迹。在计算机技术迅速发展的近30年，直接法有了较快的发展，并且开始应用于航天领域。这些方法的不同体现在对连续最优控制问题的转换、离散化等方面，文献还概述了一些很有应用前景的方法，如伪谱法，滚动时域优化法等，尤其是离散控制变量和状态变量的伪谱法，备受关注。该方法成功应用到国际空间站的调姿优化，但对于大气层内飞行段，其实时性尚未得到验证。
在国内，从多级固体火箭上升段到高超声速飞行器再入段，伪谱法在离线轨迹优化中得到了普遍应用。为提高效率，常采用与直接法结合或串行分段优化的策略，设计一条优化轨迹的时间从数分钟至数秒，并具有了应用于在线制导的潜力。而文献提出的收敛深度控制策略，可将特定条件下的优化时间缩短至100 ms 以内，这为在线优化提供了条件。
如果能进一步提高直接法的计算效能，采用统一的建模方式，实时地解算各种过程约束或终端约束、等式约束或不等式约束，则制导控制与弹道设计就能实现一体化。这不仅是自主飞行控制的需求，也是技术发展的必然。
联立法在过程控制领域应用广泛，国内也开始尝试将这项技术应用到航天运输系统的设计。运载火箭飞行全过程是多阶段、非线性、变动力学模型，以某型火箭为例，其设计约束包括如下部分:
1)入轨精度要求;
2)入轨姿态要求;
3)控制变量的变化率要求( 如全程角速度限制);
4)分离前控制变量保持不变的要求;
5)残骸落点位置的要求;
6)攻角的要求。
传统上只有第1 项约束是制导系统直接控制的，如果同时考虑其他约束，则难以推导出解析表达式，因此其他约束均隐含在标准弹道中。但若在自主控制下偏离标准弹道，上述约束条件就可能都无法满足，这使得制导系统的自主性以及应对突发事件的适应能力均有不足，这也是一体化设计所要解决的问题，即自主的轨迹规划要能满足所有约束。需要重点解决多阶段非线性系统的动态优化、复杂约束动态系统联立优化等技术难题，并对系统模型进行适应性的重构。
1. 2 联立法的解题框架
将火箭运动模型以及各种约束条件按时域划分有限元，并用插值多项式对各变量进行逼近。然后计算Jacobian 矩阵，并将其结果与离散模型送至非线性规化求解器( Nonlinear Programming，NLP)。NLP 对联立的方程进行求解，将计算结果返回离散模型，计算残差。若残差满足要求，则本次轨迹规划成功，将离散的最优解插值成最优控制曲线;如果残差不满足要求，NLP 将进行搜索方向的计算，更新各变量，并再次求解，这一过程反复迭代。
目前，提高计算效率的主要研究方向为以下几个方面:
1)通过自适应移动有限元方法确定合适的有限元个数;
2)通过初值发生技术选择变量的初值;
3)采用多阶段动态联立优化方法( 而非分段串行优化方法)解决质量突变以及推力非线性变化的情况;
4)通过收敛深度控制提高运算速度;
5)合理选择残差避免不收敛的情况。
算法的优化、计算速度的提升以及并行处理技术的发展，都将促进这项技术的应用。从中可以看出，模型离散化与具体飞行的任务需求相关，其他工作均可以由计算装置自动完成，从而提供了一种通用的解题框架。该技术的突破，将为此类问题的实时动态求解开辟新的技术途径，其应用也不仅仅局限于航天运输系统。
2 BIT 与地面测试的一体化设计
2. 1 现状分析
简化测发控操作，减少发射准备时间，精简现场保障人员;同时提高测试覆盖性，缩短天地差异性，加强设备通用性，这些看似矛盾的需求，是当前对测发控系统的新要求。渐进式改进已难以大幅提升性能，必须从源头重新规划，即将箭上控制系统的设计与测试发控的需求结合起来统筹考虑。在这方面，日本Epsilon 固体小运载火箭甚至提出了移动发射控制的概念，通过网络可以在世界的任何一个地方利用一台便携式计算机方便地检查和控制火箭发射，主要实现流程控制;而火箭发射准备阶段的测试以及故障诊断、重构等工作全部由箭上系统来自主实现，并将是否满足发射条件传送至地面供控制中心人员决策。而国内的研究更多着眼于传统地面设备的整合，实现地面设备的统一化设计和型号之间的共享，对如何利用箭上系统的自检测功能来简化地面测试还少有论及。
结合我国的实际情况，虽然利用箭上设备BIT功能实现自检测(数据采集) 被认为是可行的，但将数据的分析、故障的诊断以及是否满足发射条件的决策仍交由地面指挥控制中心来完成，是箭、地任务分工较为合理的一种方案，目前已进入了应用研究阶段。
2. 2 总线窃听与箭地高速测试总线
与Epsilon 的方案相比，箭上设备只负责数据的采集，这样减轻了箭上产品的负担;箭地之间设计大容量的高速测试总线(High-speed Measurement Bus，HMB)，按传输速率≮20Mbps、通信距离≮200 米设计，基于HMB 的数据采样称作总线窃听技术，以区别于1553B 总线等的总线监听技术。
考虑到箭载计算机是火箭控制系统的主控设备，对其机内数据总线的检测相当于获取了与计算机相关的所有输入(对应各种传感器)和输出(对应各种控制指令) 信号，因此将数据监测点设置在箭载计算机的机内总线端;同时为避免对飞行软件的影响，这些检测应全部自动实现并将数据通过HMB下传至测发控系统(自动窃听并发送)。为便于箭、地主动的收发通讯，设计单独的用户邮箱。
HMB 将在箭、地系统之间建立统一的接口，在活动发射平台的前端设备间配置一台通讯终端，通过该终端利用网络通讯，可以将数据传送至指挥控制中心的数据处理终端或后方系统设计单位。为保证通讯的可靠，应适应并接两个或多个通讯终端的情况。
2. 3 自动判读与闭环测试
借助于HMB，首先可以实现基于模型和数据驱动的自动判读。地面能够直接窃听到飞行控制软件的输入信号及产生的控制信号;其他总线站点的信号封装成遥测量，由箭机作为总线控制器转发给遥测系统时，地面通过对总线接口的监测也能获取这些数据，于是地面系统可以据此采用相同的算法(模型)进行箭上控制过程的同步推算，并将计算结果与箭上设备进行对比，这就是基于模型和数据驱动的含义。理论上二者的处理结果除计算误差外应基本一致。当然地面与箭上的开发小组应不同，采用类似于多版本的经验来消除共因失效。这种分析是自动且近似实时的，并且对测试用例不敏感:当用例改变，即箭上各种控制器的输入条件改变时，箭上与地面系统的计算结果也都发生改变;但只要二者一致，说明系统工作正常，并不需要提前准备固定的判据。这种分析技术为闭环测试提供了便利，以控制系统总检查测试为例。
可以看出这种测试是闭环的。地面仿真计算机通过HMB 获取发动机摆角信息，仿真箭体的运动，并将解算后的速度、位置和姿态转换为惯性测量设备的信号，通过箭地邮箱反馈至箭载计算机中，形成闭环反馈控制系统。这种将被控系统的模型与电气系统匹配性测试集成在一起的方案，称作系统在回路的综合试验方案，结合了电气系统测试和仿真试验二者的优点。例如，在地面仿真软件中设置不同的干扰状态，从而产生不同的测试用例(但并没有改变硬件的状态)，增大了测试的覆盖性;而通过前文介绍的智能判读技术，数据的分析全部自动进行。更主要的是，这种测试可以在总装厂、发射现场实施，从而大大提高在这些场合测试的有效性和覆盖性。
通过上述任务的重新分配，由此可以梳理出新型测发控系统的特点:
1)箭地之间的连接除供电信号外，其余将以标准化的数字总线为主，这简化并且规范了接口关系，易于型号间通用。
2)地面测试的工作性质已转变为数据分析，测试与发射控制系统将转型为发射控制系统，重点是流程控制。
3)测试数据的分析采用与箭上设备同样的模型，将专家事后分析数据的过程实时化、智能化，减少了控制中心或后方单位的技术保障人员;具备对不同测试用例的自适应性，创造了闭环测试的条件，在简化操作和测试的同时增强了地面测试把关的力度。
3 控制与测量系统的一体化设计
3. 1 现状分析
控制与测量系统是火箭电气系统的两个主要组成部分。为避免共因失效，测量系统一般独立于被测系统之外。但随着电气产品整体可靠性和成熟度的提升以及各种冗余技术和BIT 技术的使用，这种独立的系统设计方案显得过于复杂，主要体现在以下方面:
1)控制系统产品的可靠性、环境适应性、地面试验考核的力度均得到很大提升;
2)控制系统采用各种高性能的处理器，不仅具备BIT 的能力，且在采样精度、采样频率、数据处理等方面已超过遥测系统数据采集单元;
3)控制系统普遍采取冗余设计，并基本解决了单故障点问题，使得BIT 测试具备了冗余能力，提高了BIT 测试的可靠性。
国外火箭也意识到了这一点，例如法宇航在Avionic-X项目中，提出两个系统一体化的初步设想，以飞行控制单元1为例，包含有控制与测量各自的数据处理模块(类似于计算机)、卫星导航(GNSS)模块、惯性测量模块以及共用的供电模块等，并开始借鉴航空系统中的集成模块电子系统架构。
国内也较早地开展了航天电气产品模块化、集成化的应用研究，提出通用信息化的集成框架，但尚未考虑分系统间的集成。在综合分析可靠性、成本双重因素下，测量分系统中的相关功能，尤其是用于对控制系统信号进行采样、编码、传输的各种数据采集单元，具备了与控制分系统一体化设计的条件。
3. 2 模块化/组合化/集成化设计
控制与测量功能的集成并非简单组合，需要电气系统从顶层进行规划，按照模块化/组合化/集成化(以下简称三化) 的思想进行设计，并要兼顾地面测试的需求。
从新一代运载火箭控制系统的研制看，随着数字化技术的应用，控制系统智能单机( 指含有CPU的单机)的配置均基本相同，均含有标准化总线接口、处理器、存储器、时钟、FPGA、电源模块、总线协议芯片等，不同之处都集中在I /O 接口上，例如，伺服控制要采用放大器接口，时序和阀门控制要采用大功率的开关量接口，推力调节则主要是脉宽调制控制和脉冲量接口，等等。因此，上述三化设计的思路是，在基本配置均相同的前提下，通过配置不同的I /O 接口，实现各自特定的功能，从而避免重复开发、CPU 种类繁多等不利于资源共享、成熟度提高和降低成本的开发模式，这就需要对各种基本模块和接口模块进行合理规划。
含有处理器的设备主要有箭载计算机、各级(类)控制器以及各类惯性测量设备，这些设备都可以采用三化的设计，从而形成不同的集成控制单元。
每个集成控制单元除完成控制以及自身的自检测功能外，还可以兼顾周边相关非智能设备信号的检测，如各种传感器信号、配电信号等，其思想是尽可能多地发挥处理器的富裕能力，减少单一功能的单机。集成控制单元采用平台化设计，通过基本模块和I /O 模块组成各类具体产品。其中基本模块为CPU 模块、供电模块和BIT 模块，而其他典型I /O 模块包括:GNSS、惯性测量模块、开关量输入/输出接口(DI /DO)、放大器接口、各种总线接口和检测模块等。
集成控制单元的体系结构还应能适应下述不同需求:1)整机级冗余设计:如计算机、各级控制器的设计;2)系统级冗余设计:如多惯组冗余，每套惯组内采用单模方案;3) 多机并行处理设计;4) 非冗余设计:如检控器等。如果设计平台考虑周到，还可以兼顾无CPU 状态的设计，如综合配电器等。
在这种一体化设计中，不再需要针对控制系统的各种数据采集单元，测量信息将主要由总线监视器获取，飞行软件承担飞行控制与数据管理两个主要的、优先级不同的任务，这可以在操作系统的支持下完成。此外，操作系统或软件中间件还可以屏蔽软件对不同硬件配置的依赖，从而增强软件的重用性。
4 模型驱动的软硬件一体化设计
4. 1 现状分析
当具体到设备功能的划分以及集成控制单元的设计时，传统上称作系统综合设计。一般参照原有的型号进行设计，或者技术发展带来设备功能增强后，体积、功耗降低，可以将多台设备组合成一台。
在绝大部分情况下，上述两种方法应用得很好。但其不足是没有将系统方案( 算法) 的设计与硬件载体紧密关联起来，当在地面计算机上完成算法设计后，需要向性能相对受限的嵌入式目标系统转化，这样的转化过程存在风险。由于最终设计的可行性需要硬件、软件的原型产品才能进行验证，因此，在方案论证过程中不同方案选优就没有一个可以量化的评估值，难以实现从定性到定量综合集成的跨越。
随着电子技术的发展，硬件与软件的一体化设计已逐渐成为可能，在航天领域，也开始采用模型驱动工程(Model-Driven Engineering，MDE)方法开展设计，而国内随着自主知识产权CPU的突破，为本项技术研究创造了条件。
4. 2 软硬件一体化设计
MDE 在航天控制上的应用。在该方法中，控制系统的算法设计、软件开发、硬件开发这三个V字型开发模型被有机集成在一起，系统方案设计中的算法将首先转化为可以在仿真器上运行的软件代码，然后该代码与硬件设计一并集成到硬件模型中进行协同仿真，从而具备了在没有硬件载体且针对目标硬件的设计仿真能力。
系统综合设计离不开设计平台，该平台必须能为系统设计人员迅速搭建原型模型并进行验证，这也是广义上的定量综合集成的基础。
设计平台为具体产品的软硬件分工创造便利条件，可以首先选择一个方案，若不满足要求则进行调整，因为此阶段调整成本较低。为校验算法的可行性，需选择某个处理器IP 核，并用原型法设计出应用软件，然后集成在一起仿真校验。应用软件( 包括飞行控制软件、嵌入式操作系统等) 首先编译成该CPU 的目标码，由指令集仿真器( Instruction SetSimulator，ISS) 进行调用。ISS 是一个虚拟微处理器，它将目标码进行解码和执行，对外通过处理器总线功能模型与硬件仿真器进行交互。总线功能模型实现从指令级到周期级的转换，产生总线周期的序列，并实现总线接口功能，驱动这些信号进入硬件仿真环境;同时对总线周期响应进行取样，并传送回软件环境，从而实现软硬件协同仿真。
5 结束语
采用联立法解决真空段多约束条件已取得一定成果，研究对象正向全过程(包含大气段) 动态轨迹规划等方面扩展，重点解决实时性问题。以新一代中型运载火箭为契机，基本实现了BIT 与地面测试的一体化设计，利用HMB 以及总线窃听技术，地面系统已经能够实现与箭上设备的同步解算和分析，在提高效率、节省人员等方面取得了显著效果。
对于控制与测量系统一体化设计而言，航天综合电子技术是其关键技术，将涉及新型电气系统架构的划分以及高速总线(系统级、背板级) 互联技术。软硬件的一体化设计得益于电子工业水平的提升，但仍需要更多具有自主知识产权的嵌入式处理器IP核，才能提供更多的设计选择。
信息技术的发展，提供重新审视控制技术应用现状以及发展方向的机会。无论是更强的计算能力、更高的集成度、还是更加先进的建模与仿真技术，在改变技术、产品的同时，也会改变研发模式，其影响将更为深远，也将促进信息技术与航天控制技术真正意义上的融合。
