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)
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)。
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。
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)。
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。
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。
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)。
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。
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)。
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)。
3.2.1 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)。
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。