火箭飛行時串測試誤差分析研究

曹夢磊，張義超，南京宏，陳 益

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

運載火箭飛行時串是火箭飛行過程中按照時間序列輸出的一系列指令參數(shù)。這些指令以箭載計算機(簡稱箭機)輸出的關機時間(一般代號為Tk或Tks)為基準，經過指定的時間延時后發(fā)出，一般用來控制主發(fā)動機、姿控發(fā)動機等動力系統(tǒng)的閥門、火工品，或者分離解鎖機構產生動作，以完成在軌飛行控制、星箭分離等功能[1-2]。主發(fā)動機點火、星箭分離等關鍵動作的產生均需要精確的時間序列保證。因此，飛行時串的精確發(fā)出是保證火箭正常飛行的前提。一般在火箭出廠及發(fā)射前要對其進行多輪測試，判讀飛行時串的輸出精度是否滿足要求。

目前，火箭在出廠測試及飛行任務數(shù)據(jù)分析過程中，通過測試數(shù)據(jù)計算飛行時串的輸出誤差，采用同一個判讀依據(jù)滿足不大于指定的時間即可，并未對數(shù)據(jù)判讀得到的時串誤差來源進行分析，不利于對火箭飛行狀態(tài)的準確評估。張濤等[3]分析了計數(shù)器累加計數(shù)方案對時串信號采集誤差的影響；茅永興、黃瓊、孫海峰、婁廣國[4-7]等針對火箭飛行時串指令實時處理方法、判讀方法提出了改進優(yōu)化、輔助判讀等方法；張拓、江良偉等[8-11]提出一種基于FPGA的時序控制器，并針對溫補晶振進行了時序精度測試與分析；劉琨、馬雪松、王少樺等[12-16]設計了一種運載火箭時序仿真測試系統(tǒng)，并對該仿真系統(tǒng)時序信號的時間精度等級進行了檢定；宋征宇、周恒保[17-18]提出了時序系統(tǒng)“標準型”的設計方案和新一代火箭時序控制系統(tǒng)方案；柳振民等[19]針對火箭飛行時串指令參數(shù)進行數(shù)據(jù)處理時的誤碼率影響提出了處理過程預設條件修正法、參數(shù)結果關聯(lián)替代修正法兩種誤碼修正方法。綜上所述，目前的研究還缺乏從飛行時串的輸出測試全鏈路進行誤差分析，本文針對火箭出廠測試和飛行任務中產生的飛行時串測試判讀數(shù)據(jù)進行全鏈路誤差分解，基于飛行時串輸出工作原理，從箭機輸出Tks指令，到總線傳輸、地面CPCI采集和遙測采集的全鏈路進行誤差來源分析，并通過某發(fā)任務運載火箭的實測數(shù)據(jù)驗證誤差分析的合理性，最后給出飛行時串測試誤差判讀的參考依據(jù)。

1 飛行時串輸出原理

火箭飛行時串輸出系統(tǒng)主要由箭機、綜合控制器、電阻盒及輸出線路組成。箭機中運行飛行控制軟件，飛控軟件首先根據(jù)飛行控制要求計算輸出關機時間指令(Tks)，根據(jù)Tks指令和裝訂的飛行時序表得到飛行時串輸出指令，將該指令通過1553B總線發(fā)送給綜合控制器進行譯碼輸出，最后通過電阻盒及其線路控制姿控噴管、火工品和電磁閥等被控對象產生動作。

箭機一般采用三冗余設計，具有3個主處理器和總線控制器，作為BC掛在1553B總線上。綜合控制器采用三取二冗余設計，3個CPU作為3個獨立的RT掛在總線上，分別通過總線接收箭機(BC)發(fā)出的飛行時串輸出控制碼，經各自譯碼后三取二輸出飛行時串。固體繼電器板接收分別由三塊主機板輸出的時序信號，三路信號控制5個固體繼電器，輸出時采用繼電器三取二邏輯輸出設計。

在火箭出廠測試時，有4種途徑可以獲得飛行時串測試數(shù)據(jù)，如圖1所示。第一種是通過箭機發(fā)給綜控器的總線數(shù)據(jù)，遙測系統(tǒng)監(jiān)聽總線上的時串指令獲得；第二種是通過電阻盒上連接地面時串電纜，地面CPCI組合對輸出電壓采樣獲得；第三種是通過遙測系統(tǒng)對電阻盒輸入端的模擬電壓進行采樣，經遙測編碼傳輸至地面數(shù)據(jù)處理設備獲得；第四種是通過綜控器對輸出的模擬電壓信號進行回采并通過總線發(fā)送給箭機，遙測系統(tǒng)監(jiān)聽總線數(shù)據(jù)獲得回采的時串指令。

其中第一種和第四種途徑獲得的飛行時串指令在箭機與綜控器之間傳輸，沒有貫穿輸出全鏈路，一般作為發(fā)生故障時輔助判讀排故使用。因此，在火箭出廠測試時主要對地測時串和遙測時串進行判讀，在飛行任務時對遙測時串進行判讀。

2 飛行時串判讀方法

由以上飛行時串輸出原理分析可知，飛行時串以箭機計算的Tks(或者基礎級箭機計算的Tk)為基準，經過指定的時間延時后發(fā)出。因此飛行時串測試數(shù)據(jù)的判讀方法為：首先將遙測或地測途徑獲得的飛行時串絕對時間減去距離當前時刻最近的Tks時間，得到飛行時串的浮動時間，然后將飛行時串浮動時間減去理論浮動時間得到浮動時間偏差，以此浮動時間偏差作為飛行時串的測試誤差，飛行時串判讀表如表1所示。

表1 飛行時串判讀表

假設表中飛行時串序列號為j，距離其最近的計算機關機時間為Tksi，則第j個飛行時串對應的測試誤差計算公式為：

Dj=Bj-Tksi-Aj

(1)

其中：Dj為第j個時串的浮動時間偏差，Bj為第j個飛

行時串的飛行時間，Aj為第j個飛行時串的理論時間。

3 控制系統(tǒng)地面測試誤差分析

3.1 飛行控制軟件周期延時

火箭控制系統(tǒng)飛行軟件以一定的控制周期完成慣組數(shù)據(jù)解析、制導姿控計算、飛行時串指令輸出等功能，飛行時控制周期中斷服務程序主流程如圖2所示。

圖2 飛行軟件周期內中斷服務主流程圖

在一個軟件周期內，飛行軟件首先完成飛行時串指令的輸出，然后再完成制導、姿控的計算，即在一個控制周期內需要完成當前周期飛行時串指令的輸出，以及制導解算輸出下一周期的Tks時間。假定火箭的控制周期為20 ms，若飛行時串恰好在Tks時刻輸出，則會產生一個控制周期20 ms的延時。

3.2 總線傳輸延時

火箭控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)總線一般采用高可靠、雙冗余的1553B數(shù)據(jù)總線，總線傳輸介質為雙絞雙屏蔽線纜，總線的兩端設置匹配電阻，確?？偩€安全可靠[20]?？偩€拓撲結構如圖3所示。

圖3 控制系統(tǒng)1553B總線拓撲示意圖

主干總線與分支總線采用變壓器耦合方式，確保主干總線的可靠性。為避免總線在異常條件下引起通訊阻塞，總線負載率設計為不大于30%，總線負載率較低，有足夠的裕度。1553B總線消息最小間隔時間2～4 μs，遠程終端響應有效指令字的響應時間4～12 μs，并且在總線協(xié)議中設置RT無響應超時時間(一般20 μs左右)，因此時串指令在1553B總線中傳輸延時最大在幾十微秒左右，在時串誤差判讀時可以忽略。

3.3 固態(tài)繼電器傳輸延時

綜控器一般由電源板、主機板、固態(tài)繼電器輸出板及底板組成，如圖4所示。采用三冗余設計，內嵌相互獨立的三套總線RT接口和主CPU控制電路，信號輸出采用三取二表決輸出方案。綜合控制器設計自檢測功能，可對本機二次電源和輸出時串進行測量，并將結果送到1553B總線上。信號三取二表決輸出電路通過有3個CPU控制的5只四封裝固體繼電器串并聯(lián)完成。固態(tài)繼電器為四路常開直流輸出固體繼電器，固體繼電器的常值輸出電流為7 A，在過載情況下(小于100 ms)時能保證最大輸出電流50 A，響應時間為60～3 000 μs。因此，考慮輸出線路上容性負載和感性負載的影響，在時串判讀時固態(tài)繼電器電路傳輸延時應不大于10 ms。

圖4 固態(tài)繼電器輸出電路示意圖

3.4 地面CPCI采樣延時

地面CPCI組合通過時串電纜接收電阻盒輸出的模擬電壓信號，通過采樣電路進行采樣轉換為數(shù)字量，如圖5所示，時串信號首先經過光耦隔離接口電路進入CPCI組合內采樣。在接口電路中，所采用的光耦隔離器傳輸延時最大為5 μs，在飛行時串測試誤差判讀時可以忽略。地面CPCI組合內部采用中斷處理對飛行時串信號即時采樣，中斷響應和數(shù)據(jù)處理產生的誤差延遲在幾十微秒左右，因此在飛行時串判讀時此部分誤差可忽略。

圖5 地面CPCI飛行時串信號采集接口電路圖

4 遙測系統(tǒng)測試誤差分析

4.1 采樣誤差分析

遙測系統(tǒng)通過數(shù)字量變換器采用位控方式完成飛行時串的測量，數(shù)字量變換器采用光電耦合器隔離后進行指令狀態(tài)的傳輸，遙測指令接口根據(jù)選用的光耦選擇合適的接口電阻，接口加保護或消弧的反向二極管，并加適當?shù)目垢蓴_電容，接口電路如圖6所示，其中飛行時串帶電指令信號幅度28 V±3 V。

圖6 飛行時串遙測采樣接口電路示意圖

在接口電路中，所用的光耦隔離器傳輸延時最大為5 μs，在飛行時串測試誤差判讀時可以忽略。因此，在數(shù)字量變換器對飛行時串測量過程中，主要測試誤差來源于對時串指令的采樣頻率。假定火箭遙測系統(tǒng)采樣頻率40 Hz，則在采樣頻率40 Hz的作用下飛行時串采樣誤差最大為25 ms，如圖7所示，即飛行時串指令剛好在采樣脈沖上升沿之后發(fā)出。根據(jù)飛行時串指令輸出的時刻不同，遙測采樣誤差一般在0～25 ms之間。

圖7 遙測時串最大誤差采集示意圖

4.2 編碼傳輸誤差分析

數(shù)字量變換器將采集完的指令信號送中心程序器，利用碼同步變換輸出的路同步信號編程產生尋址各個波道的地址信號，每個路同步對應8位指令狀態(tài)信息，按照規(guī)定的波道順序依次傳出，經中心程序器幀格式編碼后傳輸至地面，中心程序器送數(shù)字量變換器幀同步信號和移位脈沖信號對時串指令和其他數(shù)字量指令進行編碼傳輸，幀同步、移位脈沖和PCM數(shù)據(jù)傳輸時序關系如圖8所示。

圖8 數(shù)字量變換器與中心程序器接口時序圖

數(shù)字量變換器利用移位脈沖上升沿送數(shù)，中心程序器利用移位脈沖的上升沿讀取數(shù)據(jù)。數(shù)字量變換器發(fā)送完本字節(jié)之后，自動將下一字節(jié)的D7位送到數(shù)據(jù)線上。假定移位脈沖信號波特率為81.92 kHz，由此可得移位脈沖信號對一個波道(8位)采樣帶來的傳輸延時如公式(2)所示:

(2)

假定全幀中共包括64組碼同步信號，波道間隔由中心程序器對數(shù)字量端口的選中時間編排決定，64組移位脈沖按照對應的編排順序分別對相應的波道采樣，64路數(shù)字量信號波道編排如表2所示，其中第56路波道T55代表飛行時串指令所在的波道。

表2 數(shù)字量信號波道編排表

中心程序器同時再將64路數(shù)字量信號作為一個副幀(代號C41)，按照表3所示編排在由48個副幀組成的主幀中。

表3 中心程序器全幀編排表

因此，假如一個飛行時串指令在數(shù)字量信號波道對應的T55波道中，由遙測系統(tǒng)的幀同步頻率40 Hz可知飛行時串指令在全幀編碼傳輸過程中最大延時為25 ms，根據(jù)飛行時串指令在幀格式中編排位置和傳輸順序的不同，遙測編碼傳輸誤差一般在0～25 ms之間。

4.3 誤碼傳輸誤差分析

在飛行任務中，由于天地傳輸無線鏈路不可避免受到各種干擾因素的影響，會出現(xiàn)或多或少的誤碼率，如果恰好

注1：C41表示數(shù)字量變換器傳輸?shù)?個副幀波道。

注2：ZXD、S100、D65、D61-64、D66等代號表示W(wǎng)i副幀波道對應的采樣數(shù)據(jù)。

在時串發(fā)生時刻出現(xiàn)誤碼則會導致時序判讀存在漏判，或者由于誤碼引起的丟幀造成飛行時串的缺失或延遲，從而帶來飛行時串的判讀誤差，如圖9所示。此誤差量級需根據(jù)誤碼率的大小及誤碼發(fā)生的時刻決定。

圖9 誤碼率傳輸誤差發(fā)生示意圖

隨著數(shù)據(jù)處理技術的發(fā)展和改進，提出了很多消除誤碼率影響的時序判讀方法[15]，而且在火箭飛行時序動作比較密集的時段測控條件一般較好，因此在飛行任務中的飛行時串測試數(shù)據(jù)判讀時，需根據(jù)測控站對遙測數(shù)據(jù)的誤碼評估情況，根據(jù)具體任務測控數(shù)據(jù)處理結果考慮誤碼率延時的影響。

4.4 起飛信號接收誤差分析

控制系統(tǒng)接收基礎級發(fā)出的起飛信號，并通過光耦隔離接口轉發(fā)給測量系統(tǒng)。由于光耦延時很小(幾微秒)兩者接收誤差可以忽略。但是遙測系統(tǒng)事后地面數(shù)據(jù)處理時需找出起飛(QF)信號，然后通過時碼模塊以QF信號為零點基準打時標，如圖10所示。所以測量系統(tǒng)時碼器打時標的參考QF信號相對控制系統(tǒng)實際使用的QF信號是有延時的。由以上4.1、4.2節(jié)分析可知，由于采集頻率和編碼傳輸帶來的最大延時為50 ms，由此給飛行時串判讀帶來的誤差范圍為-50～0 ms。

圖10 遙測數(shù)據(jù)地面打時標處理過程示意圖

4.5 時統(tǒng)誤差分析

火箭飛行過程中，需要地面多個測控站以及測控船的接力保障測控覆蓋性，如果測控站之間地面時統(tǒng)存在誤差，則各個測控站對分段接收的數(shù)據(jù)合成處理后會產生誤差。一般在執(zhí)行飛行任務前航區(qū)測控站均會進行測控演練，各測控站之間完成時間同步，因此，此誤差大小受地面測控站時間同步誤差和各測控站之間時鐘漂移誤差大小的影響，需視具體任務情況分析。

5 飛行時串實測數(shù)據(jù)分析

本文以某型號運載火箭一次飛行任務及出廠測試的數(shù)據(jù)為例(如圖11、圖12所示)，進行飛行時串誤差分析，其中箭上遙測采集頻率為40 Hz，遙測傳輸碼速率1 Mb/s，控制系統(tǒng)軟件周期20 ms，tk2，tk3為運載火箭基礎級計算機關機時間，tkS1，tkS2，tkS3，tkS4，tkS5，tkS6為運載火箭上面級計算機關機時間。

圖11 運載火箭某次任務地測誤差

圖12 運載火箭某次任務遙測誤差

由以上測試數(shù)據(jù)分析可以得出：

1)飛行時串的地測數(shù)據(jù)誤差比較穩(wěn)定，只有在Tks時刻發(fā)出的飛行時串誤差較大(大于20 ms)，原因為Tks時刻的飛行時串滯后一個控制周期20 ms的影響，而Tks之后的時串誤差均在10 ms以內。其中Tks1時刻之前的測試數(shù)據(jù)出現(xiàn)負偏差的情況，是由于在地面測試時采用地面計算機模擬基礎級火箭發(fā)出起飛、計算機關機(Tk)信號，箭上接收到的起飛、Tk和地面發(fā)出的信號存在基準偏差導致。

2)飛行時串的遙測數(shù)據(jù)誤差具有一定的隨機性，但每一個Tks后面的時串測試誤差比較穩(wěn)定，且在50 ms以內，說明在測試誤差的影響因素中遙測系統(tǒng)采樣誤差和編碼傳輸誤差占主要影響。

3)由于遙測系統(tǒng)與箭上控制系統(tǒng)起飛零點的誤差導致飛行時串輸出誤差存在負偏差的情況。與每一個Tks基準之后遙測采集引起的延時偏差累計，造成有的Tks之后飛行時串輸出負偏差，有的輸出正偏差。

4)飛行任務中的時串偏差較地面出廠測試時的誤差較大，原因為飛行任務時會存在誤碼率、測控站之間地面時統(tǒng)誤差的影響。因此，在制定飛行時串測試誤差判據(jù)時應考慮誤碼率、地面站時統(tǒng)誤差等不可控因素的影響。

6 結束語

本文分析了火箭飛行時串輸出原理，根據(jù)地測判讀和遙測判讀兩種途徑獲得的測試數(shù)據(jù)進行誤差來源分解，最終得出控制系統(tǒng)軟件周期、固態(tài)繼電器輸出延時誤差、遙測采樣編碼誤差和起飛信號接收誤差為飛行時串判讀的主要誤差來源。通過此誤差分析得出為減少飛行時串的測試誤差，可有以下幾種途徑：

1)提高遙測系統(tǒng)采樣頻率和傳輸碼速率，減小遙測采集傳輸誤差。

2)提高控制系統(tǒng)軟件工作頻率，減小飛行控制軟件周期誤差。

3)在飛行時序設計時，盡量避開Tks時刻輸出飛行時串。

4)飛行任務盡量保障良好的測控條件，提高無線鏈路裕量，減小傳輸誤碼率，有利于減小時串判讀誤差。