新一代運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)體系架構(gòu)的研究

宋征宇

(北京航天自動控制研究所，北京 100854)

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·工程技術(shù)·

新一代運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)體系架構(gòu)的研究

宋征宇

(北京航天自動控制研究所，北京 100854)

摘要:對國內(nèi)外運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)的現(xiàn)狀進(jìn)行了回顧，簡要介紹了長征運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)近年來的發(fā)展，重點(diǎn)介紹了國外主流運(yùn)載火箭的導(dǎo)航系統(tǒng)、總線體制以及冗余設(shè)計(jì)方案。隨后分析了美歐新一代運(yùn)載火箭在電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案上的主要特點(diǎn)，重點(diǎn)對中國新一代中型運(yùn)載火箭從總線體制、冗余體制、分布式控制、IMA設(shè)計(jì)等方面進(jìn)行了討論，這些方面可以看作這一時期火箭電氣系統(tǒng)的主要特征；并且對比了中型運(yùn)載火箭與Ares/SLS火箭在這些方面的區(qū)別。最后對我國未來重型運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)的發(fā)展提出了參考建議。

關(guān)鍵詞:電氣系統(tǒng)；冗余設(shè)計(jì)；總線技術(shù)；IMA；運(yùn)載火箭

1引言

中國運(yùn)載火箭以控制系統(tǒng)為核心的電氣系統(tǒng)(下簡稱電氣系統(tǒng))發(fā)展大致經(jīng)歷以下四個主要階段：1)以早期地地導(dǎo)彈為參考，采用簡易計(jì)算裝置實(shí)現(xiàn)對航程的控制；2)“平臺-計(jì)算機(jī)”方案，利用慣性平臺的信號，由飛行控制軟件計(jì)算火箭在慣性坐標(biāo)系下的速度、位置，采用攝動制導(dǎo)方法和PID穩(wěn)定控制；后發(fā)展為“慣組-計(jì)算機(jī)”方案，也可統(tǒng)稱為“慣性測量設(shè)備-計(jì)算機(jī)”方案；3)以提高可靠性為目標(biāo)的冗余容錯控制系統(tǒng)，并且形成了多種冗余體系結(jié)構(gòu)，同時制導(dǎo)系統(tǒng)采用更具魯棒性的閉路制導(dǎo)方法；4)基于總線制的分布式全數(shù)字控制系統(tǒng)，以計(jì)算機(jī)為核心的集中式控制被“計(jì)算機(jī)+各類控制器”的分布式控制所替代。

本文回顧了國內(nèi)外火箭電氣系統(tǒng)的現(xiàn)狀，同時對各國新一代運(yùn)載火箭的特點(diǎn)進(jìn)行了剖析，以期從中梳理出技術(shù)發(fā)展趨勢，最終為我國重型運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)的發(fā)展提供參考。

2國內(nèi)外運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)的現(xiàn)狀

2.1長征系列運(yùn)載火箭

長征系列火箭普遍采用“慣性測量設(shè)備+計(jì)算機(jī)”的方案，其中慣性測量設(shè)備由早期的平臺(三框架或四框架平臺)逐漸更換為速率捷聯(lián)慣性測量組合(撓性慣組或激光慣組)。自上世紀(jì)90年代初至本世紀(jì)第一個十年，以載人航天高可靠性要求為牽引、涵蓋各型運(yùn)載火箭可靠性增長工程、以提高飛行可靠性為目的，開展了控制系統(tǒng)的可靠性設(shè)計(jì)，形成了各具特點(diǎn)的冗余系統(tǒng)，冗余設(shè)計(jì)技術(shù)可以歸納為五大類：1)基于三模冗余(TMR)的表決機(jī)制，如時序控制系統(tǒng)的三取二表決機(jī)制；2)基于故障診斷的冗余管理，如慣性器件的冗余管理；3)基于故障吸收的容錯設(shè)計(jì)，如姿控小回路(含伺服放大器、伺服機(jī)構(gòu))的容錯設(shè)計(jì)；4)基于參數(shù)裕度的冗余設(shè)計(jì)，即冗余部件故障后僅損失設(shè)計(jì)余量，如CZ-2F火箭雙速率陀螺的冗余設(shè)計(jì)；5)元器件/部件級冗余設(shè)計(jì)，如并聯(lián)/并串聯(lián)/串并聯(lián)冗余設(shè)計(jì)等。有關(guān)這方面的內(nèi)容限于篇幅不再贅述。

2.2國外運(yùn)載火箭

目前，美國運(yùn)載發(fā)射市場的主力火箭為ULA公司的Atlas V和Delta IV火箭。新興的SpaceX公司，有關(guān)其火箭的技術(shù)細(xì)節(jié)鮮有報道，故本文重點(diǎn)介紹ULA公司的火箭。

1) Atlas V

Atlas V[1]運(yùn)載火箭的一級(美方習(xí)慣稱為助推級)和二級(美方稱為上面級)有兩套相對獨(dú)立的電氣系統(tǒng)，位于二級的容錯慣性導(dǎo)航裝置(FTINU)運(yùn)行飛行控制軟件，它通過兩套總線分別連接一級和二級的設(shè)備，除FTINU之外，各艙段的電子設(shè)備并不掛靠在統(tǒng)一的總線上。FTINU由冗余的慣性測量系統(tǒng)(IMS)和雙通路飛行控制系統(tǒng)(FCS)組成。IMS由5個激光陀螺、5個加速度計(jì)組成，可以提供冗余的慣性測量信息；雙冗余的FCS按主從熱備份的方式工作，備份FCS用于監(jiān)測數(shù)據(jù)并在故障情況下進(jìn)行切換。其他設(shè)備的冗余設(shè)計(jì)一般為雙冗余，例如雙通道電子控制裝置(ECU)、兩套火工品遠(yuǎn)控裝置、兩套專用火工品電池組等。

2) Delta IV

圖1　Delta IV火箭的冗余慣性飛行控制組件Fig.1　The redundant inertial flight control assembly of Delta IV launch vehicle

Delta IV火箭采用一個完全容錯的電子設(shè)備，內(nèi)裝一套冗余慣性飛行控制組件(RIFCA)。RIFCA[2]由慣性儀表組合(ISA)和慣性處理電子線路(IPE)兩部分組成，如圖1所示。ISA包含有6個激光陀螺和6個加速度計(jì)，組成兩套獨(dú)立的正交測量系，兩套測量系之間斜置安裝，可獲得冗余的慣性測量信息。IPE采用三冗余設(shè)計(jì)，三個通道之間通過雙口RAM交換測量信息并對輸出信號進(jìn)行表決。但三通道并非完全對稱設(shè)計(jì)，通道1、2提供兩套1553B總線，用于與火箭和有效載荷的設(shè)備進(jìn)行通訊；通道3被稱為中心通道，采用422接口與地面通信，用于裝訂飛行軟件并通過雙口RAM向另兩個通道的計(jì)算機(jī)轉(zhuǎn)發(fā)。兩路28 V電源分別給通道1、2供電，并同時給通道3供電。

3)H-2A

日本H-2A[3]火箭電氣系統(tǒng)的架構(gòu)與Atlas 5類似，一級與二級相對獨(dú)立。其慣性器件由4個激光陀螺和4個加速度表構(gòu)成，三個儀表正交安裝，另一個斜置安裝。二級的制導(dǎo)與控制計(jì)算機(jī)(GCC2)采用三冗余設(shè)計(jì)，并通過總線與慣組連接。一級另有一臺GCC1用于控制一子級和固體火箭助推器，并通過另一條總線連至GCC2。至日本最新研制的Epsilon固體運(yùn)載火箭[4]，其總線設(shè)計(jì)亦是如此，只是GCC1被接口單元替代，該接口單元處理一級、二級的所有信號傳輸并通過總線連接至三級的計(jì)算機(jī)。

此外，Ariane 5采用雙冗余的系統(tǒng)架構(gòu)，其技術(shù)細(xì)節(jié)不再贅述。綜上所述，國外運(yùn)載火箭在電氣系統(tǒng)的體系架構(gòu)上有幾個特點(diǎn)：

1)僅局部采用冗余設(shè)計(jì)，或者整體上以雙冗余設(shè)計(jì)為主；

2)僅局部使用總線(例如計(jì)算機(jī)與慣組之間)，或者每個艙段有各自的總線系統(tǒng)，將箭載計(jì)算機(jī)(OBC)作為不同總線系統(tǒng)的連接紐帶；

3)采用多表慣組冗余方案，八表、十表、十二表方案均有。

上述方案有著濃厚的各自公司的特點(diǎn)。

3正在研發(fā)的新一代運(yùn)載火箭

3.1美歐研究進(jìn)展

以NASA為主導(dǎo)，正在開展SLS重型運(yùn)載火箭的研制。目前還沒有太多關(guān)于其電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)的介紹，但無疑繼承了Ares火箭的研究成果。由于Ares有大量公開的文獻(xiàn)，為此本文將SLS/Ares一并介紹。

圖2　Ares火箭上面級電子系統(tǒng)組成框圖Fig.2　The avionics system configuration of Ares’s upper stage

從整體上看，Ares火箭為三冗余設(shè)計(jì)，其組成框圖如圖2所示[5]，包括三套計(jì)算機(jī)、三冗余的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)(INS)、三冗余的1553B總線，但仍有部分雙冗余設(shè)計(jì)?？偩€系統(tǒng)仍延續(xù)了Atlas火箭的特點(diǎn)，每級仍然相對獨(dú)立，但各級總線均連至飛控計(jì)算機(jī)。在三冗余的飛控計(jì)算機(jī)之間通過交叉通道數(shù)據(jù)鏈路(CCDL)進(jìn)行信息交換。Ares火箭還首次運(yùn)用了千兆以太網(wǎng)，但沒有參與實(shí)時控制。NASA還非常注重綜合電子的應(yīng)用，例如六個LRU(助推控制器和配電單元BCPDU，數(shù)據(jù)獲取和記錄單元DARU，點(diǎn)火分離控制器ISC，恢復(fù)控制單元RCU，液壓動力單元控制器HPUC，執(zhí)行器控制單元ACU)就采用了模塊化、平臺化的設(shè)計(jì)思想，使用統(tǒng)一的機(jī)箱，通過模塊的組合構(gòu)成不同的單機(jī)產(chǎn)品[6]。盡管如此，SLS的電子產(chǎn)品還是種類眾多，這從圖3可以看出大概[7]。

圖3　SLS電子產(chǎn)品的綜合試驗(yàn)Fig.3　The integrated test of SLS electronic products

對于ESA而言，Ariane 5是上世紀(jì)90年代研制的火箭，到目前其電子技術(shù)已逐漸落后，因此Ariane 5正考慮升級，并預(yù)計(jì)于2017年飛行[8]，目前還沒有太多關(guān)于其具體升級內(nèi)容的報道。而對于醞釀中的Ariane 6火箭，ESA期望在電子系統(tǒng)上有所突破，既提高性能和可靠性，又降低成本。事實(shí)上，歐洲的Avionics-X[9]計(jì)劃就是著眼于下一代航天電子的預(yù)先研究項(xiàng)目，構(gòu)建綜合集成控制單元，單機(jī)設(shè)備模塊化，并將分屬于不同系統(tǒng)，如控制系統(tǒng)與遙測系統(tǒng)的設(shè)備集成在一個單元內(nèi)。例如，在“飛行控制單元”中，將控制計(jì)算機(jī)、遙測計(jì)算機(jī)、GNSS模塊、慣性導(dǎo)航模塊、電源板集成在一起；在“時序和測量單元”中，將控制計(jì)算機(jī)、時序控制模塊、火工品配電模塊、測量處理模塊等集成在一起，時序模塊直接驅(qū)動閥門和火工品，而測量模塊完成各種傳感器信號的采集。這種設(shè)計(jì)用一個個模塊化、組合化的“集成單元”替代原有單一功能的產(chǎn)品，最終這種技術(shù)是否應(yīng)用到Ariane 6或其他火箭上，還有待觀察。

而日本新一代旗艦運(yùn)載火箭H-X，則將重點(diǎn)放在打造低成本的航天電子系統(tǒng)，考慮采用COTS器件[10]，這方面內(nèi)容就不再展開。

3.2中國新一代運(yùn)載火箭

圖4　新一代中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)組成示意圖Fig.4　The control system configuration of China’s next generation medium-size launch vehicle

以新一代中型運(yùn)載火箭為例，采用基于總線制的分布式全數(shù)字控制系統(tǒng)，圖4描述了控制系統(tǒng)的組成，控制系統(tǒng)各艙段之間以及控制系統(tǒng)與發(fā)動機(jī)、地面系統(tǒng)之間的電氣接口，充分體現(xiàn)了新一代電氣系統(tǒng)的特征：

1)采用一套總線貫穿全箭實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)，通過總線切換解決艙段分離問題。

總線制標(biāo)準(zhǔn)化了設(shè)備之間的接口，便于系統(tǒng)集成；通過簡捷的電纜連接，可以傳輸更多的信號，有利于信息共享利用和監(jiān)測。一二級設(shè)備通過1553B總線連成整體，助推器上的設(shè)備不適合連入串行總線，則通過422接口與箭載計(jì)算機(jī)(OBC)通信。

2)采用系統(tǒng)級的三冗余設(shè)計(jì)，由三條總線構(gòu)成三余度的控制系統(tǒng)。

各國火箭均采用了余度設(shè)計(jì)方案，對于ULA和Ariane公司而言，其運(yùn)載火箭不承擔(dān)載人的任務(wù)，因此普遍采用雙冗余方案。航天飛機(jī)既載人飛行也重復(fù)使用，曾經(jīng)采用五余度的設(shè)計(jì)方案[11]；而三余度設(shè)計(jì)是確保一度故障下可靠工作、并且兼顧高可靠性和經(jīng)濟(jì)性的最佳選擇。也正由于此，曾經(jīng)有載人需求的Ares火箭也采用了三冗余的方案。中國新一代中型運(yùn)載火箭也是如此，三個OBC之間通過雙口RAM組成交叉鏈路通道進(jìn)行信息交互。

3)各個艙段有相對獨(dú)立的子系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)分布式控制。

分布式控制減輕了飛行控制軟件的負(fù)擔(dān)，使其更專注于制導(dǎo)與姿態(tài)穩(wěn)定控制；同時也降低了對OBC硬件的需求，這符合我國電子技術(shù)基礎(chǔ)水平的現(xiàn)狀；簡化了艙段間的電氣接口，使得各個艙段之間僅保留總線通信和有限數(shù)量的供電等信號，便于實(shí)現(xiàn)跨艙段電氣連接的冗余設(shè)計(jì)。增強(qiáng)的控制能力可以承擔(dān)更多功能，如貯箱的閉式增壓控制等。各個艙段的控制實(shí)現(xiàn)了本地化，OBC僅起到時間同步或各個艙段控制器的備?？刂谱饔?。此外各個艙段的控制子系統(tǒng)也將為其獨(dú)立回收埋下伏筆。

4)電子產(chǎn)品采用平臺化、模塊化、集成化設(shè)計(jì)，配置不同的模塊實(shí)現(xiàn)不同的功能，并將多項(xiàng)功能集成在一臺產(chǎn)品中。

集成模塊化電子系統(tǒng)(IMA)提高了開發(fā)效率，增強(qiáng)了模塊級產(chǎn)品的重用性，具有提高可靠性和降低成本的雙重效果。在中型運(yùn)載火箭中，一級、二級和四臺助推綜控器、推力調(diào)節(jié)控制器就是采用這種思路設(shè)計(jì)的；即使在同一模塊中，例如CPU模塊，也可以配置不同的接口：1553B總線接口、422接口或兼而有之。

5)通過自檢測和總線竊聽技術(shù)實(shí)現(xiàn)自動的數(shù)據(jù)分析。

采用這種技術(shù)精簡了地面測試設(shè)備，提高測試覆蓋性和故障定位的準(zhǔn)確性，箭地之間的連接關(guān)系以及信號種類大幅簡化。有關(guān)這方面的內(nèi)容可參考文獻(xiàn)[12]。

表1對比了中國新一代中型運(yùn)載火箭與SLS/Ares火箭系統(tǒng)架構(gòu)的主要特點(diǎn)：

由于GbE是非實(shí)時網(wǎng)絡(luò)接口，于是催生了實(shí)時以太網(wǎng)技術(shù)，如時間觸發(fā)以太網(wǎng)(TTEthernet)，未來不排除SLS將GbE改為TTE。而在文獻(xiàn)[13]的介紹中，Ariane 6火箭將會采用TTE總線技術(shù)。

表1　兩種火箭主要特征對比

4未來重型運(yùn)載火箭的考慮

未來重型運(yùn)載火箭也將延續(xù)上述設(shè)計(jì)，但部分技術(shù)可能會升級。

1)總線的選型

1553B總線無論從站點(diǎn)數(shù)、通信距離、傳輸速度等方面均無法滿足未來重型運(yùn)載火箭的要求。而實(shí)時以太網(wǎng)技術(shù)一旦成熟，將可以使得箭上、地面的網(wǎng)絡(luò)一體化設(shè)計(jì)，其傳輸速率和距離的優(yōu)勢將能充分發(fā)揮，極有可能是重型運(yùn)載火箭的首選。

2)綜合電子技術(shù)

航天綜合電子的概念將進(jìn)一步增強(qiáng)，具有單一功能的設(shè)備會更多地集成在一起，分屬于不同系統(tǒng)的設(shè)備也可能集成為綜合性的控制組合。借助于綜合電子中背板總線的強(qiáng)大功能，多種智能單元能夠在單個機(jī)箱內(nèi)匹配共存。

3)BIT技術(shù)

在新一代中型運(yùn)載火箭中，僅控制系統(tǒng)的絕大部分參數(shù)由箭上設(shè)備自檢測，而重型運(yùn)載電氣系統(tǒng)的被測量會大幅度增加，通過有線連接至地面測試系統(tǒng)是不現(xiàn)實(shí)的，必須采用箭上自檢測。事實(shí)上，自航天飛機(jī)起，美國就已經(jīng)采取了這種方案，地面系統(tǒng)通過“網(wǎng)關(guān)”收集飛行器的信息，信息以網(wǎng)絡(luò)化的方式傳輸，地面測試系統(tǒng)將主要起到分析判斷作用。

5結(jié)束語

綜合國內(nèi)外新一代運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)的特點(diǎn)，可以將其歸納為總線制、多余度、分布式控制、綜合電子、自檢測等主要特征；并且控制系統(tǒng)除了完成導(dǎo)航、制導(dǎo)和姿態(tài)控制外，也更多地參與到了其他控制工作中，例如主動的飛行減載控制、閉式的貯箱增壓控制等，未來還可能增加其他功能，這是與電氣系統(tǒng)一體化的發(fā)展趨勢相吻合的。同時，電子產(chǎn)品在性能提升的同時，也會導(dǎo)致成本增加，這時更要發(fā)揮其處理能力，從而達(dá)到整體優(yōu)化和降低成本的效果。

然而，上述技術(shù)革新僅是在性能上的提升，并非重型運(yùn)載控制系統(tǒng)的最大亮點(diǎn)。隨著控制技術(shù)的發(fā)展和計(jì)算能力的增強(qiáng)，重型運(yùn)載將在控制系統(tǒng)中體現(xiàn)更多的自主性，這才是下一個具有劃時代特征的重大技術(shù)進(jìn)步。

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Research on Avionics System Configuration of Next Generation Launch Vehicle

SONG Zhengyu

(Beijing Aerospace Automatic Control Institute，Beijing 100854, China)

Abstract:The development of Chinese LM launch vehicle (LV) avionics systems was firstly reviewed in this paper. Then the navigation system, the bus configuration and the redundant design of major foreign LVs were focused. The avionics system design scheme of new generation LVs from NASA, ESA and China were analyzed and the bus system, the redundant structure, the distributed control and integrated modular avionics (IMA) in Chinese new medium LV (NGMLV) were discussed which could be regarded as the main features of the LV avionics system nowadays. Based on the analysis, the differences between NGMLV and Ares/SLS were summarized. In the end, some suggestions on the Chinese heavy LV avionics system were put forward.

Key words:avionics system; redundant design; data bus technology; IMA; launch vehicle

收稿日期：2015-12-24；修回日期：2016-04-05

基金項(xiàng)目：載人航天預(yù)先研究項(xiàng)目(010301)

作者簡介：宋征宇(1970-)，男，碩士，研究員，研究方向?yàn)轱w行器控制、制導(dǎo)與仿真。E-mail：zycalt12@sina.com

中圖分類號：V442；V448.12

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1674-5825(2016)03-0317-06