王雨萌，孫兆牛，連 盟，田建宇，陳振華

（1. 北京航天自動(dòng)控制研究所，北京，100854；2. 文昌航天發(fā)射場(chǎng)指控中心，文昌，571300）

0 引 言

長(zhǎng)征五號(hào)運(yùn)載火箭芯級(jí)使用液氫液氧低溫燃料發(fā)動(dòng)機(jī)，具有“無(wú)毒、無(wú)污染、比沖高”等優(yōu)點(diǎn)，但低溫推進(jìn)劑存在加注后停留時(shí)間短、發(fā)射流程不可逆、液氫加注后安全風(fēng)險(xiǎn)高等問(wèn)題，這就要求火箭有更高的發(fā)射可靠性。作為中國(guó)目前運(yùn)載能力最大的一款火箭，采用垂直組裝、垂直測(cè)試、垂直轉(zhuǎn)運(yùn)的“三垂”全新測(cè)發(fā)模式，射前-10 h開(kāi)始液氧加注，-6 h開(kāi)始液氫燃料加注，為保障人員安全，液氫加注開(kāi)始測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)（以下簡(jiǎn)稱“測(cè)發(fā)控系統(tǒng)”）前端技術(shù)人員撤離至后端，測(cè)發(fā)控系統(tǒng)進(jìn)入前端無(wú)人值守工作模式。相較于中國(guó)傳統(tǒng)運(yùn)載型號(hào)，長(zhǎng)征五號(hào)測(cè)發(fā)控系統(tǒng)射前前端撤離時(shí)間最早，設(shè)備加電時(shí)間最長(zhǎng)。測(cè)發(fā)控系統(tǒng)從火箭低溫燃料加注到點(diǎn)火起飛，經(jīng)受最嚴(yán)苛的振動(dòng)力學(xué)、熱環(huán)境、鹽霧環(huán)境考驗(yàn)，所以對(duì)其可靠性、安全性都有更高的要求：必須具備有效的遠(yuǎn)程控制監(jiān)測(cè)能力，遠(yuǎn)程故障處理、隔離能力和系統(tǒng)重構(gòu)能力，才能解決-6 h前端無(wú)人值守難題，適應(yīng)大型低溫液體火箭快速、準(zhǔn)時(shí)地發(fā)射[1]。

1 大型火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)

測(cè)試發(fā)射控制系統(tǒng)是對(duì)控制系統(tǒng)性能及整體配合性及協(xié)調(diào)性進(jìn)行綜合測(cè)試，對(duì)發(fā)射條件檢查和準(zhǔn)備，對(duì)火箭按命令進(jìn)行點(diǎn)火發(fā)射的系統(tǒng)。

1.1 國(guó)外先進(jìn)運(yùn)載火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)構(gòu)架

宇宙神5系列火箭和阿里安5系列火箭采用“三垂”的測(cè)發(fā)模式，德?tīng)査艋鸺捎谩皟善揭淮埂睖y(cè)發(fā)模式（水平組裝、水平測(cè)試、垂直轉(zhuǎn)運(yùn)），SpaceX公司研制的獵鷹9火箭采用“三平”測(cè)發(fā)模式（水平組裝、水平測(cè)試、水平轉(zhuǎn)運(yùn)）。最早射前-4.5 h加注液氫液氧，開(kāi)始前端無(wú)人值守工作模式。這4款火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)均設(shè)計(jì)了自動(dòng)化試驗(yàn)與監(jiān)控軟件系統(tǒng)，地面設(shè)備以工業(yè)計(jì)算機(jī)和工作站為主，操作人員通過(guò)PC機(jī)向火箭與發(fā)控臺(tái)發(fā)送指令，射前采用全自動(dòng)同步程序技術(shù)，執(zhí)行火箭發(fā)射前全自動(dòng)測(cè)試流程和最后操作[2,3]。

1.2 長(zhǎng)征五號(hào)系列運(yùn)載火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)架構(gòu)

長(zhǎng)征五號(hào)系列運(yùn)載火箭采用“三垂”測(cè)發(fā)模式，測(cè)發(fā)控系統(tǒng)采用前端加電、執(zhí)行設(shè)備+以太網(wǎng)+后端控制、實(shí)時(shí)監(jiān)控的遠(yuǎn)程發(fā)射架構(gòu)。-6 h開(kāi)始前端無(wú)人值守工作模式，-3 h進(jìn)入射前自動(dòng)測(cè)試流程，整個(gè)發(fā)射流程由后端主控計(jì)算機(jī)的測(cè)試軟件控制，向火箭與后端發(fā)控臺(tái)發(fā)送控制指令，實(shí)行全自動(dòng)測(cè)試流程；后端可實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)各種數(shù)據(jù)和狀態(tài)，判斷箭體和前端設(shè)備的工作情況。

通過(guò)與國(guó)外部分主流大型運(yùn)載火箭“三垂”測(cè)發(fā)模式，以及遠(yuǎn)程控制、全自動(dòng)測(cè)試等測(cè)發(fā)控系統(tǒng)架構(gòu)的對(duì)比，長(zhǎng)征五號(hào)系列運(yùn)載火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)已達(dá)到國(guó)際一流技術(shù)水平。

2 長(zhǎng)征五號(hào)系列火箭高可靠測(cè)發(fā)控系統(tǒng)

2.1 系統(tǒng)組成

長(zhǎng)征五號(hào)系列運(yùn)載火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)包括：前端測(cè)發(fā)控設(shè)備、后端測(cè)發(fā)控設(shè)備以及測(cè)發(fā)控軟件，見(jiàn)圖1，前端設(shè)備接收箭上的狀態(tài)反饋及總線數(shù)據(jù)，發(fā)送至后端實(shí)時(shí)顯示，測(cè)發(fā)軟件執(zhí)行手動(dòng)及自動(dòng)測(cè)試流程。與傳統(tǒng)運(yùn)載火箭相比，在活動(dòng)發(fā)射平臺(tái)底部設(shè)置了前端設(shè)備間，空間狹小，前端設(shè)備放置其中，要求測(cè)發(fā)控系統(tǒng)有更高的集成化設(shè)計(jì)。

圖1 長(zhǎng)征五號(hào)系列運(yùn)載火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)組成Fig.1 The Composition Block Diagram of Test Launch Control System in LM-5

2.2 系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)

2.2.1 遠(yuǎn)程控制、狀態(tài)監(jiān)測(cè)技術(shù)

遠(yuǎn)程控制技術(shù)、遠(yuǎn)程狀態(tài)監(jiān)測(cè)技術(shù)主要用于解決長(zhǎng)征五號(hào)火箭-6 h前端無(wú)人值守難題，由后端通過(guò)以太網(wǎng)對(duì)前端設(shè)備和火箭狀態(tài)進(jìn)行控制和監(jiān)測(cè)。實(shí)現(xiàn)遠(yuǎn)程控制的關(guān)鍵是PLC發(fā)控系統(tǒng)，采用高容錯(cuò)變結(jié)構(gòu)熱備冗余設(shè)計(jì)，由后端控制臺(tái)中熱備冗余的主、備PLC CPU站（運(yùn)行控制邏輯運(yùn)算）和前后端各兩套并聯(lián)工作的PLC I/O站（接收按鈕或自動(dòng)發(fā)控指令，輸出邏輯運(yùn)算結(jié)果，接收狀態(tài)信號(hào)）組成，如圖2所示，主控計(jì)算機(jī)甲機(jī)工作，乙機(jī)為備機(jī)，虛擬顯示計(jì)算機(jī)并聯(lián)工作；PLC發(fā)控系統(tǒng)通信協(xié)議如圖3所示；系統(tǒng)輸入、反饋信號(hào)流程圖見(jiàn)圖4。

圖2 PLC發(fā)控系統(tǒng)組成結(jié)構(gòu)Fig.2 The Composition Block Diagram of PLC Launch and Control System

圖3 熱備冗余PLC發(fā)控系統(tǒng)通信協(xié)議Fig.3 Hot-standby Redundancy Communication Protocol Diagram of PLC Launch and Control System

圖4 PLC發(fā)控系統(tǒng)輸入反饋信號(hào)流程Fig.4 Input Signal and Feedback Signal of the Flow Chart that PLC Launch and Control System

熱備冗余PLC發(fā)控系統(tǒng)采用手動(dòng)控制與自動(dòng)控制并聯(lián)的方式實(shí)現(xiàn)控制通道的冗余，保障控制指令可靠發(fā)出，如圖5所示。系統(tǒng)測(cè)試控制時(shí)主要使用自動(dòng)流程控制，在點(diǎn)火等關(guān)鍵操作上使用手動(dòng)控制[4～6]。

圖5 PLC發(fā)控程序設(shè)計(jì)示意Fig.5 Schematic Diagram of the PLC Launch and Control System Design

后端發(fā)控臺(tái)、虛擬顯示計(jì)算機(jī)等實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)前端設(shè)備以及箭上狀態(tài)反饋、總線信號(hào)等重要信息，并采用大數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)的海量數(shù)據(jù)自動(dòng)判讀技術(shù)，自動(dòng)濾除偶發(fā)干擾信號(hào)，通過(guò)后端檢測(cè)計(jì)算機(jī)軟件對(duì)箭地模擬量進(jìn)行實(shí)時(shí)判讀，超差報(bào)錯(cuò)，提高了測(cè)試過(guò)程中對(duì)系統(tǒng)實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)的工作效率，為故障診斷和處理爭(zhēng)取時(shí)間，向智慧型火箭的系統(tǒng)自動(dòng)故障診斷作出了第1步推進(jìn)。

在以太網(wǎng)故障，測(cè)發(fā)控系統(tǒng)前后端通信斷開(kāi)時(shí)，可通過(guò)前后端應(yīng)急設(shè)備完成箭機(jī)開(kāi)算、點(diǎn)火等重要信號(hào)的發(fā)送。應(yīng)急設(shè)備還為測(cè)量系統(tǒng)、動(dòng)力測(cè)控系統(tǒng)、發(fā)射支持系統(tǒng)提供了前后端重要信號(hào)的應(yīng)急通路。

遠(yuǎn)程控制還包括地面電源遠(yuǎn)程調(diào)壓技術(shù)，遠(yuǎn)程中斷前端設(shè)備供電、設(shè)備切換技術(shù)，中頻電源遠(yuǎn)程復(fù)位技術(shù)。能夠完全適應(yīng)長(zhǎng)征五號(hào)系列運(yùn)載火箭發(fā)射任務(wù)-6 h前端無(wú)人值守的嚴(yán)苛工作狀態(tài)。

2.2.2 高可靠多余度測(cè)發(fā)控技術(shù)

由于長(zhǎng)征五號(hào)系列運(yùn)載火箭用于執(zhí)行國(guó)家重大發(fā)射任務(wù)，因此對(duì)全箭包括測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的可靠性設(shè)計(jì)要求極高。測(cè)發(fā)控系統(tǒng)具有操作系統(tǒng)的設(shè)備采用BIT技術(shù)（內(nèi)部檢測(cè)并隔離故障的能力），具備上電自檢的功能，保證設(shè)備工作正常，方可參加系統(tǒng)測(cè)試及火箭發(fā)射任務(wù)。

為消除影響成敗的單點(diǎn)故障，測(cè)發(fā)控系統(tǒng)進(jìn)行了包括元器件級(jí)、模件級(jí)、單機(jī)級(jí)冗余設(shè)計(jì)，大幅度提高系統(tǒng)的可靠性。測(cè)發(fā)控系統(tǒng)可靠性框圖如圖6所示。

圖6 測(cè)發(fā)控系統(tǒng)可靠性框圖Fig.6 Reliability Block Diagram of Test Launch Control System

可靠性計(jì)算公式如下：

式中λs為產(chǎn)品總的失效率；λi為單個(gè)元件的失效率；t為任務(wù)時(shí)間；R為任務(wù)可靠度，推導(dǎo)出各單機(jī)任務(wù)可靠度。計(jì)算系統(tǒng)總失效率sλ：將測(cè)發(fā)控系統(tǒng)各單機(jī)的產(chǎn)品失效率λi代入上述公式，可推導(dǎo)出系統(tǒng)的任務(wù)可靠度預(yù)計(jì)值R=0.9965，高于中國(guó)傳統(tǒng)火箭（中國(guó)各火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)任務(wù)可靠度要求值見(jiàn)表1）。

表1 中國(guó)各火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)任務(wù)可靠度要求值Tab.1 Reliability Requirements of Test Launch Control System in Various Domestic Launch Vehicle

測(cè)發(fā)控系統(tǒng)設(shè)備發(fā)生故障時(shí)的系統(tǒng)重構(gòu)按不同的冗余設(shè)計(jì)模式分為以下幾種。

a）元器件故障處理。

點(diǎn)火、緊急關(guān)機(jī)等重要信號(hào)通路和應(yīng)急控制通路均采用三取二冗余設(shè)計(jì)（見(jiàn)圖7），任一元器件出現(xiàn)故障（圖7中假設(shè)K1故障），都不影響發(fā)射流程的繼續(xù)，最大程度地保證了關(guān)鍵信號(hào)在地面設(shè)備異常狀態(tài)下正常輸出的能力。

圖7 三取二冗余設(shè)計(jì)Fig.7 Two Out of Three Redundancy Design of Important Signal Path

b）模塊故障重構(gòu)。

PLC發(fā)控系統(tǒng)屬模塊級(jí)冗余設(shè)計(jì)：兩套熱備冗余的PLC CPU站中，主CPU默認(rèn)為激活狀態(tài)，備CPU與激活狀態(tài)CPU實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)同步，備CPU可在主CPU故障時(shí)實(shí)現(xiàn)無(wú)縫切換。前后端PLC I/O組合任一發(fā)生故障，后端發(fā)控臺(tái)可遠(yuǎn)程斷前后端一套故障PLC I/O組合電源（前后端兩套任意組合），對(duì)其作出故障隔離處理，完成系統(tǒng)重構(gòu)，如圖8所示，僅使用前后端一套PLC I/O組合進(jìn)行后續(xù)測(cè)試。

圖8 PLC發(fā)控系統(tǒng)故障后系統(tǒng)重構(gòu)Fig.8 System Reconfiguration after PLC Launch and Control System Broke Down

c）單機(jī)故障重構(gòu)。

單機(jī)冗余設(shè)計(jì)分為雙機(jī)并聯(lián)冗余和主副機(jī)熱備冗余，在其中1臺(tái)發(fā)生故障時(shí)，可采用后端遠(yuǎn)程控制前后端設(shè)備主副機(jī)無(wú)縫切換、隔離故障設(shè)備、系統(tǒng)重構(gòu)的故障處理方式使測(cè)試流程繼續(xù)。測(cè)發(fā)控系統(tǒng)典型單機(jī)冗余設(shè)計(jì)箭地計(jì)算機(jī)故障重構(gòu)見(jiàn)圖9，地面電源和測(cè)試系統(tǒng)故障重構(gòu)見(jiàn)圖10。

圖9 箭地計(jì)算機(jī)故障后重構(gòu)流程Fig.9 Flow Chart of Reconfiguration after the Ground Test Computer Broke Down

圖10 測(cè)試系統(tǒng)、地面電源故障重構(gòu)流程Fig.10 Flow of Reconfiguration in Test System and Ground Power Broke Down

長(zhǎng)征五號(hào)系列運(yùn)載火箭在某次發(fā)射場(chǎng)測(cè)試任務(wù)中發(fā)生前端地面直流電源故障，主副機(jī)切換事件。切換過(guò)程中及切換后，測(cè)發(fā)控系統(tǒng)和箭上控制系統(tǒng)狀態(tài)及各項(xiàng)參數(shù)正常，電源切換過(guò)程中電壓曲線如圖11所示。電源副機(jī)電壓較主機(jī)低1 V，電源主副機(jī)切換前后輸出電壓下降1 V，但總體平穩(wěn)，沒(méi)有突然升高或降低，保持在單機(jī)設(shè)備工作電壓范圍之內(nèi)。

圖11 地面電源切換時(shí)的電壓波形Fig.11 Voltage Waveform when Switching of Ground Power

因此得出結(jié)論：在地面直流電源主機(jī)發(fā)生故障時(shí)，備機(jī)可無(wú)縫切換并保持設(shè)備及系統(tǒng)的穩(wěn)定。本次故障處理以實(shí)踐驗(yàn)證了長(zhǎng)征五號(hào)火箭高可靠多余度測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的故障設(shè)備隔離、系統(tǒng)重構(gòu)技術(shù)的有效性。

在真實(shí)發(fā)射時(shí)，測(cè)發(fā)控系統(tǒng)在發(fā)射場(chǎng)均配備了元器件、模塊及整機(jī)備件，并做了詳細(xì)的故障預(yù)案：在設(shè)備故障，能夠進(jìn)行更換處理的時(shí)機(jī)，可由操作人員在現(xiàn)場(chǎng)對(duì)故障件進(jìn)行更換。

3 結(jié)束語(yǔ)

長(zhǎng)征五號(hào)系列運(yùn)載火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)設(shè)備以高可靠、強(qiáng)適應(yīng)能力的特點(diǎn)，一套地面設(shè)備能夠兼顧探月三期、火星探測(cè)、載人空間站的測(cè)試發(fā)控需求，即適應(yīng)長(zhǎng)征五號(hào)基本型及B型火箭承擔(dān)的多種任務(wù)需求，并已經(jīng)過(guò)多次國(guó)家重大發(fā)射任務(wù)實(shí)戰(zhàn)驗(yàn)證，具有較強(qiáng)的創(chuàng)新性、實(shí)用性和通用性，顯著提高了工作效率和經(jīng)濟(jì)效益，達(dá)到了國(guó)內(nèi)外先進(jìn)水平，且部分單機(jī)與其他運(yùn)載型號(hào)實(shí)現(xiàn)了通用化設(shè)計(jì)。

其搭建的智能化平臺(tái)對(duì)于其它運(yùn)載火箭測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的更新改造等普遍適用，具有重大意義：采取大數(shù)據(jù)技術(shù)創(chuàng)建集成一體化智慧火箭平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)測(cè)發(fā)控系統(tǒng)全部測(cè)試數(shù)據(jù)、設(shè)備狀態(tài)在線分析判讀，實(shí)現(xiàn)測(cè)發(fā)控系統(tǒng)智能故障診斷，故障自動(dòng)處理及系統(tǒng)重構(gòu)。