新一代运载火箭电气系统体系架构的研究

宋征宇

(北京航天自动控制研究所，北京 100854)



·工程技术·

新一代运载火箭电气系统体系架构的研究

宋征宇

(北京航天自动控制研究所，北京 100854)

摘要:对国内外运载火箭电气系统的现状进行了回顾，简要介绍了长征运载火箭电气系统近年来的发展，重点介绍了国外主流运载火箭的导航系统、总线体制以及冗余设计方案。随后分析了美欧新一代运载火箭在电气系统设计方案上的主要特点，重点对中国新一代中型运载火箭从总线体制、冗余体制、分布式控制、IMA设计等方面进行了讨论，这些方面可以看作这一时期火箭电气系统的主要特征；并且对比了中型运载火箭与Ares/SLS火箭在这些方面的区别。最后对我国未来重型运载火箭电气系统的发展提出了参考建议。

关键词:电气系统；冗余设计；总线技术；IMA；运载火箭

1引言

中国运载火箭以控制系统为核心的电气系统(下简称电气系统)发展大致经历以下四个主要阶段：1)以早期地地导弹为参考，采用简易计算装置实现对航程的控制；2)“平台-计算机”方案，利用惯性平台的信号，由飞行控制软件计算火箭在惯性坐标系下的速度、位置，采用摄动制导方法和PID稳定控制；后发展为“惯组-计算机”方案，也可统称为“惯性测量设备-计算机”方案；3)以提高可靠性为目标的冗余容错控制系统，并且形成了多种冗余体系结构，同时制导系统采用更具鲁棒性的闭路制导方法；4)基于总线制的分布式全数字控制系统，以计算机为核心的集中式控制被“计算机+各类控制器”的分布式控制所替代。

本文回顾了国内外火箭电气系统的现状，同时对各国新一代运载火箭的特点进行了剖析，以期从中梳理出技术发展趋势，最终为我国重型运载火箭电气系统的发展提供参考。

2国内外运载火箭电气系统的现状

2.1长征系列运载火箭

长征系列火箭普遍采用“惯性测量设备+计算机”的方案，其中惯性测量设备由早期的平台(三框架或四框架平台)逐渐更换为速率捷联惯性测量组合(挠性惯组或激光惯组)。自上世纪90年代初至本世纪第一个十年，以载人航天高可靠性要求为牵引、涵盖各型运载火箭可靠性增长工程、以提高飞行可靠性为目的，开展了控制系统的可靠性设计，形成了各具特点的冗余系统，冗余设计技术可以归纳为五大类：1)基于三模冗余(TMR)的表决机制，如时序控制系统的三取二表决机制；2)基于故障诊断的冗余管理，如惯性器件的冗余管理；3)基于故障吸收的容错设计，如姿控小回路(含伺服放大器、伺服机构)的容错设计；4)基于参数裕度的冗余设计，即冗余部件故障后仅损失设计余量，如CZ-2F火箭双速率陀螺的冗余设计；5)元器件/部件级冗余设计，如并联/并串联/串并联冗余设计等。有关这方面的内容限于篇幅不再赘述。

2.2国外运载火箭

目前，美国运载发射市场的主力火箭为ULA公司的Atlas V和Delta IV火箭。新兴的SpaceX公司，有关其火箭的技术细节鲜有报道，故本文重点介绍ULA公司的火箭。

1) Atlas V

Atlas V[1]运载火箭的一级(美方习惯称为助推级)和二级(美方称为上面级)有两套相对独立的电气系统，位于二级的容错惯性导航装置(FTINU)运行飞行控制软件，它通过两套总线分别连接一级和二级的设备，除FTINU之外，各舱段的电子设备并不挂靠在统一的总线上。FTINU由冗余的惯性测量系统(IMS)和双通路飞行控制系统(FCS)组成。IMS由5个激光陀螺、5个加速度计组成，可以提供冗余的惯性测量信息；双冗余的FCS按主从热备份的方式工作，备份FCS用于监测数据并在故障情况下进行切换。其他设备的冗余设计一般为双冗余，例如双通道电子控制装置(ECU)、两套火工品远控装置、两套专用火工品电池组等。

2) Delta IV

图1　Delta IV火箭的冗余惯性飞行控制组件Fig.1　The redundant inertial flight control assembly of Delta IV launch vehicle

Delta IV火箭采用一个完全容错的电子设备，内装一套冗余惯性飞行控制组件(RIFCA)。RIFCA[2]由惯性仪表组合(ISA)和惯性处理电子线路(IPE)两部分组成，如图1所示。ISA包含有6个激光陀螺和6个加速度计，组成两套独立的正交测量系，两套测量系之间斜置安装，可获得冗余的惯性测量信息。IPE采用三冗余设计，三个通道之间通过双口RAM交换测量信息并对输出信号进行表决。但三通道并非完全对称设计，通道1、2提供两套1553B总线，用于与火箭和有效载荷的设备进行通讯；通道3被称为中心通道，采用422接口与地面通信，用于装订飞行软件并通过双口RAM向另两个通道的计算机转发。两路28 V电源分别给通道1、2供电，并同时给通道3供电。

3)H-2A

日本H-2A[3]火箭电气系统的架构与Atlas 5类似，一级与二级相对独立。其惯性器件由4个激光陀螺和4个加速度表构成，三个仪表正交安装，另一个斜置安装。二级的制导与控制计算机(GCC2)采用三冗余设计，并通过总线与惯组连接。一级另有一台GCC1用于控制一子级和固体火箭助推器，并通过另一条总线连至GCC2。至日本最新研制的Epsilon固体运载火箭[4]，其总线设计亦是如此，只是GCC1被接口单元替代，该接口单元处理一级、二级的所有信号传输并通过总线连接至三级的计算机。

此外，Ariane 5采用双冗余的系统架构，其技术细节不再赘述。综上所述，国外运载火箭在电气系统的体系架构上有几个特点：

1)仅局部采用冗余设计，或者整体上以双冗余设计为主；

2)仅局部使用总线(例如计算机与惯组之间)，或者每个舱段有各自的总线系统，将箭载计算机(OBC)作为不同总线系统的连接纽带；

3)采用多表惯组冗余方案，八表、十表、十二表方案均有。

上述方案有着浓厚的各自公司的特点。

3正在研发的新一代运载火箭

3.1美欧研究进展

以NASA为主导，正在开展SLS重型运载火箭的研制。目前还没有太多关于其电气系统设计的介绍，但无疑继承了Ares火箭的研究成果。由于Ares有大量公开的文献，为此本文将SLS/Ares一并介绍。

图2　Ares火箭上面级电子系统组成框图Fig.2　The avionics system configuration of Ares’s upper stage

从整体上看，Ares火箭为三冗余设计，其组成框图如图2所示[5]，包括三套计算机、三冗余的惯性导航系统(INS)、三冗余的1553B总线，但仍有部分双冗余设计。总线系统仍延续了Atlas火箭的特点，每级仍然相对独立，但各级总线均连至飞控计算机。在三冗余的飞控计算机之间通过交叉通道数据链路(CCDL)进行信息交换。Ares火箭还首次运用了千兆以太网，但没有参与实时控制。NASA还非常注重综合电子的应用，例如六个LRU(助推控制器和配电单元BCPDU，数据获取和记录单元DARU，点火分离控制器ISC，恢复控制单元RCU，液压动力单元控制器HPUC，执行器控制单元ACU)就采用了模块化、平台化的设计思想，使用统一的机箱，通过模块的组合构成不同的单机产品[6]。尽管如此，SLS的电子产品还是种类众多，这从图3可以看出大概[7]。

图3　SLS电子产品的综合试验Fig.3　The integrated test of SLS electronic products

对于ESA而言，Ariane 5是上世纪90年代研制的火箭，到目前其电子技术已逐渐落后，因此Ariane 5正考虑升级，并预计于2017年飞行[8]，目前还没有太多关于其具体升级内容的报道。而对于酝酿中的Ariane 6火箭，ESA期望在电子系统上有所突破，既提高性能和可靠性，又降低成本。事实上，欧洲的Avionics-X[9]计划就是着眼于下一代航天电子的预先研究项目，构建综合集成控制单元，单机设备模块化，并将分属于不同系统，如控制系统与遥测系统的设备集成在一个单元内。例如，在“飞行控制单元”中，将控制计算机、遥测计算机、GNSS模块、惯性导航模块、电源板集成在一起；在“时序和测量单元”中，将控制计算机、时序控制模块、火工品配电模块、测量处理模块等集成在一起，时序模块直接驱动阀门和火工品，而测量模块完成各种传感器信号的采集。这种设计用一个个模块化、组合化的“集成单元”替代原有单一功能的产品，最终这种技术是否应用到Ariane 6或其他火箭上，还有待观察。

而日本新一代旗舰运载火箭H-X，则将重点放在打造低成本的航天电子系统，考虑采用COTS器件[10]，这方面内容就不再展开。

3.2中国新一代运载火箭

图4　新一代中型运载火箭控制系统组成示意图Fig.4　The control system configuration of China’s next generation medium-size launch vehicle

以新一代中型运载火箭为例，采用基于总线制的分布式全数字控制系统，图4描述了控制系统的组成，控制系统各舱段之间以及控制系统与发动机、地面系统之间的电气接口，充分体现了新一代电气系统的特征：

1)采用一套总线贯穿全箭实现一体化设计，通过总线切换解决舱段分离问题。

总线制标准化了设备之间的接口，便于系统集成；通过简捷的电缆连接，可以传输更多的信号，有利于信息共享利用和监测。一二级设备通过1553B总线连成整体，助推器上的设备不适合连入串行总线，则通过422接口与箭载计算机(OBC)通信。

2)采用系统级的三冗余设计，由三条总线构成三余度的控制系统。

各国火箭均采用了余度设计方案，对于ULA和Ariane公司而言，其运载火箭不承担载人的任务，因此普遍采用双冗余方案。航天飞机既载人飞行也重复使用，曾经采用五余度的设计方案[11]；而三余度设计是确保一度故障下可靠工作、并且兼顾高可靠性和经济性的最佳选择。也正由于此，曾经有载人需求的Ares火箭也采用了三冗余的方案。中国新一代中型运载火箭也是如此，三个OBC之间通过双口RAM组成交叉链路通道进行信息交互。

3)各个舱段有相对独立的子系统实现分布式控制。

分布式控制减轻了飞行控制软件的负担，使其更专注于制导与姿态稳定控制；同时也降低了对OBC硬件的需求，这符合我国电子技术基础水平的现状；简化了舱段间的电气接口，使得各个舱段之间仅保留总线通信和有限数量的供电等信号，便于实现跨舱段电气连接的冗余设计。增强的控制能力可以承担更多功能，如贮箱的闭式增压控制等。各个舱段的控制实现了本地化，OBC仅起到时间同步或各个舱段控制器的备保控制作用。此外各个舱段的控制子系统也将为其独立回收埋下伏笔。

4)电子产品采用平台化、模块化、集成化设计，配置不同的模块实现不同的功能，并将多项功能集成在一台产品中。

集成模块化电子系统(IMA)提高了开发效率，增强了模块级产品的重用性，具有提高可靠性和降低成本的双重效果。在中型运载火箭中，一级、二级和四台助推综控器、推力调节控制器就是采用这种思路设计的；即使在同一模块中，例如CPU模块，也可以配置不同的接口：1553B总线接口、422接口或兼而有之。

5)通过自检测和总线窃听技术实现自动的数据分析。

采用这种技术精简了地面测试设备，提高测试覆盖性和故障定位的准确性，箭地之间的连接关系以及信号种类大幅简化。有关这方面的内容可参考文献[12]。

表1对比了中国新一代中型运载火箭与SLS/Ares火箭系统架构的主要特点：

由于GbE是非实时网络接口，于是催生了实时以太网技术，如时间触发以太网(TTEthernet)，未来不排除SLS将GbE改为TTE。而在文献[13]的介绍中，Ariane 6火箭将会采用TTE总线技术。

表1　两种火箭主要特征对比

4未来重型运载火箭的考虑

未来重型运载火箭也将延续上述设计，但部分技术可能会升级。

1)总线的选型

1553B总线无论从站点数、通信距离、传输速度等方面均无法满足未来重型运载火箭的要求。而实时以太网技术一旦成熟，将可以使得箭上、地面的网络一体化设计，其传输速率和距离的优势将能充分发挥，极有可能是重型运载火箭的首选。

2)综合电子技术

航天综合电子的概念将进一步增强，具有单一功能的设备会更多地集成在一起，分属于不同系统的设备也可能集成为综合性的控制组合。借助于综合电子中背板总线的强大功能，多种智能单元能够在单个机箱内匹配共存。

3)BIT技术

在新一代中型运载火箭中，仅控制系统的绝大部分参数由箭上设备自检测，而重型运载电气系统的被测量会大幅度增加，通过有线连接至地面测试系统是不现实的，必须采用箭上自检测。事实上，自航天飞机起，美国就已经采取了这种方案，地面系统通过“网关”收集飞行器的信息，信息以网络化的方式传输，地面测试系统将主要起到分析判断作用。

5结束语

综合国内外新一代运载火箭电气系统的特点，可以将其归纳为总线制、多余度、分布式控制、综合电子、自检测等主要特征；并且控制系统除了完成导航、制导和姿态控制外，也更多地参与到了其他控制工作中，例如主动的飞行减载控制、闭式的贮箱增压控制等，未来还可能增加其他功能，这是与电气系统一体化的发展趋势相吻合的。同时，电子产品在性能提升的同时，也会导致成本增加，这时更要发挥其处理能力，从而达到整体优化和降低成本的效果。

然而，上述技术革新仅是在性能上的提升，并非重型运载控制系统的最大亮点。随着控制技术的发展和计算能力的增强，重型运载将在控制系统中体现更多的自主性，这才是下一个具有划时代特征的重大技术进步。

参考文献(References)

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[2]Sablynski R, Pordon R.A report on the flight of Delta II’s redundant inertial flight control assembly (RIFCA)[C]//IEEE Position Location and Navigation Symposium, Palm Springs, USA, Apr. 20-23, 1998: 286-293.

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Zhang Zhenhua. The guidance and control system of H-2 launch vehicle[J]. Missiles and Space Vehicles, 1996(5): 6-22.(in Chinese)

[4]ISAS.イプシロンロケットのアビオニクス(搭載電子機器)[DB/OL].[2012-07].http://www.isas.jaxa.jp/j /column/epsilon/07.shtml.

ISAS. On-board avionics system[EB/OL]. [2012-07]. http://www.isas.jaxa.jp/j/column/epsilon/07.shtml.(in Japanese)

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Research on Avionics System Configuration of Next Generation Launch Vehicle

SONG Zhengyu

(Beijing Aerospace Automatic Control Institute，Beijing 100854, China)

Abstract:The development of Chinese LM launch vehicle (LV) avionics systems was firstly reviewed in this paper. Then the navigation system, the bus configuration and the redundant design of major foreign LVs were focused. The avionics system design scheme of new generation LVs from NASA, ESA and China were analyzed and the bus system, the redundant structure, the distributed control and integrated modular avionics (IMA) in Chinese new medium LV (NGMLV) were discussed which could be regarded as the main features of the LV avionics system nowadays. Based on the analysis, the differences between NGMLV and Ares/SLS were summarized. In the end, some suggestions on the Chinese heavy LV avionics system were put forward.

Key words:avionics system; redundant design; data bus technology; IMA; launch vehicle

收稿日期：2015-12-24；修回日期：2016-04-05

基金项目：载人航天预先研究项目(010301)

作者简介：宋征宇(1970-)，男，硕士，研究员，研究方向为飞行器控制、制导与仿真。E-mail：zycalt12@sina.com

中图分类号：V442；V448.12

文献标识码：A

文章编号：1674-5825(2016)03-0317-06