动力系统试验自动紧急关机系统设计与建立

庄 建,李志刚,王智超

(北京航天试验技术研究所,北京 100074)

动力系统试验自动紧急关机系统设计与建立

庄 建,李志刚,王智超

(北京航天试验技术研究所,北京 100074)

根据某型号动力系统试验要求，为了保证试验产品和试验台的安全，选取代表发动机工作状态的典型参数作为自动紧急关机判断依据，通过合理设置紧急关机判别准则，基于现有Pacific 6000数据采集装置建立了改进型红线报警系统进行在线实时检测;通过对系统硬件和软件的剖析、测试，得出该系统时间响应综合滞后偏差为0～0.25 s;利用信号发生器模拟发动机真实工作参数值对传感器异常检测、发动机关机故障判定、数据存贮和事后查询功能进行了综合验证，系统无漏关机和误关机现象发生，为产品及试验台的安全提供了保证;可为其它故障检测系统建立和响应时间分析提供参考。

动力系统试验;判别准则;自动紧急关机;响应特性

0 引言

动力系统试验是运载火箭研制的关键环节，是火箭飞行前关键的系统协调性验证试验，它具有高风险、高费用、试验时间短、故障发展迅速等特点。试验中的故障可能来自发动机、也可能来自试车台试验系统，出现的故障在短时间内可能造成发动机爆炸、试车台烧损、人员伤亡等灾难性后果，而指挥员来不及判断，无法及时采取有效措施。基于稳态采集系统开发的自动紧急关机系统可以进行试验数据的实时检测、实时判断，异常情况下进行紧急关机操作，可以降低故障带来的损失，保证人身安全、保护发动机、保护试验设备，为发动机试后故障分析提供故障现场[1]。同时对提高发动机地面试验可靠性，加快火箭发动机研制进度具有非常重要的意义。

1 自动紧急关机判别准则设置

动力系统试验产品由贮箱、增压输送系统、供配气系统、伺服机构、发动机、测控系统等组成，其中发动机工作压力高、转速快、高低温并存，故障发生快，因此选取代表发动机工作状态的典型参数作为自动紧急关机判断依据，可以涵盖动力系统的大部分故障。

本系统选取发动机涡轮泵转速、涡轮泵后压力、燃烧室压力作为判据，采用改进型红线报警系统用于在线实时检测。为了避免测量系统干扰或噪声及个别传感器、变换器失效造成误关机，采用多参数表决和连续性准则：当3个检测参数连续3次同时超出安全带时实施紧急关机。

为避免误关机，在获取到检测参数时先判断测量结果是否可信。根据变换器极端情况下输出正限幅为+6.3～+6.5 V，负限幅为-0.7 V的设计思路，考虑到测量系统存在一定的测量偏差，为避免误关机，将压力传感器和变换器失效的判断标准定为小于等于-0.5 V或大于等于6.0 V。

以火箭起动时序0 s为基准，考虑到发动机启动阶段性能参数还不稳定，自动紧急关机系统从13.5 s开始对发动机工作状态进行判断，当判断发动机工作异常时实施自动紧急关机。判别准则包括两部分：一是传感器和变换器检测单元；二是发动机异常检测单元。

1.1 传感器和变换器检测单元

该单元的作用是对测量数据是否可信进行确认，在经过发动机异常检测单元之前先经过该单元。通过该单元，判定一个测量参数是否能够作为判断发动机工作异常的依据。在下面情况下，判定传感器或变换器异常：

1)当转速测量电压值≤+0.5 V或≥+6.0 V，判定转速传感器或变换器工作异常(转速测量判据以N1为依据，当N1异常时，以N2为依据。N1和N2同时异常则判断转速传感器或变换器工作异常，测量数据不可信)。

2)当压力测量电压值≤-0.5 V或≥+6.0 V，判定压力传感器或变换器异常，数据不可信。

1.2 发动机异常检测单元

1)13.5 s～关机，在判断检测参数传感器和变换器无异常的情况下，当三个检测参数连续三次同时超出安全带时实施紧急关机，安全带取值见表1。

2)13.5 s～关机，当判断某一传感器或变换器(压力或转速)异常时，将该参数剔除，对剩下的两个参数进行判断，当两个参数连续三次同时超出安全带时实施紧急关机，安全带取值见表1。

3)13.5 s～关机，当判断任两个或三个传感器或变换器异常时，判别准则失效，自动紧急关机系统不起作用。

表1 安全带取值

2 紧急关机系统设计方案

2.1 紧急关机数据采集系统结构设计

紧急关机数据采集系统由传感器/变换器、信号隔离装置、Pacific 6000数据采集装置、采集主机、继电器输出板、控制系统组成，其组成如图1所示。

图2 紧急关机程序流程图

图1 自动紧急关机组成框图

紧急关机系统的核心是其高可靠性，为了提高系统的可靠性，采取了如下措施：采用双绞屏蔽电缆，提高信号的抗干扰能力；采用冗余供电技术保证前端传感器/变换器工作可靠性；继电器输出采用双点双线模式保证高可靠输出；采用信号隔离装置消除紧急关机参数判断和并联传输显示的串扰。

紧急关机信号传递流程为：压力传感器和转速线圈输出信号经变换器转换为0～5 V电压信号,将此信号经端子板进入信号隔离调理模块，然后输入模拟量通道模块板model6013，进行放大、滤波、采样/保持，经过A/D转换后的数字信号被送入DDS。数据经过DDS采样选取，送入其中的两个并行缓存(FIFO数据缓存和环形缓存)后，经高速的IEEE-488.2接口，再经过GPIB-140A总线扩展器和光纤送入计算机，以用于显示、处理和存储。由二次开发的PI660软件进行数据采集和紧急关机条件的判读。控制系统通过吸合、断开无源触点作为发动机点火、关机的时统信号，测量系统将触点信号变换为5 V阶跃信号作为发动机的启动/关机信号。根据紧急关机判读条件连判三次满足关机条件时，采集主机的继电器卡输出关机触点信号，控制系统以10 ms循环检测触点信号上升沿，并完成后续关机操作。

2.2 软件设计

Pacific 6000采集系统软件的紧急关机部分是采用VB语言对采集软件PI660进行二次开发的程序，采样频率100 Hz，滤波10 Hz，其紧急关机部分具体流程如图2所示。

整个紧急关机程序放在一个计时器控件Timer的事件过程中，Timer定时间隔设为100 ms，即每隔0.1 s程序循环一次。程序读取Pacific 6000通道数据，对启动信号(5 V)进行判读，若大于3.5 V，认为发动机启动，点火时标开始计时。通过高精度定时器STimer累加计时计算是否到达13.5 s。根据紧急关机判读准则进行关机参数的读取和判断，连续三次判读满足条件时，继电器输出板输出触点信号。

3 系统响应特性分析及测试

3.1 系统响应特性分析

根据长时间使用经验及现场测试结果表明，现有系统从开始条件判读到关机操作理论时间应为0.2秒，实际关机时间在0.2～0.45之间(不含控制系统反馈时间)。

整个紧急关机程序放在一个计时器控件Timer的事件过程中，timer定时间隔设为100 ms，即每隔0.1 s程序循环一次。程序读取6000通道数据，对启动信号进行判读，若大于3.5 V，认为发动机启动，点火时标开始计数。通过STimer计数计算是否到达13.5 s。根据紧急关机条件进行关机参数的读取和判断，连续三次判读满足条件时，使继电器输出板输出触点信号。

经深入研究讨论该延迟时间主要是由于以下几个方面导致：

1)启动信号大于3.5 V时刻(发动机启动时刻或点火时标0 s时刻)的判读精度；

2)关机条件满足临界点判读的判读延迟；

3)Pacific 6000采集系统通道传输延迟(50ms打包发送机制)；

下面分别对上述三个影响因素及其造成的影响进行详细的分析：

由上述描述可知，程序中Timer时间间隔设定为100 ms。由此造成的影响如下：

1)程序实际每隔100 ms读取启动信号并判断是否大于3.5 V，由此可能造成判读点火时标0 s时刻的延迟为100 ms；

2)同理，处于关机条件满足临界点判断时，可能造判读点火时标13.5 s时刻的延迟为100 ms。

3)太平洋6000采集系统设有数据缓冲区，每隔50 ms打包发送一组数据，紧急关机程序实时从6000通道读取的数据，实际是0～50 ms之前的数据，如图3所示，若在接近0 ms的

图3 6000系统通道延迟示意图

t1时刻读通道，读的是-50 ms形成的数据包的最新值，延迟为0 ms；若在接近50 ms的t2时刻读通道，读的还是-50 ms形成的数据包的第一个值，延迟为-50 ms。我们对这一项也进行了测试，测试结果与理论分析相符。

综合考虑上述所有因素影响，得出该紧急关机系统的综合滞后偏差为0～0.25 s，见表2。

表2 综合滞后偏差值

3.2 系统调试

紧急关机系统建设完成后，利用信号发生器模拟发动机真实工作参数值，对传感器和变换器检测单元和发动机异常检测单元进行故障模拟，以验证程序逻辑性和系统时间响应特性。通过对转速上限下限失效、压力上限下限失效、转速上限下限异常、压力上限下限异常等条件组合共计46种测试，测试结果表明：系统响应时间与理论分析一致，无漏关机和误关机现象发生，达到任务书要求。

4 结论

利用Pacific6000数据采集系统建立的动力系统试验自动紧急关机系统，具备传感器异常检测、发动机关机故障判定、数据存贮和事后查询功能，系统理论分析发出关机信号响应时间为0～0.25 s，实际测试结果表明系统无漏关机和误关机现象发生，为产品及试验台的安全提供保证。可为其它故障检测系统建立和响应时间分析提供参考。

[1] 唐云龙,代玉东.液氧/煤油发动机地面试验故障紧急关机系统研制[J].火箭推进，2005(2).

[2] 液体火箭发动机试验技术标准汇编[S].航天工业总公司第一研究院一〇一所，1991.

[3] 马红宇,刘站国,徐浩海,等.液氧煤油发动机地面试车故障监控系统研制[J].火箭推进，2008(2).

Automatic Emergency Shutdown System Design and Developent in Power System Test

Zhuang Jian，Li Zhigang，Wang Zhichao

(Beijing Aerospace Institute of Test Technology，Beijing 100074,China)

According to a power system test requirements, in order to ensure the safety of products and the test bench test, select typical parameters of engine work status for automatic emergency shutdown judgment，through setting up reasonable shutdown criterion, based on the existing Pacific 6000 data acquisition device to establish an improved red- line alarm system for online real-time detection. Through the system analysis and test of hardware and software, it is concluded that the system comprehensive response time is 0～0.25 s. Signal generator used to simulate engine real working parameters, completed the value of sensor anomaly detection, engine shutdown fault judgement, data storage and query function comprehensive verification, system without shutdown and shutdown happened by mistake, guarantee for the safety of the products and the test bench. can be reference for other fault detection system and to analyze the response time.

power system test; criterion of judgement; automatic emergency shutdown; response characteristics

2016-09-17；

2016-10-10。

庄 建(1981-)，男，河北保定人，硕士，高级工程师，主要从事液体火箭发动机试验方向的研究。

1671-4598(2017)02-0193-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.02.053

V433

A