胡海峰，宋征宇，孫海峰

（1.北京航天自動(dòng)控制研究所，北京，100854；2.宇航智能控制技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)試驗(yàn)室，北京，100854；3.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

0 引言

載人空間站工程中為發(fā)射貨運(yùn)飛船全新研制的新型高可靠運(yùn)載火箭，歷經(jīng)10年攻關(guān)研制，實(shí)現(xiàn)了長(zhǎng)征火箭近地軌道運(yùn)載能力大幅度的跨越。作為運(yùn)載火箭的中樞神經(jīng)，控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了向總線制分布式全數(shù)字容錯(cuò)控制系統(tǒng)的跨越發(fā)展[1,2]。本文回顧了國(guó)內(nèi)外火箭控制系統(tǒng)的發(fā)展情況，介紹了中國(guó)新型中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的基本架構(gòu)和技術(shù)特點(diǎn)，并對(duì)下一代運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)的架構(gòu)進(jìn)行了展望。

1 運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)發(fā)展概況

1.1 長(zhǎng)征運(yùn)載火箭

中國(guó)長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)發(fā)展大致經(jīng)歷以下4個(gè)主要階段[1,2]：

a）以早期地地導(dǎo)彈為參考，采用簡(jiǎn)易計(jì)算裝置實(shí)現(xiàn)對(duì)彈道的控制。

b）“平臺(tái)-計(jì)算機(jī)”方案，利用慣性平臺(tái)的信號(hào)，由飛行控制軟件計(jì)算火箭在慣性坐標(biāo)系下的速度、位置，采用攝動(dòng)制導(dǎo)方法和PID 穩(wěn)定控制；后發(fā)展為“慣組-計(jì)算機(jī)”方案，也可統(tǒng)稱為“慣性測(cè)量設(shè)備-計(jì)算機(jī)”方案。

c）從20世紀(jì)90年代開(kāi)始，開(kāi)展了以提高可靠性為目標(biāo)的冗余容錯(cuò)控制技術(shù)的探索，并且形成了多種冗余體系結(jié)構(gòu)，同時(shí)制導(dǎo)系統(tǒng)采用更具魯棒性的閉路制導(dǎo)方法，CZ-2F是這一代控制系統(tǒng)的典型，CZ-2C/D、CZ-3A等火箭在此期間也通過(guò)探月工程、可靠性工程等進(jìn)行了冗余容錯(cuò)改進(jìn)。

d）基于1553B總線，仍舊為“慣性測(cè)量設(shè)備-計(jì)算機(jī)-執(zhí)行機(jī)構(gòu)”的方案，但上一代的以計(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。新型中型運(yùn)載火箭是這一代運(yùn)載火箭的典型。

1.2 國(guó)外運(yùn)載火箭

國(guó)外典型運(yùn)載火箭包括美國(guó)的宇宙神5、德?tīng)査?、法爾肯 9等，以及正在研制的SLS重型火箭，日本的H-2A等。

a）宇宙神5。

宇宙神5[3]系列的電子系統(tǒng)由通用芯級(jí)和上面級(jí)電子系統(tǒng)組成，其分別采用獨(dú)立的1553B總線進(jìn)行通信。

為了提高可靠性，采用容錯(cuò)慣性導(dǎo)航裝置（Fault Tolerant Inertial Navigation Unit，F(xiàn)TINU），由冗余的慣性測(cè)量系統(tǒng)（Inertial Measurement System，IMS）和雙通路飛行控制系統(tǒng)（Flight Control Ststem，F(xiàn)CS）組成。IMS由5個(gè)一組的環(huán)形激光陀螺、5個(gè)加速度計(jì)和處理器組成。由于宇宙神5不執(zhí)行NASA的載人任務(wù)，因此在系統(tǒng)設(shè)計(jì)上多采用雙冗余設(shè)計(jì)，比如 FTINU采用的雙通道冗余硬件設(shè)備，一個(gè)通道用于控制飛行器，另一個(gè)通道用于監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)以便在需要時(shí)接管控制?；鸸て房刂朴呻p冗余火工品控制器和火工品電池組成，通過(guò)1553B總線接收飛控時(shí)序指令，儀器設(shè)備電池也為雙冗余配置。飛行中止系統(tǒng)獨(dú)立于飛行控制和測(cè)量功能，也采用雙冗余架構(gòu)（接收機(jī)、電池、自毀裝置），接收地面安控指令完成發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)和自毀。

b）法爾肯 9。

從目前較少公布的電氣系統(tǒng)資料看，法爾肯 9火箭使用了三冗余箭機(jī)，總線使用了交換式冗余網(wǎng)絡(luò)通信架構(gòu)。火箭主要通過(guò)2臺(tái)計(jì)算機(jī)進(jìn)行控制：一臺(tái)是飛行控制計(jì)算機(jī)，位于二子級(jí)上部的儀器艙內(nèi)；另一臺(tái)是發(fā)動(dòng)機(jī)控制計(jì)算機(jī)，安裝在一子級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)上。飛行控制計(jì)算機(jī)與地面控制系統(tǒng)通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)以太網(wǎng)連接，這樣簡(jiǎn)化了火箭所需的硬件和軟件。法爾肯火箭采用GPS加雙慣性測(cè)量裝置復(fù)合制導(dǎo)。

法爾肯 9一級(jí)和二級(jí)采用了獨(dú)立的冗余鋰離子電池[4]，以簡(jiǎn)化艙段間電氣接口關(guān)系，提高可靠性。

c）SLS重型。

SLS將是航天飛機(jī)之后，運(yùn)送美國(guó)航天員進(jìn)入太空的下一代運(yùn)載工具，SLS重型運(yùn)載火箭繼承了阿瑞斯[5]火箭的部分研究成果，采用了三冗余的1553B總線方案，控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)與測(cè)控組合之間還使用了422通訊。全箭冗余方式以三冗余（飛控計(jì)算機(jī)、慣組、推力矢量）、雙冗余（供配電系統(tǒng)）為主。采用基于ARINC 653標(biāo)準(zhǔn)的VxWorks653分時(shí)分區(qū)實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)作為箭載飛控計(jì)算機(jī)操作系統(tǒng)。

d）日本H-2A火箭。

H-2A每級(jí)均有一個(gè)箭載計(jì)算機(jī)，這些箭載計(jì)算機(jī)完成了H-2火箭上由不同裝置（計(jì)算機(jī)、數(shù)據(jù)接口裝置、時(shí)序控制器和遙測(cè)編碼）所完成或參與完成的制導(dǎo)、導(dǎo)航、控制和遙測(cè)等多種功能。二子級(jí)箭載計(jì)算機(jī)除執(zhí)行火箭的制導(dǎo)與導(dǎo)航功能外，還對(duì)二子級(jí)進(jìn)行測(cè)試和控制，一子級(jí)箭載計(jì)算機(jī)用于一子級(jí)和固體助推的檢測(cè)和控制。每一子級(jí)的電氣系統(tǒng)以該子級(jí)箭載計(jì)算機(jī)為中心，各子級(jí)箭載計(jì)算機(jī)由1553B總線連接。一子級(jí)、二子級(jí)和固體助推器都有配電器和電池，負(fù)責(zé)電氣系統(tǒng)的供電。

2 新型中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)架構(gòu)

新型中型運(yùn)載火箭采用基于總線制的分布式全數(shù)字控制系統(tǒng)，作為新型運(yùn)載火箭的中堅(jiān)力量，承擔(dān)在役運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)更新?lián)Q代的任務(wù)，其基本架構(gòu)如圖1所示。

新型中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)架構(gòu)在6個(gè)方面實(shí)現(xiàn)了跨越發(fā)展：

a）模擬量控制向數(shù)字化控制的跨越。通過(guò)1553B總線、422總線以及485總線等數(shù)字化總線的應(yīng)用，實(shí)現(xiàn)了全數(shù)字控制?？偩€制標(biāo)準(zhǔn)化了設(shè)備之間的接口，便于系統(tǒng)集成；通過(guò)簡(jiǎn)捷的電纜連接，可以傳輸更多的信號(hào)，有利于信息共享利用和監(jiān)測(cè)。在數(shù)字化的控制體制下，控制系統(tǒng)各艙段之間以及控制系統(tǒng)與發(fā)動(dòng)機(jī)、地面系統(tǒng)之間的電氣接口主要以供配電信號(hào)、開(kāi)關(guān)量信號(hào)和總線信號(hào)為主，取消了傳統(tǒng)運(yùn)載火箭的模擬量控制信號(hào)，這些都充分體現(xiàn)了新型控制系統(tǒng)特征。

b）單機(jī)級(jí)冗余向系統(tǒng)級(jí)冗余的跨越。三余度設(shè)計(jì)是確保一度故障下可靠工作、并且兼顧高可靠性和經(jīng)濟(jì)性的最佳選擇。在繼承以CZ-2F載人火箭三模冗余容錯(cuò)技術(shù)的基礎(chǔ)上，由余度總線構(gòu)成全對(duì)稱的三余度控制系統(tǒng)。全對(duì)稱的三冗余控制系統(tǒng)簡(jiǎn)化了軟硬件實(shí)現(xiàn)的復(fù)雜度，并大幅提高系統(tǒng)的可靠性。

c）實(shí)現(xiàn)集中式控制向分布式控制的跨越。除芯級(jí)外，每個(gè)助推器也設(shè)置獨(dú)立的控制子系統(tǒng)，構(gòu)成分布式控制體制，簡(jiǎn)化了助推和芯級(jí)之間的耦合關(guān)系，提高了可靠性。分布式控制減輕了飛行控制軟件的負(fù)擔(dān)，使其更專注于制導(dǎo)與姿態(tài)穩(wěn)定控制。

d）定制化向模塊化的初步跨越。采用了集成模塊化電子系統(tǒng)的設(shè)計(jì)思路，具有提高可靠性和降低成本的雙重效果，比如主要控制設(shè)備包括一級(jí)、二級(jí)和四臺(tái)助推綜控器、推力調(diào)節(jié)控制器都采用模塊級(jí)重用設(shè)計(jì)，同一模塊中，例如CPU模塊，也可以配置1553B總線、422總線等不同的接口，提高模塊通用化程度。

e）單一飛行控制向全面飛行控制的跨越。采用動(dòng)力系統(tǒng)和載荷主動(dòng)控制技術(shù)，擴(kuò)展控制系統(tǒng)功能[2]：主動(dòng)的閉式增壓技術(shù)實(shí)現(xiàn)貯箱薄壁結(jié)構(gòu)承載和發(fā)動(dòng)機(jī)入口的壓力；推力調(diào)節(jié)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的快速精準(zhǔn)調(diào)節(jié)；采用集成化橫法向加表裝置敏感橫、法向過(guò)載，實(shí)施火箭主動(dòng)減載控制。上述技術(shù)提高了火箭任務(wù)適應(yīng)性和可靠性，具有降低運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)質(zhì)量、提升有效運(yùn)載能力的優(yōu)勢(shì)。

f）實(shí)現(xiàn)固定判讀向智能化數(shù)據(jù)分析的跨越。采用數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的快速測(cè)試方案[7]，通過(guò)自檢測(cè)和總線竊聽(tīng)技術(shù)實(shí)現(xiàn)自動(dòng)的數(shù)據(jù)分析，箭地之間的連接關(guān)系以及信號(hào)種類大幅簡(jiǎn)化。在測(cè)試過(guò)程中輔以實(shí)時(shí)的智能化同步數(shù)據(jù)分析，對(duì)箭上處理過(guò)程實(shí)時(shí)鏡像“復(fù)現(xiàn)”，增強(qiáng)測(cè)試覆蓋性，并提高診斷效率。

圖1 新型中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)架構(gòu)Fig.1 Avionics of New Medium Launch Vehicle

在該架構(gòu)支撐下，控制系統(tǒng)突破多項(xiàng)技術(shù)，系統(tǒng)性能大幅提升，主要表現(xiàn)在4個(gè)方面：

a）采用余度總線全數(shù)字分布式控制架構(gòu)，解決了數(shù)字總線控制體制的系統(tǒng)級(jí)三冗余設(shè)計(jì)、故障檢測(cè)隔離與系統(tǒng)重構(gòu)、分布式子系統(tǒng)間的同步控制等難題，系統(tǒng)故障率降低約70%，可靠性提高到0.998。

b）提出一種預(yù)測(cè)修正的迭代制導(dǎo)方法，采用速度和位置分時(shí)約束控制解決了推力突變導(dǎo)致姿態(tài)控制震蕩和控制精度下降的難題。采用起飛自主補(bǔ)償和軌道面修正技術(shù)，將“零窗口”發(fā)射的定時(shí)定點(diǎn)最優(yōu)控制問(wèn)題，轉(zhuǎn)化為窄窗口約束的自主修正制導(dǎo)控制問(wèn)題。預(yù)測(cè)修正方法提高精度90%，在取消末修系統(tǒng)狀態(tài)下，仍實(shí)現(xiàn)了15倍的大推力直接入軌的高精度控制。

c）規(guī)劃等效擺角，將雙動(dòng)力系統(tǒng)的復(fù)雜控制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為單動(dòng)力控制模型，采用多回路順序迭代優(yōu)化控制參數(shù)。采用自適應(yīng)減載控制技術(shù)，在大風(fēng)區(qū)放寬指令跟蹤精度以提高穩(wěn)定裕度，艙段分離時(shí)提前切換控制率以保證可靠性，飛行后段提高姿控精度并利用閉環(huán)制導(dǎo)將前期積累的誤差統(tǒng)一消除。該方法解決了超大長(zhǎng)細(xì)比助推器穩(wěn)定控制、彈性耦合和晃動(dòng)控制、結(jié)構(gòu)高頻特性制約減載效果等難題，實(shí)現(xiàn)了雙動(dòng)力系統(tǒng)聯(lián)合搖擺的大長(zhǎng)細(xì)比火箭的穩(wěn)定控制，減載效果達(dá)到20%。

d）設(shè)計(jì)多任務(wù)分級(jí)控制的飛行軟件調(diào)度模型和總線竊聽(tīng)通信方案，測(cè)試過(guò)程中實(shí)現(xiàn)BIT測(cè)試數(shù)據(jù)的自動(dòng)監(jiān)聽(tīng)，資源利用率提升20%，采用將前端發(fā)控設(shè)備集成于活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)的新型測(cè)發(fā)控方案，應(yīng)用基于模型和數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)的綜合測(cè)試及智能分析方法，發(fā)射區(qū)準(zhǔn)備時(shí)間減少50%，人工操作減少90%，實(shí)現(xiàn)了智能實(shí)時(shí)快速測(cè)試和發(fā)射控制。

3 下一代運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)發(fā)展

3.1 發(fā)展趨勢(shì)

國(guó)際上以美國(guó)為代表，已由單純追求更大運(yùn)載能力向“快速、經(jīng)濟(jì)、可靠、安全”轉(zhuǎn)變，法爾肯9系列、火神系列、安加拉系列和阿里安6系列火箭均將模塊化的綜合電子作為后續(xù)降低發(fā)射服務(wù)費(fèi)用、提升運(yùn)載能力的有力手段。阿里安6[10]采用綜合電子架構(gòu)，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形式進(jìn)行了集成，稱為中心多功能單元設(shè)備。NASA在“深空之門”月球軌道空間站項(xiàng)目中提出了開(kāi)放式的綜合電子架構(gòu)[11]，采用了分布式的軟硬件資源配置，通過(guò)TTE總線[12]進(jìn)行互聯(lián)，分時(shí)分區(qū)的設(shè)計(jì)使不同關(guān)鍵等級(jí)的任務(wù)運(yùn)行在隔離的高集成度分區(qū)。

中國(guó)新型中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)考慮了模塊化的設(shè)計(jì)思路，但還未實(shí)現(xiàn)跨系統(tǒng)的集成設(shè)計(jì)，在一定程度上造成資源重復(fù)配置，成本偏高；集中式的供配電體制，控制設(shè)備均由位于儀器艙的電池提供，導(dǎo)致艙段間耦合度高。文獻(xiàn)[8]指出“我國(guó)目前的長(zhǎng)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”。文獻(xiàn)[9]提出“控制與測(cè)量系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)”的基本思路，“獨(dú)立的系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案顯得過(guò)于復(fù)雜”，并指出“在綜合分析可靠性、成本雙重因素下，測(cè)量分系統(tǒng)中的相關(guān)功能，尤其是用于對(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)采集單元具備了與控制系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)的條件。”

3.2 控制系統(tǒng)發(fā)展

采用更少種類的模塊組合形成不同運(yùn)載能力需求的構(gòu)型，減少產(chǎn)品數(shù)量和規(guī)模，提高產(chǎn)品配套能力、縮短任務(wù)準(zhǔn)備周期，簡(jiǎn)化發(fā)射場(chǎng)的使用操作流程，并最終提高運(yùn)載火箭的市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力，符合當(dāng)前主流航天發(fā)射市場(chǎng)的發(fā)展趨勢(shì)和潮流。同時(shí)，通過(guò)基于分布式智能模塊化系統(tǒng)（Distrubuted Intelligent Modulare Architecture，DIMA）架構(gòu)的系統(tǒng)級(jí)容錯(cuò)架構(gòu)[13]，利用分布式架構(gòu)將容錯(cuò)規(guī)模從單機(jī)內(nèi)部擴(kuò)展全系統(tǒng)級(jí)，進(jìn)而大幅提高系統(tǒng)故障容限度。

下一代運(yùn)載火箭綜合電氣系統(tǒng)的架構(gòu)，將是采用資源分布式設(shè)計(jì)的集成模塊化綜合電氣系統(tǒng)，基于標(biāo)準(zhǔn)模塊的軟硬件資源，通過(guò)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)，其電氣系統(tǒng)架構(gòu)如圖2所示。

圖2 下一代運(yùn)載火箭分布式模塊化綜合電氣系統(tǒng)架構(gòu)Fig.2 DIMA of Next Generation Launch Vehicle

通過(guò)通用模塊的組合，形成具有不同功能的電氣設(shè)備，配置在不同的艙段位置，通過(guò)交換式的網(wǎng)絡(luò)連接形成綜合電氣系統(tǒng)。下一代運(yùn)載火箭電氣系統(tǒng)架構(gòu)的發(fā)展將主要表現(xiàn)在3個(gè)方面：

a）由系統(tǒng)內(nèi)集成向跨系統(tǒng)集成轉(zhuǎn)變。

每個(gè)電氣系統(tǒng)集成控制設(shè)備同時(shí)包括控制功能和遙測(cè)功能，除完成控制以及自身的自檢測(cè)功能外，還可以兼顧周邊相關(guān)非智能設(shè)備信號(hào)的檢測(cè)，如各種傳感器信號(hào)、配電信號(hào)等，其思想是盡可能多地發(fā)揮處理器的富裕能力，減少單一功能的單機(jī)[1]。

b）由主從式總線網(wǎng)絡(luò)向交換式總線網(wǎng)絡(luò)轉(zhuǎn)變。

航天運(yùn)輸領(lǐng)域普遍采用的以1553B總線為代表的主從式總線已經(jīng)不能滿足電氣系統(tǒng)更大規(guī)模的數(shù)據(jù)通信需求和更加智能化的控制及容錯(cuò)需求?；跁r(shí)間觸發(fā)機(jī)制的交換式數(shù)據(jù)網(wǎng)絡(luò)，為解決箭上一體化電氣系統(tǒng)高可靠性的數(shù)據(jù)高速率傳輸、自主的飛行控制、智能化的容錯(cuò)控制提供了一條新的解決途徑。

c）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。

分布式模塊化綜合電子系統(tǒng)架構(gòu)提供了一個(gè)更加靈活的架構(gòu)，在必要時(shí)通過(guò)將系統(tǒng)中空閑的計(jì)算資源分配給故障應(yīng)用實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)重構(gòu)，進(jìn)而提升容錯(cuò)能力[13]。

4 結(jié)束語(yǔ)

新型中型運(yùn)載火箭的飛行成功，標(biāo)志著中國(guó)新型中型運(yùn)載火箭正式進(jìn)入中國(guó)航天歷史舞臺(tái)，將成為中國(guó)中型運(yùn)載火箭的主力軍。新型中型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了由上一代運(yùn)載火箭向新型運(yùn)載火箭控制系統(tǒng)的跨越式發(fā)展，隨著后續(xù)高密度發(fā)射任務(wù)的到來(lái)，高可靠的控制系統(tǒng)將面臨更加嚴(yán)峻的考驗(yàn)。歷史的腳步永不停歇，伴隨著信息技術(shù)的發(fā)展，資源配置更加優(yōu)化、功能更加合理、控制方法更加智能的下一代運(yùn)載火箭正在孕育之中，未來(lái)也將登上歷史的舞臺(tái)，與新型運(yùn)載火箭一起，共同支撐中國(guó)航天運(yùn)輸系統(tǒng)的發(fā)展。