一种航天器有效载荷系统测试用例设计方法

1.本发明涉及载荷地面测试技术领域，尤其涉及一种航天器有效载荷系统测试用例设计方法。


背景技术：

2.为了实现航天任务的探测目标，航天器上搭载了若干功能、性能各异的有效载荷。空间探测任务是通过航天器执行的，而航天器的性质和功能主要是由有效载荷决定的，有效载荷系统作为航天器的分系统，是航天器的重要组成部分。有效载荷种类繁多，根据航天器及有效载荷的用途，大致可分为科学类、导航类、遥感类、通信类等。有效载荷系统则是由若干个执行不同任务的有效载荷构成的有机整体。为了使有效载荷系统完成计划任务、实现预期目标，在航天器发射前必须对有效载荷进行一系列地面测试，完成对有效载荷单机及系统级功能、性能的验证。
3.随着人类探索太空活动日益频繁，并且探测活动的深度、广度日益增加，航天器的有效载荷系统总体功能向复杂化、智能化发展，对有效载荷产品地面测试的高效性和可靠性提出了更高的要求。目前，国内外针对航天器的地面测试技术研究主要集中在探测器的地面测试技术以及有效载荷单机的地面验证技术研究。探测器作为有效载荷系统的上级系统，其地面测试侧重于对综合环境下的探测器包含的着陆器、环绕器、巡视器等在地面控制下的单独任务执行能力、协作能力以及探测器与发射场之间的大系统级的协同工作能力测试；有效载荷单机地面测试技术研究，通常是针对执行某一特定类别任务的有效载荷设备需要开展的专项地面验证试验进行的研究。有效载荷系统作为由若干有效载荷设备构成的有机整体，上述的地面试验技术研究不能为有效载荷系统的地面测试提供完全确切有效的参考。而针对有效载荷系统的总体技术研究主要集中在系统架构设计、接口设计、数据处理及传输等方面，缺乏对于有效载荷系统地面测试技术的系统性研究。
4.综上所述，在航天器地面测试任务中，针对有效载荷系统，缺乏面向有效载荷系统测试需求的系统性、整体性的地面测试用例设计方法。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于克服现有技术缺陷，提出了一种航天器有效载荷系统测试用例设计方法。
6.为了实现上述目的，本发明提出了一种航天器有效载荷系统测试用例设计方法，所述方法包括：
7.根据待测航天器的有效载荷系统工况，确定待测设备，并统计各待测设备在该系统工况下涉及的工作模式及参数类型，建立有效载荷系统测试模型；
8.根据有效载荷系统测试模型，遵从设计原则，统计待测设备各工作模式涉及的参数取值范围和参数配置指令数量；
9.按照参数配置指令数量由少到多的顺序对工作模式进行排序；
10.根据工作模式的排序结果，遵从设计原则，将各待测设备可协同进行的工作模式进行组合，结合控制指令形成测试用例。
11.作为上述方法的一种改进，所述有效载荷系统测试模型为树形结构，自上而下分别为待测航天器的有效载荷系统工况、待测设备、工作模式和参数配置；其中，
12.所述待测航天器的有效载荷系统工况以集合形式表示为：s＝{s1，s2，...，s
j
，...}，j∈n+，其中，s为有效载荷系统工况集合，s
j
为第j个有效载荷系统工况；n+表示正整数；
13.第j个有效载荷系统工况s
j
包括的设备集合e
j
为：e
j
＝{e
j
‑1，e
j
‑2，...，e
j
‑
m
，...}，m∈n+，其中，e
j
‑
m
为第j个有效载荷系统工况的第m个待测设备；
14.第j个有效载荷系统工况的第m个待测设备包括的工作模式集合为：其中，为第j个有效载荷系统工况的第m个待测设备的第n个工作模式；
15.第j个有效载荷系统工况的第m个待测设备的第n个工作模式对应的可配置参数集合为：其中，为第j个有效载荷系统工况的第m个待测设备的第n个工作模式对应的第i个参数。
16.作为上述方法的一种改进，所述设计原则具体包括：
17.对各待测设备每个工作模式对应的每个参数，选取典型值，并尽可能缩小测试用例规模。
18.作为上述方法的一种改进，所述对各待测设备每个工作模式对应的每个参数，选取典型值；具体包括：
19.当参数为离散型参数，选取在轨工作涉及的常用参数值进行测试，对于连续型参数，选取参数的极限值和中间值进行测试。
20.作为上述方法的一种改进，所述尽可能缩小测试用例规模；具体包括：
21.如果在不同的工作模式中，对应的某个参数具有相同取值范围，则将该参数的各个取值分散在各工作模式的测试用例中；
22.如果在不同的工作模式中，对应的某个参数取值范围具有部分重合，则后进行的工作模式的测试用例设计中，将之前已采用过的参数值略过；
23.在进行系统工况测试用例设计时，减少对待测设备相同工作模式的重复测试。
24.作为上述方法的一种改进，所述统计待测设备各工作模式涉及的参数取值范围和参数配置指令数量；具体包括：
25.遍历待测设备各工作模式，当某个工作模式涉及的参数配置指令c包含m类参数的配置信息时，定义此m类参数的取值范围分别为r
parm1
,r
parm2
,...,r
parmm
，则参数配置指令c的参数取值范围r
c
满足下式：
26.27.从而完成相应的统计。
28.与现有技术相比，本发明的优势在于：
29.本发明针对航天器有效载荷系统地面测试需求，研究有效载荷产品测试方法，依据有效载荷系统特点，结合航天型号任务有效载荷系统产品地面测试经验，建立测试模型，提出一种有效载荷系统地面测试用例设计的一般方法，为有效载荷系统地面测试用例设计提供参考和依据，解决有效载荷系统地面测试任务中测试周期短与测试覆盖性要求高的矛盾。
附图说明
30.图1是有效载荷系统测试总体规划；
31.图2是有效载荷系统研制技术流程图；
32.图3是本发明的有效载荷系统测试模型树形结构图；
33.图4是天问一号着陆巡视器有效载荷系统单机设备参数配置指令数量；
34.图5是测试用例设计中参数取值范围分布示意图；
35.图6是火星车次表层探测雷达工作模式参数配置指令分布关系；
36.图7是火星气象测量仪工作模式参数配置指令分布关系；
37.图8是移动探测工况测试用例设计。
具体实施方式
38.下面结合附图和实施例对本发明的技术方案进行详细的说明。
39.实施例1
40.在航天任务中，有效载荷的研制一般经历方案阶段、初样阶段和正样阶段。在方案阶段，主要任务是进行有效载荷总体方案设计；在初样阶段，主要任务是研制有效载荷的初样产品，并通过开展一系列地面试验对总体设计的可行性、正确性进行验证，并确定正样技术状态；在正样阶段，进行有效载荷的正样产品研制，并通过开展一系列地面试验对正样产品的可靠性、正确性进行验证。有效载荷系统包含种类多、功能和性能各异的有效载荷设备，因此，为了确保型号任务中，有效载荷系统任务目标顺利实现，在确定产品研制方案后，在初样、正样产品的研制过程中，需要结合不同研制阶段的目标开展一系列试验。系统地、合理地规划各阶段的地面试验，对于有效载荷系统的研制有非常重要的作用。有效载荷系统测试总体规划参见图1。
41.首先，根据有效载荷系统总体方案设计进行地面测试需求分析。第二，根据测试需求分析结果开展有效载荷试验方案设计。第三，根据试验方案确定的试验目的和内容制定试验大纲和细则。第四，开展试验并及时进行总结，根据试验结果对产品研制方案进行修改。下面对有效载荷系统测试总体规划中的各个阶段的工作内容逐项进行分析研究。
42.1.地面测试需求分析
43.有效载荷系统的基本功能一般包括遥测遥控功能、信息处理与传输功能、供配电管理功能、多载荷组合体管理功能及在轨运行功能。其中，在轨运行功能包含了有效载荷设备单独在轨探测功能以及联合探测功能。
44.2.地面测试方案设计
45.在航天任务有效载荷产品立项后，首先进行方案阶段的需求分析、概要设计以及详细设计。在详细设计方案通过评审后，进入到软硬件产品投产阶段。此后，根据不同研制阶段的测试需求，有效载荷系统在发射任务执行前需要进行的地面试验主要包含单机级测试、分系统级测试、系统级测试、发射场测试。有效载荷系统研制流程参见图2。
46.单机级测试是为了确保有效载荷在任务环境下具备完成预期任务的能力开展的测试，检验有效载荷单机设备各项功能、性能指标是否满足任务需要；分系统级测试主要是验证分系统工作模式、工作流程正确性，检验载荷系统功能及部分性能正确性、接口匹配性以及资源占用合理性；系统级测试主要是为了验证探测器工作模式正确性，对有效载荷系统整体功能、对外接口、资源占用情况进行测试；在发射场进行的测试通常包含对探测器系统、运载系统、测控系统以及地面应用系统间协同工作能力的验证测试，同时，有效载荷系统在此阶段完成发射前自检以及射前状态设置及确认。
47.通过以上分析可以发现，地面测试是有效载荷系统研制过程的关键组成部分。地面测试需要大量的人力、物力、时间等成本，测试用例作为测试实现的具体手段，合理有效的测试用例设计方法可以达到节约测试成本，缩短任务周期的目的。
48.3.有效载荷系统测试用例设计方法
49.确定各阶段的测试方案后，可以进行测试大纲、细则的制定。测试大纲包含了测试目的、测试内容、测试工具、测试环境、测试人员等内容。测试细则是依据测试大纲制定的可实施的测试文档，包含了测试时间、测试地点、测试用例、预期结果等内容，其中，测试用例设计是测试细则制定的主要内容。测试用例设计是否合理关系着测试大纲覆盖性能否实现以及测试效率能否满足任务研制进度要求。
50.在航天型号测试任务中，测试用例设计主要依靠设备研制人员的航天型号测试工作经验。器上搭载载荷数量的增多、载荷功能日益复杂、航天器研制周期的缩短等因素，都对有效载荷产品地面测试提出更高的要求，仅依据经验进行的测试用例设计容易出现“欠测试”或“过测试”现象。因此，探索有效载荷系统测试用例一般设计方法，在保证测试覆盖性的前提下，通过合理设计测试用例、缩小测试用例规模，有效实现缩短测试周期、提升测试效率的目的。
51.根据嫦娥系列、天问一号等航天器有效载荷测试用例设计经验，总结归纳有效载荷测试用例设计方法。首先，对测试模型进行设计，有效载荷系统测试模型设计如下：
52.1)待测系统包含系统工况集合；s＝{s1，s2，...，s
j
，...}，j∈n+，n+表示正整数；
53.2)系统工况s
j
包含待测设备集合；e
j
＝{e
j
‑1，e
j
‑2，...，e
j
‑
m
，...}，m∈n+；
54.3)待测设备e
j
‑
m
具有工作模式集合；具有工作模式集合；
55.4)工作模式对应可配置参数集合对应可配置参数集合其中参数取值范围可以是连续的或离散的。
56.有效载荷系统设备测试模型中的项目关系参见图3。
57.有效载荷设备工作模式设置及参数配置均通过数据注入指令实现。在执行相同类型指令情况下，测试用例耗费的时长与指令条数正相关。以天问一号着陆巡视器有效载荷系统数据注入指令为例，对各科学有效载荷设备参数配置指令总条数和典型指令条数进行
统计，统计结果参见图4。其中，图中e1为多光谱相机，e2为火星车次表层探测雷达，e3为火星表面成分探测仪，e4为火星表面磁场探测仪，e5为火星气象测量仪。
58.从图4统计结果可以看出，有效载荷设备涉及的参数配置指令数量繁多，在有效载荷地面测试过程中，尤其是分系统级以上(含分系统级)的测试阶段，测试通常无法遍历各设备各参数的全部取值，但是，根据有效载荷系统在轨工况，对载荷设备各工作模式下参数的边界值、常用值等典型值进行测试是有效的和可实现的。
59.通过以上分析，在进行分系统级的地面测试用例设计时，为了满足测试覆盖性要求，并避免出现测试用例设计不当导致的“欠测试”或“过测试”现象，可以遵从以下两点原则：
60.1)覆盖全部参数典型值；
61.2)尽可能缩小测试用例规模。
62.针对覆盖全部参数典型值这一原则，在具体测试用例设计中，可采用的方法是：对于离散型参数，选取在轨工作涉及的常用参数值进行测试，对于连续型参数，选取参数极限值、中间值进行测试。
63.针对尽可能缩小测试用例规模这一原则，在具体测试用例设计中，可采用的方法是：(1)如果某载荷在不同的工作模式中，参数具有相同取值范围，则将参数的各个取值分散在各工作模式的测试用例中；(2)如果参数在不同工作模式中具有取值范围部分重合，则后进行的工作模式的测试用例设计中，可将之前已采用过的参数值略过；(3)在进行系统工况测试用例设计时，尽量减少对待测设备相同工作模式的重复测试。
64.下面对测试用例设计过程中的参数取值情况作进一步说明。某参数的取值范围在各工作模式中的分布情况如图5所示。参数配置指令数量即参数取值范围的大小由小到大排序为工作模式1、2、3、4、5。首先，选取参数取值范围最小的工作模式1进行测试用例设计，此后，在进行工作模式2测试用例设计时，对于k1部分不再重复取值，在进行工作模式3、4测试用例设计时，参数在k2部分不再重复取值。从下图中还可以发现，参数在工作模式3和工作模式4中具有相同的取值范围，因此，可将工作模式3、4中除k2部分的参数取值分别分配到工作模式3和工作模式4的测试用例设计中。
65.需要注意的是，在型号任务中，考虑到测试用例中载荷参数配置是由参数配置指令实现，因此，统计参数配置指令的数量更具有实际操作意义。载荷的参数值与参数配置指令对应情况一般分为两种：一种是参数值与配置指令一一对应；另一种是多类型参数值对应一条配置指令。因此，总结载荷工作模式涉及的参数配置指令数量的统计方法如下：假设指令c包含m类参数的配置信息，定义此m类参数的取值范围分别为r
parm1
,r
parm2
,...,r
parmm
，指令c的参数取值范围r
c
，则r
c
计算公式如下。
[0066][0067]
基于上述有效载荷测试用例设计需遵从的原则和可采用的方法，提出一种有效载荷系统测试用例设计一般方法：
[0068]
1)根据有效载荷系统工况，确定待测设备，并统计各待测设备在该系统工况下涉及的工作模式及参数类型；
[0069]
2)遵从设计原则，统计待测设备各工作模式涉及的参数取值范围和参数配置指令数量；
[0070]
3)按照参数配置指令数量由少到多的顺序对工作模式进行排序；
[0071]
4)将各待测设备可协同进行的工作模式进行组合，并根据步骤3)的排序结果，依次对各个工作模式涉及的参数配置指令进行逻辑整合，结合有效载荷开关机等控制指令，形成最终的测试用例。
[0072]
创新点
[0073]
目前，公开发表的文献中缺乏涉及有效载荷系统地面测试用例设计方法的相关内容。本发明针对航天器有效载荷系统地面测试需求，研究有效载荷产品测试方法，依据有效载荷系统特点，结合航天型号任务有效载荷系统产品地面测试经验，建立测试模型，提出一种有效载荷系统地面测试用例设计的一般方法，为有效载荷系统地面测试用例设计提供参考和依据，解决有效载荷系统地面测试任务中测试周期短与测试覆盖性要求高的矛盾。
[0074]
本发明通过分析有效载荷产品测试需求，依据有效载荷系统特点，结合航天型号任务有效载荷系统产品地面测试经验，提出一种有效载荷系统地面测试用例设计的一般方法，为有效载荷系统研制阶段的地面测试用例设计提供参考和依据。通过对有效载荷系统不同工况下的待测设备、工作模式、参数取值范围和参数配置指令数量进行分析统计，将不同有效载荷单机设备的工作模式、参数配置指令进行组合及逻辑整合，形成测试用例。该方法通过缩小测试用例规模，实现缩短测试周期的目的，为有效载荷系统地面测试任务中测试周期短与测试覆盖性要求高的矛盾提供解决方法。
[0075]
以天问一号着陆巡视器移动探测工况测试用例设计为例，有效载荷系统移动探测工况下，工作的科学探测载荷为火星车次表层探测雷达以及火星气象测量仪。表1和表2分别介绍了火星车次表层探测雷达、火星气象测量仪可以在移动探测工况下开展的工作模式以及涉及的参数配置指令名称、指令数量分布情况。其中，火星车次表层探测雷达参数与参数配置指令为一一对应关系，火星气象测量仪参数与参数配置指令存在多对一、一对一关系。
[0076]
表1火星车次表层探测雷达各工作模式与参数配置指令分布情况
[0077][0078][0079]
表2火星气象测量仪各工作模式与参数配置指令分布情况
[0080][0081]
从表1中可以看出，火星车次表层探测雷达有三种工作模式，分别为高频通道单独工作模式、低频通道单独工作模式、两通道同时工作模式。高频通道单独工作模式、低频通道单独工作模式以及两通道同时工作模式的参数配置指令分布情况参见图6。
[0082]
从表2中可以看出，火星气象测量仪有两种工作模式，分别为常规测量模式、机动
测量模式。常规测量模式、机动测量模式参数配置指令分布情况参见图7。
[0083]
采用本文方法，对火星车次表层探测雷达以及火星气象测量仪各工作模式下涉及的参数配置指令进行分配，火星车次表层探测雷达和火星气象测量仪各工作模式的参数配置指令分配情况分别参见表3和表4。表中数字后标注的“*”、“**”和“***”类型的符号代表由参数配置指令组成的指令组，数字即为指令组包含的指令数量，每行不同数量“*”组成的符号代表的指令组之间无相同指令。数字后未标注“*”类符号，则代表该数量的对应参数的任意配置指令。
[0084]
表3火星车次表层探测雷达工作模式与参数配置指令分配情况
[0085][0086]
表4火星气象测量仪工作模式与参数配置指令分布情况
[0087][0088]
确定了待测设备的参数配置指令后，下面对天问一号着陆巡视器有效载荷系统移动探测工况下的火星车次表层探测雷达和火星气象测量仪的工作模式进行组合，结合开关
机等控制指令，确定最终构成有效载荷系统移动探测工况测试用例，参见图8。
[0089]
最终，对有效载荷系统移动探测工况的测试由3个测试用例实施。考虑到火星车次表层探测雷达与火星气象测量仪协同工作时不会产生相互干扰，因此，可以通过对工作模式简单的、无重复的组合实现测试用例生成。而对于协同工作时，相互间存在干扰的有效载荷设备，在组合工作模式产生测试用例时，避免将产生干扰的工作模式放在一个测试用例中。
[0090]
通过对表3和表4中指令数量的比较，可以看出，采用本文提出的测试用例设计方法，可以在保证参数配置指令测试覆盖性满足要求的情况下，尽可能减少了不同工作模式中参数配置指令的重复测试。从图8可以看出，使用该测试用例设计方法，也同时尽量避免了对有效载荷设备相同工作模式的重复测试。因此，使用本文提出的有效载荷系统测试用例设计方法，可以通过减小测试用例规模，实现缩短测试用时，最终达到提高测试效率、缩短任务周期的效果。
[0091]
综上，本发明面向有效载荷系统地面测试需求，研究有效载荷地面测试技术，提出一种航天器有效载荷系统测试用例设计方法，为航天器有效载荷系统地面测试任务中的测试周期短与测试覆盖性要求高的矛盾提供解决方法。
[0092]
最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。