長(zhǎng)征六號(hào)運(yùn)載火箭動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)仿真測(cè)試平臺(tái)的設(shè)計(jì)

馬玉璘，陳文浩，劉 偉，袁企鄉(xiāng)，蔡 珂

(上海航天電子技術(shù)研究所，上海 201109)

長(zhǎng)征六號(hào)運(yùn)載火箭動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)仿真測(cè)試平臺(tái)的設(shè)計(jì)

馬玉璘，陳文浩，劉 偉，袁企鄉(xiāng)，蔡 珂

(上海航天電子技術(shù)研究所，上海 201109)

針對(duì)長(zhǎng)征六號(hào)運(yùn)載火箭動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)射前仿真測(cè)試需求，結(jié)合短周期快速發(fā)射及方艙操作的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一種仿真測(cè)試平臺(tái)；該測(cè)試平臺(tái)使用電氣信號(hào)模擬動(dòng)力配氣臺(tái)閥門、壓力傳感器及箭體連接器硬件接口信號(hào)，形成硬件接口層；采用軟件模擬配氣臺(tái)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(tǒng)與動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)進(jìn)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(guò)RS422總線和PC104總線連接，實(shí)現(xiàn)仿真測(cè)試平臺(tái)的模塊化和組合化設(shè)計(jì)；該仿真測(cè)試平臺(tái)為長(zhǎng)征六號(hào)運(yùn)載火箭動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)提供了閉環(huán)測(cè)試環(huán)境；實(shí)際情況表明，該仿真測(cè)試平臺(tái)可覆蓋動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的全部工作狀態(tài)，滿足短周期快速發(fā)射的測(cè)試需求，提高了動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)仿真測(cè)試的效率。

長(zhǎng)征六號(hào)；動(dòng)力測(cè)發(fā)控；仿真測(cè)試

0 引言

長(zhǎng)征六號(hào)運(yùn)載火箭動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)(以下簡(jiǎn)稱動(dòng)力測(cè)發(fā)控)是運(yùn)載火箭重要的分系統(tǒng)之一，為了滿足運(yùn)載火箭加注及發(fā)射需求，確保運(yùn)載火箭成功發(fā)射，必須對(duì)該系統(tǒng)進(jìn)行全面的仿真測(cè)試。在對(duì)動(dòng)力壓力配氣臺(tái)、基地加注庫(kù)房通訊、火箭連接器等諸多單元建模的基礎(chǔ)上，通過(guò)仿真測(cè)試驗(yàn)證動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)，并獲得有效數(shù)據(jù)，確保動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)滿足各項(xiàng)功能和性能指標(biāo)。從這個(gè)意義上講，動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)仿真測(cè)試是CZ-6運(yùn)載火箭研制過(guò)程中必不可少的環(huán)節(jié)。

隨著我國(guó)運(yùn)載技術(shù)的發(fā)展，長(zhǎng)征系列運(yùn)載火箭的動(dòng)力系統(tǒng)逐漸使用液氧、煤油為推進(jìn)劑替代以往有毒有害的燃料。新型推進(jìn)劑的使用導(dǎo)致火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)及貯箱結(jié)構(gòu)的更新?lián)Q代，極大的增加了火箭加注及發(fā)射過(guò)程中對(duì)動(dòng)力箭上壓力控制的復(fù)雜性。針對(duì)新一代運(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)的特點(diǎn)，根據(jù)CZ-6運(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)壓力配氣臺(tái)特征、動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)工作特點(diǎn)，設(shè)計(jì)一種具有較強(qiáng)應(yīng)用靈活性的動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真測(cè)試平臺(tái)，實(shí)現(xiàn)動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)仿真測(cè)試設(shè)備的組合化、小型化和通用化，對(duì)于縮短動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)研制周期及靶場(chǎng)測(cè)試發(fā)射周期具有重要的意義和應(yīng)用價(jià)值。

1 動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真測(cè)試的需求特點(diǎn)

CZ-6運(yùn)載火箭動(dòng)力系統(tǒng)構(gòu)成如圖1所示，包括基地庫(kù)房燃料加注系統(tǒng)、壓力控制系統(tǒng)(配氣臺(tái))、動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)、箭上動(dòng)力系統(tǒng)、連接器裝置等。本文所描述的仿真對(duì)象是指動(dòng)力壓力配氣臺(tái)、基地加注庫(kù)房和動(dòng)力連接器裝置。

圖1 CZ-6火箭動(dòng)力系統(tǒng)一般構(gòu)成圖

構(gòu)建仿真測(cè)試平臺(tái)主要包括壓力配氣臺(tái)模擬器、基地庫(kù)房通訊模擬器和連接器信號(hào)模擬器。動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真平臺(tái)和動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)構(gòu)成一個(gè)動(dòng)力系統(tǒng)的地面閉環(huán)。整個(gè)動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真閉環(huán)可完成對(duì)動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)功能和性能的全面測(cè)試，為動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)參與火箭發(fā)射做好充分的準(zhǔn)備。動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真閉環(huán)如圖2所示，其中，虛線框內(nèi)屬于仿真測(cè)試平臺(tái)的功能組成。

圖2 動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)仿真閉環(huán)結(jié)構(gòu)圖

動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真測(cè)試主要完成的功能可以概括為兩個(gè)方面內(nèi)容：(1)仿真壓力配氣臺(tái)部件內(nèi)部的功能邏輯，實(shí)現(xiàn)動(dòng)力測(cè)發(fā)控的控制流程測(cè)試；(2)仿真動(dòng)力系統(tǒng)各部件的接口通訊語(yǔ)義及其電氣特性。

根據(jù)壓力配氣臺(tái)工作原理，在與動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)對(duì)接后，配氣臺(tái)采用遠(yuǎn)控的模式，由動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的控制軟件負(fù)責(zé)對(duì)配氣臺(tái)相關(guān)電磁閥進(jìn)行通斷控制，壓力配氣臺(tái)通過(guò)相關(guān)邏輯設(shè)計(jì)打開或關(guān)閉相關(guān)閥門，從而控制相關(guān)氣路壓力的變化。在自動(dòng)控制流程中，動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)前置PLC軟件負(fù)責(zé)采集壓力配氣臺(tái)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(guò)以太網(wǎng)傳遞至動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)局域網(wǎng)，為測(cè)發(fā)控系統(tǒng)對(duì)氣路壓力的控制提供決策依據(jù)。連接器裝置負(fù)責(zé)煤油、液氧、空調(diào)等與箭機(jī)相連的管路的連接與斷開，動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)控制連接器的脫落并采集其監(jiān)測(cè)其狀態(tài)。動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)與基地庫(kù)房之間存在加注控制權(quán)切換及加注相關(guān)參數(shù)的交互，測(cè)發(fā)控系統(tǒng)通過(guò)數(shù)據(jù)協(xié)議及控制信號(hào)完成與基地加注庫(kù)房的信息交互。

2 動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真平臺(tái)設(shè)計(jì)

經(jīng)過(guò)以上分析，為滿足CZ-6運(yùn)載火箭地面設(shè)備小型化、組合化的設(shè)計(jì)要求，對(duì)各仿真對(duì)象進(jìn)行模塊劃分和功能分解，以較好的實(shí)現(xiàn)仿真系統(tǒng)平臺(tái)結(jié)構(gòu)的靈活性和維護(hù)性[1]。

基于上述想法，本文提出了層次模塊化的動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真平臺(tái)的設(shè)計(jì)構(gòu)架，將整個(gè)仿真測(cè)試平臺(tái)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(dòng)力測(cè)發(fā)控測(cè)試仿真平臺(tái)架構(gòu)

通過(guò)層次模塊化設(shè)計(jì)使整個(gè)仿真平臺(tái)組合化，仿真對(duì)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(dú)立性，不同層次模塊之間通過(guò)通用的總線進(jìn)行信息交互。組合化的設(shè)計(jì)符合CZ-6運(yùn)載火箭方艙化設(shè)計(jì)的要求。

2.1 硬件接口層

硬件接口層處理壓力配氣臺(tái)模擬器、基地加注設(shè)備間通訊接口及連接器裝置脫落等對(duì)象的電氣接口特性，同時(shí)電源模塊為整個(gè)動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真平臺(tái)提供電源輸入。

在硬件接口層，電磁閥等效電阻板接收動(dòng)力前置控制軟件根據(jù)指令產(chǎn)生的27 V(±3 V)電壓，通過(guò)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(tái)收到的電磁閥控制信號(hào)；電流源輸出卡接收接口交互層RS422指令信號(hào)，依據(jù)軟件仿真邏輯輸出4～20 mA電流值，從而模擬壓力配氣臺(tái)氣路壓力傳感器產(chǎn)生的電流值；以太網(wǎng)接口為模擬基地加注庫(kù)房通訊提供硬件通道；AD轉(zhuǎn)換卡模擬各路箭體連接器“連接/脫落”的狀態(tài)信號(hào)，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(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)輸出輸入真實(shí)情況一致，并一起構(gòu)成功能完備、使用靈活的硬件平臺(tái)，滿足動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真測(cè)試平臺(tái)硬件資源配置需求。

2.2 接口交互層

該層將動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真平臺(tái)電氣特性與仿真系統(tǒng)業(yè)務(wù)邏輯隔離，仿真出與各真實(shí)對(duì)象相同的接插件和接點(diǎn)線序邏輯模型。硬件接口層所有的電氣信號(hào)都通過(guò)接口交互層統(tǒng)一為PCI總線信號(hào)傳遞給軟件模型層，軟件模型層所有的控制信號(hào)與數(shù)據(jù)通信都使用PCI總線信號(hào)傳遞給硬件接口層的各類板卡。

2.3 軟件模型層

運(yùn)行在工業(yè)控制計(jì)算機(jī)上的仿真軟件負(fù)責(zé)動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真平臺(tái)各仿真對(duì)象的邏輯功能模擬。軟件采用windows/CVI2009開發(fā)環(huán)境，運(yùn)行在微軟XP及以上版本操作系統(tǒng)上。軟件的功能模塊分解如圖4所示。

圖4 軟件架構(gòu)

整個(gè)軟件模型可分為6個(gè)主要的功能模塊即：用戶交互界面、I/O信號(hào)處理模塊、串口通訊模塊、邏輯處理模塊、規(guī)則文件庫(kù)模塊和基地加注間通信模擬模塊。用戶交互界面負(fù)責(zé)顯示各模擬對(duì)象工作過(guò)程中產(chǎn)生的過(guò)程信息，例如壓力配氣臺(tái)電磁閥的通斷、串口通訊狀態(tài)，用戶可根據(jù)測(cè)試模式的不同，通過(guò)用戶交互界面設(shè)置配置參數(shù)；邏輯處理模塊通過(guò)電磁閥開關(guān)量信號(hào)與輸出電流源的控制算法關(guān)系模擬壓力配氣臺(tái)工作邏輯；I/O信號(hào)處理模塊處理壓力配氣臺(tái)各電磁閥部件與數(shù)字量通道的映射關(guān)系并進(jìn)行電磁閥信號(hào)狀態(tài)監(jiān)控；串口通訊模塊負(fù)責(zé)處理各路電流源電流值的封裝和RS422通訊；基地加注間數(shù)據(jù)接口模塊通過(guò)用戶交互接口層的設(shè)置，產(chǎn)生數(shù)據(jù)通訊報(bào)文，并模擬基地加注間向動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)收發(fā)數(shù)據(jù)報(bào)文。規(guī)則文件庫(kù)模塊，保存不同狀態(tài)下軟件模型的狀態(tài)配置，用戶可根據(jù)不同的測(cè)試狀態(tài)調(diào)用不同的規(guī)則文件，滿足動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)不同測(cè)試的需求。

配氣臺(tái)作為模擬器軟件的關(guān)鍵功能模塊，對(duì)電磁閥及壓力傳感器進(jìn)行建模。當(dāng)接收到IO信號(hào)處理模塊的開關(guān)量信號(hào)后，使用“一位一閥”的形式表征電磁閥，結(jié)合規(guī)則文件庫(kù)模塊解析的電磁閥健康狀態(tài)和邏輯處理模塊電磁閥與氣路的邏輯關(guān)系，判定對(duì)應(yīng)氣路應(yīng)產(chǎn)生的壓力值，該壓力值通過(guò)電流信號(hào)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(shù)實(shí)現(xiàn)并行化處理，程序使用CollectThread線程實(shí)時(shí)輪詢IO端口，當(dāng)IO信號(hào)發(fā)生變化時(shí)將IO端口狀態(tài)信息存入緩存隊(duì)列；當(dāng)緩存隊(duì)列不為空時(shí)，DisposeThread線程將IO端口狀態(tài)信息出隊(duì)，結(jié)合邏輯控制進(jìn)行處理，處理流程如圖5所示。

圖5 程序流程圖

3 數(shù)學(xué)模型

對(duì)電磁閥信號(hào)與相應(yīng)的氣路關(guān)系進(jìn)行數(shù)學(xué)建模是配氣臺(tái)模擬的關(guān)鍵部分。假設(shè)Xn為布爾型變量，表示第n路電磁閥狀態(tài)；Yn為布爾型變量，表示第n路電磁閥的健康狀態(tài)，Cm為布爾型變量，表示第m路氣路的通斷狀態(tài)。根據(jù)客觀實(shí)際，存在以下三種邏輯關(guān)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(guān)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(guān)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(guān)系。

第m路氣路對(duì)應(yīng)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(shè)當(dāng)?shù)趍路氣路電流值為Qm時(shí)，通過(guò)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(yàn)結(jié)果與分析

該仿真測(cè)試系統(tǒng)是為滿足新一代運(yùn)載火箭CZ-6動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的測(cè)試而研制的。在動(dòng)力測(cè)發(fā)控分系統(tǒng)的測(cè)試過(guò)程中，仿真測(cè)試平臺(tái)執(zhí)行的仿真測(cè)試試驗(yàn)如表1所示。

表1 動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)仿真測(cè)試任務(wù)

表1所示的試驗(yàn)項(xiàng)目覆蓋了CZ-6動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的全部工作狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)了對(duì)壓力配氣臺(tái)、連接器裝置和基地庫(kù)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(diǎn)模擬了配氣臺(tái)各種工作狀態(tài)下的業(yè)務(wù)邏輯。試驗(yàn)證明，仿真測(cè)試平臺(tái)滿足CZ-6動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)測(cè)試各階段的需求。

5 結(jié)論

本文根據(jù)CZ-6運(yùn)載火箭動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的接口、數(shù)據(jù)流及業(yè)務(wù)邏輯需求，對(duì)動(dòng)力測(cè)發(fā)控仿真測(cè)試平臺(tái)進(jìn)行了分層模塊化的組合式設(shè)計(jì)，滿足CZ-6運(yùn)載火箭小型化、組合化設(shè)計(jì)的要求。該仿真平臺(tái)使動(dòng)力測(cè)發(fā)控系統(tǒng)的分系統(tǒng)測(cè)試工作與配氣臺(tái)氣檢測(cè)試、連接器裝置上箭部署同步進(jìn)行，同時(shí)可脫離發(fā)射場(chǎng)環(huán)境驗(yàn)證基地加注通訊接口。使原本需要較長(zhǎng)時(shí)間完成的分系統(tǒng)測(cè)試通過(guò)并行工作方式縮短到1個(gè)工作日，滿足CZ-6運(yùn)載火箭快速發(fā)射工作流程的需求。

[1] 顏靈偉，張善從. 可重構(gòu)的衛(wèi)星姿控仿真測(cè)試系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].計(jì)算機(jī)工程,2010(8)：236-238.

[2] 張劍峰，賓鴻贊. 可重構(gòu)軟件及其在測(cè)控儀中的應(yīng)用[J]. 現(xiàn)代制造工程,2003(10):172-174.

[3] 宋宇峰.LabWindows/CVI逐步深入與開發(fā)實(shí)例[M].北京: 機(jī)械工業(yè)出版社，2003.

[4] 鄭緯民，湯志忠. 計(jì)算機(jī)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)[M].北京:清華大學(xué)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(yùn)載火箭控制測(cè)試系統(tǒng)方向的研究。

1671-4598(2017)05-0001-03

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

TP3

A