1.本发明涉及一种用于火星着陆过程的高容错火工品控制方法，属于地外天体软着陆控制技术领域。
背景技术：
2.火星进入、下降与着陆(entry、descent and landing，edl)过程从探测器接触火星大气开始，到安全着陆火星表面结束。这一过程持续时间短、自主性强、事件不可逆，且器地通信时延大，地面无法实时干预。火星edl过程中涉及多个火工品动作的执行，要求任何一组火工品都要严格符合设计时序及时起爆，否则将会影响后续控制，进而影响安全着陆。edl过程涉及到的火工品控制主要包括配平翼压紧解锁装置起爆、配平翼展开装置起爆、弹伞筒内火工品起爆、大底连接分离装置起爆、着陆缓冲机构压紧释放装置起爆、背罩连接解锁装置起爆等6类，如附图1。
3.现有技术中，航天型号的火工品控制，是由星载计算机在满足触发时机要求时，通过总线消息通知星务接口控制单元，再由接口控制单元发出火工品起爆控制硬线指令。这种设计方式涉及总线信息传输，如接口控制单元在接收总线消息时发生复位或切机，由于总线通信长时间无握手，从而造成接口控制单元无法执行相关火工品起爆指令。
技术实现要素：
4.本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种用于火星着陆过程的高容错火工品控制方法，针对火星大气进入着陆过程的大动态、强冲击环境以及严格时序要求，在总线通信方式触发的基础上，提出增加星载计算机硬线直接控制火工品的指令，保证正常情况下星载计算机和接口控制单元都可以按先后时序逻辑及时发出火工品控制指令，从而实现了火工品相关指令的双重冗余控制逻辑，并通过对星载计算机时序测试口的组合触发使用，实现对火工品指令的测试验证。
5.本发明目的通过以下技术方案予以实现：
6.一种用于火星着陆过程的高容错火工品控制方法，包括如下步骤：
7.星载计算机采用三机热备份工作方式，接口控制单元采用双机冷备份工作方式；星载计算机通过总线发送软请求和通过硬连线发送硬请求两种方式与接口控制单元通信，并通过接口控制单元控制火工品起爆；火工品分别位于配平翼压紧解锁装置、配平翼展开装置、弹伞筒、大底连接分离装置、着陆缓冲机构压紧释放装置、背罩连接解锁装置中；
8.硬连线共有7路，其中1路用于火工品硬请求使能，防止火工品起爆的误触发，其余6路用于火工品控制使能保护；硬连线传输的控制指令为脉冲方波，高电平有效。
9.优选的，当启动配平翼展开动作时，星载计算机在第1个控制周期开始向接口控制单元提出配平翼展开的总线服务请求，该请求维持47个控制周期或收到接口控制单元回送的已响应消息为止；同时在第3个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及配平翼压紧解锁装置起爆硬请求为高；从第10个控制周期开始，连续3个控制周期每
周期置火工品硬请求使能及配平翼展开装置起爆硬请求为高；
10.当启动降落伞展开动作时，星载计算机在第1个控制周期开始向接口控制单元提出弹伞的总线服务请求，该请求维持47个控制周期或收到接口控制单元回送的已响应消息为止；同时在第3个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及弹伞筒内火工品起爆硬请求为高；从第4个控制周期，转入伞降工作模式；
11.转入伞降工作模式预设时间后，星载计算机在第1个控制周期开始向接口控制单元提出抛大底的总线服务请求，该请求维持47个控制周期或收到接口控制单元回送的已响应消息为止；同时在第3个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及大底连接分离装置起爆硬请求为高；从第78个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及着陆缓冲机构压紧释放装置起爆硬请求为高；
12.当启动抛背罩动作时，星载计算机在第1个控制周期开始向接口控制单元提出抛背罩的总线服务请求，该请求维持47个控制周期或收到接口控制单元回送的已响应消息为止；同时从第3个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及背罩连接解锁装置起爆硬请求为高。
13.优选的，星载计算机的io板电平输出模块中设有时序测试位口1和时序测试位口2，通过以上两个测试位口的组合触发使用，通知地面闭环测试设备使探测器动力学状态切换至火工品触发后对应的状态，并通过接口控制单元完成对各火工品起爆逻辑的触发测试，触发测试中采用火工品等效器与接口控制单元连接。
14.优选的，将星载计算机内的驱动芯片54ac16245以及驱动芯片54ac16245输出端串接的二极管1n6642，作为硬连线的驱动部分。
15.优选的，硬连线传输的控制指令为持续时长80
±
12ms的+5v脉冲方波。
16.优选的，在地面模拟飞行闭环测试验证过程中，通过同步对星载计算机时序测试口组合触发使用，实现对火工品指令的闭环测试验证，信号为1时输出4～5v，为0时输出0～1v。
17.优选的，在星载计算机火工品硬请求使能及配平翼展开装置起爆硬请求为高的同一个控制周期内，置时序测试位口1和时序测试位口2都为0；在星载计算机向接口控制单元发送展开降落伞服务请求的同一个控制周期内，置时序测试位口1为1，时序测试位口2为0；在星载计算机向接口控制单元发送抛大底服务请求的同一个控制周期内，置时序测试位口1为0，时序测试位口2为1；在星载计算机向接口控制单元发送抛背罩服务请求的同一个控制周期内，置时序测试位口1和时序测试位口2都为1；地面动力学测试设备在收到时序测试位口1和时序测试位口2的触发信号后，使得探测器动力学状态切换至火工品触发后对应的状态，从而实现闭环验证。
18.本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
19.(1)本发明针对火星大气进入着陆过程的大动态、强冲击环境以及严格时序要求等需求，设计了星载计算机通过总线发送软请求和通过硬连线发送硬请求两种方式通知接口控制单元控制火工品起爆的方法，实现了火工品相关指令的双重冗余控制；
20.(2)本发明的星载计算机通过硬线发送的火工品起爆指令为直接过路信号，在星务接口控制单元在火工品起爆时刻发生复位或切机，无法及时通信回令时，也可直接进行火工品起爆，保证了着陆过程关键动作的连续性，提高了着陆成功概率；
21.(3)本发明的星载计算机火工品起爆硬连线共有7路，其中1路用于火工品硬请求使能，防止火工品起爆的误触发，其余6路用于火工品控制使能保护。在火工品需起爆时，火工品硬请求使能及6路火工品控制使能保护中的1路同时触发，才能确保火工品起爆，该起爆信号同时发送3遍，兼顾了可靠性和安全性的需求；
22.(4)本发明的星载计算机采用三机热备份工作方式，在任意一机处于使能状态，且作为火工品硬指令驱动芯片54ac16245及其输出端串接的二极管1n6642处于触发状态时，均可有效输出火工品硬线起爆指令；
23.(5)本发明在地面模拟飞行闭环测试验证过程中，针对提出的高容错火工品控制方法和逻辑时序，通过同步对星载计算机时序测试口的组合触发使用，使得探测器动力学状态切换至火工品触发后对应的状态，实现对火工品指令的闭环测试验证。
附图说明
24.图1为本发明的火星大气进入火工品起爆需求示意图。
25.图2为本发明的星载计算机与接口控制单元信息交互示意图。
26.图3为本发明的配平翼相关火工品起爆时序示意图。
27.图4为本发明的星载计算机火工品起爆请求控制电路示意图。
28.图5为本发明的时序测试口与地面闭环测试设备之间电路接口示意图。
29.图6为本发明的火工品起爆闭环模拟飞行验证连接示意图。
具体实施方式
30.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
31.一种用于火星着陆过程的高容错火工品控制方法，星载计算机采用三机热备份工作方式，接口控制单元采用双机冷备份工作方式。星载计算机通过接口控制单元控制配平翼压紧解锁装置、配平翼展开装置、弹伞筒内火工品、大底连接分离装置、着陆缓冲机构压紧释放装置、背罩连接解锁装置等火工品起爆，包括向接口控制单元通过总线发送软请求和通过硬连线发送硬请求两种方式，如附图2。同时，在硬线设计上，为了防止信号误触发，额外设计了1路火工品硬请求使能，用于6路火工品控制使能保护。7路火工品控制指令驱动输出脉冲为持续时长80
±
12ms的+5v脉冲方波，平时为低电平，需要驱动时为高电平，同时输出受当班机控制，上电复位不输出误脉冲。
32.具体操作逻辑时序如下：
33.星载计算机在马赫数ma＝2.8时启动配平翼展开动作，流程为：从满足展配平翼判据开始，在第1个控制周期(1个控制周期128ms)开始向接口控制单元提出配平翼展开的总线服务请求，该请求维持6s(47个控制周期)或收到接口控制单元回送的已响应消息为止，同时在第3个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及配平翼压紧解锁装置起爆硬请求为高。从第10个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及配平翼展开装置起爆硬请求为高，其硬线输出时序如附图3。
34.星载计算机在马赫数ma＝1.8时启动降落伞展开动作，流程为：从满足弹伞判据开始，在第1个控制周期开始向接口控制单元提出弹伞的总线服务请求，该请求维持6s或收到
接口控制单元回送的已响应消息为止，同时在第3个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及弹伞筒内火工品起爆硬请求为高。从第4个控制周期，转入伞降工作模式。
35.转入伞降工作模式28s后，在第1个控制周期开始向接口控制单元提出抛大底的总线服务请求，该请求维持6s(47个控制周期)或收到接口控制单元回送的已响应消息为止。同时在第3个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及大底连接分离装置起爆硬请求为高。从第78个控制周期(约10s)开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及着陆缓冲机构压紧释放装置起爆硬请求为高。
36.星载计算机在距火星表面高度小于一定高度(1.2km～1.5km)后启动抛背罩动作，流程为：从满足抛背罩判据开始，在第1个控制周期开始向接口控制单元提出抛背罩的总线服务请求，该请求维持6s(47个控制周期)或收到接口控制单元回送的已响应消息为止。同时从第3个控制周期开始，连续3个控制周期每周期置火工品硬请求使能及背罩连接解锁装置起爆硬请求为高。
37.针对设计的高容错火工品控制逻辑，通过星载计算机应用软件设计了7条地面注入指令方式来实现火工品指令的直接触发，实现开环测试验证。为满足分系统及整星环境下闭环模拟飞行测试要求，通过对星载计算机io板电平输出模块中的时序测试位口1和时序测试位口2组合触发使用，完成对展开配平翼、展开降落伞、抛大底、抛背罩等逻辑的触发，以供地面动力学采集并引入闭环，使得探测器动力学状态切换至火工品触发后对应的状态，进而实现闭环测试验证。
38.更进一步的：
39.在总线软请求控制的基础上，星载计算机三个热备份计算机模块由fpga输出驱动芯片54ac16245，在芯片输出端串接二极管1n6642，从而形成对配平翼压紧解锁装置、配平翼展开装置、弹伞筒内火工品、大底连接分离装置、着陆缓冲机构压紧释放装置、背罩连接解锁装置等火工品的起爆控制硬线驱动，如附图4。通过软件逻辑实现起爆信号的生成，经硬件驱动、隔离与接口控制单元的火工品起爆线路控通端合路来生成火工品起爆控制信号。在硬线设计上，为了防止信号误触发，额外设计了1路火工品硬请求使能，用于6路火工品控制使能保护。7路火工品控制指令驱动输出脉冲为持续时长80
±
12ms的+5v脉冲方波，平时为低电平，需要驱动时为高电平。
40.在地面模拟飞行闭环测试验证过程中，针对提出的高容错火工品控制方法和逻辑时序，通过同步对星载计算机时序测试口的组合触发使用，实现对火工品指令的闭环测试验证，该时序测试信号为信号电平输出，信号为1时输出4～5v，为0时输出0～1v，时序测试口与地面闭环测试设备之间电路接口如附图5。具体实现方式为：在星载计算机火工品硬请求使能及配平翼展开装置起爆硬请求为高的同一个控制周期内，置时序测试位口1和时序测试位口2都为0；在星载计算机向接口控制单元发送展开降落伞服务请求的同一个控制周期内，置时序测试位口1为1，时序测试位口2为0；在星载计算机向接口控制单元发送抛大底服务请求的同一个控制周期内，置时序测试位口1为0，时序测试位口2为1；在星载计算机向接口控制单元发送抛背罩服务请求的同一个控制周期内，置时序测试位口1和时序测试位口2都为1。地面动力学测试设备软件在收到时序测试位口1和时序测试位口2的触发信号后，根据组合逻辑触发动力学软件相关变量，使得探测器动力学状态切换至火工品触发后
对应的状态，从而实现闭环验证，因配平翼压紧解锁装置和着陆缓冲机构压紧释放装置不涉及探测器气动外形及环境、质量等的变化，因此闭环无需引入这两个火工品控制信号。但星载计算机在测试过程中也通过软服务请求和硬线触发的方式向接口控制单元发送真实的火工品控制信号，接口控制单元可通过外接火工品等效器验证测试过程中各火工品触发信号的正确性，如附图6所示。
41.本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
42.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。