孫 建,呂天慧,朱 紅,陳燦輝,武 杰

(中國運載火箭技術研究院 研發(fā)中心，北京 100076)

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適用于掛飛投放試驗的高可靠分離檢測系統(tǒng)設計

孫 建,呂天慧,朱 紅,陳燦輝,武 杰

(中國運載火箭技術研究院 研發(fā)中心，北京 100076)

掛飛投放試驗在新型型號的研制過程中作為考核性試驗項目應用得逐步廣泛，分離檢測作為掛飛試驗的關鍵步驟，直接關系試驗成敗，因此對于分離系統(tǒng)提出了高可靠的要求，針對分離機構、拓撲邏輯設計及信號檢測設備等方面開展了詳細的設計，采取了雙冗余等多種設計措施提升全系統(tǒng)的可靠性，設計結果可以吸收三度故障及部分四度故障，通過多次試驗考核，表明該系統(tǒng)設計具有良好的可靠性。

掛飛投放;分離檢測;冗余

0 引言

隨著飛行器的發(fā)展，各種氣動布局的飛行器、新概念飛行器不斷涌現，為了驗證飛行器的各項性能，需要采取載機掛載飛行器的投放飛行試驗，國外各類飛行器比如X-51A、X-37B也開展過類似的飛行試驗[1]。掛飛試驗中，分離狀態(tài)信號的檢測十分關鍵，并且持續(xù)時間非常短暫[2]，當飛行器檢測到分離信號后才開始自主控制，如果飛行器與載機已經分離，但未收到分離信號，則飛行器不啟動自主控制，導致試驗失敗，因此試驗對分離檢測系統(tǒng)的可靠性要求非常高。本文主要針對掛飛試驗設計了一種簡單、高可靠的分離檢測系統(tǒng)。

1 系統(tǒng)組成

1.1 系統(tǒng)架構

掛飛試驗是指由載機運輸掛載飛行器到指定空域時，載機控制系統(tǒng)發(fā)出分離指令實現與掛載飛行器分離，分離開關平時處于壓緊狀態(tài)，分離后開關由閉合轉為斷開，另外載機控制系統(tǒng)與掛載飛行器的檢測系統(tǒng)通過分離連接器通信，在分離連接器內設置了跨接線，分離時由于機械力的作用將跨接線拉斷，正常情況下飛行器的檢測系統(tǒng)同時采集到分離開關與分離開關的跨接線分離信號。傳統(tǒng)的分離機構一般由機構系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)或者火工品構成，系統(tǒng)結構復雜，可靠性較低[3-5]。本分離檢測系統(tǒng)由分離開關、分離連接器及檢測設備構成，系統(tǒng)組成如圖1。分離檢測系統(tǒng)接收到分離信號后，通過1553B通信接口傳輸給飛行器控制系統(tǒng)，此后飛行器轉入自主控制模式。

圖1 系統(tǒng)架構圖

1.2 硬件設計

1.2.1 機械部分

該檢測系統(tǒng)的機械部分為壓緊開關，由于飛行器表面不是光滑的平面，因此設計的壓緊釋放裝置需要能夠很好地適應飛行器曲面外形尺寸，該開關平時受到外力作用處于壓緊狀態(tài)，當外力消失時，開關可以瞬間釋放，則檢測系統(tǒng)可以檢測到分離信號，為了防止壓緊開關在蒙皮上凸起過高，因此在設計時需要預先考慮開關的行程，并可靠緊固安裝，壓緊開關結構設計及在艙壁上的布局如圖2所示。

圖2 壓緊開關外形及安裝示意圖

1.2.2 電氣部分

受到安裝空間的限制，要求檢測系統(tǒng)質量、體積應盡可能小，并且能夠滿足系統(tǒng)實時性、高可靠性的要求，因此對電氣部分設計采取了模塊化、集成化設計思路，并對通訊模塊、采集模塊等關鍵部分采取了雙冗余設計，其中處理單元選用TI公司的SMJ320C6701算法處理專用芯片，該芯片實時性能高，運算處理能力強，可以滿足實時邏輯判決。采集系統(tǒng)的電氣部分由處理單元及外圍電路、通訊接口模塊、采集模塊等部分構成。

1.2.3 處理單元

DSP處理器模塊為檢測系統(tǒng)核心，外圍模塊包括時鐘模塊、上電復位模塊、調試接口模塊、電平轉換模塊及AD采集模塊等，外圍模塊用于配置DSP正常工作，原理框圖如圖3所示。

圖3 DSP處理電路框圖

時鐘電路由獨立的晶振構成，根據任務需求和處理速度，頻率選擇20 MHz，晶振輸出信號和DSP之間串聯電阻，防止振鈴的產生。具體時鐘電路見圖4。

圖4 DSP時鐘電路原理圖

DSP上電復位電路由電阻和鉭電容組成，輸出波形經過施密特觸發(fā)器進行整形后輸入給DSP，復位信號為高電平復位，復位期間初始化所有變量值，復位完成后DSP正常工作。電路如圖5所示。

圖5 DSP上電復位電路原理圖

由于DSP的供電需要3.3 V和1.8 V，因此需要對內部的二次電源進行轉換，轉換芯片采用MSK5232-1.8TD和MSK5232-3.3TD，具體電路圖如圖6所示。

圖6 供電電路原理圖

DSP要求可以單板和整機都具備調試功能，因此將JTAG調試信號通過接插件引出到設備外，為保證信號的驅動能力，通過54HC244增加信號驅動能力來實現，具體見圖7。

圖7 調試電路原理圖

1.2.4 1553B總線接口模塊設計

由于掛載飛行器控制系統(tǒng)的通用數字接口均采用1553B接口，因此采集系統(tǒng)內設計了總線模塊，實現與飛行器的控制系統(tǒng)進行通信，1553B總線為A/B雙通道，在A總線出現故障時可以自動切換到B總線，提升信號傳輸鏈路的可靠性。

圖8 1553B接口模塊框圖

1.2.5 采集模塊

采集模塊用于采集壓緊開關及短跨線的分離信號，掛飛過程中采集模塊實時采集分離狀態(tài)，正常分離過程時，采集模塊采集到四路壓緊開關及兩路短跨線信號，若只采集到其中某路信號，則通過DSP內部邏輯算法進行控制判別，接口設計如圖9所示。

圖9 位置傳感器接口示意圖

1.3 邏輯設計

為了確保分離可以可靠采集，在信號通路上設計了多條通道，確保信號從產生、傳輸到判決傳輸鏈路均沒有單點，信號傳輸流程如圖10所示。

圖10 信息流圖

A路通道作為主份通道，采用4個壓緊開關串并聯相聯，通路中任意一個開關出現故障時，不影響正常輸出，只有當T1/T2或者T3/T4同時故障時才會出現鏈路故障，即一度故障及部分二度故障安全，只有特定二度故障會出現故障；B路通道作為備份通道，采取兩路跨接線為信號觸發(fā)端，其中任意一路故障時不影響正常輸出，可以吸收一度故障。

對整個檢測系統(tǒng)而言，可以吸收多種故障模式[6]，一度故障模式，即T1/T2/T3/T4或者S1/S2任意一點故障時，不影響系統(tǒng)正常工作；二度故障模式時，梳理結果如表1。從表中可以看出任意二度故障時系統(tǒng)都可以正常工作。

表1 二度故障模式下系統(tǒng)工作情況

三度故障模式共有20種，在任意三度故障模式下檢測系統(tǒng)仍然可以正常工作；四度故障模式共有10種，只有T1、T2、S1、S2同時故障與T3、T4、S1、S2同時故障兩種模式下檢測系統(tǒng)工作異常，其余四度故障模式均不影響檢測系統(tǒng)的正常工作。考慮從工程實際應用角度來說，一般只考慮兩度故障，對于本系統(tǒng)來說，已經實現了三度故障正常工作，四度故障部分情況仍然正常，因此整個系統(tǒng)具有良好的可靠性。

2 試驗流程及結果分析

檢測系統(tǒng)試驗分為地面模擬試驗及真實掛飛試驗兩部分。在地面模擬試驗時，設計了壓緊開關測試臺，試驗流程如下：

1)將壓緊開關壓緊，并在分離接插件上連接短跨線；

2)連接好測試電纜，測試設備上電；

3)試驗指揮發(fā)出“分離”指令，操作測試臺上操作手柄釋放壓緊開關，并拉下鋼索分離接插件；

4)實時分析監(jiān)測數據，試驗結束斷電。

在試驗過程中，為了驗證檢測系統(tǒng)的故障容錯能力，開展了故障模擬試驗，模擬了可能出現的一度故障、兩度故障及三度故障，試驗結果與預期分析一致，試驗結果統(tǒng)計見表2。

表2 地面模擬試驗結果統(tǒng)計

真實掛飛試驗為載機掛載飛行器進行的分離試驗狀態(tài)，對檢測系統(tǒng)而言，工作流程與地面模擬試驗流程一致，只是壓緊開關的釋放及短跨線為真實狀態(tài)，真實掛飛試驗共進行了11次，每次試驗檢測系統(tǒng)均可靠采集到分離狀態(tài)，未出現任何異常狀態(tài)，證明了設計方案的可靠性。

3 結論

本文設計了一種簡易可靠的檢測系統(tǒng)，系統(tǒng)由分離開關等機械結構及雙冗余檢測設備等構成，通過分析表明該系統(tǒng)可以吸收三度故障以及部分四度故障，解決了掛飛試驗對分離信號高可靠檢測的問題，試驗結果表明此設計方案具有良好的工程可應用性，對其他有掛飛需求的試驗型號具有借鑒意義。

[1] Rondeau, Christopher M, Jorris, Timothy R.X-51A Scramjet demonstrator program: waverider ground and flight test[A]．Air Force Flight Test Center Edwards AFB CA Test Wing (412TH) Operations Group (412TH)/Flight Test Squadron (413TH)[C]. 2013.

[2] 何 晶.投放試驗的控制及數據獲取軟件研究[J]. 測控技術，2005(24):49-52.

[3] 劉志全. 載人飛船某連接分離機構的可靠性驗證試驗方法[J]. 中國空間科學技術，2011(1)：59-61.

[4] 秦遠田. 電分離連接器對小衛(wèi)星星箭分離干擾分析[J]．航天器環(huán)境工程， 2012(6):292-297.

[5] 朱維亮，張文峰. 一種新型導彈級間分離機構研究[J]. 航天返回與遙感，2005(03):53-57.

[6] 盧昆祥. 電子設備系統(tǒng)可靠性設計與試驗技術指南[M]. 天津：天津大學出版社，2011.

Applicable to Captive Flight Test Launch of Highly Reliable Separation and Detection System Design

Sun Jian，Lü Tianhui，Zhu Hong，Chen Canhui，Wu Jie

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

flight test launch of new models in the development process as a step by step evaluation of the pilot project is widely applied, separation and detection as a key step of flight test , directly related to the success of the test, so the separation system proposed high reliability requirements, paper focuses on separation institutional, topology logic design and signal detection equipment to carry out detailed design, has taken a variety of measures designed to enhance the reliability of the whole dual redundancy system, design results can absorb three times the fault and some four degrees fault, through multiple assessment test, indicating that the system is designed with good reliability.

flight test;separation and detection; redundancy

2015-12-01；

2016-01-06。

孫 建(1984-)，男，四川資陽人，碩士研究生，工程師，主要從事飛行器電氣系統(tǒng)總體設計方向的研究。

1671-4598(2016)06-0308-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.06.084

TP181

A