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(yùn)載火箭屬于復(fù)雜巨系統(tǒng)，涉及到電、氣、液、結(jié)構(gòu)、機(jī)械等諸多要素，導(dǎo)致存在大量的接口關(guān)系，也是在設(shè)計(jì)、生產(chǎn)過程中容易出現(xiàn)問題的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。

如果質(zhì)量管控沒有到位或者測(cè)試沒有驗(yàn)證到，就會(huì)出現(xiàn)由于理解不一致或者疏忽帶來的極性問題，甚至?xí)?dǎo)致飛行任務(wù)的失敗。比如，2020年11月16日，織女星（VEGA）VV17任務(wù)發(fā)射失敗，根據(jù)對(duì)遙測(cè)數(shù)據(jù)的初步判斷，具體原因是“AVUM的2個(gè)推力矢量控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)（即伺服機(jī)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(jī)構(gòu)，最終導(dǎo)致箭體姿態(tài)失控”。另外，中國在火箭生產(chǎn)測(cè)試過程中，這種由于接口極性錯(cuò)誤帶來的質(zhì)量問題時(shí)有發(fā)生；同時(shí)，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(yùn)載火箭極性設(shè)計(jì)與檢測(cè)的重要性。

目前運(yùn)載火箭領(lǐng)域內(nèi)，尚無有效的全鏈路極性檢測(cè)方法。本文通過積累運(yùn)載火箭測(cè)試驗(yàn)證經(jīng)驗(yàn)，總結(jié)提煉出了一種行之有效的運(yùn)載火箭全鏈路極性設(shè)計(jì)及檢測(cè)方法，該方法力求能夠根據(jù)給定運(yùn)載火箭型號(hào)全流程的測(cè)試項(xiàng)目，識(shí)別出極性測(cè)試不覆蓋之處，并針對(duì)全箭極性相關(guān)環(huán)節(jié)，提出一種極性測(cè)試的檢測(cè)方案，能夠完全覆蓋全箭極性相關(guān)的環(huán)節(jié)。

1 運(yùn)載火箭極性概述

運(yùn)載火箭作為典型的系統(tǒng)工程項(xiàng)目，具有高度的復(fù)雜性。為了便于在型號(hào)研制中極性控制工作的具體實(shí)施，根據(jù)相關(guān)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)將極性定義為：產(chǎn)品在特定基準(zhǔn)下有方向要求或?qū)?yīng)關(guān)系的特性。極性內(nèi)涵是一種特定關(guān)系，外延是特定的坐標(biāo)系對(duì)應(yīng)關(guān)系、指定的工作介質(zhì)流向關(guān)系、射頻通道連接對(duì)應(yīng)關(guān)系、電纜連接關(guān)系、運(yùn)動(dòng)類產(chǎn)品指定的運(yùn)動(dòng)方向關(guān)系、敏感器測(cè)量與輸出的對(duì)應(yīng)關(guān)系等。

航天產(chǎn)品極性控制涉及總體、分系統(tǒng)及單機(jī)研制單位，貫穿設(shè)計(jì)、生產(chǎn)、總裝、測(cè)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(diǎn)。

a）專業(yè)門類廣：極性現(xiàn)象和很多專業(yè)門類有關(guān)系，不僅僅涉及導(dǎo)航制導(dǎo)控制專業(yè)，還有電氣、機(jī)械結(jié)構(gòu)、儀器設(shè)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(gè)物理特性有關(guān)，有電氣類的，包絡(luò)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(gè)環(huán)節(jié)上均有極性現(xiàn)象存在，整體又形成一個(gè)大的極性現(xiàn)象，從而滿足某個(gè)功能。只有每個(gè)環(huán)節(jié)的極性現(xiàn)象均正確，才能夠保證整體功能實(shí)現(xiàn)正確。

d）影響飛行成?。簶O性錯(cuò)誤通常引起飛行器的某一功能異常，進(jìn)而導(dǎo)致飛行失利。

2 運(yùn)載火箭極性梳理

以某火箭為例，對(duì)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(jìn)行全面分析，辨識(shí)出其中與極性相關(guān)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，本文僅列出了典型的極性環(huán)節(jié)。

2.1 動(dòng)力飛行段姿態(tài)控制回路與極性相關(guān)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)

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

圖1 動(dòng)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(cè)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(jì)算機(jī)；

b）箭載計(jì)算機(jī)根據(jù)接收到的姿態(tài)信息計(jì)算控制指令，并將指令以1553B總線發(fā)送至相關(guān)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(dòng)助推伺服機(jī)構(gòu)伸縮，控制助推器內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)大噴管擺動(dòng)；在一級(jí)工作段，一級(jí)伺服控制器根據(jù)接收到的控制指令驅(qū)動(dòng)一級(jí)伺服機(jī)構(gòu)伸縮，控制一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)大噴管擺動(dòng)；在二級(jí)工作段，二級(jí)伺服控制器根據(jù)接收到的控制指令驅(qū)動(dòng)二級(jí)伺服機(jī)構(gòu)伸縮，控制二級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)大噴管擺動(dòng)。

由上可知，動(dòng)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(gè)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(jì)算機(jī)及伺服控制器處理環(huán)節(jié)：箭載計(jì)算機(jī)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(jī)構(gòu)安裝環(huán)節(jié)：伺服機(jī)構(gòu)在發(fā)動(dòng)機(jī)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(guān)的關(guān)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(gè)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(jì)算機(jī)、控制器控制指令處理輸出環(huán)節(jié)：箭載計(jì)算機(jī)及控制器處理過程（箭載計(jì)算機(jī)由輸入的姿態(tài)角速率、加速度信息處理成姿控發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)作指令，以及控制器根據(jù)時(shí)序發(fā)出的姿控發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)作指令）是否正確；

c）姿控發(fā)動(dòng)機(jī)控制指令接口與噴管安裝環(huán)節(jié)：各相關(guān)姿控發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝是否正確。

2.3 火工品、電磁閥控制回路與極性相關(guān)的關(guān)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(gè)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(dòng)力系統(tǒng)接口處到具體發(fā)動(dòng)機(jī)電磁閥的環(huán)節(jié)。

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

a）芯一級(jí)、芯二級(jí)氫、氧箱液位高度測(cè)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(yùn)載火箭全鏈路極性檢測(cè)設(shè)計(jì)方案

通過上述分析可知，運(yùn)載火箭極性包括很多方面，每一方面又含有多個(gè)環(huán)節(jié)，并且事關(guān)任務(wù)成敗。正確的極性設(shè)計(jì)是基礎(chǔ)，有效的極性檢測(cè)方法是保證。為了保證極性設(shè)計(jì)正確，除了極性設(shè)計(jì)，還需要從極性檢測(cè)環(huán)節(jié)采取措施，極性檢測(cè)是保證彈/箭測(cè)試覆蓋性必不可少的環(huán)節(jié)，同時(shí)其極性檢測(cè)工作較復(fù)雜。

限于篇幅原因，本文以某運(yùn)載火箭動(dòng)力飛行段姿態(tài)控制為例，闡述運(yùn)載火箭全鏈路極性檢測(cè)設(shè)計(jì)。

3.1 全鏈路極性檢測(cè)技術(shù)設(shè)計(jì)的要點(diǎn)

通過提煉航天工程研制過程中相關(guān)設(shè)計(jì)與測(cè)試成果，總結(jié)出運(yùn)載火箭全鏈路極性檢測(cè)應(yīng)該包含如下3個(gè)方面的要素：

a）全鏈路。

運(yùn)載火箭某一特定功能包含多個(gè)環(huán)節(jié)，由多臺(tái)設(shè)備組成，針對(duì)該功能的極性檢測(cè)工作，應(yīng)該涵蓋該功能的各個(gè)環(huán)節(jié)，不能有遺漏；避免采用“多次測(cè)試、分段驗(yàn)證”的極性測(cè)試方式。以動(dòng)力飛行段姿態(tài)控制為例，全鏈路極性檢測(cè)應(yīng)該在一次測(cè)試當(dāng)中涵蓋姿態(tài)信息的獲取、姿控算法的計(jì)算、姿控指令的輸出到執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動(dòng)作。

b）基于物理量。

極性檢測(cè)應(yīng)該是基于某一真實(shí)物理量的檢測(cè)，比如火箭姿態(tài)控制當(dāng)中敏感器件的安裝極性，不應(yīng)僅僅通過多崗位確認(rèn)、標(biāo)識(shí)的正確性來保證，而是應(yīng)該在條件具備的情況下通過設(shè)備的加電測(cè)試來確認(rèn)。

c）可追溯。

全鏈路極性檢測(cè)工作應(yīng)該做好全面的記錄工作，做到測(cè)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(rèn)，又可在出現(xiàn)極性問題時(shí)快速準(zhǔn)確地追溯故障環(huán)節(jié)。

3.2 全鏈路極性檢測(cè)方案設(shè)計(jì)

3.2.1 極性測(cè)試項(xiàng)目設(shè)計(jì)及實(shí)現(xiàn)

由上文可知，運(yùn)載火箭動(dòng)力飛行段姿態(tài)控制回路當(dāng)中涉及到多個(gè)產(chǎn)品，包括慣組、光纖速率陀螺、捷聯(lián)加速度測(cè)量裝置、箭機(jī)、控制器、伺服機(jī)構(gòu)、動(dòng)力噴管以及設(shè)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(gè)單機(jī)設(shè)備輸出正確、箭機(jī)解算正確、單機(jī)在箭體的安裝正確以及設(shè)備間的連接正確。為了確保各個(gè)環(huán)節(jié)的正確性，火箭在研制過程中需要按照單機(jī)級(jí)、系統(tǒng)級(jí)及全箭級(jí)開展一系列的檢測(cè)工作，涵蓋從單機(jī)出廠、分系統(tǒng)測(cè)試、全箭電氣系統(tǒng)匹配測(cè)試、出廠測(cè)試以及發(fā)射場(chǎng)測(cè)試各個(gè)階段，具體如下：

a）在單機(jī)出廠階段開展單元測(cè)試，用以檢驗(yàn)單機(jī)產(chǎn)品設(shè)計(jì)和生產(chǎn)的正確性；

b）在系統(tǒng)分系統(tǒng)測(cè)試、匹配測(cè)試以及出廠測(cè)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(xiàng)目，用以檢驗(yàn)系統(tǒng)各個(gè)接口的正確性；

c）在設(shè)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(xiàng)目，用以檢驗(yàn)設(shè)備的安裝正確性。

但是，針對(duì)火箭整個(gè)飛行過程中姿態(tài)控制功能來說，上述檢測(cè)項(xiàng)目仍然是孤立的，存在極性錯(cuò)誤的可能性，對(duì)于火箭來說是絕不允許的。因此，在發(fā)射場(chǎng)根據(jù)實(shí)際情況開展了全鏈路的極性檢查項(xiàng)目——全箭“慣組小轉(zhuǎn)臺(tái)極性測(cè)試”。

3.2.2 慣組小轉(zhuǎn)臺(tái)極性測(cè)試

目前在發(fā)射場(chǎng)開展的“慣組小轉(zhuǎn)臺(tái)極性測(cè)試”具體方案如下：

根據(jù)發(fā)射場(chǎng)的實(shí)際情況，配置專用的小轉(zhuǎn)臺(tái)，在控制系統(tǒng)分系統(tǒng)測(cè)試當(dāng)中，將3個(gè)慣組安裝在慣組小轉(zhuǎn)臺(tái)上，伺服機(jī)構(gòu)安裝在發(fā)動(dòng)機(jī)上，如圖4所示。系統(tǒng)加電后，運(yùn)行特定的模飛程序，小轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)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(jī)，箭機(jī)解算后按照既定的控制信號(hào)驅(qū)動(dòng)伺服機(jī)構(gòu)的動(dòng)作，進(jìn)而驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)的擺動(dòng)。同時(shí)，在此過程中，采用發(fā)動(dòng)機(jī)噴管極性監(jiān)測(cè)系統(tǒng)完成整個(gè)測(cè)試過程中關(guān)鍵信息的多媒體記錄。

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

在發(fā)射場(chǎng)測(cè)試狀態(tài)下，小轉(zhuǎn)臺(tái)全程極性測(cè)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(jī)→伺服機(jī)構(gòu)→發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)→姿控噴管”的全鏈路極性。

3.2.3 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管極性監(jiān)測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

為實(shí)現(xiàn)運(yùn)載火箭小轉(zhuǎn)臺(tái)極性測(cè)試“測(cè)試結(jié)果可追溯”、“測(cè)試結(jié)果判讀自動(dòng)化”的目標(biāo)，特研制了發(fā)動(dòng)機(jī)噴管極性監(jiān)測(cè)系統(tǒng)。通過該智能監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，可以在發(fā)射場(chǎng)“小轉(zhuǎn)臺(tái)極性測(cè)試”過程中實(shí)現(xiàn)對(duì)小轉(zhuǎn)臺(tái)（連同其上的慣組）轉(zhuǎn)動(dòng)姿態(tài)以及一級(jí)、二級(jí)、助推各發(fā)動(dòng)機(jī)噴管擺動(dòng)方位的同步視頻監(jiān)測(cè)和多媒體記錄功能，以輔助地面測(cè)試人員完成對(duì)模飛過程中全箭極性正確與否的判讀。具備測(cè)試結(jié)果可復(fù)查確認(rèn)、可多人復(fù)核、可事后追溯的能力。

a）發(fā)動(dòng)機(jī)噴管極性監(jiān)測(cè)系統(tǒng)組成。

為提高監(jiān)測(cè)的靈活性及擴(kuò)展性，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管極性監(jiān)測(cè)系統(tǒng)采用了基于無線網(wǎng)絡(luò)的監(jiān)測(cè)技術(shù)，主要包括：無線視頻采集設(shè)備、無線網(wǎng)絡(luò)接入層設(shè)備以及多視頻顯示與輔助判別設(shè)備3部分，具體組成見圖5。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管極性監(jiān)測(cè)系統(tǒng)組成Fig.5 Composition of the Polarity Monitor System for Liquid Rocket Engine Nozzle

1）視頻采集設(shè)備：由多組無線視頻采集設(shè)備及其電池、照明等附屬件組成，用于實(shí)現(xiàn)對(duì)小轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)、小轉(zhuǎn)臺(tái)控制微機(jī)界面顯示以及一級(jí)、二級(jí)、助推各發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)情況的視頻采集；并且，由于所需測(cè)點(diǎn)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(tái)上活動(dòng)人員、二級(jí)進(jìn)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(shù)路線，實(shí)現(xiàn)了無纜化部署。

2）無線網(wǎng)絡(luò)接入層設(shè)備：由多個(gè)無線AP及支持PoE功能的匯聚交換機(jī)組成，前者用于實(shí)現(xiàn)火箭測(cè)試廠房固定塔不同樓層的無線信號(hào)接入，后者實(shí)現(xiàn)對(duì)各個(gè)無線AP的一體化供電和信號(hào)傳輸，進(jìn)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(shè)備：由網(wǎng)絡(luò)錄像機(jī)、顯示大屏以及輔助判別計(jì)算機(jī)組成，前2個(gè)設(shè)備用于實(shí)現(xiàn)對(duì)測(cè)試過程中采集到的所有視頻進(jìn)行更加清晰的集中顯示，最后的輔助判別計(jì)算機(jī)上運(yùn)行輔助極性判別軟件，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)正常/標(biāo)稱測(cè)試結(jié)果的提示、網(wǎng)絡(luò)對(duì)時(shí)以及針對(duì)噴管擺動(dòng)、轉(zhuǎn)臺(tái)轉(zhuǎn)動(dòng)方位的輔助自動(dòng)識(shí)別功能。

b）慣組小轉(zhuǎn)臺(tái)極性測(cè)試驗(yàn)證情況。

在慣組小轉(zhuǎn)臺(tái)極性測(cè)試過程中發(fā)動(dòng)機(jī)噴管極性監(jiān)測(cè)系統(tǒng)加電工作，監(jiān)測(cè)各個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管及小轉(zhuǎn)臺(tái)的動(dòng)作情況，同時(shí)，可以在后臺(tái)進(jìn)行極性測(cè)試的自動(dòng)識(shí)別與判斷。

通過自動(dòng)影像記錄及自動(dòng)判讀平臺(tái)的判讀即可快速、準(zhǔn)確地實(shí)現(xiàn)對(duì)動(dòng)力飛行段姿態(tài)控制的極性進(jìn)行全鏈路的確認(rèn)。

4 結(jié)束語

本文提出了運(yùn)載火箭全鏈路極性設(shè)計(jì)及檢測(cè)方法，以某運(yùn)載火箭為研究對(duì)象，針對(duì)火箭飛行過程中的主要功能，采用信號(hào)控制回路的方法進(jìn)行模塊劃分，全面、系統(tǒng)地梳理各信號(hào)控制回路中所有極性相關(guān)環(huán)節(jié)，并根據(jù)型號(hào)全流程的測(cè)試項(xiàng)目，識(shí)別出極性測(cè)試不覆蓋之處，提出相應(yīng)的的檢測(cè)方案，完全覆蓋全箭極性相關(guān)的環(huán)節(jié)。該方法可以推廣適用于所有運(yùn)載火箭型號(hào)的全鏈路極性設(shè)計(jì)與檢測(cè)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(cè)試覆蓋不夠全面的問題。