陳燦輝，徐海運，武 杰，王 騫，李 昊

(中國運載火箭技術研究院 研發(fā)中心, 北京 100076)

歐洲過渡性試驗飛行器(IXV)電氣總體架構設計

陳燦輝，徐海運，武 杰，王 騫，李 昊

(中國運載火箭技術研究院 研發(fā)中心, 北京 100076)

為飛行器設計一個合適可靠的電氣系統(tǒng)是飛行器總體設計中的一項重要工作;IXV是一款歐洲重復使用運載器技術驗證平臺，并在2015年2月11日成功進行了飛行演示驗證；在電氣設計上，為降低成本并滿足研制進度要求，IXV最大限度使用貨架產(chǎn)品和經(jīng)過飛行試驗驗證的產(chǎn)品進行系統(tǒng)設計，減少研發(fā)工作量;針對項目任務特點，甚少采用冗余特別是設備級冗余進行系統(tǒng)設計，只是在關鍵的供電電源和器上數(shù)據(jù)存儲設備上進行了冗余設計；打破傳統(tǒng)系統(tǒng)劃分，設計統(tǒng)一的數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，集導航、控制、數(shù)據(jù)采集和處理為一體；整個電氣系統(tǒng)以1553B總線、串口及以太網(wǎng)為基礎進行接口設計，用以支持整個系統(tǒng)的數(shù)據(jù)交互并簡化器地接口；IXV通過飛行試驗驗證了這些設計思路和方法的正確性與合理性。

IXV；航電；電氣系統(tǒng)；架構

0 引言

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

2015年2月11日，歐洲過渡性試驗飛行器(IXV)首次飛行試驗取得圓滿成功[1]。此次飛行試驗是新世紀以來繼美國成功完成X-37B的三次軌道飛行試驗之后，其他國家或聯(lián)盟首次進行針對升力體式軌道再入返回關鍵技術開展的飛行演示驗證試驗，全世界對此次試驗格外關注。IXV作為歐空局未來運載器準備計劃(future launchers preparatory program, FLPP)的一個技術驗證平臺，是歐洲探索可重復使用技術的關鍵一環(huán)，也是歐洲發(fā)展可重復使用空天飛行器的一次成功驗證，使歐洲走出了一條獨特的可重復使用發(fā)展道路。IXV飛行試驗成功驗證了歐洲軌道再入領域的最先進技術，具有里程碑式的意義，對歐洲重復使用天地往返空天飛行器研制具有深遠影響。IXV飛行器研制的成功，其研制方法和技術對重復使用天地往返飛行器的研制具有一定的借鑒性。本文針對IXV航電總體架構設計情況，對IXV研制過程中的先進技術方案和設計方法進行剖析，供相關工程設計人員參考。

1 IXV電氣系統(tǒng)功能與架構

1.1 系統(tǒng)功能設計

電氣系統(tǒng)是飛行器上所有電氣設備的統(tǒng)稱，是實現(xiàn)對全飛行器進行供配電控制、監(jiān)測飛行器在研制和飛行試驗各階段各種性能、實現(xiàn)對飛行器進行各種控制(如遙控、程控等)的重要系統(tǒng)，對飛行器的各種控制均要通過電氣設備才能最終得以實施。它是實現(xiàn)和完成對飛行器進行導航、制導、控制、遙測、遙控、供電、配電、信息傳遞和系統(tǒng)監(jiān)測等任務的龐大而復雜的系統(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，它并不像結構、動力等系統(tǒng)一樣是一個單獨的系統(tǒng)，而是由多個分系統(tǒng)和設備組成，是飛行器整個電氣設備的統(tǒng)稱。該系統(tǒng)既可以實時監(jiān)測飛行器飛行狀態(tài)、在控制指令的作用下實現(xiàn)對飛行器進行控制，又可以在飛行器出現(xiàn)重大或致命故障需要自毀時實現(xiàn)自毀，還可以在飛行失敗后，根據(jù)遙測得到的測量參數(shù)對飛行結果進行事后判讀，分析失敗原因，找出故障癥結。

IXV是一種過渡性試驗型再入飛行器，是歐空局構想的一個技術平臺，是一種大氣再入演示器，利用此平臺向前跨越，從成功的大氣再入演示器(ARD)設計邁向演示再入能力的實施[2-3]。IXV項目的主要目標是[2-3]：設計、研制、飛行驗證一個自主的升力體布局，由氣動控制的再入飛行器，并在系統(tǒng)級層面上完成主要技術的一體化。在這些關鍵技術中，重點包括用于研究氣動熱力學現(xiàn)象的先進的測量技術，不同的熱防護與熱結構技術，先進的制導、導航和由姿控發(fā)動機與氣動面聯(lián)合執(zhí)行的飛行控制技術。通過飛行試驗，驗證低地球軌道飛行、再入段和下賤濺落段飛行所經(jīng)歷的力、熱環(huán)境，以及考核制導導航、控制、航電和遙測等關鍵的再入技術。

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

1)實現(xiàn)對全飛行器的供配電；

2)發(fā)射前，對全飛行器狀態(tài)、接口、時序等進行測量、檢查；

3)飛行中，測量、記錄、發(fā)送飛行器飛行中的性能參數(shù)；

4)監(jiān)測飛行器各分系統(tǒng)工作狀態(tài)；

5)根據(jù)控制指令，實現(xiàn)對飛行器的導航、制導與控制。

1.2 系統(tǒng)架構設計

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

圖1 IXV電氣系統(tǒng)架構

2 IXV電氣系統(tǒng)思路分析

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

1)電氣總體設計與整個項目總的設計理念和思路密切相關，需要從整個項目的研制角度和需要出發(fā)開展電氣總體設計，并貫穿于各分系統(tǒng)研制中。在IXV研制上，在進行電氣系統(tǒng)設計時，根據(jù)項目研制周期、經(jīng)費及任務需要，確立了基本設計原則，即在滿足系統(tǒng)功能、性能的前提下，結構簡單，并在此基礎上完成了電氣總體架構設計，確立了基本設計框架。在電氣各分系統(tǒng)研制中，也貫徹了該研制思路。例如，在設計上，基本采用串行設計思路，甚少采用冗余特別是設備級冗余進行系統(tǒng)設計，只是在關鍵的供電電源和器上數(shù)據(jù)存儲設備(IXV為技術驗證飛行器，收集各項數(shù)據(jù)是其主要任務使命之一)設計上配置了雙冗余設備。這就是說，在飛行器項目研制過程中，必須從項目頂層需要出發(fā)開展電氣總體設計，并以此指導、牽引分系統(tǒng)開展系統(tǒng)研制，不要見到單點就害怕，為了冗余而冗余，而要結合項目特點和任務開展分析和設計。

2)電氣系統(tǒng)設計集成化、一體化。在IXV電氣分系統(tǒng)配置上，除了專業(yè)性較強或較為特殊的電源、射頻天線、測量傳感器等配置了相應的電源系統(tǒng)、遙測跟蹤系統(tǒng)、測量系統(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)一設計為數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，集導航、控制、數(shù)據(jù)采集和處理為一體，采用高可靠計算機技術進行集成化設計，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)一設計，充分發(fā)揮專業(yè)特長。IXV遙測跟蹤系統(tǒng)其實就是由全飛行器所有天線、發(fā)射機等射頻部分組成的一個系統(tǒng)。雖然從信息關系上來看，組成該系統(tǒng)的三部分相互之間并沒有接口關系，但IXV還是將他們歸為一個系統(tǒng)，這樣，就能充分發(fā)揮射頻研制部門技術優(yōu)勢，確保各部分間的相容性。另外，IXV要實現(xiàn)高速再入飛行，飛行器表面有一層較厚的熱防護層，在射頻天線研制時，需要綜合開展相應設計，將所有射頻天線歸為一個系統(tǒng)，可以實現(xiàn)技術、試驗等方面的共用，降低研制成本，縮短研制周期。

4)采用以太網(wǎng)實現(xiàn)飛行器與地面進行通信。IXV設計時，統(tǒng)一配置了電氣地面支持設備(EGSE)，用于飛行器各階段的測試。EGSE與飛行器的接口設計上，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)測接口、器載計算機通信串口和測量參數(shù)LVDS接口外，還采用以太網(wǎng)實現(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 總體設計

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

為了確保整個系統(tǒng)的可靠性，在結構簡單的原則下，IXV從系統(tǒng)層面出發(fā)，設計了局部冗余(如電池)和功能冗余(如部分試驗數(shù)據(jù)既存儲在大容量存儲器中，同時也通過遙測下傳)[2]。

在進行航電總體設計時，IXV從任務目的出發(fā)，將整個電氣系統(tǒng)分為兩層，即功能層和試驗層，并針對各自特點開展設計。

功能層負責GNC任務，記錄功能層遙測(包括GNC遙測、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。功能層以1553B總線為基礎，由器載計算機(OBC)、IMU、GPS接收機、數(shù)據(jù)采集裝置(DAU)以及24 Gbyte的飛行記錄儀等組成[3]。

試驗層負責飛行試驗數(shù)據(jù)(IFE)的管理。該層以簡單高效為設計原則，基于有限狀態(tài)機制通過傳感器進行數(shù)據(jù)的采集。測量傳感器類型包括壓力、溫度、應變、位移、加速度以及紅外攝像機。與功能層類似，試驗層也采用先存儲然后通過事后回放的方式來應對測控覆蓋區(qū)域外飛行?？紤]到IXV為試驗型飛行器，進行試驗數(shù)據(jù)采集是其主要目的之一，因此，它采用雙冗余試驗記錄儀對器上數(shù)據(jù)流進行存儲[3]。

飛行器配置有信標鏈，由2個冗余的信標和一個獨立的電源組成，可在主系統(tǒng)失效時確保信標的功能，確保方便的進行飛行器的搜尋。

在系統(tǒng)組成上，IXV航電系統(tǒng)主要設計了數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)(DHS)、電源分系統(tǒng)(EPS)、遙測跟蹤分系統(tǒng)(RTC)、測量分系統(tǒng)。為了實現(xiàn)對飛行器的測試，地面配置了電氣地面支持設備(EGSE)。

3.2 電源分系統(tǒng)設計

IXV飛行器全程采用蓄電池組進行供電，全器采用統(tǒng)一供配電體制。針對不同的用電需求，飛行器上設置了多臺蓄電池組，2臺28 V蓄電池組為器上電氣設備供電，2臺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)還設置了1臺配電器，電源母線電壓為28 V，為了保證供電的高可靠性，設計中，借鑒了其他航天項目(如GAIA、Sentinel-1或ATV)的研制經(jīng)驗[2-3]。為了實現(xiàn)蓄電池組的開關控制以及系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)測(包括約束狀態(tài)監(jiān)測和總線電壓監(jiān)測等)，在電源分系統(tǒng)與EGSE間設置了相應接口。

考慮到地面測試及檢測的便利性，IXV在進行火工品電路設計時，在飛行器表面便于操作的地方設計了功能復用的表面電連接器。一方面，在飛行過程中，通過這些電連接器實現(xiàn)各火工品、電爆閥等與火工品控制電路相連，用于對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行火工品的短路保護和回路的測試。第三，在地面測試時，還可通過這些電連接器連接火工品等效器等裝置，完成全器測試。

3.3 遙測跟蹤分系統(tǒng)設計

遙測跟蹤系統(tǒng)用于實現(xiàn)飛行器測量參數(shù)的下傳，遙測下行速率為1 Mbps，同時，還實現(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、功分器以及發(fā)射天線，它通過RS422與器載計算機(OBC)相連；

2)飛行器試驗測量參數(shù)傳輸模塊，由發(fā)射機、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接收機相連。

遙測跟蹤系統(tǒng)結構組成及對外接口關系如圖2所示。

圖2 遙測跟蹤系統(tǒng)結構組成

從IXV整個電氣系統(tǒng)設計來看，雖然從信息關系上來看，這三部分相互之間并沒有接口關系，但在系統(tǒng)劃分，不管是遙測天線還是GPS接收天線，器上所有天線均劃歸遙測跟蹤分系統(tǒng)，由該系統(tǒng)統(tǒng)一配置與設計，充分發(fā)揮射頻研制部門技術優(yōu)勢。

3.4 數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)設計

數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)是整個飛行器的控制核心和數(shù)據(jù)采集中心，實現(xiàn)對飛行器的控制和試驗數(shù)據(jù)的采集和處理。該系統(tǒng)以器載計算機(OBC)為核心，并配有飛行參數(shù)記錄儀和試驗數(shù)據(jù)記錄儀，用于存儲飛行器測量和試驗數(shù)據(jù)。該分系統(tǒng)還包括GPS接收機、IMU、數(shù)據(jù)處理單元(DHU)、數(shù)據(jù)采集裝置(DAU)、飛行記錄儀、試驗記錄儀等設備。

數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)負責對功能層遙測和試驗層數(shù)據(jù)的采集、存儲、記錄和傳輸(含實時傳輸和延時發(fā)送)。通過下行鏈路將收集到的飛行器功能層和試驗層數(shù)據(jù)傳回地面。試驗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)與遙測跟蹤分系統(tǒng)間采用RS422進行遙測參數(shù)傳輸，遙測跟蹤分系統(tǒng)采用兩套相互獨立的數(shù)據(jù)鏈分別傳輸功能層和試驗層遙測參數(shù)。

需要特別說明的是，IXV在系統(tǒng)配置上，并沒有在硬件上設置單獨的GNC分系統(tǒng)，其主要設備如器載計算機、導航敏感器歸屬于數(shù)據(jù)處理分系統(tǒng)，而GPS天線及低噪放劃歸于遙測跟蹤系統(tǒng)，作動器(舵機)及機電作動器控制裝置歸屬于襟翼控制系統(tǒng)。圖3給出了GNC相關的硬件(敏感器、作動器與器載計算機等)及主要接口關系[2-3]。

圖3 GNC相關硬件和接口關系圖

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

3.5 測量分系統(tǒng)設計

IXV飛行測量(IFM)計劃的主要作用就是按照飛行試驗(IFE)計劃描述和規(guī)定的各種科研目標和要求進行測量[5]。IXV是一種過渡性試驗飛行器，獲取飛行中的各項試驗數(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量飛行器各性能參數(shù)，IXV測量分系統(tǒng)即是由各類傳感器所組成的系統(tǒng)。

IXV測量分系統(tǒng)主要是指各類傳感器，包括常規(guī)傳感器(常規(guī)測量系統(tǒng))和先進傳感器(先進測量系統(tǒng))[5-6]。先進測量傳感器主要包括高溫計、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)測量傳感器主要包括熱電偶、壓力傳感器、應變計、位移傳感器、熱通量傳感器等。

對于先進測量傳感器，所應用的試驗一般需要由不同的子組件(如熱、冷機械接口)構成的復雜儀器組件，還需使用可獲取和調節(jié)信息的專門電子裝置。在各先進試驗的具體設計中，指定專門的試驗設計者，負責收集初步信息和可行的設計[5-6]。

對于常規(guī)測量傳感器，測量儀器主要為商業(yè)成熟產(chǎn)品，這些元件與項目要求的兼容性已通過驗證，主要問題是關于如何從力學和電學的角度將其集成到IXV飛行器上。選擇常規(guī)傳感器的基本原則是，在滿足主要技術指標要求的前提下，優(yōu)選經(jīng)過飛行試驗驗證的、質量和尺寸盡可能小的產(chǎn)品[5-6]。

4 結束語

為降低成本并滿足研制進度要求，IXV最大限度使用貨架產(chǎn)品和經(jīng)過飛行試驗驗證的產(chǎn)品進行系統(tǒng)設計，減少研發(fā)工作量。針對項目任務特點，甚少采用冗余特別是設備級冗余進行系統(tǒng)設計，只是在關鍵的供電電源和器上數(shù)據(jù)存儲設備上進行了冗余設計；打破傳統(tǒng)系統(tǒng)劃分，設計統(tǒng)一的數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，集導航、控制、數(shù)據(jù)采集和處理為一體，采用集成化、一體化完成整個電氣系統(tǒng)的設計；采用1553B總線、串口、以太網(wǎng)等進行全飛行器各系統(tǒng)間接口設計，實現(xiàn)與地面間的通信，簡化接口界面及器地接口。IXV通過飛行試驗驗證了這些設計思路和方法的正確性與合理性，其設計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)設計方向的研究。

1671-4598(2016)12-0223-04

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

V442

A