長征六號運載火箭動力測發控系統仿真測試平臺的設計

馬玉璘，陳文浩，劉 偉，袁企鄉，蔡 珂

(上海航天電子技術研究所，上海 201109)

長征六號運載火箭動力測發控系統仿真測試平臺的設計

馬玉璘，陳文浩，劉 偉，袁企鄉，蔡 珂

(上海航天電子技術研究所，上海 201109)

針對長征六號運載火箭動力測發控系統射前仿真測試需求，結合短周期快速發射及方艙操作的特點，設計了一種仿真測試平臺；該測試平臺使用電氣信號模擬動力配氣臺閥門、壓力傳感器及箭體連接器硬件接口信號，形成硬件接口層；采用軟件模擬配氣臺工作原理，仿真箭體連接器通斷，并模擬基地加注間通訊系統與動力測發控系統進行信息交互，形成軟件模型層；硬件接口層與軟件模型層之間通過RS422總線和PC104總線連接，實現仿真測試平臺的模塊化和組合化設計；該仿真測試平臺為長征六號運載火箭動力測發控系統提供了閉環測試環境；實際情況表明，該仿真測試平臺可覆蓋動力測發控系統的全部工作狀態，滿足短周期快速發射的測試需求，提高了動力測發控系統仿真測試的效率。

長征六號；動力測發控；仿真測試

0 引言

長征六號運載火箭動力測發控系統(以下簡稱動力測發控)是運載火箭重要的分系統之一，為了滿足運載火箭加注及發射需求，確保運載火箭成功發射，必須對該系統進行全面的仿真測試。在對動力壓力配氣臺、基地加注庫房通訊、火箭連接器等諸多單元建模的基礎上，通過仿真測試驗證動力測發控系統，并獲得有效數據，確保動力測發控系統滿足各項功能和性能指標。從這個意義上講，動力測發控系統仿真測試是CZ-6運載火箭研制過程中必不可少的環節。

隨著我國運載技術的發展，長征系列運載火箭的動力系統逐漸使用液氧、煤油為推進劑替代以往有毒有害的燃料。新型推進劑的使用導致火箭發動機技術及貯箱結構的更新換代，極大的增加了火箭加注及發射過程中對動力箭上壓力控制的復雜性。針對新一代運載火箭動力系統的特點，根據CZ-6運載火箭動力系統壓力配氣臺特征、動力測發控系統工作特點，設計一種具有較強應用靈活性的動力測發控仿真測試平臺，實現動力測發控系統仿真測試設備的組合化、小型化和通用化，對于縮短動力測發控系統研制周期及靶場測試發射周期具有重要的意義和應用價值。

1 動力測發控仿真測試的需求特點

CZ-6運載火箭動力系統構成如圖1所示，包括基地庫房燃料加注系統、壓力控制系統(配氣臺)、動力測發控系統、箭上動力系統、連接器裝置等。本文所描述的仿真對象是指動力壓力配氣臺、基地加注庫房和動力連接器裝置。

圖1 CZ-6火箭動力系統一般構成圖

構建仿真測試平臺主要包括壓力配氣臺模擬器、基地庫房通訊模擬器和連接器信號模擬器。動力測發控仿真平臺和動力測發控系統構成一個動力系統的地面閉環。整個動力測發控仿真閉環可完成對動力測發控系統功能和性能的全面測試，為動力測發控系統參與火箭發射做好充分的準備。動力測發控仿真閉環如圖2所示，其中，虛線框內屬于仿真測試平臺的功能組成。

圖2 動力測發控系統仿真閉環結構圖

動力測發控仿真測試主要完成的功能可以概括為兩個方面內容：(1)仿真壓力配氣臺部件內部的功能邏輯，實現動力測發控的控制流程測試；(2)仿真動力系統各部件的接口通訊語義及其電氣特性。

根據壓力配氣臺工作原理，在與動力測發控系統對接后，配氣臺采用遠控的模式，由動力測發控系統的控制軟件負責對配氣臺相關電磁閥進行通斷控制，壓力配氣臺通過相關邏輯設計打開或關閉相關閥門，從而控制相關氣路壓力的變化。在自動控制流程中，動力測發控系統前置PLC軟件負責采集壓力配氣臺各氣路閥前、閥后壓力傳感器的電流值(該電流值表征氣路壓力)，通過以太網傳遞至動力測發控系統局域網，為測發控系統對氣路壓力的控制提供決策依據。連接器裝置負責煤油、液氧、空調等與箭機相連的管路的連接與斷開，動力測發控系統控制連接器的脫落并采集其監測其狀態。動力測發控系統與基地庫房之間存在加注控制權切換及加注相關參數的交互，測發控系統通過數據協議及控制信號完成與基地加注庫房的信息交互。

2 動力測發控仿真平臺設計

經過以上分析，為滿足CZ-6運載火箭地面設備小型化、組合化的設計要求，對各仿真對象進行模塊劃分和功能分解，以較好的實現仿真系統平臺結構的靈活性和維護性[1]。

基于上述想法，本文提出了層次模塊化的動力測發控仿真平臺的設計構架，將整個仿真測試平臺分為軟件模型層[2]、接口交互層和硬件接口層，如圖3所示。

圖3 組合模塊化動力測發控測試仿真平臺架構

通過層次模塊化設計使整個仿真平臺組合化，仿真對象的功能處于不通層次的模塊中，各模塊之間具有較好的獨立性，不同層次模塊之間通過通用的總線進行信息交互。組合化的設計符合CZ-6運載火箭方艙化設計的要求。

2.1 硬件接口層

硬件接口層處理壓力配氣臺模擬器、基地加注設備間通訊接口及連接器裝置脫落等對象的電氣接口特性，同時電源模塊為整個動力測發控仿真平臺提供電源輸入。

在硬件接口層，電磁閥等效電阻板接收動力前置控制軟件根據指令產生的27 V(±3 V)電壓，通過等效電阻板傳遞給交互接口層的IO處理板卡，從而模擬壓力配氣臺收到的電磁閥控制信號；電流源輸出卡接收接口交互層RS422指令信號，依據軟件仿真邏輯輸出4～20 mA電流值，從而模擬壓力配氣臺氣路壓力傳感器產生的電流值；以太網接口為模擬基地加注庫房通訊提供硬件通道；AD轉換卡模擬各路箭體連接器“連接/脫落”的狀態信號，高電平輸出代表脫落，低電平代表“連接”。各類板卡通道輸入輸出接口均與動力測發控系統輸出輸入真實情況一致，并一起構成功能完備、使用靈活的硬件平臺，滿足動力測發控仿真測試平臺硬件資源配置需求。

2.2 接口交互層

該層將動力測發控仿真平臺電氣特性與仿真系統業務邏輯隔離，仿真出與各真實對象相同的接插件和接點線序邏輯模型。硬件接口層所有的電氣信號都通過接口交互層統一為PCI總線信號傳遞給軟件模型層，軟件模型層所有的控制信號與數據通信都使用PCI總線信號傳遞給硬件接口層的各類板卡。

2.3 軟件模型層

運行在工業控制計算機上的仿真軟件負責動力測發控仿真平臺各仿真對象的邏輯功能模擬。軟件采用windows/CVI2009開發環境，運行在微軟XP及以上版本操作系統上。軟件的功能模塊分解如圖4所示。

圖4 軟件架構

整個軟件模型可分為6個主要的功能模塊即：用戶交互界面、I/O信號處理模塊、串口通訊模塊、邏輯處理模塊、規則文件庫模塊和基地加注間通信模擬模塊。用戶交互界面負責顯示各模擬對象工作過程中產生的過程信息，例如壓力配氣臺電磁閥的通斷、串口通訊狀態，用戶可根據測試模式的不同，通過用戶交互界面設置配置參數；邏輯處理模塊通過電磁閥開關量信號與輸出電流源的控制算法關系模擬壓力配氣臺工作邏輯；I/O信號處理模塊處理壓力配氣臺各電磁閥部件與數字量通道的映射關系并進行電磁閥信號狀態監控；串口通訊模塊負責處理各路電流源電流值的封裝和RS422通訊；基地加注間數據接口模塊通過用戶交互接口層的設置，產生數據通訊報文，并模擬基地加注間向動力測發控系統收發數據報文。規則文件庫模塊，保存不同狀態下軟件模型的狀態配置，用戶可根據不同的測試狀態調用不同的規則文件，滿足動力測發控系統不同測試的需求。

配氣臺作為模擬器軟件的關鍵功能模塊，對電磁閥及壓力傳感器進行建模。當接收到IO信號處理模塊的開關量信號后，使用“一位一閥”的形式表征電磁閥，結合規則文件庫模塊解析的電磁閥健康狀態和邏輯處理模塊電磁閥與氣路的邏輯關系，判定對應氣路應產生的壓力值，該壓力值通過電流信號表征，并使用串口通訊模塊傳遞至硬件接口層的電流源輸出卡。在CVI2009中，使用多線程技術實現并行化處理，程序使用CollectThread線程實時輪詢IO端口，當IO信號發生變化時將IO端口狀態信息存入緩存隊列；當緩存隊列不為空時，DisposeThread線程將IO端口狀態信息出隊，結合邏輯控制進行處理，處理流程如圖5所示。

圖5 程序流程圖

3 數學模型

對電磁閥信號與相應的氣路關系進行數學建模是配氣臺模擬的關鍵部分。假設Xn為布爾型變量，表示第n路電磁閥狀態；Yn為布爾型變量，表示第n路電磁閥的健康狀態，Cm為布爾型變量，表示第m路氣路的通斷狀態。根據客觀實際，存在以下三種邏輯關系；

(1)ifm=f(n)

(1)

thenCm=Xn&Yn；

(2)

(2)ifm=f(n,n-1,n-2)

(3)

thenCm=(Xn&Yn)||((Xn-1&Yn-1)

&(Xn-2&Yn-2))；

(4)

(3)ifm=f(n,n-1,n-2,n-3)

(5)

thenCm=(Xn&Yn)||((Xn-1&Yn-1)&(Xn-2&Yn-2))

||!((Xn-3&Yn-3))；

(6)

其中:m=f(n)表示第n路電磁閥與第m路氣路存在映射關系；m=f(n,n-1,n-2)表示第n路、第n-1路電磁閥與與第m路氣路存在映射關系；m=f(n,n-1,n-2,n-3)表示第n路、第n-1路、第n-2路電磁閥與與第m路氣路存在映射關系。

第m路氣路對應的電流值可為：

(7)

為提高恒流源電流源輸出卡的解析粒度，假設當第m路氣路電流值為Qm時，通過RS422傳遞給電流源輸出卡的第m路值為Tm則：

(8)

其中:Qm的取值范圍為[0,20]。

4 仿真試驗結果與分析

該仿真測試系統是為滿足新一代運載火箭CZ-6動力測發控系統的測試而研制的。在動力測發控分系統的測試過程中，仿真測試平臺執行的仿真測試試驗如表1所示。

表1 動力測發控系統仿真測試任務

表1所示的試驗項目覆蓋了CZ-6動力測發控系統的全部工作狀態，實現了對壓力配氣臺、連接器裝置和基地庫房通訊接口等不同部件的模擬，由于壓力控制的重要性，重點模擬了配氣臺各種工作狀態下的業務邏輯。試驗證明，仿真測試平臺滿足CZ-6動力測發控系統測試各階段的需求。

5 結論

本文根據CZ-6運載火箭動力測發控系統的接口、數據流及業務邏輯需求，對動力測發控仿真測試平臺進行了分層模塊化的組合式設計，滿足CZ-6運載火箭小型化、組合化設計的要求。該仿真平臺使動力測發控系統的分系統測試工作與配氣臺氣檢測試、連接器裝置上箭部署同步進行，同時可脫離發射場環境驗證基地加注通訊接口。使原本需要較長時間完成的分系統測試通過并行工作方式縮短到1個工作日，滿足CZ-6運載火箭快速發射工作流程的需求。

[1] 顏靈偉，張善從. 可重構的衛星姿控仿真測試系統設計[J].計算機工程,2010(8)：236-238.

[2] 張劍峰，賓鴻贊. 可重構軟件及其在測控儀中的應用[J]. 現代制造工程,2003(10):172-174.

[3] 宋宇峰.LabWindows/CVI逐步深入與開發實例[M].北京: 機械工業出版社，2003.

[4] 鄭緯民，湯志忠. 計算機系統結構[M].北京:清華大學出版社，2006.

Design of Power Control and Testing Simulation System for CZ-6 Rocket

Ma Yulin，Chen Wenhao，Liu Wei，Yuan Qixiang，Cai Ke

(Shanghai Aerospace Electronic Technology Institute,Shanghai 201109,China)

Aiming at the requirement of pre-launch simulation test of CZ-6 Power Control and Testing system , A simulation test platform is designed according to the characteristics of short-period rapid launch and shelter operation. The test platform uses the electrical signal that simulate the power distribution valve,pressure sensor and connector hardware interface signal to form the hardware interface layer; using of software simulation of the working principle of the gas distribution platform, rocket’s connectors,and the base filling communication to form the software model layer.The hardware interface layer and the software model layer are conncected by the RS422 bus and the PC104 bus to realize modularization and combined type.The test platform composes a closed-loop test environment with CZ-6 power control and testing system.The pratice shows that all work status of CZ-6 Power Control and Testing system are met and the test efficientcy is improved.

CZ-6 rocket；power system control-testing；simulator

2017-03-09；

2017-03-24。

馬玉璘(1981-)，男，陜西漢中人，碩士，工程師，主要從事運載火箭控制測試系統方向的研究。

1671-4598(2017)05-0001-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.05.001

TP3

A