火箭發動機試驗緊急關機過程分析與改進

莊 建，李琪琪，王智超

（北京航天試驗技術研究所，北京100074）

火箭發動機試驗緊急關機過程分析與改進

莊 建，李琪琪，王智超

（北京航天試驗技術研究所，北京100074）

針對液體火箭發動機試驗中緊急關機關鍵過程進行了深入研究，簡述了當前氫氧火箭發動機試驗緊急關機的常用模式和方法，對影響自動緊急關機條件判讀響應時間的因素進行了理論分析和實驗驗證，獲得了在用緊急關機系統的響應時間指標。針對緊急關機存在的時間延遲問題，提出了縮短條件判讀響應時間的途徑和具體解決方法。該方法在實際的試驗系統中進行了多次驗證，程序的正確性和穩定性得到了考核。對大型數據采集及故障診斷系統響應時間分析提供一定的參考依據。

火箭發動機試驗；自動緊急關機；條件判讀;故障分析

0 引言

液體火箭發動機地面試驗是發動機研制的關鍵環節，是一項復雜的系統工程。它具有高風險、高費用、試驗時間短、故障發展迅速等特點。試驗中的故障可能來自發動機、也可能來自試車臺試驗系統。試驗過程中出現的故障在短時間內可能造成發動機爆炸、試車臺燒損、人員傷亡等災難性后果，而指揮員來不及判斷，無法及時采取有效措施。基于穩態參數數據采集系統開發的自動緊急關機系統可以進行試驗數據的實時檢測、實時判斷，異常情況下進行緊急關機操作，則有可能降低故障帶來的損失，保證人身安全、保護發動機和試驗設備，為發動機試后故障分析提供故障現場。自動緊急關機的時間響應特性是系統的一個關鍵技術指標，其延遲時間直接影響緊急關機的及時性。本文以某氫氧火箭發動機試驗自動緊急關機工藝過程為研究對象，深入分析緊急關機系統運行方式和采集系統工作原理，通過分析驗證獲得現有緊急關機系統的延遲時間指標。并針對分析結果采取有效的措施，將自動緊急關機系統響應時間大大縮短。對提高發動機地面試驗緊急關機系統的實時性和可靠性，加快氫氧發動機研制進度具有重要的意義。

1 緊急關機系統介紹

近十年來,隨著計算機、自動控制、人工智能、傳感器等技術的飛速發展和廣泛應用,液體火箭發動機故障檢測與診斷方法和技術的研究取得了重要進展。主要在以下幾方面:基于信號分析的方法，基于模型的方法，基于人工智能的方法，故障模式分析與信號特征提取。從整體看,這些研究用的理論、策略、方法、算法，結合具體發動機進行數值仿真和試車數據驗證的狀態，實際、可靠用于發動機地面試驗的故障檢測與診斷系統較少。由于液體火箭發動機對故障檢測與診斷在高效 (準確、快速)、可靠、安全方面要求極高,在發動機試驗中故障診斷采取實時檢測、紅線報警的方式實施緊急關機。

目前多數在線應用的自動緊急關機系統都屬于改進型紅線報警系統，由發動機設計部門根據發動機性能參數選取若干個關鍵參數，在多參數相互協調的情況下進行關機判定。主要基于兩個準則進行故障檢測:一為多參數準則，即僅當同時出現多個參數值不在閾值內才判定出現了故障；二是持續性準則,即僅當連續出現多次異常參數值才判定出現了故障。

2 自動緊急關機系統分析

2.1 自動緊急關機系統組成

某型號發動機試驗自動緊急關機判讀工作由Pacific 6000穩態采集系統承擔，前端傳感器輸出的信號經電纜網進入信號變換器，轉化為采集系統可識別的電壓/頻率量，經采集系統放大、濾波、采樣/保持、A/D轉換后的數字信號送入DDS。數據經過DDS采樣選取，送入其中的兩個并行緩存（FIFO數據緩存和環形緩存）后通過GPIB-140A總線擴展器和光纖傳輸到遠程采集主機，由后期開發的PI660軟件進行數據采集和緊急關機條件的判讀。控制系統通過吸合、斷開無源觸點作為發動機點火、關機的時統信號，測量系統將觸點信號變換為5 V階躍信號作為發動機的啟動/關機信號。判讀條件依據發動機某次試驗的工況特性由發動機設計單位提出，采用改進型紅線限幅法，通過合理設置不同時間段多個關鍵參數數值，實現發動機啟動段和主級段的故障判斷。當多個參數連續判讀三次同時滿足關機條件時，采集主機的繼電器卡輸出關機觸點信號，由控制系統完成后續關機操作（關機操作示意圖如圖1所示）。

根據任務書要求，發動機緊急關機判讀分為5.5～6.8 s（啟動段）和6.8 s～關機時刻（主級段）條件判讀，連續3次判斷 (時間間隔0.1 s)，達到自動緊急關機條件時，執行自動緊急關機。本文以發動機5.5～6.8 s的啟動段為研究對象進行分析。

Pacific 6000采集系統的緊急關機軟件是采用VB語言對廠家的采集軟件PI660進行二次開發的程序，采樣頻率100 Hz，濾波10 Hz，其緊急關機部分具體流程如圖2所示。

圖1 自動緊急關機操作示意圖Fig.1 Operation schematic diagram of automatic emergency shutdown

圖2 緊急關機程序流程圖Fig.2 Flow chart of emergency shutdown program

整個緊急關機程序放在一個VB計時器控件Timer的事件過程中，timer定時間隔設為100 ms，即每隔0.1 s程序循環一次。程序讀取Pacific 6000通道數據，對啟動信號進行判讀，若大于3.5 V，認為發動機啟動，點火時標清零并開始計時。通過讀取Pacific 6000系統運行時間計算是否到達5.5 s。根據緊急關機條件進行關機參數的讀取和判斷，連續三次判讀滿足條件時，使繼電器輸出板輸出觸點信號。

2.2 關機條件判讀影響因素分析

根據自動緊急關機判讀流程可以發現，程序判讀和發出關機指令的時間精度主要取決于三個方面：

1)啟動信號大于3.5 V時刻（發動機啟動時刻或點火時標0 s時刻）的判讀精度；

2)點火時標達到5.5 s時刻的判讀精度；

3)連判時間間隔0.1 s的定時精度。

進一步深入分析和測試發現，影響上述三方面時間精度的主要因素如下：

1)VB timer定時器精度；

2)VB timer的時間間隔；

3)Pacific 6000采集系統通道傳輸延遲；

4)Pacific 6000采集系統運行時間精度。

2.2.1 VB Timer定時器精度的影響

微軟技術網站資料顯示，windows 95/98操作系統定時器精度為55 ms，windows 2000/XP操作系統定時器精度為10～16 ms。本系統采集主機運行在windows 2000環境下，實測VB timer定時精度為10～16 ms，與資料相符。緊急關機程序VB Timer間隔設置為100 ms，但實際測得的間隔為109～110 ms。由此可得某試驗臺緊急關機判讀程序的timer事件間隔實際為110 ms左右。

VB timer定時器精度造成的影響：timer事件的循環周期實際是110 ms，而不是100 ms；在連判三次時，它會造成第三次判讀滯后0.02 s。

2.2.2 VB Timer的時間間隔的影響

由上述描述可知，程序中VB timer時間間隔設定為100 ms，但實際為110 ms。由此造成的影響如下：

1）程序實際每隔110 ms讀取啟動信號并判斷是否大于3.5 V，由此可能造成判讀點火時標0 s時刻的延遲為0～0.11 s；

2）同理，程序每隔110 ms讀取Pacific 6000系統運行時間，并計算是否到達點火時標5.5 s，由此可能造判讀點火時標5.5 s時刻的延遲為0～0.11 s

2.2.3 采集系統傳輸延遲的影響

Pacific 6000采集系統設有數據緩沖區，每隔50 ms打包發送一組數據，緊急關機程序實時從6000通道讀取的數據，實際是50～100 ms之前的數據，如圖3所示，若在接近0 ms的t1時刻讀通道，讀的是-50 ms形成的數據包的第一個值，延遲為-50 ms；若在接近50 ms的t2時刻讀通道，讀的還是-50 ms形成的數據包的第一個值，延遲趨近于100 ms。對這一項也進行了測試，測試結果與理論分析相符。

由此可得出結論，Pacific 6000系統的通道傳輸延遲為50～100 ms。由此造成的影響如下：發動機啟動時，過50～100 ms后，緊急關機程序才能從通道獲取啟動信號的跳變，由此給點火時標0 s時刻判讀造成0.05～0.1 s的延遲。

圖3 Pacific 6000系統通道延遲示意圖Fig.3 Schematic diagram for channel delay of Pacific 6000 system

2.2.4 采集系統運行時間精度的影響

緊急關機程序用PI660DLLGetRuntime()函數讀取Pacific 6000系統的硬件運行時間，計算發動機點火0 s時刻及點火5.5 s時刻。由于Pacific 6000系統的計時原理是按采集數據包的個數來計算時間的，因此決定了其計時最小分辨率為50 ms。實際測試與分析相符，為50 ms。由此造成的影響如下：

為了全面獲取試驗數據，測量系統在發動機預冷階段已經啟動，如圖4所示，當發動機T1時刻（略大于T）點火，此時讀取Pacific 6000系統運行時間值為T作為發動機點火的0 s時刻，以后再讀取Pacific 6000時間減去T就轉換為點火時標了，因此當T+5 500時刻到達5.5 s的判斷起始時間，此時基本不會產生影響；而當發動機T2時刻（略小于T+50） 點火，讀取Pacific 6000系統運行時間值依然為T（實際應為T+50），并認定為發動機點火的0 s時刻，由此導致程序將T+5 500（實際應為T+5 550） 時刻認定為5.5 s（實際為5.45 s） 判斷起始時間，由此造成把5.45 s當成5.5 s。因此，他會造成點火時標5.5 s的判讀延遲-0.05～0 s。

2.2.5 綜合分析

綜合考慮上述所有影響因素，得出該緊急關機系統的綜合滯后偏差為0.02～0.34 s，即從5.5 s開始條件判讀超限，連續判讀三次均滿足條件時，理論關機信號發出時間為5.7 s，但實際自動緊急關機信號發出時間為5.72～6.04 s（表1）。

圖4 Pacific 6000系統運行時間精度的影響Fig.4 Factors to affect the running time accuracy of Pacific 6000 system

表1 現緊急關機系統時間延遲統計Tab.1 Time delay statistics of existing emergency shutdown system

3 緊急關機系統改進及驗證

3.1 程序改進

通過上述分析可以看出，要想減小系統延遲，從以下幾方面進行考慮：

1)提高計時器精度；

2)減小計時器間隔；

3)不用Pacific 6000系統運行時間計算5.5 s時刻；

4)減小采集系統通道傳輸延遲。

由于VB timer采用的是消息機制，發送一個WM_TIMER消息由響應函數處理。而NT內核的操作系統以約15.600 1 ms為周期響應中斷，定時器的最短時間間隔約為15.6 ms，無法滿足高精度的定時控制要求。為了提高計數器精度，對常用的定時器進行性能比對分析，采用多媒體定時器，它彌補了VB中自帶的Timer控件定時不準確，同步性差的缺點。該定時器不依賴于消息機制，而是由TimeSetEvent()函數產生一個獨立的線程，保證定時中斷在CPU資源緊張時得到實時響應，計時精度1 ms，且無累加誤差。經實測定時器控件精度可以滿足定時要求。

為了消除Timer間隔造成的0 s判讀延遲，對原程序進行改進，將點火時標0 s時刻判讀間隔由100 ms改為10 ms，可以縮短判讀延遲時間0.1 s。為了提高執行效率，減小資源消耗，減少對穩態采集程序性能的影響，程序其他部分仍為100 ms間隔執行。

為了消除點火時間5.5 s判讀延遲，不再使用Pacific 6000系統運行時間進行計時，改為高精度定時器計數累加計時法。

而采集系統通道傳輸延遲為采集系統的固有特性，在不改變采集系統現有模式下，該延遲時間無法改善。

經上述改進后，前三項影響因素基本消除，緊急關機程序延遲影響明顯改進，最大值由以前的0.34 s提高到0.11 s，見表2。

表2 改進前后緊急關機判讀偏差來源對比表Tab.2 Contrast between deviation sources of emergency shutdown interpretation before and after improvement s

除上述改進措施外，程序還增加了自動緊急關機系統日志功能，詳細記錄每次滿足判讀條件的相對時間，為發動機試后故障分析提供準確的故障時刻。

3.2 效果驗證

程序改進后，利用信號發生器模擬發動機真實工作參數值，使發動機在5.5 s之前滿足并持續關機條件，發動機實施自動緊急關機。改進后進行了多次程序調試，并和試驗臺控制系統進行了多次自動緊急關機調試，測試結果表明：系統響應時間與理論分析一致，無漏關機和誤關機現象發生。調試結果見表3。

表3 程序改進后測試結果Tab.3 Measured results after procedure improvement s

通過表3數據分析可知：改進后緊急關機判讀程序時間延遲在0.08～0.11 s之間，和理論分析結果吻合。此外，該程序還和控制系統進行了全系統的長時間可靠性考核，系統運行穩定。

4 結論

通過對現有緊急關機系統的深入分析和驗證，找到了影響自動緊急關機延遲時間的多個因素，針對延遲產生的各個因素制定了相應的改進措施。經過多次現場驗證，改進后的程序運行穩定可靠，進一步提高了液體火箭發動機試驗的安全性和可靠性。雖然國內用于發動機試驗的故障診斷系統比較普遍，但多數沒有對其響應時間指標進行詳細分析評估。該文對大型數據采集及故障診斷系統響應時間分析提供借鑒和參考。

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（編輯：王建喜）

Analysis and improvement of emergency shutdown process in rocket engine test

ZHUANG Jian,LI Qiqi,WANG Zhichao
（Beijing Institute of Aerospace Testing Technology,Beijing 100074,China）

Emergency shutdown key processes in liquid rocket engine test are studied in this paper.The current commonly-used modes and methods of emergency shutdown in the liquid rocket engine test are expounded.The factors influencing the condition interpretation response time of automatic emergency shutdown are analyzed in theory and verified in experiment.The response time indicators of the emergency shutdown system were obtained.In order to solve the delay time problem of emergency shutdown,the ways and concrete solutions to shorten the condition interpretation response time of emergency shutdown are put forward.The method was verified repeatedly in actual test system.The correctness and stability of the procedure are assessed,which provides a certain reference basis for large data acquisition and analysis offault diagnosis system response time.

rocket engine test;automatic emergency shutdown;condition interpretation;fault analysis

V434-34

A

1672-9374(2017)02-0040-07

2016-11-01；

2016-11-15

莊建（1981—），男，高級工程師，研究領域為液體火箭發動機試驗測量技術