楊宜禥，王軍政

(1. 空軍工程大學(xué) 防空反導(dǎo)學(xué)院，陜西 西安 710051； 2. 太原衛(wèi)星發(fā)射中心，山西 忻州 036303)

0 引言

加注系統(tǒng)是運載火箭地面發(fā)射支持系統(tǒng)的一個重要組成部分。其主要作用是在規(guī)定的時間內(nèi)，按動力系統(tǒng)總體要求向運載火箭貯箱加注推進(jìn)劑，具有推進(jìn)劑貯存、泄回、轉(zhuǎn)注和安全排放等功能。與常溫推進(jìn)劑加注系統(tǒng)相比，低溫推進(jìn)劑由于其自身特性，在加注工藝流程上增加了管道預(yù)冷、自動補加、射前補加等步驟，相應(yīng)的加注系統(tǒng)結(jié)構(gòu)更為復(fù)雜，對系統(tǒng)控制策略及可靠性也提出了更高的要求[1-3]。

1 液氧低溫加注系統(tǒng)

1.1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

圖1 新型火箭液氧加注系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Schematic diagram of structure of liquid oxygen injection system of new launch vehicle

新型運載火箭液氧低溫加注要求在規(guī)定的發(fā)射程序中，按時、定量、保質(zhì)地完成一、二級液氧貯箱的預(yù)冷、加注、補加、射前補加，實現(xiàn)液氧和氧氣的安全合理排放，并完成加注系統(tǒng)遠(yuǎn)距離自動控制及參數(shù)監(jiān)測等任務(wù)[4]。新型火箭液氧加注系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。系統(tǒng)主要由液氧罐、過冷器、調(diào)節(jié)閥、截止閥、真空絕熱管路、過濾器、流量計、加泄連接器組成。采用自增壓擠壓模式進(jìn)行管路和貯箱預(yù)冷、大流量加注、小流量補加以完成火箭的一、二級的加注，高揚程大流量液氧加注泵加注作為輔助備用；通過調(diào)節(jié)閥開度調(diào)節(jié)的方式控制流量；基礎(chǔ)加注量和補加量以貯箱液位計為準(zhǔn)，地面流量計作為參照，使用液氮對液氧進(jìn)行過冷補加。

1.2 加注工藝流程設(shè)計需求

考慮火箭加注需求[5]和加注系統(tǒng)實際結(jié)構(gòu)，在液氧加注過程中，主要完成的工作包括置換、預(yù)冷、大流量加注、自動補加、射前補加、排空加注管路、加注，以及排氣連接器脫落和泄回，設(shè)計相應(yīng)的加注工藝流程，應(yīng)滿足如下需求：

1) 精確預(yù)冷。預(yù)冷過程中，通過閥門控制增壓液氧罐中液氧進(jìn)入增壓器，為其他液氧罐增壓，在增壓過程中通過調(diào)節(jié)閥精確控制增壓壓力，然后按預(yù)冷程序控制液路相關(guān)閥門及液氧排放塔上的蝶閥，對加注管路與排放管路進(jìn)行預(yù)冷，預(yù)冷過程中過冷器的殼層需在預(yù)冷前填充液氮，該過程必須保證精確完成，達(dá)到預(yù)冷目標(biāo)。

2) 流量控制。加注過程中，需要滿足加注流量要求。通常大流量加注過程中的流量調(diào)節(jié)和分配通過調(diào)節(jié)貯罐氣枕壓力實現(xiàn)；備份液氧泵的流量調(diào)節(jié)用過電機變頻和泵后調(diào)節(jié)閥開度實現(xiàn)；補加過程中的流量調(diào)節(jié)和分配通過調(diào)節(jié)貯罐氣枕壓力和調(diào)節(jié)閥開度實現(xiàn)。

3) 補加品質(zhì)。當(dāng)液氧貯箱液位低于要求值時，為確保貯箱內(nèi)液氧品質(zhì)，需要進(jìn)行補加。補加時應(yīng)控制進(jìn)入貯箱的液氧溫度，即保證管路和流經(jīng)管路的液氧溫度均符合要求，前者需要排放管路中的熱氧(調(diào)節(jié)閥控制排放流量)，后者需對液氧進(jìn)行過冷。

4) 流程優(yōu)化。在完成規(guī)定任務(wù)的前提下，對加注工藝流程進(jìn)行優(yōu)化。流程中涉及的管路、閥門越少越好，操作越簡單越好，可靠性越高越好[6]。

2 液氧低溫加注工藝流程

新型運載火箭采用一、二級液氧并行加注方式。加注前，地面、箭上閥門均處于關(guān)閉狀態(tài)，一、二級貯箱內(nèi)壓力為0.04～0.05 MPa。待管路預(yù)冷完畢，開啟加注閥，進(jìn)行一、二級加注，達(dá)到預(yù)定液位后，停放待機并根據(jù)實時監(jiān)測進(jìn)行自動補加，發(fā)射前再進(jìn)行過冷補加。加注過程中，以箭上定量法確定加注量，用自動補加方式保持儲箱液面和溫度狀態(tài)；用射前補加方式保證起飛前火箭貯箱處于預(yù)定加滿狀態(tài)。液氧加注簡要工藝流程見表1。

在制定加注工藝流程時，對各工藝步驟階段耗時進(jìn)行預(yù)估計，并預(yù)留應(yīng)急處置時間，以確定加注工藝流程步驟的執(zhí)行時機。實際加注過程中再根據(jù)現(xiàn)場具體情況并結(jié)合采集液位、流量數(shù)據(jù)確定加注流程步驟的執(zhí)行時機。通常情況下，兩者基本一致[7]。

中止發(fā)射時，需要進(jìn)行貯箱泄出，箭上加注閥以上的液氧按先二級后一級的順序直接從加注閥泄出，加注閥以下的液氧則通過發(fā)動機內(nèi)腔泄出，簡要工藝流程見表2。泄出過程沒有明確耗時要求，以流程步驟完成為主。

表1 液氧貯箱加注簡要工藝流程

表2 液氧貯箱泄出簡要工藝流程

3 低溫加注工藝流程控制策略及其物理實現(xiàn)

3.1 控制策略

對低溫液氧推進(jìn)劑加注系統(tǒng)進(jìn)行工藝分析，加注過程的非線性特性如圖2所示。從圖中可看出，低溫液氧加注系統(tǒng)具有非線性和慣性大、遲延大、難以精確建模等特性，該系統(tǒng)為復(fù)雜串聯(lián)系統(tǒng)對象，各環(huán)節(jié)均存在失配和擾動的可能，信號傳遞時滯長，如果依靠最終輸出進(jìn)行反饋校正，則既不能快速糾正模型預(yù)測失準(zhǔn)，又無法鑒別誤差成因。此外，動態(tài)矩陣控制模型的卷積性質(zhì)將導(dǎo)致其難以進(jìn)行短周期采樣，對于隨機突發(fā)性干擾，無法有效利用比例積分微分(PID)控制進(jìn)行快速抑制[8]。

針對上述問題，為保證低溫液氧加注的可靠性，以及流量控制的準(zhǔn)確性，對加注控制系統(tǒng)采用分層控制策略，即采用以流量為控制目標(biāo)的串級控制算法，其原理如圖3所示。第一層儲罐液氧自增壓采用PID控制，通過控制自增壓閥門控制液氧汽化，從而實現(xiàn)儲罐壓力的控制。第二層采用逐級控制，首級控制采用PID控制[9]，通過控制自增壓儲罐的壓力，實現(xiàn)加注儲罐控制，次級采用動態(tài)矩陣控制(DMC)，通過控制儲罐壓力，從而實現(xiàn)流量控制。

圖2 加注過程的非線性特性Fig.2 Nonlinear characteristics of injection process

圖3 加注控制原理Fig.3 Injection control principle

3.2 控制策略物理結(jié)構(gòu)實現(xiàn)

為提高安全性和可靠性，低溫加注控制系統(tǒng)的物理結(jié)構(gòu)使用成熟技術(shù)設(shè)備構(gòu)建，采用遠(yuǎn)近結(jié)合分布控制模式，在低溫庫房以近控工作模式完成液氧的轉(zhuǎn)注、降溫、打回流等全部工藝過程及日常維護(hù)工作；在遠(yuǎn)控中心以遠(yuǎn)程控制模式完成加注全過程工作。經(jīng)總線網(wǎng)絡(luò)實現(xiàn)前后端控制器通訊，進(jìn)而實現(xiàn)對現(xiàn)場和塔上加注設(shè)備的控制。

通過控制系統(tǒng)軟件采集現(xiàn)場壓力、溫度、流量、箭上液位、泵電流、泵頻率、氣動調(diào)節(jié)閥狀態(tài)、閥門狀態(tài)、控制臺按鈕等信號，接收上位監(jiān)控計算機控制指令、裝訂參數(shù)，接收從上位機傳送的航科系統(tǒng)貯箱壓力、連續(xù)液位等信號，按照加注工藝流程控制氣動閥、調(diào)節(jié)閥等閥門開關(guān)狀態(tài)和開度來實現(xiàn)低溫加注過程[10]。

液氧低溫加注系統(tǒng)物理結(jié)構(gòu)如圖4所示?；诂F(xiàn)場總線及以太網(wǎng)進(jìn)行搭建。以西門子S7-414H和上位機作為主控設(shè)備，將其置于液氧庫房控制室近控臺內(nèi)。在近控臺、火箭發(fā)射塔設(shè)備間、遠(yuǎn)控中心控制臺分別設(shè)置控制子站ET200 M，控制器與各控制子站之間采用冗余PrifiBus-DP工業(yè)現(xiàn)場總線連接。主干通信鏈路為光纖，通過光電轉(zhuǎn)換模塊接入PLC主機或控制子站；控制系統(tǒng)中上位機通過交換機連接，包括液氧庫房控制室2臺、遠(yuǎn)控中心操控臺2臺、遠(yuǎn)控中心投影顯示儀1臺和火箭動力計算機1臺。

圖4 新型運載火箭液氧加注控制系統(tǒng)物理結(jié)構(gòu)Fig.4 Schematic diagram of physical structure of liquid oxygen injection control system of new launch vehicle

主控設(shè)備采用雙CPU自動冗余切換PLC-414-5H，近端控制子站ET200在庫房控制柜實時完成采集信號采集、控制動作執(zhí)行等功能?；鸺l(fā)射塔設(shè)備間PLC智能終端ET200在前置設(shè)備間控制柜實時完成信號采集、控制動作執(zhí)行等功能，并通過控制電纜和網(wǎng)線實現(xiàn)與火箭系統(tǒng)信號互傳和控制。控制子站ET200按模板級冗余設(shè)計，ET200與主CPU采用雙DP光纖網(wǎng)絡(luò)連接，完成相應(yīng)的數(shù)據(jù)采集和設(shè)備控制功能；液氧控制上位機(PC1，PC2)和投影顯示上位機(PCTY)通過網(wǎng)絡(luò)交換機連接，上位機采用雙機冗余熱備，實現(xiàn)加注指揮、參數(shù)裝訂、系統(tǒng)監(jiān)控、數(shù)據(jù)記錄，以及與航科總控網(wǎng)通信等功能，投影顯示上位機完成加注系統(tǒng)動態(tài)工藝流程圖、實時趨勢曲線圖、參數(shù)表等大屏幕實時顯示功能[11]。

3.3 控制策略可靠性分析

控制策略可靠性可通過相應(yīng)的控制系統(tǒng)軟件可靠性來評估[12]。基于狀態(tài)分析，以工藝子集為基本單元構(gòu)建軟件可靠性評價方法。

定義軟件的任務(wù)剖面集合，有

T={Tii=1,2,…,n}

(1)

式中：T為任務(wù)剖面；下標(biāo)i為任務(wù)剖面標(biāo)識。

定義每一個任務(wù)的子域集合，有

S={Sijj=1,2,…,m},S∈Taski

(2)

式中：S為任務(wù)剖面子域；下標(biāo)j為子域標(biāo)識。

分析每一個任務(wù)運行剖面的分布概率為P(Ti)。定義每個任務(wù)剖面設(shè)計的測試用例數(shù)，有

Tn={Tnii=1,2,…,n}

(3)

定義每個任務(wù)子域的測試用例數(shù)，有

Sn={Snijj=1,2,…,m}

(4)

確定每個任務(wù)剖面執(zhí)行時通過的用例數(shù)，有

Tm={Tmii=1,2,…,n}

(5)

確定每個任務(wù)子域執(zhí)行時通過的用例數(shù)，有

Sm={Smijj=1,2,…,m}

(6)

則軟件的可靠性估計值可表達(dá)為

(7)

通過對加注過程中的工藝分析，可對任務(wù)剖面及其子域進(jìn)行劃分，如圖5所示。根據(jù)建立的可靠性模型，基于任務(wù)剖面設(shè)計測試用例，對軟件進(jìn)行評測，經(jīng)可靠性測試，最終軟件的可靠性參數(shù)見表3。

4 結(jié)束語

本文針對新型火箭液氧低溫加注系統(tǒng)，制定了液氧低溫加注工藝流程和相應(yīng)的分層控制策略，通過調(diào)節(jié)閥門開關(guān)控制儲罐壓力，最終達(dá)到加注流量控制的目的。該控制策略安全性高、可靠性強，在實際加注任務(wù)過程中取得了良好的應(yīng)用效果。在后續(xù)工作中，將進(jìn)行以下研究：

1) 根據(jù)加注任務(wù)流程對軟件和控制參數(shù)進(jìn)行調(diào)整?？紤]壓縮加注流程耗時，簡化操作步驟。

2) 增加測試用例以評估改進(jìn)系統(tǒng)的可靠性，目前在研究中使用的測試用例數(shù)量較為有限，在后續(xù)研究中，應(yīng)進(jìn)一步增加測試用例的數(shù)量和覆蓋面。

圖5 任務(wù)剖面劃分及其子域Fig.5 Task profile division and its subdomains

表3 軟件可靠性參數(shù)