“長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)

周 濤，徐 洋，胡海峰，章思嚴(yán)，張煥鑫

（1. 北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854；2. 北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076）

引 言

航天運(yùn)載器的水平反映了一個(gè)國家進(jìn)入太空的能力，是開展空間探測(cè)、利用和開發(fā)活動(dòng)的基礎(chǔ)和前提。電氣系統(tǒng)、動(dòng)力系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)系統(tǒng)是組成航天運(yùn)載器的三大主要系統(tǒng)，其中電氣系統(tǒng)是航天運(yùn)載器的神經(jīng)中樞，集成控制、測(cè)量、安全等功能且設(shè)備構(gòu)成復(fù)雜多樣，因此實(shí)現(xiàn)電氣一體化設(shè)計(jì)一直是航天運(yùn)載器的重要發(fā)展趨勢(shì)之一。同時(shí)，航天技術(shù)的發(fā)展也表明模塊化、組合化、集成化等電氣一體化設(shè)計(jì)技術(shù)是提高航天產(chǎn)品測(cè)試和操作效率十分有效的手段[1]。

國內(nèi)運(yùn)載火箭研制經(jīng)歷了5個(gè)階段，共四代17種運(yùn)載火箭[2]，電氣系統(tǒng)均以控制、測(cè)量等功能劃分形成獨(dú)立的子系統(tǒng)，各子系統(tǒng)獨(dú)立研制、生產(chǎn)、測(cè)試。由于系統(tǒng)設(shè)計(jì)一體化程度不夠，存在模塊化和平臺(tái)化程度低、接口復(fù)雜且未實(shí)現(xiàn)統(tǒng)一規(guī)范、計(jì)算資源利用率低及通信通道重復(fù)繁多等問題，在很大程度上造成了研制資源的浪費(fèi)，制約了航天運(yùn)載器電氣系統(tǒng)的研制成本，也無法滿足電氣系統(tǒng)模塊通用、資源共享、快速交付等方面的發(fā)展需求。因此，我國新一代中型運(yùn)載火箭“長征八號(hào)”電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)將突破以控制、測(cè)量等功能劃分的子系統(tǒng)獨(dú)立研制模式，采用模塊化、集成化、組合化的電氣系統(tǒng)一體化研制模式，有效降低運(yùn)載火箭的研制成本[3-4]，簡(jiǎn)化測(cè)試流程，提高發(fā)射效率，以應(yīng)對(duì)商業(yè)火箭發(fā)射市場(chǎng)的低成本、快速測(cè)發(fā)的需求。

本文總結(jié)分析了國內(nèi)外主流運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)研究現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì)，提出了基于多余度系統(tǒng)總線和標(biāo)準(zhǔn)機(jī)內(nèi)總線的電氣系統(tǒng)架構(gòu)，從系統(tǒng)集成一體化、供配電一體化、軟件一體化、測(cè)試一體化、天地測(cè)控一體化等方面介紹了我國新一代中型運(yùn)載火箭“長征八號(hào)”電氣系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)。

1 國內(nèi)外運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)發(fā)展現(xiàn)狀

1.1 國內(nèi)發(fā)展現(xiàn)狀

國內(nèi)運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)早期按功能劃分為控制系統(tǒng)、遙測(cè)系統(tǒng)、外安系統(tǒng)，后期將遙測(cè)系統(tǒng)和外安系統(tǒng)統(tǒng)稱為測(cè)量系統(tǒng)，各系統(tǒng)獨(dú)立研制，先獨(dú)立測(cè)試后再在火箭總裝后共同測(cè)試?！伴L征”系列運(yùn)載火箭傳統(tǒng)的控制系統(tǒng)從早期的簡(jiǎn)易計(jì)算裝置實(shí)現(xiàn)控制逐步更新?lián)Q代到了“慣性測(cè)量設(shè)備–計(jì)算機(jī)”的方案，同時(shí)實(shí)現(xiàn)了以提高可靠性為目標(biāo)的冗余容錯(cuò)控制技術(shù)的應(yīng)用，并演化成多種冗余控制體系[5-6]，如雙七表慣組+三冗余箭載計(jì)算機(jī)，三六表慣組+三冗余箭載計(jì)算機(jī)，單十表慣組+三冗余箭載計(jì)算機(jī)；制導(dǎo)控制方法也由傳統(tǒng)的攝動(dòng)制導(dǎo)方法和PID穩(wěn)定控制演變成采用更具魯棒性的閉路制導(dǎo)控制方法。傳統(tǒng)的測(cè)量系統(tǒng)早期以脈幅調(diào)制（Pulse Amplitude Modulation，PAM）、脈沖幅度編碼調(diào)制（Pulse Amplitude Code Modulation，PACM）體制為代表，遙測(cè)容量?jī)H幾百kbps。后期主要以脈沖編碼調(diào)制–調(diào)頻（Pulse-Code Modulation-Frequency Modulation，PCM-FM）體制為代表，遙測(cè)容量可達(dá)2 Mbps以上，大規(guī)模的數(shù)字集成電路取代了分立模擬電路，測(cè)量的主要指標(biāo)也逐步與國際接軌。

新一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)基于冗余1553B數(shù)字總線，采用以慣性測(cè)量裝置+箭載計(jì)算機(jī)+執(zhí)行機(jī)構(gòu)的三冗余體系架構(gòu)，但以“計(jì)算機(jī)”為核心的集中控制被“計(jì)算機(jī)＋各類控制器”的分布式控制所替代，各艙段由相對(duì)獨(dú)立的控制子系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)分布式控制，產(chǎn)品逐步采用模塊化設(shè)計(jì)，不同配置模塊可實(shí)現(xiàn)不同的功能。文獻(xiàn)[7]指出新一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了模擬量控制向數(shù)字量控制、單機(jī)級(jí)冗余向系統(tǒng)級(jí)冗余、集中式控制向分布式控制、定制化向模塊化、單一飛行控制向全面飛行控制、固定判讀向智能化數(shù)據(jù)分析的跨越。而新一代運(yùn)載火箭測(cè)量系統(tǒng)雖然仍采用PCM-FM體制，在二次數(shù)據(jù)綜合的拓?fù)浼軜?gòu)下遙測(cè)碼率可達(dá)10 Mbps，同時(shí)逐步應(yīng)用天基測(cè)控和遙測(cè)指令無線測(cè)控技術(shù)。新一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)組成架構(gòu)如圖1所示。

圖1 新一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)組成架構(gòu)Fig. 1 The control system configure of new generation launch vehicle

雖然新一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)采用模塊化設(shè)計(jì)且一定程度將多項(xiàng)功能模塊集成在一臺(tái)產(chǎn)品中。但并未實(shí)現(xiàn)電氣系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)或電氣系統(tǒng)跨控制、測(cè)量等分系統(tǒng)的集成設(shè)計(jì)，一定程度上造成電氣資源的重復(fù)配置，尤其大規(guī)模數(shù)字集成電路應(yīng)用后，造成的計(jì)算資源和配電資源的浪費(fèi)更為突出，增加了電氣系統(tǒng)成本。文獻(xiàn)[3]支持了這一論述：“我國目前的‘長征’系列火箭還未能實(shí)現(xiàn)跨系統(tǒng)集成設(shè)計(jì)”；并提出采用系統(tǒng)集成和一體化設(shè)計(jì)降低運(yùn)載火箭成本的方法：“充分發(fā)揮每個(gè)單機(jī)的功能，減少單一功能的設(shè)備，也可以降低成本?！?/p>

1.2 國外發(fā)展現(xiàn)狀

國外運(yùn)載器的電氣系統(tǒng)技術(shù)特點(diǎn)以美國的新一代“航天發(fā)射系統(tǒng) ”（Space Launch System, SLS ）火箭、SpaceX公司的“獵鷹”（Falcon）火箭，歐洲的“阿麗亞娜6號(hào)”（Ariane 6）火箭和日本的“艾普斯隆固態(tài)燃料”（Epsilon Launch Vehicle）火箭最具有代表性。

1）美國的新一代SLS火箭

美國的新一代SLS火箭繼承了Ares火箭的部分研究成果[8]，采用三冗余的1553B 總線方案，以三冗余（飛控計(jì)算機(jī)、慣組、推力矢量）和雙冗余（供配電系統(tǒng)）為主，控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)與測(cè)控組合之間采用傳統(tǒng)RS422通訊。電氣系統(tǒng)軟件架構(gòu)采用分時(shí)分區(qū)實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)箭載飛控計(jì)算機(jī)多任務(wù)的實(shí)時(shí)調(diào)度。

新一代SLS火箭電氣系統(tǒng)以綜合電子為基礎(chǔ)，采用了模塊化、平臺(tái)化的設(shè)計(jì)思想，通過模塊的不同組合構(gòu)成不同產(chǎn)品[9]，產(chǎn)品使用統(tǒng)一的機(jī)箱。但是電氣產(chǎn)品種類仍然很多，產(chǎn)品的集成程度不高[10]。

2）SpaceX公司的Falcon火箭

作為國外民營航天的突出代表，SpaceX公司的Falcon火箭更注重成本，電氣系統(tǒng)技術(shù)充分體現(xiàn)了高集成、模塊化和接口簡(jiǎn)化的特點(diǎn)。

電氣系統(tǒng)按照模塊化、通用化、組合化的原則研制[11]，采用交換式冗余通信架構(gòu)，三冗余飛控計(jì)算機(jī)+雙冗余慣組+衛(wèi)星導(dǎo)航的控制方式，飛控計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)飛行控制與測(cè)試數(shù)據(jù)采集處理的基礎(chǔ)；各級(jí)采用了獨(dú)立的冗余鋰離子電池[12]，以簡(jiǎn)化艙段間電氣接口關(guān)系并實(shí)現(xiàn)分級(jí)配電測(cè)試；各級(jí)還設(shè)置獨(dú)立的發(fā)動(dòng)機(jī)控制計(jì)算機(jī)實(shí)現(xiàn)推力矢量控制。電氣系統(tǒng)遙測(cè)功能在飛行過程中是可選的，由獨(dú)立的編碼器使用RS232或RS422通信給轉(zhuǎn)換器，采用S波段遙測(cè)視頻下行鏈路，C波段轉(zhuǎn)發(fā)器用于跟蹤。飛控計(jì)算機(jī)和地面通信計(jì)算機(jī)采用以太網(wǎng)一體化通信方式，極大簡(jiǎn)化了火箭各級(jí)及箭地間的接口。

3）歐洲的Ariane 6運(yùn)載火箭

歐洲的Ariane 6運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)理念是：綜合電子系統(tǒng)架構(gòu)下所有的電子設(shè)備可被抽象為一個(gè)由模塊化組成的信息處理單元，每個(gè)信息處理單元又由不同的功能模塊組成[13]。不同功能的模塊組合成具有不同功能的信息處理單元，各信息處理單元通過通訊系統(tǒng)互聯(lián)構(gòu)成航天運(yùn)載器中的各分系統(tǒng)。

Ariane 6火箭電氣系統(tǒng)采用實(shí)時(shí)以太網(wǎng)（TTE）總線作為全箭網(wǎng)絡(luò)通信數(shù)據(jù)總線，各級(jí)設(shè)置交換機(jī)作為信息集成和交換的中樞，比Ariane 5的信息交互系統(tǒng)更簡(jiǎn)潔集成[13]。其電氣設(shè)備基于通用模塊的綜合電子架構(gòu)，以相同的設(shè)計(jì)理念和機(jī)械結(jié)構(gòu)，按照不同需求實(shí)現(xiàn)不同功能板卡的組合，如將電源管理、線路檢測(cè)與時(shí)序控制、電磁閥驅(qū)動(dòng)、遙測(cè)計(jì)算機(jī)、箭載計(jì)算機(jī)、總線交換功能按照功能板卡的形式進(jìn)行集成，稱為集成多功能單元設(shè)備（Centralized Multi-Function Unit,CMFU）[13]。由于采用通用背板+不同板卡組合的模式，不同的多功能集成單元由不同的功能板塊組成，如飛行控制單元由衛(wèi)星導(dǎo)航接收機(jī)、慣性導(dǎo)航、遙測(cè)數(shù)據(jù)處理、控制數(shù)據(jù)處理和電源板組成，每個(gè)多功能集成單元還嵌入了遙測(cè)功能。

Ariane6火箭電氣系統(tǒng)主要特點(diǎn)是通用模塊的高集成，尤其多功能集成單元實(shí)現(xiàn)了控制、測(cè)量功能的集成。

4）日本的Epsilon火箭

日本的Epsilon火箭[14]借用成熟技術(shù)和繼承產(chǎn)品以降低研發(fā)成本，電氣系統(tǒng)主要特點(diǎn)是集成了測(cè)控技術(shù)實(shí)現(xiàn)了一體化測(cè)試。一體化測(cè)試技術(shù)通過將部分測(cè)試設(shè)備安裝至箭上形成箭載自主檢測(cè)系統(tǒng)，包括火工品回路檢查功能、起飛及分離模擬功能、狀態(tài)監(jiān)測(cè)功能等。箭載自主檢測(cè)系統(tǒng)稱為ROSE（響應(yīng)式運(yùn)行支持設(shè)備），3個(gè)子級(jí)上各有1臺(tái)，主要功能是獲得數(shù)據(jù)實(shí)施自動(dòng)檢測(cè)并發(fā)送給地面移動(dòng)發(fā)射控制系統(tǒng)。電氣系統(tǒng)采用高速網(wǎng)絡(luò)與發(fā)射單元、發(fā)射安全控制中心等地面支持設(shè)施相連。由此，電氣系統(tǒng)與地面測(cè)控設(shè)備構(gòu)成一體化的測(cè)控系統(tǒng)[15]，實(shí)現(xiàn)快速、經(jīng)濟(jì)和自主測(cè)試。

Epsilon火箭電氣系統(tǒng)控制、測(cè)量等系統(tǒng)的設(shè)備集成度不高，但其實(shí)現(xiàn)了供配電一體化和測(cè)試一體化。

1.3 軟件體系架構(gòu)

隨著電氣系統(tǒng)高集成和高性能處理單元的應(yīng)用，軟件體系架構(gòu)在電氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)中越發(fā)重要。

1.3.1 國內(nèi)航天器軟件體系架構(gòu)

國內(nèi)航天器軟件已廣泛應(yīng)用實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，基于實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)開發(fā)的航天器軟件普遍采用分層體系結(jié)構(gòu)，該體系結(jié)構(gòu)包括系統(tǒng)軟件層、系統(tǒng)應(yīng)用層、用戶應(yīng)用層。其中，系統(tǒng)軟件層一般包括硬件描述層、操作系統(tǒng)層和端口驅(qū)動(dòng)層等，用戶應(yīng)用層則與航天器的功能相關(guān)，系統(tǒng)應(yīng)用層是三層體系結(jié)構(gòu)的中間層，針對(duì)軟件體系結(jié)構(gòu)的研究主要集中在該層。三個(gè)子層均可采用標(biāo)準(zhǔn)化、通用化的設(shè)計(jì)。

分層模塊化體系結(jié)構(gòu)研究重點(diǎn)在于軟件復(fù)用方面，可以有效解決體系結(jié)構(gòu)層面和構(gòu)件層面的復(fù)用問題。

1.3.2 國外航天器軟件體系結(jié)構(gòu)

國外航天器軟件體系結(jié)構(gòu)以具有可即插即用特點(diǎn)的美國空軍實(shí)驗(yàn)室（Air Force Research Laboratory，AFRL）的空間即插即用電子系統(tǒng)（SPA）體系結(jié)構(gòu)和具有可運(yùn)行維護(hù)特點(diǎn)的美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）的核心飛行軟件（Croe Flight System，CFS）體系結(jié)構(gòu)為代表。

SPA體系結(jié)構(gòu)參考自適應(yīng)即插即用技術(shù)的驅(qū)動(dòng)標(biāo)準(zhǔn)， 其核心是即插即用軟件技術(shù)。即插即用軟件技術(shù)是其核心，具有自動(dòng)發(fā)現(xiàn)識(shí)別部件、自動(dòng)注冊(cè)部件和為部件自動(dòng)配置及訂閱服務(wù)等功能。SPA體系結(jié)構(gòu)共分為4層，最底部是部件層，由各種部件組成；部件層之上是SPA軟件的核心中間層；中間層之上是應(yīng)用層，通過應(yīng)用層的核接口來訪問中間層的即插即用部件；最頂層為任務(wù)層，通過調(diào)用應(yīng)用程序?qū)崿F(xiàn)特定的任務(wù)，如導(dǎo)航、遙感等。

CFS體系結(jié)構(gòu)也屬于分層結(jié)構(gòu)，除了開發(fā)環(huán)境以外共分為5層，即操作系統(tǒng)及板級(jí)支持包層、平臺(tái)抽象層、核心飛行程序?qū)?、?yīng)用程序庫函數(shù)層和應(yīng)用程序?qū)?。在分層體系結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上，NASA專門將CFE設(shè)計(jì)為獨(dú)立的、可重用的核心飛行軟件服務(wù)和操作環(huán)境任務(wù)集，并提供軟件總線服務(wù)，通過軟件總線管理各個(gè)應(yīng)用程序發(fā)布的消息，并在各應(yīng)用程序之間進(jìn)行通信及消息主題匹配。

1.4 小結(jié)

國內(nèi)運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)一體化概念最早以測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)一體化為基礎(chǔ)提出[16]，以控制系統(tǒng)地面測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)為基礎(chǔ)，集成其他遙測(cè)、外安測(cè)發(fā)控系統(tǒng)功能，完成運(yùn)載火箭的綜合測(cè)試及發(fā)射任務(wù)。對(duì)于運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)而言，文獻(xiàn)[3]提出了電氣系統(tǒng)信息化集成設(shè)計(jì)框架的理念，可利用總線技術(shù)形成信息共享的通用平臺(tái)，箭上各電氣分系統(tǒng)與單機(jī)能夠通過標(biāo)準(zhǔn)接口無縫地接入該平臺(tái)，構(gòu)成規(guī)?？纱罂尚?、配置靈活、可根據(jù)不同任務(wù)級(jí)別選用不同等級(jí)的分系統(tǒng)、單機(jī)及設(shè)備的統(tǒng)一架構(gòu)，實(shí)現(xiàn)電氣系統(tǒng)的通用化、系列化、組合化。同樣，文獻(xiàn)[17]也提出了系統(tǒng)集成是航天控制系統(tǒng)的發(fā)展方向，尤其文獻(xiàn)[1]提出了電氣系統(tǒng)一體化可采用“控制與測(cè)量系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)”的基本思路，借鑒航空系統(tǒng)集成模塊電子系統(tǒng)架構(gòu)開展模塊化、組合化、集成化設(shè)計(jì)。

國外運(yùn)載器的電氣系統(tǒng)是以綜合電子系統(tǒng)架構(gòu)為基礎(chǔ)，設(shè)計(jì)理念是“以類聚概念為核心，以公共模塊為載體，優(yōu)化系統(tǒng)劃分，采用新技術(shù)，強(qiáng)化保障性”。從國內(nèi)外運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)發(fā)展趨勢(shì)來看，集成化、模塊化、組合化或綜合化是火箭電氣系統(tǒng)主流發(fā)展方向。文獻(xiàn)[1]從信息集成的角度對(duì)電氣系統(tǒng)提出了4個(gè)“一體化”的設(shè)計(jì)理念，其中控制與測(cè)量系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)，能夠?qū)崿F(xiàn)功能模塊的集成、重用和重組，降低開發(fā)成本，避免重復(fù)投資；自檢測(cè)BIT與地面測(cè)試的一體化設(shè)計(jì)，可實(shí)現(xiàn)快速發(fā)射和減少技術(shù)保障人員的目標(biāo)。同樣，文獻(xiàn)[7]展望了下一代運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)架構(gòu)，將是采用資源分布式設(shè)計(jì)的集成模塊化的綜合電氣系統(tǒng)，通過統(tǒng)一的交換式通信網(wǎng)絡(luò)構(gòu)成的分布式綜合模塊化平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)由系統(tǒng)內(nèi)集成向跨系統(tǒng)集成轉(zhuǎn)變、由主從式總線網(wǎng)絡(luò)向交換式總線網(wǎng)絡(luò)轉(zhuǎn)變、由故障吸收為主的容錯(cuò)體制向智能化的分布式主動(dòng)容錯(cuò)架構(gòu)轉(zhuǎn)變。此外，國際上也在研究基于 DIMA 架構(gòu)的系統(tǒng)級(jí)容錯(cuò)架構(gòu)[18]，利用分布式架構(gòu)的特點(diǎn)將電氣系統(tǒng)容錯(cuò)規(guī)模從單機(jī)內(nèi)部擴(kuò)展到全系統(tǒng)的級(jí)別，提高系統(tǒng)的故障容限度。

國內(nèi)外運(yùn)載器電氣系統(tǒng)軟件架構(gòu)研究現(xiàn)狀可以看出NASA等國外研究機(jī)構(gòu)已經(jīng)成功基于分層結(jié)構(gòu)解決了航天器軟件重用問題，基于軟件總線解決了軟件即插即用問題。國內(nèi)學(xué)者借鑒了NASA的研究思路也提出了某航天器軟件總線體系結(jié)構(gòu)，因此分層結(jié)構(gòu)＋軟件總線可以作為未來國內(nèi)航天器軟件研制所采用體系結(jié)構(gòu)的思路。

綜上所述，新一代中型運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)應(yīng)采用一體化設(shè)計(jì)技術(shù)，基于多余度系統(tǒng)總線和綜合電子的體系架構(gòu)，以高集成度的模塊組合實(shí)現(xiàn)電氣系統(tǒng)產(chǎn)品數(shù)量和規(guī)模大幅減少，有效降低運(yùn)載火箭成本。同時(shí)，通過電氣一體化設(shè)計(jì)也可簡(jiǎn)化測(cè)試發(fā)射流程，極大提高運(yùn)載火箭快速發(fā)射能力，符合航天發(fā)射的發(fā)展趨勢(shì)和潮流。

2 “長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣一體化設(shè)計(jì)

新一代中型運(yùn)載火箭“長征八號(hào)”電氣系統(tǒng)完成了導(dǎo)航、制導(dǎo)、控制、測(cè)量、安全自毀、利用調(diào)節(jié)等功能，結(jié)合低成本、快速發(fā)射等研制需求，采用一體化設(shè)計(jì)整合傳統(tǒng)的控制、測(cè)量、利用等分系統(tǒng)功能，遵循集成化、模塊化和組合化的設(shè)計(jì)理念，實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)集成一體化、供配電一體化、軟件一體化、測(cè)試一體化、天地測(cè)控一體化，尤其系統(tǒng)集成一體化不僅實(shí)現(xiàn)了制導(dǎo)、導(dǎo)航、控制的組合集成化，而且實(shí)現(xiàn)了控制與測(cè)量系統(tǒng)的多功能集成化設(shè)計(jì)。

2.1 基于多余度系統(tǒng)總線的電氣系統(tǒng)架構(gòu)

新一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)已實(shí)現(xiàn)模擬量控制向數(shù)字化控制的跨越[7]，系統(tǒng)通過三余度的1553B總線實(shí)現(xiàn)了全數(shù)字控制，通過低電壓差分信號(hào)（Low-Voltage Differential Signaling，LVDS）總線實(shí)現(xiàn)了箭地通信。新一代運(yùn)載火箭“長征八號(hào)”電氣系統(tǒng)繼承成熟技術(shù)，采用在役火箭的三冗余1553B總線主從式系統(tǒng)架構(gòu)能夠滿足電氣系統(tǒng)數(shù)據(jù)通信的基本需求，未來隨著電氣系統(tǒng)更大規(guī)模的數(shù)據(jù)通信需求和更加智能化的控制容錯(cuò)需求，必然會(huì)向通信速率更高的實(shí)時(shí)性交換式數(shù)據(jù)網(wǎng)絡(luò)發(fā)展，類似于Ariane6火箭采用的時(shí)間觸發(fā)的實(shí)時(shí)以太網(wǎng)（TTE）總線技術(shù)[19]，通信速率將達(dá)1 Gbit/s，信號(hào)傳輸延遲將＜1 μs，同步性和信號(hào)傳輸延遲相對(duì)于1553B總線將有明顯優(yōu)勢(shì)。

“長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)架構(gòu)如圖2所示，其以綜合電子的集成控制組合為數(shù)據(jù)處理和飛行控制核心，以各類傳感器、數(shù)據(jù)采編器和攝像裝置為外圍敏感器件，以伺服機(jī)構(gòu)和末修調(diào)姿噴管為執(zhí)行機(jī)構(gòu)，以鋰電池和數(shù)字配電設(shè)備為供配電能源，基于三冗余的1553B總線和高速422總線實(shí)現(xiàn)電氣一體化信息通訊。

圖2 “長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)架構(gòu)Fig. 2 Avionics system architecture of launch vehicle LM-8

2.2 系統(tǒng)集成一體化

系統(tǒng)集成一體化設(shè)計(jì)遵循自頂向的設(shè)計(jì)原則，借鑒航空系統(tǒng)的綜合模塊化電子系統(tǒng)（ Integrated Modular Avionics，IMA）概念，即按處理單元實(shí)現(xiàn)的功能形成具有通用性的各種功能模塊，再基于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)內(nèi)總線連接實(shí)現(xiàn)不同功能單元的組合設(shè)計(jì)。集成模塊化電子系統(tǒng)通過實(shí)現(xiàn)分散功能的集成組合化，增強(qiáng)了模塊級(jí)產(chǎn)品的重用性，而且有效簡(jiǎn)化系統(tǒng)設(shè)備間電氣接口及連接關(guān)系，解決了原系統(tǒng)設(shè)備功能單一、計(jì)算資源利用率低及通信通道重復(fù)繁多等問題。

“長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)集成一體化設(shè)計(jì)中，機(jī)內(nèi)總線采用國際上最新的計(jì)算機(jī)內(nèi)總線標(biāo)準(zhǔn)OpenVPX，但由于總線協(xié)議芯片為進(jìn)口工業(yè)級(jí)，受“高通信速率影響器件可靠性，芯片依賴進(jìn)口”因素限制。因此，系統(tǒng)將該總線架構(gòu)和具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的高速總線相結(jié)合，提出采用OpenVPX的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，而內(nèi)部通信采用航天自研高速總線。航天自研高速總線基于光纖的高速冗余通信總線，支持點(diǎn)對(duì)點(diǎn)、雙向環(huán)和星型拓?fù)浼軜?gòu)，具有帶寬高、誤碼率低及可靠通信的特點(diǎn)。

本章節(jié)將重點(diǎn)介紹電氣系統(tǒng)集成一體化設(shè)計(jì)中最具有代表性的GNC控制組合和多功能集成組合的一體化設(shè)計(jì)。

2.2.1 GNC控制組合一體化設(shè)計(jì)

電氣系統(tǒng)慣性測(cè)量和飛行控制兩類功能以模塊化形成集成設(shè)備或者分立設(shè)置在以往火箭設(shè)計(jì)中都有應(yīng)用，前者如美國Atlas V火箭的容錯(cuò)慣性導(dǎo)航單元（含冗余慣性測(cè)量系統(tǒng)和雙冗余主從熱備份飛行控制系統(tǒng)）[20]以及歐洲的Ariane 6火箭將慣性測(cè)量功能作為部件與其他功能塊集成[13]；后者如美國SLS火箭的冗余慣性導(dǎo)航單元[21]和箭載計(jì)算機(jī)[22]。

“長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)設(shè)備GNC（Guidance Navigation and Control）控制組合利用功能分區(qū)概念，將功能相近、任務(wù)密切相關(guān)的功能模塊化，即將慣性測(cè)量、衛(wèi)星定位、伺服功率驅(qū)動(dòng)等功能模塊化，與基本CPU模塊、供電模塊和接口模塊按綜合電子架構(gòu)集成，形成了集成十表光纖慣組、飛行控制、伺服控制、GNSS接收機(jī)為一體的GNC控制組合。相對(duì)于傳統(tǒng)運(yùn)載火箭，相同功能的產(chǎn)品數(shù)量及重量均降低至了原來的20%以下。其中，集成的十表光纖慣組由5個(gè)光纖陀螺儀和5個(gè)石英加速度計(jì)組成，各自采用3正交和2斜置的方式，同時(shí)慣組模塊采用整體斜置10°方式，即箭體坐標(biāo)系O-X1Y1Z1和測(cè)量坐標(biāo)系O-XsYsZs的轉(zhuǎn)換關(guān)系如下

其中：Ky=10°，Kz=10°。

斜置目的是為了減少箭地間慣性模塊激勵(lì)測(cè)試信號(hào)，可在火箭豎立水平狀態(tài)利用地速和重力判斷慣性模塊單表工作狀態(tài)。

GNC控制組合采用主頻高達(dá)500 MHz的國產(chǎn)高性能四核處理器，可分別用于導(dǎo)航、飛行控制、在線軌跡規(guī)劃和動(dòng)力系統(tǒng)在線故障診斷，進(jìn)一步提升電氣系統(tǒng)智能化水平。GNC控制組合組成如圖3所示。

圖3 GNC控制組合結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 3 Architecture of GNC module

2.2.2 多功能集成組合一體化設(shè)計(jì)

“長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)多功能集成組合按運(yùn)載火箭不同艙段的電氣功能需求不同，基于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)內(nèi)總線由不同功能的通用模塊組合實(shí)現(xiàn)而成。多功能集成組合采用各種高性能的處理器，不僅具備BIT的能力，且在采樣精度、采樣頻率、數(shù)據(jù)處理等方面滿足測(cè)量系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集處理的要求?；诳煽啃?、成本雙重因素進(jìn)行綜合分析，尤其測(cè)量分系統(tǒng)中的相關(guān)功能，如對(duì)控制系統(tǒng)信號(hào)進(jìn)行采樣、編碼、傳輸?shù)母鞣N數(shù)據(jù)采集單元，發(fā)現(xiàn)其們已具備了與控制系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)的條件。

因此，“長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)通過將測(cè)量數(shù)據(jù)綜合、控制時(shí)序控制、利用調(diào)節(jié)功能、增壓調(diào)節(jié)控制、推力調(diào)節(jié)控制等功能的模塊化，根據(jù)火箭各級(jí)實(shí)現(xiàn)功能的差異，每級(jí)配置不同功能的模塊和基礎(chǔ)功能模塊相結(jié)合形成各級(jí)的多功能集成組合，實(shí)現(xiàn)了文獻(xiàn)[3]（2015年）提到的“我國目前的‘長征’系列火箭還未能實(shí)現(xiàn)跨系統(tǒng)集成設(shè)計(jì)”突破，并按照文獻(xiàn)[1]提出的“控制與測(cè)量系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)”基本思路，將測(cè)量分系統(tǒng)的數(shù)據(jù)綜合功能即用于對(duì)全箭測(cè)量信息編碼、綜合、傳輸?shù)母鞣N數(shù)據(jù)綜合單元與周期任務(wù)不強(qiáng)且計(jì)算量不大的控制系統(tǒng)功能開展集成設(shè)計(jì)。同時(shí)，由于多功能集成組合實(shí)現(xiàn)了測(cè)量模塊和控制模塊的集成，需進(jìn)一步解決飛行控制設(shè)備浮地設(shè)計(jì)與測(cè)量系統(tǒng)無線發(fā)射機(jī)接地設(shè)計(jì)的差異問題，電氣系統(tǒng)采用光耦隔離的串行通信方式實(shí)行兩種不同設(shè)計(jì)功能模塊之間的通信。

由于測(cè)量數(shù)據(jù)綜合功能與控制功能均作為多功能集成組合的內(nèi)嵌模塊，實(shí)現(xiàn)了控制信息與測(cè)量信息采用機(jī)內(nèi)高速總線的雙向互通，尤其原測(cè)量系統(tǒng)通過壓力傳感器和轉(zhuǎn)速傳感器采集的發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)據(jù)，傳輸給控制系統(tǒng)可作為動(dòng)力在線故障診斷的基礎(chǔ)信息，不僅支持了全箭電氣系統(tǒng)信息的一體化，而且為基于動(dòng)力和控制信息的非典型動(dòng)力系統(tǒng)故障的診斷和控制重構(gòu)開拓了思路。

2.3 供配電一體化

電氣系統(tǒng)一體化實(shí)現(xiàn)了跨系統(tǒng)集成設(shè)計(jì)，除體現(xiàn)在系統(tǒng)功能和信息一體化方面外，還體現(xiàn)在控制、測(cè)量功能設(shè)備的供配電一體化方面，以減少不同分系統(tǒng)重復(fù)的供電單元模塊和配電線路。“長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)與傳統(tǒng)的“控制和測(cè)量分別采用獨(dú)立供配電系統(tǒng)方式”不同，而是采用一套供配電系統(tǒng)為所有箭上電氣系統(tǒng)設(shè)備供電，按級(jí)配置電池和配電組合，實(shí)現(xiàn)了部段級(jí)測(cè)試。

電氣系統(tǒng)供配電一體化，一方面需考慮傳統(tǒng)控制系統(tǒng)浮地與測(cè)量系統(tǒng)無線通信設(shè)備接地的兼容問題，主要各集成組合采用二次電源模塊內(nèi)部隔離的方式，實(shí)現(xiàn)不同功能設(shè)備配電的隔離；另一方面需考慮供配電一體化不同配電母線的隔離以及各配電輸出通道采用熔斷器或保護(hù)電阻的方式，實(shí)現(xiàn)對(duì)一次電源保護(hù)的安全性設(shè)計(jì)，以保證配電安全性。

同時(shí)，因?yàn)榘踩刂乒δ苄柙诳刂乒δ苁Ш蟀l(fā)揮作用，所以對(duì)于電氣系統(tǒng)特殊的安全控制功能設(shè)備的供配電，（相對(duì)于其他電氣系統(tǒng)設(shè)備）應(yīng)采用獨(dú)立電源和配電設(shè)備，以確保安全控制功能供配電的獨(dú)立性和安全性。

2.4 系統(tǒng)軟件一體化

新一代中型運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)軟件一體化在控制、測(cè)量一體化的基礎(chǔ)上，不再需要控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)的各種采集單元，測(cè)量信息主要由總線監(jiān)視器獲取，飛行軟件主要承擔(dān)飛行控制與數(shù)據(jù)管理兩個(gè)優(yōu)先級(jí)不同的任務(wù)，通過操作系統(tǒng)支持完成。

電氣系統(tǒng)軟件一體化架構(gòu)采用同構(gòu)型的分層組織模型，分為操作系統(tǒng)、中間件、應(yīng)用層，操作系統(tǒng)或軟件中間件可以屏蔽軟件對(duì)不同硬件配置的依賴，從而增強(qiáng)軟件的重用性。其中，多核嵌入式操作系統(tǒng)的應(yīng)用，能夠?qū)崿F(xiàn)多任務(wù)調(diào)度管理、I/O管理、CPU及核故障管理等重要功能；中間件在操作系統(tǒng)之上且與其配合實(shí)現(xiàn)核間通信、CPU間通信服務(wù)；應(yīng)用層在業(yè)務(wù)劃分之后，轉(zhuǎn)化成任務(wù)實(shí)現(xiàn)具體的功能或功能組合，以多任務(wù)調(diào)度的形式存在，滿足控制功能多樣性及集成化帶來的資源管理需求。電氣系統(tǒng)軟件一體化總體架構(gòu)見圖4所示。

圖4 電氣系統(tǒng)軟件一體化總體結(jié)構(gòu)Fig. 4 Integrated architecture of electrical system software

2.5 系統(tǒng)測(cè)試一體化

新一代中型運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)基于數(shù)字總線架構(gòu)和高集成多功能組合，設(shè)備自測(cè)試能力大幅提升，由此需借助總線竊聽技術(shù)與箭地高速測(cè)試總線，實(shí)現(xiàn)大量機(jī)內(nèi)自測(cè)試信息傳輸?shù)綔y(cè)發(fā)控系統(tǒng)。

電氣系統(tǒng)測(cè)試一體化實(shí)現(xiàn)了控制、測(cè)量測(cè)試信息傳輸?shù)囊惑w化，以高速422總線傳輸PCM數(shù)據(jù)流形式的電氣自測(cè)試信息到測(cè)發(fā)控系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)基于模型和數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的自動(dòng)判讀。電氣系統(tǒng)測(cè)試一體化設(shè)計(jì)還借鑒日本Epsilon火箭的箭載測(cè)試思路，一體化測(cè)試功能集成了火工品自動(dòng)短路保護(hù)和解保、回路阻值及電磁閥動(dòng)態(tài)在線測(cè)試等功能，實(shí)現(xiàn)了臨射前自主在線測(cè)試，并使得火工品解?？梢匝娱L到發(fā)射前的最后時(shí)刻，由此簡(jiǎn)化了射前操作并實(shí)現(xiàn)了無人值守。電氣系統(tǒng)火工品在線測(cè)試如圖5所示。

圖5 電氣系統(tǒng)火工品在線測(cè)試示意圖Fig. 5 On-line testing of pyrotechnics in electrical system

測(cè)發(fā)控系統(tǒng)采用基于主控計(jì)算機(jī)+云平臺(tái)的一體化測(cè)試方案，可將傳統(tǒng)控制、測(cè)量、動(dòng)力測(cè)控、發(fā)射支持系統(tǒng)、總體網(wǎng)等所有分系統(tǒng)的測(cè)控功能集成，并采用云計(jì)算技術(shù)將計(jì)算任務(wù)分布在大量計(jì)算機(jī)構(gòu)成的資源池上，使用戶能夠按需獲取計(jì)算力、存儲(chǔ)空間和信息服務(wù)，具有高存儲(chǔ)容量、高吞吐、高性能計(jì)算能力、高可靠性和可擴(kuò)展性的優(yōu)勢(shì)。此外，后續(xù)開展的測(cè)發(fā)控系統(tǒng)無人值守智能故障診斷系統(tǒng)的研究，可強(qiáng)化電氣系統(tǒng)測(cè)試一體化的智能分析與故障診斷能力。

2.6 天地測(cè)控一體化設(shè)計(jì)

目前運(yùn)載火箭的飛行遙測(cè)主要依賴地面測(cè)控站和測(cè)量船進(jìn)行全程遙測(cè)數(shù)據(jù)接收和外彈道測(cè)量，對(duì)于地面測(cè)控網(wǎng)絡(luò)的依賴程度較高。隨著天基中繼衛(wèi)星網(wǎng)絡(luò)建設(shè)并應(yīng)用，運(yùn)載火箭將逐漸降低對(duì)地面測(cè)控網(wǎng)絡(luò)尤其測(cè)量船的依賴。本章節(jié)重點(diǎn)介紹“長征八號(hào)”運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)的天基測(cè)控設(shè)計(jì)技術(shù)，該技術(shù)逐步實(shí)現(xiàn)了地基+天基的一體化測(cè)控方案，降低了測(cè)控成本。

2.6.1 無線測(cè)控架構(gòu)設(shè)計(jì)

根據(jù)對(duì)火箭箭上遙測(cè)參數(shù)規(guī)模的測(cè)算，采用在一級(jí)和二級(jí)各設(shè)置一個(gè)遙測(cè)下行通道的無線遙測(cè)架構(gòu)，其中：一級(jí)點(diǎn)頻傳輸助推+一級(jí)遙測(cè)數(shù)據(jù)，二級(jí)點(diǎn)頻傳輸+二級(jí)遙測(cè)數(shù)據(jù)。根據(jù)火箭彈道設(shè)計(jì)結(jié)果，若完全采用地基遙測(cè)將需要首區(qū)和至少1艘測(cè)量船參與飛行測(cè)控任務(wù)。

為實(shí)現(xiàn)盡量減少甚至取消測(cè)量船的目的，從提升測(cè)控對(duì)任務(wù)適應(yīng)性、降低飛行測(cè)控成本等因素綜合考慮，火箭二級(jí)采用以天基測(cè)控為主，地基測(cè)控為輔的一體化設(shè)計(jì)方案，并逐步向取消地基測(cè)控的完全天基測(cè)控方案過渡；充分考慮首區(qū)測(cè)控資源、遙測(cè)數(shù)據(jù)傳輸可靠性、綜合效費(fèi)比等因素，火箭助推+一級(jí)采用了首區(qū)地基遙測(cè)方案。此外，安控采用了地基無線安控與箭上自主安控相結(jié)合的設(shè)計(jì)。

2.6.2 天基測(cè)控設(shè)計(jì)

天基中繼衛(wèi)星系統(tǒng)是利用高軌衛(wèi)星實(shí)現(xiàn)對(duì)中低軌道飛行器數(shù)據(jù)傳輸和跟蹤測(cè)軌的空間信息傳輸系統(tǒng)，具有覆蓋范圍廣、實(shí)時(shí)性強(qiáng)、費(fèi)用低的優(yōu)點(diǎn)。目前，美國、歐洲的數(shù)據(jù)中繼衛(wèi)星基本采用Ka頻段實(shí)現(xiàn)高速數(shù)據(jù)傳輸?shù)逆溌?。我國天鏈中繼衛(wèi)星可為運(yùn)載火箭提供S頻段和Ka頻段測(cè)控服務(wù)，S頻段天基測(cè)控已經(jīng)廣泛應(yīng)用，最大傳輸帶寬為1 Mbps；Ka頻段天基測(cè)控系統(tǒng)也在上面級(jí)中應(yīng)用，各項(xiàng)目主要天基測(cè)控設(shè)備關(guān)鍵指標(biāo)如表1所示。

表1 天基測(cè)控設(shè)備關(guān)鍵指標(biāo)對(duì)比表Table 1 Key indicators of space-based TT&C equipment

根據(jù)新一代中型運(yùn)載火箭彈道設(shè)計(jì)，對(duì)首區(qū)各地面測(cè)控站的跟蹤測(cè)控區(qū)間進(jìn)行仿真分析，結(jié)果見圖6所示。文昌、銅鼓嶺、三亞、西沙4個(gè)測(cè)控站可完成火箭起飛至二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)一次關(guān)機(jī)時(shí)間段內(nèi)的地基測(cè)控任務(wù)。為降低成本，考慮取消測(cè)量船，則天基測(cè)控系統(tǒng)需完成火箭二級(jí)全部遙測(cè)參數(shù)在二級(jí)一次關(guān)機(jī)后的飛行時(shí)段的測(cè)控任務(wù)。

圖6 首區(qū)地面測(cè)控區(qū)間仿真分析圖Fig. 6 Simulation in first zone of TT&C interval

由于S頻段天基測(cè)控系統(tǒng)最高傳輸帶寬為1 Mbps，傳輸速率受到限制，無法滿足新一代中型運(yùn)載火箭的任務(wù)需求。因此，新一代中型運(yùn)載火箭采用1套3 Mbps帶寬的Ka頻段天基測(cè)控系統(tǒng)，系統(tǒng)由中繼測(cè)控終端和相控陣天線組成。

基于新一代中型運(yùn)載火箭彈道，對(duì)天基測(cè)控弧段進(jìn)行仿真分析，天基指向角ALPHA、BETA仿真結(jié)果如圖7所示。中繼衛(wèi)星系統(tǒng)04星、02星均可對(duì)火箭二級(jí)飛行段進(jìn)行全程跟蹤，從指向角優(yōu)劣分析，采用中繼02星指向角變化范圍小，且在大BATA角范圍，對(duì)衛(wèi)星載荷影響小。安裝角定位ALPHA為280°，中繼02星與火箭最遠(yuǎn)距離約41 190 km。

圖7 天基測(cè)控仿真曲線Fig. 7 Simulation of space-based TT&C

3 結(jié) 論

綜合國內(nèi)外運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)特點(diǎn)及發(fā)展趨勢(shì)，介紹并分析了新一代中型運(yùn)載火箭“長征八號(hào)”的電氣系統(tǒng)?！伴L征八號(hào)”火箭在借鑒國外技術(shù)特點(diǎn)基礎(chǔ)上，進(jìn)一步提升形成了適合自身的系統(tǒng)集成設(shè)計(jì)技術(shù)；提出了基于多余度總線的電氣系統(tǒng)一體化架構(gòu)的設(shè)計(jì)，運(yùn)用系統(tǒng)集成一體化設(shè)計(jì)、供配電一體化、軟件一體化、系統(tǒng)測(cè)試一體化、天地測(cè)控一體化等技術(shù)實(shí)現(xiàn)了電氣系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)，滿足了低成本、快速發(fā)射、無人值守的需求。新一代中型運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)一體化研制的成功有待于飛行檢驗(yàn)，也為我國下一代運(yùn)載火箭如重型運(yùn)載的電氣系統(tǒng)研制提供了一定的參考價(jià)值。