載人運載火箭待發段故障診斷技術研究與實現

張晨光，胡昭昀，鄭立偉

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

載人運載火箭待發段故障診斷技術研究與實現

張晨光，胡昭昀，鄭立偉

（北京宇航系統工程研究所，北京，100076）

運載火箭待發段是火箭事故多發階段，為有效保證航天員的安全，針對載人運載火箭待發段的特點，待發段故障診斷系統設定了4種故障模式及判別準則，通過軟件實現了對這4種故障模式的有效診斷，為待發段航天員的逃逸救生提供有效實施途徑，可將故障發生時的損失降到最低。

載人運載火箭；待發段；故障診斷

0 引 言

對于載人工程而言，航天員的生命安全需優先考慮，這也是載人運載火箭區別于其他火箭的顯著標志。為保證航天員的生命安全，需要對火箭發射階段進行全過程安全控制，必要時還需采取應急救生措施。

待發段是指火箭發射前航天員進艙至火箭起飛（含緊急關機）的時段，此時段飛船和火箭都已加注推進劑，火工品和爆炸器已安裝連接到位。資料表明，待發段是一個事故多發的危險時段，在待發段若相關過程存在故障，將引發關聯反應，造成災難性故障。蘇聯研制的聯盟T-10A飛船在發射前90 s由于推進劑泄漏造成火箭著火并發生爆炸重大事故；美國航天曾經發生過在待發段因電路問題誘發火箭誤啟動事故。因此，在待發段期間，及時、有效地診斷出火箭潛在故障并采取措施，為航天員生命安全保駕護航[1,2]。

根據中國載人運載火箭總體要求，從射前30 min開始進行待發段故障診斷，并由逃逸控制臺實施逃逸控制，確保航天員生命安全[3,4]。

1 故障診斷系統組成和功能

待發段故障診斷系統由主故障診斷計算機、副故障診斷計算機、遙測通信服務器、總體網通信服務器和逃逸控制臺等組成。在執行任務過程中，主故障診斷計算機接收遙測通信服務器和總體網通信服務器發送的相關參數信息，根據4種故障模式及判據實時診斷相關遙測數據，當實時診斷出某一故障發生時，逃逸告警或請求逃逸信號發送到逃逸控制臺，為了確保信息連接，在故障診斷計算機與逃逸控制臺之間相互傳遞鏈路檢查信息。作為冗余備份功能副故障診斷計算機實時接收主故障診斷計算機的診斷數據并鏈接信息，當主故障診斷計算機出現問題后切換到副故障診斷計算機繼續執行診斷任務。系統實現故障診斷軟件分別部署在主、副故障診斷計算機中，完成診斷及信息顯示功能。

系統組成及信息流如圖1所示[5]。

圖1 待發段故障診斷系統組成示意

根據中國載人運載火箭總體需求，待發段故障診斷系統功能如下：

a）按照信息傳輸接口約定信息幀格式要求，實時接收遙測數據、總體網數據等，進行數據值域判斷，剔除異常數據；

b）根據預先設定的故障判據和門限對推進劑泄漏、尾艙著火、火箭傾倒和緊急關機后控制系統斷電失敗4種故障模式相關遙測參數實時診斷，同時實時顯示診斷遙測數據、診斷判據結果等信息；

c）當實時診斷故障發生，確認診斷結果和相關數據后，“逃逸告警”或“請求逃逸”信號發送到逃逸控制臺，并與逃逸控制臺進行鏈路檢查[4]。

2 待發段故障模式及流程

在待發段威脅航天員生命安全火箭故障模式有推進劑泄漏、尾艙著火、緊急關機后箭體傾倒和緊急關機后控制系統斷電失敗等4種模式（簡稱模式1至模式4）。

根據總體要求及測試數據組成內容，4種故障模式診斷過程需要按照一定流程執行。待發段故障診斷流程如圖2所示。

圖2 待發段故障診斷流程

a）推進劑泄漏（模式1）。一般情況下為推進劑滲漏，對火箭結構不會造成破壞[2]。若發生閥門啟動或誤啟動等重大事故時，大量推進劑泄漏或貯箱氣枕大量氣體逸出，就造成貯箱壓力下降，貯箱結構發生破壞。發生此故障模式的過程比較緩慢，一般此過程發生的時段是推進劑加注后至火箭點火前。

b）尾艙著火（模式2）?；鸺幼⑼七M劑后，若不同推進劑同時泄漏并在艙內或艙外發生接觸，就會產生燃燒著火，或是在艙內氧化劑泄漏后與可燃物質接觸也會產生燃燒。發生此故障模式的過程比較緩慢，發生的時段是加注后至火箭點火前。

c）緊急關機后箭體傾倒（模式3）?；鸺o急關機后，由于穩定原因火箭會發生滾轉運動導致某一或更多支點脫離發射平臺支座支撐。發生此故障模式的過程比較快，約T秒后火箭倒地，發生的時段為火箭點火（未正常起飛）至緊急關機后。

d）緊急關機后控制系統斷電失?。Ｊ?）。火箭發出緊急關機指令后，在要求時間內控制系統未能將箭上火工品斷電而發生故障。此故障在緊急關機T1秒以后才確定，T2秒內必須完成逃逸[6]。

3 待發段故障診斷軟件設計

待發段故障診斷軟件實現了待發段故障診斷系統，火箭待發段故障診斷系統與逃逸控制臺的信息通信通過此軟件完成，通過實時診斷完成待發段航天員逃逸救生診斷、指揮與控制；軟件完成了判據遙測數據的實時接收處理、實時故障診斷和發送逃逸信息等功能。為了確保待發段故障診斷的可靠性，軟件設計采用相關冗余技術。主故障診斷計算機執行診斷模式，副故障診斷計算機執行顯示模式，在軟件運行診斷模式下顯示模式為備份狀態不能執行任何操作，但是各種相關信息在2種模式顯示均為同步狀態，當主故障診斷計算機發生故障，副故障診斷計算機顯示模式切換為診斷模式，繼續執行待發段診斷任務。通過冗余設計，提高待發段故障診斷可靠性提高，有效保證航天員的安全。待發段故障診斷軟件設計如圖3所示[4]。

診斷模式下，軟件實時接收遙測通信服務器數據，按照判別準則進行故障診斷并顯示參數信息和診斷結果，通過總體網通信服務器接收故障檢測系統“允許逃逸”指令并向逃逸控制臺轉發；當故障發生時發出“逃逸告警”或“請求逃逸”信號。診斷模式同時將所有信息同步至副故障診斷計算機。

圖3 待發段故障診斷軟件設計示意

4 關鍵技術研究

4.1 故障模式判別準則[7]

4.1.1 推進劑泄漏故障判別準則

a）判別參數：判斷貯箱壓力。共A個貯箱，每個貯箱兩個監測點，共2A個遙測參數。

b）判別準則：A個貯箱分別獨立進行判斷；同一組測點的2個壓力為1組參數，當2個壓力同時超過報警限或故障限，則表示該組參數異常；當某組貯箱壓力下降到報警限，則認為“箱壓到達報警限”；當某組貯箱壓下降到故障限，則認為“箱壓到達故障限”[4]。

4.1.2 著火故障判別準則

a）判別參數：判斷尾段的溫度、熱流。共B個尾段，每個尾段3組，共6B個遙測參數。

b）判別準則：B個尾段分別獨立進行判斷；同一測量點的溫度、熱流為1組參數，每個尾段3組；

1組參數中，溫度、熱流同時超過故障限，表示該組參數異常；3組參數中，至少2組參數異常則認為該尾段發生著火故障。

4.1.3 緊急關機后火箭傾倒故障判別準則

a）判別參數：判斷雙慣組的俯仰不水平度和偏航不水平度，共4個參數。

b）判別準則：緊急關機發出后，2個慣組的俯仰不水平度同時超過故障限，則認為俯仰不水平度異常；2個慣組的偏航不水平度同時超過故障限，則認為偏航不水平度異常。

4.1.4 緊急關機后控制系統斷電失敗判別準則

a）判別參數：判斷控制系統電池電壓，共3個遙測參數。

b）判別準則：緊急關機發出后，電池1電壓超過報警線同時電池2電壓和電池3電壓其中之一超過報警線，在T1～T2秒期間，則認為控制系統斷電失敗。

4.2 軟件診斷實施方法

4.2.1 推進劑泄漏故障診斷實施方法

a）實施方法：如果連續3次診斷出“箱壓到達報警限”，或1次“箱壓到達報警限”、2次“箱壓到達故障限”，或2次“箱壓到達報警限”、1次“箱壓到達故障限”，則報“箱壓到達報警限”并發出逃逸告警。如果連續3次診斷出“箱壓到達故障限”，則報“箱壓到達故障限”并請求逃逸。

b）執行案例：以助推一級燃料箱為例，推進劑泄漏故障診斷實施方法原理如圖4所示。

圖4 推進劑泄漏故障診斷實施方法原理

4.2.2 著火故障診斷實施方法

a）實施方法：如果連續3次診斷出“尾段發生著火故障”，則報“尾段發生著火故障”并請求逃逸。

b）執行案例：以助推1為例，著火故障診斷實施方法原理如圖5所示。

圖5 著火故障診斷實施方法原理

4.2.3 緊急關機后火箭傾倒故障診斷實施方法

a）實施方法：如果連續3次診斷出“緊急關機信號”則認為“緊急關機信號”發出。如果連續3次診斷出“不水平度超過故障限”，則報“火箭傾倒”故障并請求逃逸。

b）執行案例：緊急關機后火箭傾倒故障診斷實施方法原理如圖6所示。

圖6 火箭傾倒故障診斷實施方法原理

4.2.4 緊急關機后控制系統斷電失敗故障診斷實施方法

a）實施方法：如果連續3次診斷出“緊急關機信號”則認為“緊急關機信號”發出，電池1電壓連續三幀超限同時電池2電壓、電池3電壓其中之一連續三幀超限，在T1～T2秒期間，報“緊急關機后控制系統斷電失敗”故障并請求逃逸。

b）執行案例：緊急關機后控制系統斷電失敗故障診斷實施方法原理如圖7所示。

圖7 緊急關機后控制系統斷電失敗故障診斷實施方法原理

4.3 信息重傳驗證傳輸方法

待發段故障診斷系統采用以太網進行遙測數據、故障檢測數據、診斷結果等信息傳輸，為了確保信息傳輸的可靠、準確和可追溯，以UDP協議為基礎設計了信息報文傳輸驗證方法，通過3次確認幀超時重發機制，確保在一定時間內數據傳輸的實時性和確定性，解決了以太網信息傳輸時間的不確定性問題。

信息報文傳輸驗證方法如圖8所示[4]。

圖8 信息報文傳輸驗證方法示意

5 結束語

載人運載火箭待發段故障診斷技術，已成功應用于中國載人運載火箭發射任務中，系統工作正常、可靠，提高了載人運載火箭的可靠性和安全性，為航天員生命安全保駕護航。

根據中國載人運載火箭發射前工作特點提煉出的4種故障模式也能夠應用于其他在研運載火箭待發段故障診斷，但是隨著現代運載火箭技術發展，需要進一步提煉和完善。

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[8] 徐克俊.待發段航天員地面應急救生系統[M]. 北京: 國防工業出版社, 2006.

圖7 加速度計溫度補償后輸出

4 結 論

溫度變化對光纖慣組的陀螺儀和加速度計的標度因數和零偏影響顯著。本文利用光纖慣組的陀螺儀和加速度計的標度因數和零偏和溫度變化曲線，提出了一種通過純數學的溫度補償方法，通過建立光纖陀螺與加速度計的溫度模型，對其溫度漂移誤差進行實時補償，由于該方法不增加硬件成本，補償效果明顯，是提高系統精度的重要途徑。

參 考 文 獻

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Study on Fault Diagnosis Technology of Manned Launch Vehicle in Waiting-for-lift-off Phase

Zhang Chen-guang, Hu Zhao-yun, Zheng Li-wei
(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)

It is accident-prone in the waiting-for-lift-off phase for manned launch vehicle. To effectively guarantee the safety of the astronauts, four failure modes can be diagnosed via software based on established judgment guidelines which aimed at these four failure modes. This technology provides an effective way to escape from the adversity for space astronauts, minimizes losses caused by failure and guarantees the success of the launch of the manned vehicle.

Manned launch vehicle; Waiting-for-lift-off Phase; Fault diagnosis

V417+.3

A

1004-7182(2016)04-0051-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20140413

2014-08-08；

2015-03-05

張晨光（1973-），男，高級工程師，主要研究方向為電氣系統總體設計