中國下一代運載火箭電氣系統技術發展研究

彭 越，牟 宇，宋敬群

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

0 引言

運載火箭電氣系統(Avionics and Electrical Subsystem of Launch Vehicle)主要負責實現飛行過程及地面測試過程中的導航制導控制、參數測量、遙測遙控、供配電管理以及故障診斷功能，是運載火箭運行的大腦中樞和神經網絡。GJB 7360-2011 《運載火箭電氣系統匹配試驗方法》中對運載火箭電氣系統的定義為[1]：由電氣、電子設備和軟件組成能完成某一功能的系統，一般由控制、遙測、外測安全、推進劑利用、故障檢測、測試發控、總體網等系統組成。國外一般對運載火箭電氣系統稱為Avionics System或Avionics & Electrical System，直譯為航電系統或航電與電氣系統。

長征五號、長征七號等新一代運載火箭[2-5]代表了我國大中型運載火箭電氣系統的最新應用成果，其中箭上飛行控制指令采用1553B總線通信，電子設備主要采用三模冗余和分布式設計架構，實現了基本的箭上重要單機自測試；地面測發控系統實現了自動化測試控制，故障診斷系統進行了初步應用。然而，隨著以美國Space Launch System(SLS)運載火箭[6]、歐洲Ariane 6運載火箭[7]為代表的下一代運載火箭的研制，國外運載火箭電氣技術水平[8]顯著提升，在保持原有高可靠性、高可測性的基礎上，電氣系統向著更加輕質、智能的方向發展。未來我國重型運載火箭、新一代載人運載火箭等新型運載火箭的電氣系統技術如何發展，還需要制定符合我國航天技術發展特點的發展路線和方向，滿足未來運載火箭的整體發展需求，并牽引航天運輸系統電氣技術達到世界一流水準。

1 國外運載火箭電氣系統發展現狀

1.1 美國SLS運載火箭

美國SLS重型運載火箭電氣系統全箭主通信鏈路采用多級、三冗余MIL_STD_1553總線方式，部分設備間通信仍采用點對點通信(如RS422)；全箭冗余方式以三冗余(飛控計算機)、雙冗余(供配電系統)為主；箭上電氣設備采用綜合電子集成化設計和根據實際需求的分布式設計相結合；采用基于ARINC 653標準的VxWorks 653分時分區實時操作系統(Time and Space Partition Real-time Operation System)作為箭載飛控計算機操作系統，如圖1所示。

1.2 歐洲Ariane 6運載火箭

Ariane 6運載火箭電氣系統與Ariane 5類似采用雙冗余架構，采用TTE實時以太網總線作為全箭主干網絡通信數據總線；每級均采用相同架構的模塊化集成電子設備，采用通用背板+不同板卡組合的模式；采用激光火工品點火；全箭電池采用產品化設計，不同電池采用相同單體結構，僅總容量不同；采用分布式光纖傳感測量溫度、應力等參數，如圖2所示。

1.3 日本Epsilon運載火箭

日本Epsilon運載火箭采用箭上自動檢測系統，主要負責箭體數據監測、緊急中止和數據傳輸中樞功能，并且具備火工品回路檢測功能、測試過程中的模擬分離等地面輔助測試功能，在發射前箭上可自動完成檢查代替傳統的人工操作；在測試和發射準備期間，地面設備還對測量箭上數據進行自動在線評估，根據FMEA/FTA分析結果進行故障診斷處理；采用了遠程發射支持系統，在發射場的后端測控系統可以通過遠程高速網絡得到靶場控制中心、遙測通信站以及工業設計部門技術人員的實時數據支持，如圖3所示。

1.4 小結

通過對國外運載火箭最新電氣系統技術發展分析，國外運載火箭已經由設備獨立、接口專用、軟硬件緊耦合的聯邦式架構逐步升級為體系架構標準化、集成化程度高、軟硬件分離、接口通用的分布式綜合電子架構，核心電氣設備均采用功能模塊集成/復用的綜合電子設備方式，通過配置軟件調整，使用相同硬件完成不同功能，實現模塊化架構，設備種類顯著減少，核心產品具有較強的繼承和復用性；采用了高速實時以太網總線進行互聯，確保了數據通信的確定性和可靠性，顯著減少了不同類型接口間的轉換操作；計算處理采用了高效的分時分區實時操作系統進行調度管理，通過操作系統管理調度和中間件設計有效簡化了軟件設計難度，可以適應復雜多任務以及故障狀態下任務遷移的需求；通過動力系統發電、新能源電池等技術提供箭上大功率負載的電氣化驅動能力，為多電火箭應用提供可能。

與之相比，我國運載火箭電氣箭上及地面測發控系統普遍按功能劃分為控制、測量、利用、故檢等系統，各系統相對獨立，系統內也按功能進一步劃分不同的單機，整個電氣系統組成設備較多，造成系統互連復雜，系統間的信息交互效率較低；智能化水平還不夠，箭上故障診斷與控制重構、地面測發控射前健康診斷尚處于起步階段，無法實現系統級的交互診斷功能和完全無人值守，對數據的深入挖掘、知識推理等方面處于初步研究階段，還未進入工程應用階段。

綜上所述，國外電氣系統在保持原有高可靠性、高可測性的基礎上，箭上產品更加輕質、智能，通過輕質化直接為運載能力做出貢獻，通過智能化提高任務適應性，通過智能化自主測試、簡化箭地接口、遠程支持等技術，地面測發控系統操作更便捷、高效。

2 我國未來運載火箭電氣系統研制需求分析

2.1 大結構尺寸對輕量化需求

我國未來運載火箭結構尺寸較現役運載火箭將有大幅度增加，箭體直徑將達到10m級，箭體高度達100m級。火箭結構尺寸的增大將導致箭上電氣系統更加分散、設備間距離增大，線纜距離變長，將增加總裝、測試中的進艙難度。供電電纜長度增加還將導致供電壓降變大。由于質量限制，線徑無法加粗，將出現線路壓降過大導致供電品質下降等現象，對末端負載的電壓變化容忍能力要求更高。此外，電纜網過多還存在電連接器，尤其是分離連接器數量過多的問題，影響了信號傳輸的可靠性。

2.2 大功率負載對能源需求

一方面，與我國現役運載火箭型號相比，未來重型、大型運載火箭由于動力系統規模的提升將導致用電負載的功率顯著提升，未來運載火箭發動機大功率調節閥電機、大功率機電伺服機構、箭上預冷循環泵、電動閥門等設備的應用，箭上設備負載的最大功率已經達到幾十kW級，全箭總功率預估達到百kW級，仍采用原有DC 28V母線電壓將導致供電線路電流過大，箭上電纜網的質量及壓降將不可接受。另一方面，航空領域正在向多電/全電飛機方向發展，新西蘭電子火箭使用電機驅動的發動機渦輪泵，大幅降低了箭上動力系統設計復雜程度，也是運載火箭降低技術門檻的一個方向，同時對電氣系統箭上大功率負載驅動能力又提出了更高的要求。

2.3 全天候無依托測控需求

現有模式下，由于飛行彈道特點，如需保障全程測量，每次任務均需要出動較多的測控船只進行保障，發射保障人員和成本較高。隨著天基測量能力的不斷提升，未來運載火箭將采用上升段高速全程天基測控方案，可以實現“全程天基測控為主、地基測控為輔”的測控模式，突破上升段高速全程天基測控技術，減少對測控船和地面測控設備的依賴性，降低測控成本。

2.4 高智能的飛行故障適應性需求

未來運載火箭如果仍采用傳統的設計思路和設計方法，一旦在飛行過程中發生動力系統故障等重大問題，很可能造成任務完全失敗。如果在飛行過程中能夠實現在線識別故障模式，并根據預定策略進行自主系統重構，如在線軌道重規劃、制導率重構、姿控重構；特殊情況下，關閉故障發動機、提前分離發生故障的子級等，重新規劃任務，盡最大可能挽救火箭，即使不能完成預定任務，也可以最大化降低損失。

圖2 Ariane 6 運載火箭電氣系統原理圖Fig.2 The schematic of avionics and electrical system in Ariane 6 launch vehicle

圖3 Epsilon運載火箭地面測發控系統工作原理圖Fig.3 The schematic of test and launch control system in Epsilon launch vehicle

2.5 子級獨立應用/測試需求

未來運載火箭為適應不同任務需求，均具備基于子級模塊化、組合化的構型型譜。為了適應各子級模塊對不同構型的適應性和通用性，各子級電氣系統應具備相對獨立的功能，采用通用、簡化的接口，降低不同子級之間的耦合性。Ariane 5火箭為歐洲多國聯合研制，將子級整體分包給一個分承包商，分承包商將產品交付給總承包商時，要進行整個子級的獨立測試。采用子級獨立測試可更好地適應生產總裝能力布局。針對未來運載火箭生產能力布局的需求，可能采用不同子級在不同地區生產、總裝模式，也對子級獨立測試提出了需求。

3 我國未來運載火箭電氣系統發展設想

3.1 未來運載火箭電氣技術發展方向

綜合國內外的技術發展差距和火箭發展需求，后續運載火箭電氣系統發展主要瞄準集成化、輕質化、智能化、便捷化發展方向，設備集成度和性能大幅提升，箭上設備數量、質量、體積可大大縮減，接口極為簡化，箭上電纜顯著減少；通過自適應控制、自主故障診斷和容錯處理，飛行過程中自主化、智能化、故障適應性大幅提高，最終實現我國運載火箭電氣系統更新換代跨越式發展、引領國際技術方向的目標。

3.2 未來運載火箭電氣系統架構

根據需求分析提出我國未來運載火箭電氣系統的基本架構，如圖4所示。未來運載火箭全箭電氣系統按照功能共劃分為5個部分，分別為控制、測量、能源、總線通信和健康管理。其中控制分為飛行控制功能、推進劑利用功能、伺服功能，為傳統運載火箭控制系統負責部分；測量負責參數測量功能、外測安全功能、無線通信功能，為傳統運載火箭測量系統負責部分；能源是將傳統控制系統供配電、測量系統供配電、動力系統供配電等全箭供配電資源后進行一體化整合；總線通信是將傳統控制系統總線通信、測量系統基帶通信等全箭主干網絡總線通信資源進行一體化整合；健康管理負責地面測試與飛行過程中的全箭故障診斷、全箭數據綜合處理與調度以及全箭箭上測試等功能。

圖4 未來運載火箭全箭電氣系統架構Fig.4 The architecutr of avionics and electrical system in next generation launch vehicle

未來運載火箭全箭電氣系統在上述功能劃分的基礎上，在物理實現層分為分布式綜合電子設備、傳感器網絡、通信總線和能源網絡等4類設備。其中，分布式綜合電子設備負責實現控制單元中飛行控制、利用控制及伺服控制功能、測量單元中的數據綜合功能、無線通信及外測安全功能、能源單元中的配電功能、總線通信中數據交換功能、健康管理功能；傳感器網絡負責實現控制部分中的利用及箱壓測量功能、測量部分中的參數采集功能；通信總線實現全箭通信中的傳輸網絡；能源網絡實現設備及動力電源、伺服能源。

未來運載火箭電氣系統一體化設計在功能層上體現為能源、總線通信的全箭一體化設計，在物理層上體現為各系統功能采用分布式綜合電子架構進行硬件一體化整合，在信息層上體現為故障診斷、全箭測試由健康管理進行信息一體化管理，在軟件層上體現為全箭各部分功能通過操作系統進行隔離分區實現一體化運行。運載火箭電氣系統按照子級進行劃分，各子級內部功能相對完整、獨立，子級間接口簡化。

3.3 未來運載火箭電氣系統關鍵技術發展思路

針對我國未來運載火箭集成化、多電化、智能化、便捷化的發展需求，電氣系統將針對下列關鍵技術方向開展研究：為了提高系統集成度，開展綜合電子技術研究，主要包括模塊化集成技術、高速實時總線技術、分時分區操作系統等關鍵技術；為了減小系統質量，開展輕質化技術研究，主要包括光纖互聯、無線供電、無線傳感及高壓供電等關鍵技術；為了實現能源供給多電化，開展多電火箭技術研究，主要包括電靜壓伺服、流體動力電源等關鍵技術；為了提升火箭智能水平，開展智能化技術研究，主要包括智能測試技術、智能控制技術等關鍵技術；為了測試應用便捷可靠，開展便捷化技術研究，主要包括遠程支持、子級獨立測試、全程天基測控等關鍵技術。

3.3.1 提高系統集成度：綜合電子技術

按照分布式綜合電子系統的概念，箭上電氣系統設備主要由各子級綜合電子設備、總線、分布式功能設備組成。其中，綜合電子采用模塊化、板卡化、背板式形式將傳統電氣系統的大部分功能集成在一個或幾個大型單機設備內，其他部分功能由于位置、質量、體積的限制仍采用獨立設備實現，所有箭上設備通過總線進行通信，構成物理上集中式與分布式相結合、邏輯上信息管理一體的分布式綜合電子系統架構。

(1)模塊化集成技術

各綜合電子組合設備采用通用功能模塊+定制背板機箱的組合式設計，各模塊及背板均遵循VITA 78 SpaceVPX標準架構，通過不同功能模塊的組合可以實現具有不同功能和性能的信息處理單元，從而實現對箭上電氣系統各功能單元的組合設計。綜合電子設備內部模塊間通過背板高速總線互聯，印制板取代互聯電纜；傳統單機升級為組合化的功能模塊，內部功能更加緊湊，系統的耦合度更高，如圖5所示。

圖5 模塊化綜合電子設備結構Fig.5 Integrated modular electronic device for launch vehicle

(2)高速實時總線技術

未來運載火箭各子級內部主要設備間、子級間以及綜合電子設備內部模塊間均采用統一的主干數據總線進行通信，全箭形成統一的數據總線網絡，傳統控制指令和測量數據均在統一數據總線架構內根據不同優先級進行傳輸。主干數據總線采用光纖傳輸，實現高速、輕質數據傳輸，如圖6所示。

圖6 實時以太網體系架構Fig.6 Architecture of time-triggered ethernet

(3)分時分區操作系統

綜合模塊化的電子系統通過在一個計算資源中運行多個子系統任務來實現計算資源的高度共享，不同關鍵類型的任務間不能彼此干擾，特別是重要性級別高的任務不能受到級別低的任務的干擾。在ARINC 653標準中提出了分區的概念[9]，通過將不同關鍵級別的任務分配到不同的分區中，使得運行在同一計算資源上的任務不會相互影響。通過分區對系統進行功能劃分，并對各應用進行空間與時間隔離，實現了系統高度的容錯能力，增強了系統的健壯性，如圖7所示。

圖7 分區操作系統架構Fig.7 Framework of time and space partitioning operating system

3.3.2 減小系統質量：輕質化技術

面對未來我國新一代運載火箭技術水平提升的需求及電子信息技術發展的需求，瞄準電氣系統智能化、無纜化、前端無人值守等發展目標，從技術發展趨勢上來看，無線技術逐步取代有線技術將成為運載火箭電氣系統發展的重要方向之一。隨著應用規模的不同，箭載無纜化互聯技術將使運載火箭電氣系統減重30%～50%。

(1)光纖互聯技術

光纖通信技術具有信息容量大、傳輸距離長、抗干擾性強、質量小等特點，是解決現有運載火箭信息傳輸所面臨的各種問題，實現運載火箭電氣系統綜合化和智能化的關鍵支撐技術。箭上電氣系統采用光纖作為箭上主干總線數據傳輸介質，可有效解決傳統銅質電纜過重、電磁干擾問題。光纖互聯主要包括光發射/接收、光纖連接器、光纜組件、光纜安裝布局、光纖產品的使用維護等，如圖8所示。

圖8 光纖互聯示意圖Fig.8 Scheme of optical fiber interconnections for space application

(2)箭地無線供電

無線電能傳輸技術(Wireless Power Transfer, WPT)是指用電設備不需要借助于電導線，利用電磁感應原理或者其他相關的感應技術，在發送端和接收端用相應的設備來發送和接收產生感應的信號來進行無線電力輸送。

目前，國內外無線供電技術能夠在可應用的距離內實現大功率傳輸，并且適用于火箭應用場景的主要有基于磁諧振和激光的無線電能傳輸技術，兩者對比如表1所示。未來運載火箭根據不同應用場景使用不同無線供電技術，其中距離近(<0.1m)、功率需求高的采用磁耦合式無線供電技術，距離較遠、功率需求較低采用激光無線供電技術。

表1 無線供電技術對比

(3)無線傳感技術

無線傳感網絡集合了傳感器技術、嵌入式技術、通信網絡技術等，使得傳感器具有局域信號處理功能和中繼信號傳輸功能，通過內置式天線和自帶能源管理模塊，以自組織構架實現對火箭環境的無線測量，可在不改變火箭電氣系統總體框架的基礎上實現測點的靈活刪減，便于傳感器的安裝敷設。

(4)高壓供電體制

未來運載火箭能源系統按照子級分為芯三級、芯二級、芯一級、助推等不同的獨立供配電區域，子級之間沒有交叉供電接口，實現子級內部的獨立供配電，減少由于跨子級供電距離增加帶來的箭上電纜網負擔。

全箭電源分為儀器設備電池、動力電池和伺服電源，分別采用DC 28V和DC 270V高低壓母線電壓體制，一次電源均為浮地供電體制。其中，儀器設備電池采用DC 28V規格一次母線電壓，為箭上電氣系統儀器設備、傳感網絡供電，箭上火工品、動力系統電磁閥等負載采用動力電池DC/DC變換輸出的28V二次母線供電；動力電池、伺服供電采用DC 270V規格一次高壓母線，為推力調節電機、利用調節電機、預冷循環泵等負載采用270V一次母線進行局部供電，以減小線纜壓降、發熱和電纜質量。

3.3.3 能源供給多電化：多電火箭技術

航空領域已經通過電傳控制、機電作動機構、發動機起動/發電一體化設計等技術的全面應用實現了多電飛機，而后續隨著大功率電動伺服機構、箭上循環泵、起動/調節電機以及機電閥門等大功率負載的逐步應用，運載火箭需要將傳統氣液能源系統統一在綜合電力能源系統下，通過電靜壓伺服機構、流體動力電源、新能源電池等新技術的推動逐步向多電火箭方向發展。

(1)電靜壓伺服機構

電靜壓伺服機構(EHA)采用“雙向定量液壓泵+液壓作動器”作為減速器和執行部件，由伺服電機控制定量泵(即“電機泵”)輸出流量。與機電伺服機構相比，由于沒有采用滾珠或滾柱絲杠，更適用于大載荷情況，也更易實現冗余設計。與傳統閥控電液伺服機構相比，取消了傳統的易發生污染堵塞故障的伺服閥，本質可靠性顯著提高，消除了傳統的大體積液壓油箱和外部液壓導管，密封性能和使用維護性能顯著提高。

電靜壓伺服機構工作時電機驅動液壓泵旋轉提供系統流量，工作介質通過工作模式切換模塊進入伺服作動器，通過調節電機轉速、方向來改變系統流量和方向，實現對作動器活塞桿伸縮和速度的控制。

采用電靜壓伺服機構后由于采用電機驅動，因此需要配合伺服電源管理和電機驅動控制設備，提升對伺服電源的利用效率。通過冗余設計和故障管理，電靜壓伺服系統可實現雙余度、三余度及四余度等不同等級的冗余設計，提升系統可靠性。

(2)流體動力電源

流體動力電源指采用動力系統驅動發電機在飛行階段進行發電，向全箭提供能源。未來運載火箭流體動力電源包括氫氣渦輪發電機方案、煤油液動機發電、發動機機械能電源以及推進劑蒸發量發電等方案。

其中，氫氧動力系統可采用氫氣渦輪發電，液氧煤油動力系統可采用高壓煤油帶動液動機發電。此外，還可以利用發動機直接通過軸輸出機械能帶動發電機提供電源。低溫推進劑蒸發量可以通過氫氧內燃機進行燃燒，做功帶動機械軸做功帶動發電機進行發電，或者作為氫氧燃料電池直接通過化學反應發電，如圖9所示。

圖9 氫氧蒸發量驅動內燃機發電示意圖Fig.9 Scheme of integrated vehicle fluids for electric power generation

3.3.4 提升火箭智能水平：智能化技術

(1)智能測試技術

引入測試性設計理念，開展運載火箭系統BIT設計流程研究，通過面向測試的FMEA方法，建立故障-測試數據庫，通過箭上自測試實現對箭上產品的快速精準檢測。通過智能儀器和總線將機內測試技術引入到電氣設備中，機內測試技術可以依靠其內部專設的一些自檢測電路和自檢測軟件來完成系統或設備自身器件工作參數的檢測和故障診斷，實現運載火箭測試智能化。構建輕量化的統一地面測發控系統，同時利用智能算法構建智能判讀平臺，提升測試數據分析效率。

開展箭上及地面設備的智能操控技術研究，研究智能操控設備，完成各類連接器與箭上接口的自動連接和自動脫落，突破箭地連接器自動對接時所面臨的柔性動基座自適應動態對接技術、動目標識別對準技術、可靠連接低溫密封技術等關鍵技術。

(2)智能控制技術

當火箭發生故障時，進行風險評估與決策。對于可能完成發射任務的狀況，根據當前的飛行環境和飛行狀態，在線生成新的優化彈道。對于已經不可能完成發射任務的狀況，則在線生成規避人口密集區域的再入自毀軌跡，確保將風險降至最低。根據當前的風險評估結果和飛行環境，開展在線控制力動態分配和控制參數在線重構，進而確保火箭按新的飛行彈道穩定、可靠飛行。

箭上故障診斷系統預置動力、結構系統故障模式，根據飛行動力學模型、在線質量及動力特征參數模型、動力系統模型等實時判斷火箭飛行狀態。當判斷發生某種預置故障模式時，根據故障的危害程度及嚴重程度進行風險評估，在線決策是否繼續任務、是否提前分離、是否關機等，并確定后續的工作模式，之后將決策結果發送至飛行控制組合。由飛行控制組合根據預置的處理措施，執行任務重規劃及系統重構。

圖10 子級散態試驗立體測試Fig.10 The integrated test of avionics and electrical system with 3D arrangement

3.3.5 測試應用便捷可靠：便捷化技術

(1)遠程異地實時交互

建設運載火箭發射遠程支持系統，總裝廠、發射場與各設計中心之間具備遠程支持能力，形成多方數據共享、協同工作的信息化平臺，進而可以形成從型號設計到發射場測試發射的信息閉環。中國航天科技集團有限公司內部各單位與各發射場之間打通從發射場到后方支持系統的數據鏈路，實現運載火箭測試、發射、飛行的進程、狀態、數據實現互聯互通，通過在前方信息采集和后方發射支持系統的建設，使后方設計人員同步掌握運載火箭在發射場的狀態信息。

(2)子級獨立測試

子級獨立測試需要考慮與全箭整體測試的統一化設計，一套地面測發控系統要能夠適應部段測試、全箭測試以及動力系統試車等大型地面試驗。子級總裝廠配置一套部段地面測發控設備，具備完成子級獨立出廠測試所需的測試能力。一套地面測試設備既能測試子級，又能測試全箭。基本思路是前端設備采用組合化設計，子級測試時將前端設備拆分為子模塊，全箭測試時再將前端設備組合；后端設備架構保持不變，能按照不同測試項目配置軟件，按照測試崗位調整客戶端數量。此外，一套地面測試設備還可以適應全箭各子級同時并行開展子級測試的需求。

(3)高碼率天基測控

目前，我國運載火箭已經成功應用了S頻段天基中繼傳輸。但S頻段測控帶寬窄，傳輸速率受到限制，結合大型運載火箭的型號任務需求，發展Ka頻段高碼率天基測控技術是運載火箭測控技術發展的需要。目前用于研制Ka頻段天基測控設備的電子元器件已經趨于成熟，北斗二代衛星星間鏈路、四代機協同數據鏈等都采用了Ka頻段相控陣天線和終端完成信息的無線傳輸。后續，將開展Ka頻段高碼率10Mbps～50Mbps天基返向傳輸技術的研制，并具有Ka天基前向鏈路可接收地面發送的安全自毀指令、上行指令和程序注入，同時配合全向S頻段天基測控用于箭上關鍵參數下傳，保證在任何姿態下能夠完成遙測數據的可靠下傳。

(4)推進劑液位測量技術

在液體運載火箭飛行試驗過程中，貯箱內推進劑的狀態直接影響著液位測量、推進劑管理、姿態控制和分離特性，目前運載火箭低溫推進劑的液位測量主要采用電容式、電阻式、壓差式等原理，在復雜飛行工況下仍然存在不準確或錯判問題。針對貯箱大直徑，液面晃動幅度、推進劑蒸發影響液面測量精確性等情況，需要開展推進劑液位高精度測量技術研究。利用光纖、激光、圖像等新型測量手段對貯箱液位進行高精度測量，用于推進劑加注或飛行過程中液位測量，取代傳統的電容式液位傳感器，開展激光器低溫環境適應性技術、低溫攝像技術、標識點設置技術、高清相機內外參數標定技術、雙目識別算法等研究。

4 結論

本文從國外電氣系統發展現狀、我國與航天強國差距、未來運載火箭需求分析出發，提出了我國未來運載火箭電氣系統的頂層架構和系統總體方案，從綜合電子技術、輕質化技術、多電火箭技術、智能化技術、便捷化技術等方面提出了電氣系統技術的后續研究方向，為我國未來運載火箭電氣系統發展提供參考。