飞行器协同自组网数据链信息集成设计要求

张春侠 高洋 张烁 林金永 蔡文龙 董文杰

（1 北京航天自动控制研究所，北京，100854；2 宇航智能控制技术国家级重点实验室，北京，100854）

在信息化、体系化对抗的战场环境下，飞行器协同组网已成为实战化能力提升的重要手段，数据链作为飞行器之间的通信链路成为不可或缺的关键因素[1-6]。单体飞行器集成数据链后可以完成横向组网，实现信息共享、协同配合，不仅可以有效提高突防能力和攻击效果，同时还可以在战场态势感知、目标探测识别、目标实时装订以及毁伤效果评估等方面发挥巨大作用。飞行器编队通过数据链可以实现飞行器之间、飞行器—地以及飞行器—星之间的互联互通，完成协同导引、协同突防与攻击以及协同电子对抗等新型战场任务，对提高整个飞行器编队乃至整个战场网络的综合作战效能都有至关重要的意义[7]。为此，必须解决飞行器与数据链之间的顶层集成设计问题，包括电气集成设计、机械接口设计、软件集成设计、试验验证要求、六性设计等，为数据链自组网以及单机设计提供设计依据。

当前独立工作飞行器控制系统的设计标准有GJB 3589—1999《弹（箭）载计算机接口设计要求》、GJB 7178—2011《综合电子信息系统集成联试规程》、QJ 1485A—2016《运载火箭与战略导弹控制系统综合试验方法》等。国内外关于数据链的设计标准也有不少，但针对多飞行器协同组网涉及的控制系统与数据链集成设计标准却还没有，体系化作战的新型飞行器控制系统设计仍没有标准依据，若不及时建立相关标准，将制约体系化作战飞行器的发展进程。

在总结国内外各类飞行器协同数据链集成控制系统设计工作经验的基础上，考虑到未来飞行器设计需要，起草一个具有通用性、规范性、先进性和可操作性的设计标准是十分必要的，可具体指导未来飞行器协同数据链集成控制系统的设计工作。

1 飞行器协同数据链集成控制系统组成与信息流向

1.1 飞行器协同数据链集成控制系统组成

飞行器集群协同示意如图1 所示，若干个协同集成控制系统通过数据链无线通信组成网络，其中单个飞行器协同集成控制系统由单体飞行控制系统和自组网数据链两部分组成。

图1 飞行器集群协同示意图

单体飞行控制系统一般由导航设备、目标敏感器、信息处理与控制中心、执行机构等设备以及控制系统软件等组成，用来控制飞行器的飞行轨迹和运动姿态。

自组网数据链一般由基于无线自组网架构的飞行器通信终端、自组网协议栈等组成。飞行器通信终端包括自组网控制器、终端处理机、收发信机和天线组合。自组网数据链各模块功能如下：

a）自组网控制器包括网络协议模块和信息预处理模块等，具备高速实时网络建立、维护与控制功能；

b）终端处理机包括编码与解码器、调制与解调器、同步与均衡等数字信号处理模块；

c）收发信机包括上下变频模块、双工器、频综等射频功能模块；

d）天线组合一般由天线、功放与低噪放等组成。

1.2 飞行器协同数据链集成控制系统信息流向

飞行器协同集成信息可分为两类，一类是飞行器自主信息，包括飞行器自行获取、产生、处理、应用的导航、制导、控制信息，指令信息，健康状态信息等；另一类是飞行器协同信息，包括遥控指令、目标属性（图像、位置、数量、危险等级等）、威胁环境、节点身份、节点定位及网络连通等信息。

飞行器协同数据链集成控制系统信息流如图2所示。天线组合接收到的飞行器协同信息，通过收发信机和终端处理机传输至自组网控制器，自组网控制器判断从天线组合接收到的信息是否是中转数据，若是则通过天线组合转发至其他节点，若不是则通过总线传输给信息处理与控制中心进行信息集成，如图2 中信息流①所示。集成控制系统需要与外部节点组成网络，飞行器自主信息通过内部总线由信息处理与控制中心发送至自组网控制器，再转发至终端处理机和收发信机，最后通过天线组合发送给外部节点，如图2 中信息流②所示。

图2 协同集成控制系统信息流向

2 设计内容及设计流程

2.1 设计内容

飞行器协同数据链集成控制系统设计工作内容主要包括：①方案设计；②电气接口设计；③机械接口设计；④信息集成软件设计；⑤试验与验证。

2.2 设计流程

飞行器协同数据链集成控制系统设计过程如下：①根据飞行器总体技术方案对协同飞行器组网规模、组网模式和通信覆盖范围等要求，按照总体下达的任务书和相关设计规范，明确集成控制系统功能、性能、系统组成和单机要求，完成控制系统集成方案设计，并提出单机任务书；②开展电气接口设计、机械接口设计、信息集成软件设计；③待产品设计生产完成后需要进行各种试验和验证，对技术指标的完成情况进行考核，如果技术指标满足方案要求则设计结束；④如果指标不满足要求则需要对设计方案进行适应性修改和设计完善，直至满足总体技术指标要求为止。设计流程如图3 所示。

3 集成设计详细要求

3.1 设计输入

集成控制系统设计输入主要包括任务书和设计标准、设计规范等文件。任务书中需要明确飞行前、飞行中以及设备使用环境等工作条件。飞行前条件和起飞前在地面进行测试的准备工作有关系，主要包括给定的起飞准备时间、需要上传的关键参数、网络授时方式等。飞行过程中的条件主要包括飞行速度、飞行姿态，飞行器间的相对位置、相对速度、相对加速度等。设备使用环境主要是指飞行器内部供电及安装方式、电磁兼容条件、环境条件等。设计标准、设计规范等文件主要是规定了总技术条件、七性设计大纲、降额设计准则、软件测试规范等。

3.2 方案设计

集成控制系统方案设计主要是依据设计输入

进行功能设计、性能设计、划分系统组成，并提出单机技术要求、输出方案报告和单机任务书。

a）系统功能设计。一般包括：协同信息量的大小和交互周期、协同网络规模、协同模式。

b）系统性能设计。一般包括：飞行器间协同距离、飞行器间协同时段、通信频段、飞行器间协同信息业务量、入/退网时间、信息处理与传输时延、信息安全等级、天线位置与数量、天线罩透波率。

c）系统组成与功能划分。按照飞行器结构布局、空间大小、功能要求等综合进行软硬件组成划分，硬件组成包括：①单机数量；②单机功能；③对外接口；④单机连接关系。软件组成包括：①软件模块数量；②软件模块功能。

d）单机技术要求。主要包括：明确各个单机要实现的功能和性能指标；明确各个单机之间的电气接口；明确各个单机之间的机械接口；明确各个单机的软件功能。

图3 协同集成控制系统设计流程

3.3 电气接口设计

电气接口设计要求主要包括：

a）对供电电池的输出通道数和功耗进行合理分配，并对各个单机的供电电压及偏差范围、一次电源与二次电源之间的隔离度进行明确要求。

b）模拟接口设计因素一般包含传输方式、接口信号电平、接口器件及匹配电路等。

c）数字量接口设计因素一般包括传输方式、接口信号电平、接口器件及匹配电路等；总线接口设计因素一般包括总线类型、传输距离、传输速率、编码方式、拓扑结构等。

d）射频接口设计因素一般包含输入输出信号功率范围、信号的衰减、驻波、阻抗匹配和电磁屏蔽、接地、输入输出信号频率与带宽等。

e）线缆设计因素一般包括长度、走向及分支、电磁屏蔽性能、线缆损耗、弯曲半径等。

3.4 机械接口设计

依据飞行器的实际安装位置，机械接口设计因素一般包括：外形尺寸及安装方式、质量参数、防热措施、减震措施、散热措施。

4 信息集成软件设计要求

信息集成软件模块组成如图4 所示。信息处理与控制中心软件模块功能包括：运行导航、制导、姿态控制、发送飞行器自主信息、接收飞行器间协同信息。

自组网控制器软件模块功能包括：飞行器自主信息的接收、预处理（压缩、加密等）、传输和发送；飞行器间协同信息的接收、判断、转发/预处理（解压缩、解密等）；网络层路由算法实现与规划；链路层协议实现与时隙控制；定向通信的波束指向与互锁算法的实现；对终端处理机的信息控制。

终端处理机软件模块功能包括：组帧/帧同步；信道编/译码；扩频/解扩；调制/解调；对天线的选择、收发切换、波束指向等控制。

天线控制组合软件模块功能包括：待机、收/发等状态切换实现；波束指向实现。

图4 信息集成软件模块组成

5 试验与验证要求

为了验证信息集成系统的功能和性能指标，除了按QJ 1485A—2016《运载火箭与战略导弹控制系统综合试验方法》开展的综合试验要求的试验内容外，一般还应完成动中通试验、多飞行器挂飞试验、电磁兼容试验等。

a）动中通试验。地面多车载运动环境下，验证多径无遮挡通信条件下系统的组网通信能力，对链路性能指标及余量进行考核。

b）多飞行器挂飞试验。开展双机/多机挂飞试验，验证飞行动态环境下组网通信、波束指向、波束互锁等关键技术的实现情况。

c）电磁兼容试验。参与控制系统电磁兼容试验和载体平台（飞机、军舰等）的电磁兼容测试。

d）其他试验。根据其他特殊要求，进行补充性试验。

本文研究了飞行器协同自组网数据链信息集成设计要求，已形成航天行业标准QJ 20767—2018《导弹协同制导控制系统信息集成设计要求》，并于2018年初正式发布实施，且已应用在某飞行器间自组网数据链系统设计中，并在挂飞试验及实际飞行试验中得到了成功验证，可为飞行器间协同配合与信息组网提供设计依据和有效支撑。