歐洲過渡性試驗(yàn)飛行器(IXV)電氣總體架構(gòu)設(shè)計(jì)

陳燦輝，徐海運(yùn)，武 杰，王 騫，李 昊

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研發(fā)中心, 北京 100076)

歐洲過渡性試驗(yàn)飛行器(IXV)電氣總體架構(gòu)設(shè)計(jì)

陳燦輝，徐海運(yùn)，武 杰，王 騫，李 昊

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研發(fā)中心, 北京 100076)

為飛行器設(shè)計(jì)一個(gè)合適可靠的電氣系統(tǒng)是飛行器總體設(shè)計(jì)中的一項(xiàng)重要工作;IXV是一款歐洲重復(fù)使用運(yùn)載器技術(shù)驗(yàn)證平臺(tái)，并在2015年2月11日成功進(jìn)行了飛行演示驗(yàn)證；在電氣設(shè)計(jì)上，為降低成本并滿足研制進(jìn)度要求，IXV最大限度使用貨架產(chǎn)品和經(jīng)過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的產(chǎn)品進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)，減少研發(fā)工作量;針對(duì)項(xiàng)目任務(wù)特點(diǎn)，甚少采用冗余特別是設(shè)備級(jí)冗余進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)，只是在關(guān)鍵的供電電源和器上數(shù)據(jù)存儲(chǔ)設(shè)備上進(jìn)行了冗余設(shè)計(jì)；打破傳統(tǒng)系統(tǒng)劃分，設(shè)計(jì)統(tǒng)一的數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，集導(dǎo)航、控制、數(shù)據(jù)采集和處理為一體；整個(gè)電氣系統(tǒng)以1553B總線、串口及以太網(wǎng)為基礎(chǔ)進(jìn)行接口設(shè)計(jì)，用以支持整個(gè)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)交互并簡(jiǎn)化器地接口；IXV通過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了這些設(shè)計(jì)思路和方法的正確性與合理性。

IXV；航電；電氣系統(tǒng)；架構(gòu)

0 引言

航天運(yùn)載器的重復(fù)使用是人類一直追求的目標(biāo)，通過運(yùn)載器硬件的多次重復(fù)使用，能像飛機(jī)那樣進(jìn)行常規(guī)操作，實(shí)現(xiàn)低成本、高可靠和高效率地進(jìn)出空間。美國(guó)的航天飛機(jī)和X-37B飛行器是其中的典型代表。歐洲對(duì)重復(fù)使用運(yùn)載器(RLV)的研制也高度重視，早在20世紀(jì)70年代就針對(duì)可重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)開展了研究工作。1984年，英國(guó)航天部門提出了“霍托爾”(HOTOL)水平起飛的單級(jí)入軌可重復(fù)使用運(yùn)載器方案。該方案采用一種新型的吸氣式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，它通過燃燒壓縮空氣而不是液氧，能夠達(dá)到馬赫數(shù)為5的飛行速度。1984年法國(guó)政府批準(zhǔn)了一項(xiàng)利用阿里安5火箭發(fā)射使神號(hào)小型航天飛機(jī)的計(jì)劃，并向歐洲空間局建議作為歐洲空間計(jì)劃的一部分。1985年聯(lián)邦德國(guó)提出了森格爾兩級(jí)空天飛機(jī)的方案設(shè)想，并于1987年作為聯(lián)邦德國(guó)的國(guó)家計(jì)劃開始進(jìn)行研究。

2015年2月11日，歐洲過渡性試驗(yàn)飛行器(IXV)首次飛行試驗(yàn)取得圓滿成功[1]。此次飛行試驗(yàn)是新世紀(jì)以來(lái)繼美國(guó)成功完成X-37B的三次軌道飛行試驗(yàn)之后，其他國(guó)家或聯(lián)盟首次進(jìn)行針對(duì)升力體式軌道再入返回關(guān)鍵技術(shù)開展的飛行演示驗(yàn)證試驗(yàn)，全世界對(duì)此次試驗(yàn)格外關(guān)注。IXV作為歐空局未來(lái)運(yùn)載器準(zhǔn)備計(jì)劃(future launchers preparatory program, FLPP)的一個(gè)技術(shù)驗(yàn)證平臺(tái)，是歐洲探索可重復(fù)使用技術(shù)的關(guān)鍵一環(huán)，也是歐洲發(fā)展可重復(fù)使用空天飛行器的一次成功驗(yàn)證，使歐洲走出了一條獨(dú)特的可重復(fù)使用發(fā)展道路。IXV飛行試驗(yàn)成功驗(yàn)證了歐洲軌道再入領(lǐng)域的最先進(jìn)技術(shù)，具有里程碑式的意義，對(duì)歐洲重復(fù)使用天地往返空天飛行器研制具有深遠(yuǎn)影響。IXV飛行器研制的成功，其研制方法和技術(shù)對(duì)重復(fù)使用天地往返飛行器的研制具有一定的借鑒性。本文針對(duì)IXV航電總體架構(gòu)設(shè)計(jì)情況，對(duì)IXV研制過程中的先進(jìn)技術(shù)方案和設(shè)計(jì)方法進(jìn)行剖析，供相關(guān)工程設(shè)計(jì)人員參考。

1 IXV電氣系統(tǒng)功能與架構(gòu)

1.1 系統(tǒng)功能設(shè)計(jì)

電氣系統(tǒng)是飛行器上所有電氣設(shè)備的統(tǒng)稱，是實(shí)現(xiàn)對(duì)全飛行器進(jìn)行供配電控制、監(jiān)測(cè)飛行器在研制和飛行試驗(yàn)各階段各種性能、實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器進(jìn)行各種控制(如遙控、程控等)的重要系統(tǒng)，對(duì)飛行器的各種控制均要通過電氣設(shè)備才能最終得以實(shí)施。它是實(shí)現(xiàn)和完成對(duì)飛行器進(jìn)行導(dǎo)航、制導(dǎo)、控制、遙測(cè)、遙控、供電、配電、信息傳遞和系統(tǒng)監(jiān)測(cè)等任務(wù)的龐大而復(fù)雜的系統(tǒng)，傳統(tǒng)上稱之為電氣系統(tǒng)，也稱為航電系統(tǒng)。一般情況下，在飛行器系統(tǒng)配置上，它并不像結(jié)構(gòu)、動(dòng)力等系統(tǒng)一樣是一個(gè)單獨(dú)的系統(tǒng)，而是由多個(gè)分系統(tǒng)和設(shè)備組成，是飛行器整個(gè)電氣設(shè)備的統(tǒng)稱。該系統(tǒng)既可以實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)飛行器飛行狀態(tài)、在控制指令的作用下實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器進(jìn)行控制，又可以在飛行器出現(xiàn)重大或致命故障需要自毀時(shí)實(shí)現(xiàn)自毀，還可以在飛行失敗后，根據(jù)遙測(cè)得到的測(cè)量參數(shù)對(duì)飛行結(jié)果進(jìn)行事后判讀，分析失敗原因，找出故障癥結(jié)。

IXV是一種過渡性試驗(yàn)型再入飛行器，是歐空局構(gòu)想的一個(gè)技術(shù)平臺(tái)，是一種大氣再入演示器，利用此平臺(tái)向前跨越，從成功的大氣再入演示器(ARD)設(shè)計(jì)邁向演示再入能力的實(shí)施[2-3]。IXV項(xiàng)目的主要目標(biāo)是[2-3]：設(shè)計(jì)、研制、飛行驗(yàn)證一個(gè)自主的升力體布局，由氣動(dòng)控制的再入飛行器，并在系統(tǒng)級(jí)層面上完成主要技術(shù)的一體化。在這些關(guān)鍵技術(shù)中，重點(diǎn)包括用于研究氣動(dòng)熱力學(xué)現(xiàn)象的先進(jìn)的測(cè)量技術(shù)，不同的熱防護(hù)與熱結(jié)構(gòu)技術(shù)，先進(jìn)的制導(dǎo)、導(dǎo)航和由姿控發(fā)動(dòng)機(jī)與氣動(dòng)面聯(lián)合執(zhí)行的飛行控制技術(shù)。通過飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證低地球軌道飛行、再入段和下賤濺落段飛行所經(jīng)歷的力、熱環(huán)境，以及考核制導(dǎo)導(dǎo)航、控制、航電和遙測(cè)等關(guān)鍵的再入技術(shù)。

根據(jù)項(xiàng)目研制任務(wù)，IXV飛行器航電系統(tǒng)確定了如下主要功能：

1)實(shí)現(xiàn)對(duì)全飛行器的供配電；

2)發(fā)射前，對(duì)全飛行器狀態(tài)、接口、時(shí)序等進(jìn)行測(cè)量、檢查；

3)飛行中，測(cè)量、記錄、發(fā)送飛行器飛行中的性能參數(shù)；

4)監(jiān)測(cè)飛行器各分系統(tǒng)工作狀態(tài)；

5)根據(jù)控制指令，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制。

1.2 系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)系統(tǒng)需求，IXV開展了電氣系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)，并根據(jù)不同任務(wù)，配置了相應(yīng)的分系統(tǒng)。在電氣總體架構(gòu)設(shè)計(jì)上，IXV飛行器設(shè)計(jì)的基本思路是：在滿足系統(tǒng)功能、性能的前提下，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，研制周期與項(xiàng)目任務(wù)相匹配，開發(fā)成本盡量低。在此原則下，IXV電氣系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)采用了基于商業(yè)成品(COTS)的設(shè)計(jì)思路并采用一體化、集成化設(shè)計(jì)，采用統(tǒng)一供配電方式。除IMU外，所有部件設(shè)計(jì)為28 V DC供電工作，取消了早期設(shè)計(jì)的DC/DC變換器，大大減少了設(shè)備數(shù)量，同時(shí)也降低了設(shè)備熱載荷，有利于熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)[4]。圖1示出了IXV飛行器航電體系架構(gòu)圖[2-3]。

圖1 IXV電氣系統(tǒng)架構(gòu)

2 IXV電氣系統(tǒng)思路分析

通過對(duì)IXV電氣系統(tǒng)配置及設(shè)計(jì)情況的分析，可梳理出其基本的一些設(shè)計(jì)思路：

1)電氣總體設(shè)計(jì)與整個(gè)項(xiàng)目總的設(shè)計(jì)理念和思路密切相關(guān)，需要從整個(gè)項(xiàng)目的研制角度和需要出發(fā)開展電氣總體設(shè)計(jì)，并貫穿于各分系統(tǒng)研制中。在IXV研制上，在進(jìn)行電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)時(shí)，根據(jù)項(xiàng)目研制周期、經(jīng)費(fèi)及任務(wù)需要，確立了基本設(shè)計(jì)原則，即在滿足系統(tǒng)功能、性能的前提下，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，并在此基礎(chǔ)上完成了電氣總體架構(gòu)設(shè)計(jì)，確立了基本設(shè)計(jì)框架。在電氣各分系統(tǒng)研制中，也貫徹了該研制思路。例如，在設(shè)計(jì)上，基本采用串行設(shè)計(jì)思路，甚少采用冗余特別是設(shè)備級(jí)冗余進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)，只是在關(guān)鍵的供電電源和器上數(shù)據(jù)存儲(chǔ)設(shè)備(IXV為技術(shù)驗(yàn)證飛行器，收集各項(xiàng)數(shù)據(jù)是其主要任務(wù)使命之一)設(shè)計(jì)上配置了雙冗余設(shè)備。這就是說(shuō)，在飛行器項(xiàng)目研制過程中，必須從項(xiàng)目頂層需要出發(fā)開展電氣總體設(shè)計(jì)，并以此指導(dǎo)、牽引分系統(tǒng)開展系統(tǒng)研制，不要見到單點(diǎn)就害怕，為了冗余而冗余，而要結(jié)合項(xiàng)目特點(diǎn)和任務(wù)開展分析和設(shè)計(jì)。

2)電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)集成化、一體化。在IXV電氣分系統(tǒng)配置上，除了專業(yè)性較強(qiáng)或較為特殊的電源、射頻天線、測(cè)量傳感器等配置了相應(yīng)的電源系統(tǒng)、遙測(cè)跟蹤系統(tǒng)、測(cè)量系統(tǒng)外，在硬件上，并不像其他衛(wèi)星那樣配置GNC系統(tǒng)、數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)等，而是統(tǒng)一設(shè)計(jì)為數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，集導(dǎo)航、控制、數(shù)據(jù)采集和處理為一體，采用高可靠計(jì)算機(jī)技術(shù)進(jìn)行集成化設(shè)計(jì)，打破了傳統(tǒng)研制分工模式，從系統(tǒng)頂層規(guī)劃，采用集成化、一體化思路完成電氣系統(tǒng)研制。

3)全飛行器所有射頻部分統(tǒng)一設(shè)計(jì)，充分發(fā)揮專業(yè)特長(zhǎng)。IXV遙測(cè)跟蹤系統(tǒng)其實(shí)就是由全飛行器所有天線、發(fā)射機(jī)等射頻部分組成的一個(gè)系統(tǒng)。雖然從信息關(guān)系上來(lái)看，組成該系統(tǒng)的三部分相互之間并沒有接口關(guān)系，但I(xiàn)XV還是將他們歸為一個(gè)系統(tǒng)，這樣，就能充分發(fā)揮射頻研制部門技術(shù)優(yōu)勢(shì)，確保各部分間的相容性。另外，IXV要實(shí)現(xiàn)高速再入飛行，飛行器表面有一層較厚的熱防護(hù)層，在射頻天線研制時(shí)，需要綜合開展相應(yīng)設(shè)計(jì)，將所有射頻天線歸為一個(gè)系統(tǒng)，可以實(shí)現(xiàn)技術(shù)、試驗(yàn)等方面的共用，降低研制成本，縮短研制周期。

4)采用以太網(wǎng)實(shí)現(xiàn)飛行器與地面進(jìn)行通信。IXV設(shè)計(jì)時(shí)，統(tǒng)一配置了電氣地面支持設(shè)備(EGSE)，用于飛行器各階段的測(cè)試。EGSE與飛行器的接口設(shè)計(jì)上，通過臍帶電纜的接口除了常規(guī)的地面電源供電接口、母線電壓監(jiān)測(cè)接口、器載計(jì)算機(jī)通信串口和測(cè)量參數(shù)LVDS接口外，還采用以太網(wǎng)實(shí)現(xiàn)與地面間的通信(臍帶電纜中沒有1553B接口)，這種方式，值得借鑒。

3 IXV系統(tǒng)配置分析

3.1 總體設(shè)計(jì)

IXV整個(gè)電氣系統(tǒng)以LEON2-FT微處理器為核心[7]、以1553B總線為基礎(chǔ)、以一系列串口和以太網(wǎng)為支撐進(jìn)行構(gòu)建[2]，有400余個(gè)傳感器(含常規(guī)傳感器和先進(jìn)傳感器)用于飛行性能參數(shù)采集，所有接口的選擇與設(shè)計(jì)以滿足整個(gè)飛行器測(cè)試數(shù)據(jù)的可靠傳輸為前提。

為了確保整個(gè)系統(tǒng)的可靠性，在結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的原則下，IXV從系統(tǒng)層面出發(fā)，設(shè)計(jì)了局部冗余(如電池)和功能冗余(如部分試驗(yàn)數(shù)據(jù)既存儲(chǔ)在大容量存儲(chǔ)器中，同時(shí)也通過遙測(cè)下傳)[2]。

在進(jìn)行航電總體設(shè)計(jì)時(shí)，IXV從任務(wù)目的出發(fā)，將整個(gè)電氣系統(tǒng)分為兩層，即功能層和試驗(yàn)層，并針對(duì)各自特點(diǎn)開展設(shè)計(jì)。

功能層負(fù)責(zé)GNC任務(wù)，記錄功能層遙測(cè)(包括GNC遙測(cè)、飛行器健康狀態(tài))，并采用雙冗余飛行記錄儀記錄功能層遙測(cè)。功能層以1553B總線為基礎(chǔ)，由器載計(jì)算機(jī)(OBC)、IMU、GPS接收機(jī)、數(shù)據(jù)采集裝置(DAU)以及24 Gbyte的飛行記錄儀等組成[3]。

試驗(yàn)層負(fù)責(zé)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)(IFE)的管理。該層以簡(jiǎn)單高效為設(shè)計(jì)原則，基于有限狀態(tài)機(jī)制通過傳感器進(jìn)行數(shù)據(jù)的采集。測(cè)量傳感器類型包括壓力、溫度、應(yīng)變、位移、加速度以及紅外攝像機(jī)。與功能層類似，試驗(yàn)層也采用先存儲(chǔ)然后通過事后回放的方式來(lái)應(yīng)對(duì)測(cè)控覆蓋區(qū)域外飛行?？紤]到IXV為試驗(yàn)型飛行器，進(jìn)行試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集是其主要目的之一，因此，它采用雙冗余試驗(yàn)記錄儀對(duì)器上數(shù)據(jù)流進(jìn)行存儲(chǔ)[3]。

飛行器配置有信標(biāo)鏈，由2個(gè)冗余的信標(biāo)和一個(gè)獨(dú)立的電源組成，可在主系統(tǒng)失效時(shí)確保信標(biāo)的功能，確保方便的進(jìn)行飛行器的搜尋。

在系統(tǒng)組成上，IXV航電系統(tǒng)主要設(shè)計(jì)了數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)(DHS)、電源分系統(tǒng)(EPS)、遙測(cè)跟蹤分系統(tǒng)(RTC)、測(cè)量分系統(tǒng)。為了實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的測(cè)試，地面配置了電氣地面支持設(shè)備(EGSE)。

3.2 電源分系統(tǒng)設(shè)計(jì)

IXV飛行器全程采用蓄電池組進(jìn)行供電，全器采用統(tǒng)一供配電體制。針對(duì)不同的用電需求，飛行器上設(shè)置了多臺(tái)蓄電池組，2臺(tái)28 V蓄電池組為器上電氣設(shè)備供電，2臺(tái)冗余的火工品電池組為火工品為各火工品及電爆閥等供電。另外，針對(duì)襟翼控制系統(tǒng)，配置了體襟翼蓄電池組[3]。

電源分系統(tǒng)還設(shè)置了1臺(tái)配電器，電源母線電壓為28 V，為了保證供電的高可靠性，設(shè)計(jì)中，借鑒了其他航天項(xiàng)目(如GAIA、Sentinel-1或ATV)的研制經(jīng)驗(yàn)[2-3]。為了實(shí)現(xiàn)蓄電池組的開關(guān)控制以及系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)測(cè)(包括約束狀態(tài)監(jiān)測(cè)和總線電壓監(jiān)測(cè)等)，在電源分系統(tǒng)與EGSE間設(shè)置了相應(yīng)接口。

考慮到地面測(cè)試及檢測(cè)的便利性，IXV在進(jìn)行火工品電路設(shè)計(jì)時(shí)，在飛行器表面便于操作的地方設(shè)計(jì)了功能復(fù)用的表面電連接器。一方面，在飛行過程中，通過這些電連接器實(shí)現(xiàn)各火工品、電爆閥等與火工品控制電路相連，用于對(duì)火工品的起爆控制等。另一方面，在地面，可通過這些電連接器進(jìn)行火工品的短路保護(hù)和回路的測(cè)試。第三，在地面測(cè)試時(shí)，還可通過這些電連接器連接火工品等效器等裝置，完成全器測(cè)試。

3.3 遙測(cè)跟蹤分系統(tǒng)設(shè)計(jì)

遙測(cè)跟蹤系統(tǒng)用于實(shí)現(xiàn)飛行器測(cè)量參數(shù)的下傳，遙測(cè)下行速率為1 Mbps，同時(shí)，還實(shí)現(xiàn)GPS衛(wèi)星接收功能。它主要由三部分組成：

1)飛行器功能參數(shù)傳輸模塊，主要包括發(fā)射機(jī)、功分器以及發(fā)射天線，它通過RS422與器載計(jì)算機(jī)(OBC)相連；

2)飛行器試驗(yàn)測(cè)量參數(shù)傳輸模塊，由發(fā)射機(jī)、功分器以及發(fā)射天線組成，它通過RS422接收數(shù)據(jù)采集裝置參數(shù)；

3)GPS射頻模塊，包括GPS接收天線與低噪放，它通過射頻電纜與GPS接收機(jī)相連。

遙測(cè)跟蹤系統(tǒng)結(jié)構(gòu)組成及對(duì)外接口關(guān)系如圖2所示。

圖2 遙測(cè)跟蹤系統(tǒng)結(jié)構(gòu)組成

從IXV整個(gè)電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)來(lái)看，雖然從信息關(guān)系上來(lái)看，這三部分相互之間并沒有接口關(guān)系，但在系統(tǒng)劃分，不管是遙測(cè)天線還是GPS接收天線，器上所有天線均劃歸遙測(cè)跟蹤分系統(tǒng)，由該系統(tǒng)統(tǒng)一配置與設(shè)計(jì)，充分發(fā)揮射頻研制部門技術(shù)優(yōu)勢(shì)。

3.4 數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)設(shè)計(jì)

數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)是整個(gè)飛行器的控制核心和數(shù)據(jù)采集中心，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的控制和試驗(yàn)數(shù)據(jù)的采集和處理。該系統(tǒng)以器載計(jì)算機(jī)(OBC)為核心，并配有飛行參數(shù)記錄儀和試驗(yàn)數(shù)據(jù)記錄儀，用于存儲(chǔ)飛行器測(cè)量和試驗(yàn)數(shù)據(jù)。該分系統(tǒng)還包括GPS接收機(jī)、IMU、數(shù)據(jù)處理單元(DHU)、數(shù)據(jù)采集裝置(DAU)、飛行記錄儀、試驗(yàn)記錄儀等設(shè)備。

數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)負(fù)責(zé)對(duì)功能層遙測(cè)和試驗(yàn)層數(shù)據(jù)的采集、存儲(chǔ)、記錄和傳輸(含實(shí)時(shí)傳輸和延時(shí)發(fā)送)。通過下行鏈路將收集到的飛行器功能層和試驗(yàn)層數(shù)據(jù)傳回地面。試驗(yàn)層和功能層均配置數(shù)據(jù)采集裝置[2]。

由圖2可見，數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)與遙測(cè)跟蹤分系統(tǒng)間采用RS422進(jìn)行遙測(cè)參數(shù)傳輸，遙測(cè)跟蹤分系統(tǒng)采用兩套相互獨(dú)立的數(shù)據(jù)鏈分別傳輸功能層和試驗(yàn)層遙測(cè)參數(shù)。

需要特別說(shuō)明的是，IXV在系統(tǒng)配置上，并沒有在硬件上設(shè)置單獨(dú)的GNC分系統(tǒng)，其主要設(shè)備如器載計(jì)算機(jī)、導(dǎo)航敏感器歸屬于數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)，而GPS天線及低噪放劃歸于遙測(cè)跟蹤系統(tǒng)，作動(dòng)器(舵機(jī))及機(jī)電作動(dòng)器控制裝置歸屬于襟翼控制系統(tǒng)。圖3給出了GNC相關(guān)的硬件(敏感器、作動(dòng)器與器載計(jì)算機(jī)等)及主要接口關(guān)系[2-3]。

圖3 GNC相關(guān)硬件和接口關(guān)系圖

數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)與電氣地面支持設(shè)備(EGSE)間設(shè)計(jì)有相應(yīng)接口，用于地面測(cè)試時(shí)使用，主要接口類型包括以太網(wǎng)、1553B，與器載計(jì)算機(jī)遙測(cè)模塊間的同步LVDS(數(shù)據(jù)+時(shí)鐘信號(hào))、與數(shù)據(jù)獲取裝置控制邏輯模塊間的同步LVDS(數(shù)據(jù)+時(shí)鐘信號(hào))，以及異步通信接口和部分離散量接口等。

3.5 測(cè)量分系統(tǒng)設(shè)計(jì)

IXV飛行測(cè)量(IFM)計(jì)劃的主要作用就是按照飛行試驗(yàn)(IFE)計(jì)劃描述和規(guī)定的各種科研目標(biāo)和要求進(jìn)行測(cè)量[5]。IXV是一種過渡性試驗(yàn)飛行器，獲取飛行中的各項(xiàng)試驗(yàn)數(shù)據(jù)是其重要目的之一，因此，在IXV飛行器上配置了大量傳感器用于測(cè)量飛行器各性能參數(shù)，IXV測(cè)量分系統(tǒng)即是由各類傳感器所組成的系統(tǒng)。

IXV測(cè)量分系統(tǒng)主要是指各類傳感器，包括常規(guī)傳感器(常規(guī)測(cè)量系統(tǒng))和先進(jìn)傳感器(先進(jìn)測(cè)量系統(tǒng))[5-6]。先進(jìn)測(cè)量傳感器主要包括高溫計(jì)、分光儀、紅外成像儀、表面摩擦傳感器、組合式壓力通量探頭等。常規(guī)測(cè)量傳感器主要包括熱電偶、壓力傳感器、應(yīng)變計(jì)、位移傳感器、熱通量傳感器等。

對(duì)于先進(jìn)測(cè)量傳感器，所應(yīng)用的試驗(yàn)一般需要由不同的子組件(如熱、冷機(jī)械接口)構(gòu)成的復(fù)雜儀器組件，還需使用可獲取和調(diào)節(jié)信息的專門電子裝置。在各先進(jìn)試驗(yàn)的具體設(shè)計(jì)中，指定專門的試驗(yàn)設(shè)計(jì)者，負(fù)責(zé)收集初步信息和可行的設(shè)計(jì)[5-6]。

對(duì)于常規(guī)測(cè)量傳感器，測(cè)量?jī)x器主要為商業(yè)成熟產(chǎn)品，這些元件與項(xiàng)目要求的兼容性已通過驗(yàn)證，主要問題是關(guān)于如何從力學(xué)和電學(xué)的角度將其集成到IXV飛行器上。選擇常規(guī)傳感器的基本原則是，在滿足主要技術(shù)指標(biāo)要求的前提下，優(yōu)選經(jīng)過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的、質(zhì)量和尺寸盡可能小的產(chǎn)品[5-6]。

4 結(jié)束語(yǔ)

為降低成本并滿足研制進(jìn)度要求，IXV最大限度使用貨架產(chǎn)品和經(jīng)過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的產(chǎn)品進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)，減少研發(fā)工作量。針對(duì)項(xiàng)目任務(wù)特點(diǎn)，甚少采用冗余特別是設(shè)備級(jí)冗余進(jìn)行系統(tǒng)設(shè)計(jì)，只是在關(guān)鍵的供電電源和器上數(shù)據(jù)存儲(chǔ)設(shè)備上進(jìn)行了冗余設(shè)計(jì)；打破傳統(tǒng)系統(tǒng)劃分，設(shè)計(jì)統(tǒng)一的數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，集導(dǎo)航、控制、數(shù)據(jù)采集和處理為一體，采用集成化、一體化完成整個(gè)電氣系統(tǒng)的設(shè)計(jì)；采用1553B總線、串口、以太網(wǎng)等進(jìn)行全飛行器各系統(tǒng)間接口設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)與地面間的通信，簡(jiǎn)化接口界面及器地接口。IXV通過飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了這些設(shè)計(jì)思路和方法的正確性與合理性，其設(shè)計(jì)思路與方法值得借鑒。

[2] Zaccagnino E, Malucchi G, Marco V, et al. Intermediate experimental vehicle (IXV), the ESA reentry demonstrator [A]. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference[C]. Portland, Oregon. AIAA,2011.

[3] Malucchi G, Zaccagnino E, Drocco A, et al. The European re-entry program, from IXV to ISV-GNC/avionics development status and challenges[A]. AIAA Guidance, Navigation, and Control (GNC) Conference[C]. Boston, MA. AIAA,2013.

[4] Loddoni G, Signorelli M T, et al. IXV adaptation to vehicle reconfiguration[A]. 40th International Conference on Environmental Systems[C]. AIAA 2010-6088.

[5] Cosson E, Giusto S, Del Vecchio A, et al. Overview of the in-flight experimentations and measurements on the IXV Experimental Vehicle[A]. 2nd ARA Days-Arcachon, 2008[C].2008:21-23.

[6] Pereira C, Walz S, Rufolo G, et al. In flight experimentation for The IXV Re-entry Vehicle: objectives, experiment design and implementation [C]. IAC-12-D2.6.3, 2012.

[7] Preud’homme F, Dussy S, Fleurinck N, et al. A high reliability computer for autonomous missions, demonstrated on the ESA IXV flight[A]. 66th International Astronautical Congress[C]. Jerusalem Israel. IAC-15-D2.6.5, 2015.

Avionics Architecture Design of European Intermediate eXperimental Vehicle (IXV)

Chen Canhui，Xu Haiyun，Wu Jie，Wang Qian，Li Hao

(R&D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

Designing correct and reliable avionics architecture of a spacecraft is a complex endeavor. The Intermediate eXperimental Vehicle (IXV) is the European Space Agency (ESA) technology platform conceived as the step forward from the successful Atmospheric Re-entry demonstrator (ARD) to demonstrate re-entry capabilities, which was successfully launched and flight on February 11th2015. In order to reduce the development cost and ensure the schedule, the Commercial Off-The-Shelf (COTS) equipments and the confirmed equipments by flight were selected as best as possible in the avionics design. And the redundant design was very little except the critical equipments such as batteries and storage recorders. The engineer break up the tradition mode and design a novel data handling subsystem (DHS), the subsystem has been designed to integrate some functions such as the navigation, control, data acquisition and handle and so on. The avionics is designed around a 1553 MIL Bus and a series of serial and Ethernet interfaces. These interfaces were selected with the purpose of sustaining the amount of data exchanged throughout the system and predigesting the Electrical Ground Support Equipment (EGSE) interface. The validity and rationality of the IXV’s electric system were validated by the maiden flight.

IXV; avionics; electric system; architecture

2016-06-14；

2016-07-18。

陳燦輝(1973-),男, 湖南汨羅人, 博士, 主要從事電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)方向的研究。

1671-4598(2016)12-0223-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.12.065

V442

A