李 茂，黃 兵，黃 輝，劉 秉，董余紅

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引 言

運載火箭屬于復雜巨系統(tǒng)，涉及到電、氣、液、結(jié)構(gòu)、機械等諸多要素，導致存在大量的接口關系，也是在設計、生產(chǎn)過程中容易出現(xiàn)問題的關鍵環(huán)節(jié)。

如果質(zhì)量管控沒有到位或者測試沒有驗證到，就會出現(xiàn)由于理解不一致或者疏忽帶來的極性問題，甚至會導致飛行任務的失敗。比如，2020年11月16日，織女星（VEGA）VV17任務發(fā)射失敗，根據(jù)對遙測數(shù)據(jù)的初步判斷，具體原因是“AVUM的2個推力矢量控制執(zhí)行機構(gòu)（即伺服機構(gòu)）的電纜連接插反，控制指令持續(xù)作用到了相反的執(zhí)行機構(gòu)，最終導致箭體姿態(tài)失控”。另外，中國在火箭生產(chǎn)測試過程中，這種由于接口極性錯誤帶來的質(zhì)量問題時有發(fā)生；同時，也出現(xiàn)過類似由于電纜連接極性問題帶來的飛行失利情況。這也突顯出運載火箭極性設計與檢測的重要性。

目前運載火箭領域內(nèi)，尚無有效的全鏈路極性檢測方法。本文通過積累運載火箭測試驗證經(jīng)驗，總結(jié)提煉出了一種行之有效的運載火箭全鏈路極性設計及檢測方法，該方法力求能夠根據(jù)給定運載火箭型號全流程的測試項目，識別出極性測試不覆蓋之處，并針對全箭極性相關環(huán)節(jié)，提出一種極性測試的檢測方案，能夠完全覆蓋全箭極性相關的環(huán)節(jié)。

1 運載火箭極性概述

運載火箭作為典型的系統(tǒng)工程項目，具有高度的復雜性。為了便于在型號研制中極性控制工作的具體實施，根據(jù)相關技術標準將極性定義為：產(chǎn)品在特定基準下有方向要求或?qū)P系的特性。極性內(nèi)涵是一種特定關系，外延是特定的坐標系對應關系、指定的工作介質(zhì)流向關系、射頻通道連接對應關系、電纜連接關系、運動類產(chǎn)品指定的運動方向關系、敏感器測量與輸出的對應關系等。

航天產(chǎn)品極性控制涉及總體、分系統(tǒng)及單機研制單位，貫穿設計、生產(chǎn)、總裝、測試等產(chǎn)品研制全過程。航天工程研制過程中的極性現(xiàn)象有專業(yè)門類廣、物理特性多、傳遞鏈條長、影響飛行成敗的特點。

a）專業(yè)門類廣：極性現(xiàn)象和很多專業(yè)門類有關系，不僅僅涉及導航制導控制專業(yè)，還有電氣、機械結(jié)構(gòu)、儀器設備安裝、管路閥門等專業(yè)。

b）物理特性多：極性現(xiàn)象和多個物理特性有關，有電氣類的，包絡模擬量電路和數(shù)字量電路等特征；有氣路和液路的，包括不同介質(zhì)和壓力等特征；有結(jié)構(gòu)安裝的，包括間隙配合尺寸等特征等。

c）傳遞鏈條長：極性現(xiàn)象通常不是孤立存在的，而是形成環(huán)環(huán)相扣的鏈條，每個環(huán)節(jié)上均有極性現(xiàn)象存在，整體又形成一個大的極性現(xiàn)象，從而滿足某個功能。只有每個環(huán)節(jié)的極性現(xiàn)象均正確，才能夠保證整體功能實現(xiàn)正確。

d）影響飛行成?。簶O性錯誤通常引起飛行器的某一功能異常，進而導致飛行失利。

2 運載火箭極性梳理

以某火箭為例，對全箭所有通過電氣系統(tǒng)傳遞信息、指令等電氣控制回路，進行全面分析，辨識出其中與極性相關的關鍵環(huán)節(jié)，本文僅列出了典型的極性環(huán)節(jié)。

2.1 動力飛行段姿態(tài)控制回路與極性相關的關鍵環(huán)節(jié)

在火箭動力飛行階段（助推工作段，一級工作段，二級一次工作段、二級二次工作段）姿態(tài)控制回路原理如圖1所示。

圖1 動力飛行段姿態(tài)控制回路示意Fig.1 Schematic of Attitude Control in Powered-flight Phase

a）慣性器件（激光慣組、光纖慣組、光纖速率陀螺、捷聯(lián)加速度測量裝置）敏感箭體的姿態(tài)信息，通過總線或者其他接口發(fā)送至箭載計算機；

b）箭載計算機根據(jù)接收到的姿態(tài)信息計算控制指令，并將指令以1553B總線發(fā)送至相關伺服控制器；

c）在助推工作段，助推伺服控制器根據(jù)接收到的控制指令驅(qū)動助推伺服機構(gòu)伸縮，控制助推器內(nèi)側(cè)發(fā)動機大噴管擺動；在一級工作段，一級伺服控制器根據(jù)接收到的控制指令驅(qū)動一級伺服機構(gòu)伸縮，控制一級發(fā)動機大噴管擺動；在二級工作段，二級伺服控制器根據(jù)接收到的控制指令驅(qū)動二級伺服機構(gòu)伸縮，控制二級發(fā)動機大噴管擺動。

由上可知，動力飛行段姿態(tài)控制回路涉及到的極性環(huán)節(jié)包括如下3個方面：

a）慣性器件安裝環(huán)節(jié)：慣性器件在箭體結(jié)構(gòu)上安裝是否正確；

b）箭載計算機及伺服控制器處理環(huán)節(jié)：箭載計算機及伺服控制器處理過程（由輸入的姿態(tài)角速率、加速度信息處理成伺服控制指令）是否正確；

c）伺服機構(gòu)安裝環(huán)節(jié)：伺服機構(gòu)在發(fā)動機上安裝是否正確。

2.2 調(diào)姿段姿態(tài)控制回路與極性相關的關鍵環(huán)節(jié)

飛行過程中調(diào)姿段姿態(tài)控制回路原理如圖2所示。

圖2 調(diào)姿段姿態(tài)控制回路示意Fig.2 Schematic of Attitude Control in Attitude Adjusting Phase

由圖2可知，調(diào)姿段姿態(tài)控制回路涉及到的極性環(huán)節(jié)包括如下3個方面：

a）慣性器件安裝環(huán)節(jié)：慣性器件在箭體結(jié)構(gòu)上安裝是否正確；

b）箭載計算機、控制器控制指令處理輸出環(huán)節(jié)：箭載計算機及控制器處理過程（箭載計算機由輸入的姿態(tài)角速率、加速度信息處理成姿控發(fā)動機動作指令，以及控制器根據(jù)時序發(fā)出的姿控發(fā)動機動作指令）是否正確；

c）姿控發(fā)動機控制指令接口與噴管安裝環(huán)節(jié)：各相關姿控發(fā)動機的安裝是否正確。

2.3 火工品、電磁閥控制回路與極性相關的關鍵環(huán)節(jié)

火工品、電磁閥控制回路原理如圖3所示。由圖3可知，火工品、電磁閥控制回路涉及到的極性環(huán)節(jié)包括如下2個方面：

圖3 火工品、電磁閥控制回路示意Fig.3 Explosive Initiator and Solenoid Valve Control

a）從控制系統(tǒng)控制器到火工品、電磁閥控制指令輸出端的環(huán)節(jié)；

b）從控制系統(tǒng)與動力系統(tǒng)接口處到具體發(fā)動機電磁閥的環(huán)節(jié)。

2.4 推進劑利用調(diào)節(jié)控制回路與極性相關的關鍵環(huán)節(jié)

a）芯一級、芯二級氫、氧箱液位高度測量的極性是否正確；

b）控制系統(tǒng)控制器利用調(diào)節(jié)控制軟件中接收液位的極性是否正確；

c）利用工況調(diào)節(jié)控制指令輸出到電磁閥的極性是否正確。

3 運載火箭全鏈路極性檢測設計方案

通過上述分析可知，運載火箭極性包括很多方面，每一方面又含有多個環(huán)節(jié)，并且事關任務成敗。正確的極性設計是基礎，有效的極性檢測方法是保證。為了保證極性設計正確，除了極性設計，還需要從極性檢測環(huán)節(jié)采取措施，極性檢測是保證彈/箭測試覆蓋性必不可少的環(huán)節(jié)，同時其極性檢測工作較復雜。

限于篇幅原因，本文以某運載火箭動力飛行段姿態(tài)控制為例，闡述運載火箭全鏈路極性檢測設計。

3.1 全鏈路極性檢測技術設計的要點

通過提煉航天工程研制過程中相關設計與測試成果，總結(jié)出運載火箭全鏈路極性檢測應該包含如下3個方面的要素：

a）全鏈路。

運載火箭某一特定功能包含多個環(huán)節(jié)，由多臺設備組成，針對該功能的極性檢測工作，應該涵蓋該功能的各個環(huán)節(jié)，不能有遺漏；避免采用“多次測試、分段驗證”的極性測試方式。以動力飛行段姿態(tài)控制為例，全鏈路極性檢測應該在一次測試當中涵蓋姿態(tài)信息的獲取、姿控算法的計算、姿控指令的輸出到執(zhí)行機構(gòu)的動作。

b）基于物理量。

極性檢測應該是基于某一真實物理量的檢測，比如火箭姿態(tài)控制當中敏感器件的安裝極性，不應僅僅通過多崗位確認、標識的正確性來保證，而是應該在條件具備的情況下通過設備的加電測試來確認。

c）可追溯。

全鏈路極性檢測工作應該做好全面的記錄工作，做到測試結(jié)果可追溯。通過圖像或者視頻的方式記錄，既可以做到多人、異地及事后的確認，又可在出現(xiàn)極性問題時快速準確地追溯故障環(huán)節(jié)。

3.2 全鏈路極性檢測方案設計

3.2.1 極性測試項目設計及實現(xiàn)

由上文可知，運載火箭動力飛行段姿態(tài)控制回路當中涉及到多個產(chǎn)品，包括慣組、光纖速率陀螺、捷聯(lián)加速度測量裝置、箭機、控制器、伺服機構(gòu)、動力噴管以及設備連接的電纜網(wǎng)。

為了確?；鸺w行過程中姿態(tài)控制功能的正確，則需要各個單機設備輸出正確、箭機解算正確、單機在箭體的安裝正確以及設備間的連接正確。為了確保各個環(huán)節(jié)的正確性，火箭在研制過程中需要按照單機級、系統(tǒng)級及全箭級開展一系列的檢測工作，涵蓋從單機出廠、分系統(tǒng)測試、全箭電氣系統(tǒng)匹配測試、出廠測試以及發(fā)射場測試各個階段，具體如下：

a）在單機出廠階段開展單元測試，用以檢驗單機產(chǎn)品設計和生產(chǎn)的正確性；

b）在系統(tǒng)分系統(tǒng)測試、匹配測試以及出廠測試階段開展“姿控伺服輸出極性檢查”、“綜合極性檢查”以及“總檢查”項目，用以檢驗系統(tǒng)各個接口的正確性；

c）在設備裝箭過程中開展“陀螺和加表的安裝極性檢查”、“慣組安裝檢查”等項目，用以檢驗設備的安裝正確性。

但是，針對火箭整個飛行過程中姿態(tài)控制功能來說，上述檢測項目仍然是孤立的，存在極性錯誤的可能性，對于火箭來說是絕不允許的。因此，在發(fā)射場根據(jù)實際情況開展了全鏈路的極性檢查項目——全箭“慣組小轉(zhuǎn)臺極性測試”。

3.2.2 慣組小轉(zhuǎn)臺極性測試

目前在發(fā)射場開展的“慣組小轉(zhuǎn)臺極性測試”具體方案如下：

根據(jù)發(fā)射場的實際情況，配置專用的小轉(zhuǎn)臺，在控制系統(tǒng)分系統(tǒng)測試當中，將3個慣組安裝在慣組小轉(zhuǎn)臺上，伺服機構(gòu)安裝在發(fā)動機上，如圖4所示。系統(tǒng)加電后，運行特定的模飛程序，小轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動用以模擬飛行過程中箭體的姿態(tài)變化，慣組敏感到箭體姿態(tài)信息后傳遞到箭機，箭機解算后按照既定的控制信號驅(qū)動伺服機構(gòu)的動作，進而驅(qū)動發(fā)動機的擺動。同時，在此過程中，采用發(fā)動機噴管極性監(jiān)測系統(tǒng)完成整個測試過程中關鍵信息的多媒體記錄。

圖4 小轉(zhuǎn)臺及慣組安裝示意Fig.4 Installation Instruction of Turntable and IMU

在發(fā)射場測試狀態(tài)下，小轉(zhuǎn)臺全程極性測試能夠覆蓋如下極性狀態(tài)：

a）全程飛行段從“慣性器件→箭機→伺服機構(gòu)→發(fā)動機大噴管”的全鏈路極性；

b）滑行段、調(diào)姿段、鈍化段從“慣性器件→箭機→姿控噴管”的全鏈路極性。

3.2.3 發(fā)動機噴管極性監(jiān)測系統(tǒng)設計

為實現(xiàn)運載火箭小轉(zhuǎn)臺極性測試“測試結(jié)果可追溯”、“測試結(jié)果判讀自動化”的目標，特研制了發(fā)動機噴管極性監(jiān)測系統(tǒng)。通過該智能監(jiān)測系統(tǒng)，可以在發(fā)射場“小轉(zhuǎn)臺極性測試”過程中實現(xiàn)對小轉(zhuǎn)臺（連同其上的慣組）轉(zhuǎn)動姿態(tài)以及一級、二級、助推各發(fā)動機噴管擺動方位的同步視頻監(jiān)測和多媒體記錄功能，以輔助地面測試人員完成對模飛過程中全箭極性正確與否的判讀。具備測試結(jié)果可復查確認、可多人復核、可事后追溯的能力。

a）發(fā)動機噴管極性監(jiān)測系統(tǒng)組成。

為提高監(jiān)測的靈活性及擴展性，發(fā)動機噴管極性監(jiān)測系統(tǒng)采用了基于無線網(wǎng)絡的監(jiān)測技術，主要包括：無線視頻采集設備、無線網(wǎng)絡接入層設備以及多視頻顯示與輔助判別設備3部分，具體組成見圖5。

圖5 發(fā)動機噴管極性監(jiān)測系統(tǒng)組成Fig.5 Composition of the Polarity Monitor System for Liquid Rocket Engine Nozzle

1）視頻采集設備：由多組無線視頻采集設備及其電池、照明等附屬件組成，用于實現(xiàn)對小轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動、小轉(zhuǎn)臺控制微機界面顯示以及一級、二級、助推各發(fā)動機擺動情況的視頻采集；并且，由于所需測點的分布范圍較大、數(shù)量較多，為提升安裝部署的靈活性以及升降平臺上活動人員、二級進艙操作人員的安全性，該子系統(tǒng)采用了電池供電、無線傳輸?shù)募夹g路線，實現(xiàn)了無纜化部署。

2）無線網(wǎng)絡接入層設備：由多個無線AP及支持PoE功能的匯聚交換機組成，前者用于實現(xiàn)火箭測試廠房固定塔不同樓層的無線信號接入，后者實現(xiàn)對各個無線AP的一體化供電和信號傳輸，進一步減少系統(tǒng)的線纜數(shù)量。

3）多視頻顯示及輔助判別設備：由網(wǎng)絡錄像機、顯示大屏以及輔助判別計算機組成，前2個設備用于實現(xiàn)對測試過程中采集到的所有視頻進行更加清晰的集中顯示，最后的輔助判別計算機上運行輔助極性判別軟件，可以實現(xiàn)對正常/標稱測試結(jié)果的提示、網(wǎng)絡對時以及針對噴管擺動、轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動方位的輔助自動識別功能。

b）慣組小轉(zhuǎn)臺極性測試驗證情況。

在慣組小轉(zhuǎn)臺極性測試過程中發(fā)動機噴管極性監(jiān)測系統(tǒng)加電工作，監(jiān)測各個發(fā)動機的噴管及小轉(zhuǎn)臺的動作情況，同時，可以在后臺進行極性測試的自動識別與判斷。

通過自動影像記錄及自動判讀平臺的判讀即可快速、準確地實現(xiàn)對動力飛行段姿態(tài)控制的極性進行全鏈路的確認。

4 結(jié)束語

本文提出了運載火箭全鏈路極性設計及檢測方法，以某運載火箭為研究對象，針對火箭飛行過程中的主要功能，采用信號控制回路的方法進行模塊劃分，全面、系統(tǒng)地梳理各信號控制回路中所有極性相關環(huán)節(jié)，并根據(jù)型號全流程的測試項目，識別出極性測試不覆蓋之處，提出相應的的檢測方案，完全覆蓋全箭極性相關的環(huán)節(jié)。該方法可以推廣適用于所有運載火箭型號的全鏈路極性設計與檢測過程，解決包含姿控噴管極性在內(nèi)的全箭所有電氣控制回路全鏈路極性測試覆蓋不夠全面的問題。