火箭飛行時(shí)串測試誤差分析研究

曹夢磊，張義超，南京宏，陳 益

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

0 引言

運(yùn)載火箭飛行時(shí)串是火箭飛行過程中按照時(shí)間序列輸出的一系列指令參數(shù)。這些指令以箭載計(jì)算機(jī)(簡稱箭機(jī))輸出的關(guān)機(jī)時(shí)間(一般代號(hào)為Tk或Tks)為基準(zhǔn)，經(jīng)過指定的時(shí)間延時(shí)后發(fā)出，一般用來控制主發(fā)動(dòng)機(jī)、姿控發(fā)動(dòng)機(jī)等動(dòng)力系統(tǒng)的閥門、火工品，或者分離解鎖機(jī)構(gòu)產(chǎn)生動(dòng)作，以完成在軌飛行控制、星箭分離等功能[1-2]。主發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火、星箭分離等關(guān)鍵動(dòng)作的產(chǎn)生均需要精確的時(shí)間序列保證。因此，飛行時(shí)串的精確發(fā)出是保證火箭正常飛行的前提。一般在火箭出廠及發(fā)射前要對其進(jìn)行多輪測試，判讀飛行時(shí)串的輸出精度是否滿足要求。

目前，火箭在出廠測試及飛行任務(wù)數(shù)據(jù)分析過程中，通過測試數(shù)據(jù)計(jì)算飛行時(shí)串的輸出誤差，采用同一個(gè)判讀依據(jù)滿足不大于指定的時(shí)間即可，并未對數(shù)據(jù)判讀得到的時(shí)串誤差來源進(jìn)行分析，不利于對火箭飛行狀態(tài)的準(zhǔn)確評(píng)估。張濤等[3]分析了計(jì)數(shù)器累加計(jì)數(shù)方案對時(shí)串信號(hào)采集誤差的影響；茅永興、黃瓊、孫海峰、婁廣國[4-7]等針對火箭飛行時(shí)串指令實(shí)時(shí)處理方法、判讀方法提出了改進(jìn)優(yōu)化、輔助判讀等方法；張拓、江良偉等[8-11]提出一種基于FPGA的時(shí)序控制器，并針對溫補(bǔ)晶振進(jìn)行了時(shí)序精度測試與分析；劉琨、馬雪松、王少樺等[12-16]設(shè)計(jì)了一種運(yùn)載火箭時(shí)序仿真測試系統(tǒng)，并對該仿真系統(tǒng)時(shí)序信號(hào)的時(shí)間精度等級(jí)進(jìn)行了檢定；宋征宇、周恒保[17-18]提出了時(shí)序系統(tǒng)“標(biāo)準(zhǔn)型”的設(shè)計(jì)方案和新一代火箭時(shí)序控制系統(tǒng)方案；柳振民等[19]針對火箭飛行時(shí)串指令參數(shù)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理時(shí)的誤碼率影響提出了處理過程預(yù)設(shè)條件修正法、參數(shù)結(jié)果關(guān)聯(lián)替代修正法兩種誤碼修正方法。綜上所述，目前的研究還缺乏從飛行時(shí)串的輸出測試全鏈路進(jìn)行誤差分析，本文針對火箭出廠測試和飛行任務(wù)中產(chǎn)生的飛行時(shí)串測試判讀數(shù)據(jù)進(jìn)行全鏈路誤差分解，基于飛行時(shí)串輸出工作原理，從箭機(jī)輸出Tks指令，到總線傳輸、地面CPCI采集和遙測采集的全鏈路進(jìn)行誤差來源分析，并通過某發(fā)任務(wù)運(yùn)載火箭的實(shí)測數(shù)據(jù)驗(yàn)證誤差分析的合理性，最后給出飛行時(shí)串測試誤差判讀的參考依據(jù)。

1 飛行時(shí)串輸出原理

火箭飛行時(shí)串輸出系統(tǒng)主要由箭機(jī)、綜合控制器、電阻盒及輸出線路組成。箭機(jī)中運(yùn)行飛行控制軟件，飛控軟件首先根據(jù)飛行控制要求計(jì)算輸出關(guān)機(jī)時(shí)間指令(Tks)，根據(jù)Tks指令和裝訂的飛行時(shí)序表得到飛行時(shí)串輸出指令，將該指令通過1553B總線發(fā)送給綜合控制器進(jìn)行譯碼輸出，最后通過電阻盒及其線路控制姿控噴管、火工品和電磁閥等被控對象產(chǎn)生動(dòng)作。

箭機(jī)一般采用三冗余設(shè)計(jì)，具有3個(gè)主處理器和總線控制器，作為BC掛在1553B總線上。綜合控制器采用三取二冗余設(shè)計(jì)，3個(gè)CPU作為3個(gè)獨(dú)立的RT掛在總線上，分別通過總線接收箭機(jī)(BC)發(fā)出的飛行時(shí)串輸出控制碼，經(jīng)各自譯碼后三取二輸出飛行時(shí)串。固體繼電器板接收分別由三塊主機(jī)板輸出的時(shí)序信號(hào)，三路信號(hào)控制5個(gè)固體繼電器，輸出時(shí)采用繼電器三取二邏輯輸出設(shè)計(jì)。

在火箭出廠測試時(shí)，有4種途徑可以獲得飛行時(shí)串測試數(shù)據(jù)，如圖1所示。第一種是通過箭機(jī)發(fā)給綜控器的總線數(shù)據(jù)，遙測系統(tǒng)監(jiān)聽總線上的時(shí)串指令獲得；第二種是通過電阻盒上連接地面時(shí)串電纜，地面CPCI組合對輸出電壓采樣獲得；第三種是通過遙測系統(tǒng)對電阻盒輸入端的模擬電壓進(jìn)行采樣，經(jīng)遙測編碼傳輸至地面數(shù)據(jù)處理設(shè)備獲得；第四種是通過綜控器對輸出的模擬電壓信號(hào)進(jìn)行回采并通過總線發(fā)送給箭機(jī)，遙測系統(tǒng)監(jiān)聽總線數(shù)據(jù)獲得回采的時(shí)串指令。

其中第一種和第四種途徑獲得的飛行時(shí)串指令在箭機(jī)與綜控器之間傳輸，沒有貫穿輸出全鏈路，一般作為發(fā)生故障時(shí)輔助判讀排故使用。因此，在火箭出廠測試時(shí)主要對地測時(shí)串和遙測時(shí)串進(jìn)行判讀，在飛行任務(wù)時(shí)對遙測時(shí)串進(jìn)行判讀。

2 飛行時(shí)串判讀方法

由以上飛行時(shí)串輸出原理分析可知，飛行時(shí)串以箭機(jī)計(jì)算的Tks(或者基礎(chǔ)級(jí)箭機(jī)計(jì)算的Tk)為基準(zhǔn)，經(jīng)過指定的時(shí)間延時(shí)后發(fā)出。因此飛行時(shí)串測試數(shù)據(jù)的判讀方法為：首先將遙測或地測途徑獲得的飛行時(shí)串絕對時(shí)間減去距離當(dāng)前時(shí)刻最近的Tks時(shí)間，得到飛行時(shí)串的浮動(dòng)時(shí)間，然后將飛行時(shí)串浮動(dòng)時(shí)間減去理論浮動(dòng)時(shí)間得到浮動(dòng)時(shí)間偏差，以此浮動(dòng)時(shí)間偏差作為飛行時(shí)串的測試誤差，飛行時(shí)串判讀表如表1所示。

表1 飛行時(shí)串判讀表

假設(shè)表中飛行時(shí)串序列號(hào)為j，距離其最近的計(jì)算機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)間為Tksi，則第j個(gè)飛行時(shí)串對應(yīng)的測試誤差計(jì)算公式為：

Dj=Bj-Tksi-Aj

(1)

其中：Dj為第j個(gè)時(shí)串的浮動(dòng)時(shí)間偏差，Bj為第j個(gè)飛

行時(shí)串的飛行時(shí)間，Aj為第j個(gè)飛行時(shí)串的理論時(shí)間。

3 控制系統(tǒng)地面測試誤差分析

3.1 飛行控制軟件周期延時(shí)

火箭控制系統(tǒng)飛行軟件以一定的控制周期完成慣組數(shù)據(jù)解析、制導(dǎo)姿控計(jì)算、飛行時(shí)串指令輸出等功能，飛行時(shí)控制周期中斷服務(wù)程序主流程如圖2所示。

圖2 飛行軟件周期內(nèi)中斷服務(wù)主流程圖

在一個(gè)軟件周期內(nèi)，飛行軟件首先完成飛行時(shí)串指令的輸出，然后再完成制導(dǎo)、姿控的計(jì)算，即在一個(gè)控制周期內(nèi)需要完成當(dāng)前周期飛行時(shí)串指令的輸出，以及制導(dǎo)解算輸出下一周期的Tks時(shí)間。假定火箭的控制周期為20 ms，若飛行時(shí)串恰好在Tks時(shí)刻輸出，則會(huì)產(chǎn)生一個(gè)控制周期20 ms的延時(shí)。

3.2 總線傳輸延時(shí)

火箭控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)總線一般采用高可靠、雙冗余的1553B數(shù)據(jù)總線，總線傳輸介質(zhì)為雙絞雙屏蔽線纜，總線的兩端設(shè)置匹配電阻，確保總線安全可靠[20]。總線拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 控制系統(tǒng)1553B總線拓?fù)涫疽鈭D

主干總線與分支總線采用變壓器耦合方式，確保主干總線的可靠性。為避免總線在異常條件下引起通訊阻塞，總線負(fù)載率設(shè)計(jì)為不大于30%，總線負(fù)載率較低，有足夠的裕度。1553B總線消息最小間隔時(shí)間2～4 μs，遠(yuǎn)程終端響應(yīng)有效指令字的響應(yīng)時(shí)間4～12 μs，并且在總線協(xié)議中設(shè)置RT無響應(yīng)超時(shí)時(shí)間(一般20 μs左右)，因此時(shí)串指令在1553B總線中傳輸延時(shí)最大在幾十微秒左右，在時(shí)串誤差判讀時(shí)可以忽略。

3.3 固態(tài)繼電器傳輸延時(shí)

綜控器一般由電源板、主機(jī)板、固態(tài)繼電器輸出板及底板組成，如圖4所示。采用三冗余設(shè)計(jì)，內(nèi)嵌相互獨(dú)立的三套總線RT接口和主CPU控制電路，信號(hào)輸出采用三取二表決輸出方案。綜合控制器設(shè)計(jì)自檢測功能，可對本機(jī)二次電源和輸出時(shí)串進(jìn)行測量，并將結(jié)果送到1553B總線上。信號(hào)三取二表決輸出電路通過有3個(gè)CPU控制的5只四封裝固體繼電器串并聯(lián)完成。固態(tài)繼電器為四路常開直流輸出固體繼電器，固體繼電器的常值輸出電流為7 A，在過載情況下(小于100 ms)時(shí)能保證最大輸出電流50 A，響應(yīng)時(shí)間為60～3 000 μs。因此，考慮輸出線路上容性負(fù)載和感性負(fù)載的影響，在時(shí)串判讀時(shí)固態(tài)繼電器電路傳輸延時(shí)應(yīng)不大于10 ms。

圖4 固態(tài)繼電器輸出電路示意圖

3.4 地面CPCI采樣延時(shí)

地面CPCI組合通過時(shí)串電纜接收電阻盒輸出的模擬電壓信號(hào)，通過采樣電路進(jìn)行采樣轉(zhuǎn)換為數(shù)字量，如圖5所示，時(shí)串信號(hào)首先經(jīng)過光耦隔離接口電路進(jìn)入CPCI組合內(nèi)采樣。在接口電路中，所采用的光耦隔離器傳輸延時(shí)最大為5 μs，在飛行時(shí)串測試誤差判讀時(shí)可以忽略。地面CPCI組合內(nèi)部采用中斷處理對飛行時(shí)串信號(hào)即時(shí)采樣，中斷響應(yīng)和數(shù)據(jù)處理產(chǎn)生的誤差延遲在幾十微秒左右，因此在飛行時(shí)串判讀時(shí)此部分誤差可忽略。

圖5 地面CPCI飛行時(shí)串信號(hào)采集接口電路圖

4 遙測系統(tǒng)測試誤差分析

4.1 采樣誤差分析

遙測系統(tǒng)通過數(shù)字量變換器采用位控方式完成飛行時(shí)串的測量，數(shù)字量變換器采用光電耦合器隔離后進(jìn)行指令狀態(tài)的傳輸，遙測指令接口根據(jù)選用的光耦選擇合適的接口電阻，接口加保護(hù)或消弧的反向二極管，并加適當(dāng)?shù)目垢蓴_電容，接口電路如圖6所示，其中飛行時(shí)串帶電指令信號(hào)幅度28 V±3 V。

圖6 飛行時(shí)串遙測采樣接口電路示意圖

在接口電路中，所用的光耦隔離器傳輸延時(shí)最大為5 μs，在飛行時(shí)串測試誤差判讀時(shí)可以忽略。因此，在數(shù)字量變換器對飛行時(shí)串測量過程中，主要測試誤差來源于對時(shí)串指令的采樣頻率。假定火箭遙測系統(tǒng)采樣頻率40 Hz，則在采樣頻率40 Hz的作用下飛行時(shí)串采樣誤差最大為25 ms，如圖7所示，即飛行時(shí)串指令剛好在采樣脈沖上升沿之后發(fā)出。根據(jù)飛行時(shí)串指令輸出的時(shí)刻不同，遙測采樣誤差一般在0～25 ms之間。

圖7 遙測時(shí)串最大誤差采集示意圖

4.2 編碼傳輸誤差分析

數(shù)字量變換器將采集完的指令信號(hào)送中心程序器，利用碼同步變換輸出的路同步信號(hào)編程產(chǎn)生尋址各個(gè)波道的地址信號(hào)，每個(gè)路同步對應(yīng)8位指令狀態(tài)信息，按照規(guī)定的波道順序依次傳出，經(jīng)中心程序器幀格式編碼后傳輸至地面，中心程序器送數(shù)字量變換器幀同步信號(hào)和移位脈沖信號(hào)對時(shí)串指令和其他數(shù)字量指令進(jìn)行編碼傳輸，幀同步、移位脈沖和PCM數(shù)據(jù)傳輸時(shí)序關(guān)系如圖8所示。

圖8 數(shù)字量變換器與中心程序器接口時(shí)序圖

數(shù)字量變換器利用移位脈沖上升沿送數(shù)，中心程序器利用移位脈沖的上升沿讀取數(shù)據(jù)。數(shù)字量變換器發(fā)送完本字節(jié)之后，自動(dòng)將下一字節(jié)的D7位送到數(shù)據(jù)線上。假定移位脈沖信號(hào)波特率為81.92 kHz，由此可得移位脈沖信號(hào)對一個(gè)波道(8位)采樣帶來的傳輸延時(shí)如公式(2)所示:

(2)

假定全幀中共包括64組碼同步信號(hào)，波道間隔由中心程序器對數(shù)字量端口的選中時(shí)間編排決定，64組移位脈沖按照對應(yīng)的編排順序分別對相應(yīng)的波道采樣，64路數(shù)字量信號(hào)波道編排如表2所示，其中第56路波道T55代表飛行時(shí)串指令所在的波道。

表2 數(shù)字量信號(hào)波道編排表

中心程序器同時(shí)再將64路數(shù)字量信號(hào)作為一個(gè)副幀(代號(hào)C41)，按照表3所示編排在由48個(gè)副幀組成的主幀中。

表3 中心程序器全幀編排表

因此，假如一個(gè)飛行時(shí)串指令在數(shù)字量信號(hào)波道對應(yīng)的T55波道中，由遙測系統(tǒng)的幀同步頻率40 Hz可知飛行時(shí)串指令在全幀編碼傳輸過程中最大延時(shí)為25 ms，根據(jù)飛行時(shí)串指令在幀格式中編排位置和傳輸順序的不同，遙測編碼傳輸誤差一般在0～25 ms之間。

4.3 誤碼傳輸誤差分析

在飛行任務(wù)中，由于天地傳輸無線鏈路不可避免受到各種干擾因素的影響，會(huì)出現(xiàn)或多或少的誤碼率，如果恰好

注1：C41表示數(shù)字量變換器傳輸?shù)?個(gè)副幀波道。

注2：ZXD、S100、D65、D61-64、D66等代號(hào)表示W(wǎng)i副幀波道對應(yīng)的采樣數(shù)據(jù)。

在時(shí)串發(fā)生時(shí)刻出現(xiàn)誤碼則會(huì)導(dǎo)致時(shí)序判讀存在漏判，或者由于誤碼引起的丟幀造成飛行時(shí)串的缺失或延遲，從而帶來飛行時(shí)串的判讀誤差，如圖9所示。此誤差量級(jí)需根據(jù)誤碼率的大小及誤碼發(fā)生的時(shí)刻決定。

圖9 誤碼率傳輸誤差發(fā)生示意圖

隨著數(shù)據(jù)處理技術(shù)的發(fā)展和改進(jìn)，提出了很多消除誤碼率影響的時(shí)序判讀方法[15]，而且在火箭飛行時(shí)序動(dòng)作比較密集的時(shí)段測控條件一般較好，因此在飛行任務(wù)中的飛行時(shí)串測試數(shù)據(jù)判讀時(shí)，需根據(jù)測控站對遙測數(shù)據(jù)的誤碼評(píng)估情況，根據(jù)具體任務(wù)測控?cái)?shù)據(jù)處理結(jié)果考慮誤碼率延時(shí)的影響。

4.4 起飛信號(hào)接收誤差分析

控制系統(tǒng)接收基礎(chǔ)級(jí)發(fā)出的起飛信號(hào)，并通過光耦隔離接口轉(zhuǎn)發(fā)給測量系統(tǒng)。由于光耦延時(shí)很小(幾微秒)兩者接收誤差可以忽略。但是遙測系統(tǒng)事后地面數(shù)據(jù)處理時(shí)需找出起飛(QF)信號(hào)，然后通過時(shí)碼模塊以QF信號(hào)為零點(diǎn)基準(zhǔn)打時(shí)標(biāo)，如圖10所示。所以測量系統(tǒng)時(shí)碼器打時(shí)標(biāo)的參考QF信號(hào)相對控制系統(tǒng)實(shí)際使用的QF信號(hào)是有延時(shí)的。由以上4.1、4.2節(jié)分析可知，由于采集頻率和編碼傳輸帶來的最大延時(shí)為50 ms，由此給飛行時(shí)串判讀帶來的誤差范圍為-50～0 ms。

圖10 遙測數(shù)據(jù)地面打時(shí)標(biāo)處理過程示意圖

4.5 時(shí)統(tǒng)誤差分析

火箭飛行過程中，需要地面多個(gè)測控站以及測控船的接力保障測控覆蓋性，如果測控站之間地面時(shí)統(tǒng)存在誤差，則各個(gè)測控站對分段接收的數(shù)據(jù)合成處理后會(huì)產(chǎn)生誤差。一般在執(zhí)行飛行任務(wù)前航區(qū)測控站均會(huì)進(jìn)行測控演練，各測控站之間完成時(shí)間同步，因此，此誤差大小受地面測控站時(shí)間同步誤差和各測控站之間時(shí)鐘漂移誤差大小的影響，需視具體任務(wù)情況分析。

5 飛行時(shí)串實(shí)測數(shù)據(jù)分析

本文以某型號(hào)運(yùn)載火箭一次飛行任務(wù)及出廠測試的數(shù)據(jù)為例(如圖11、圖12所示)，進(jìn)行飛行時(shí)串誤差分析，其中箭上遙測采集頻率為40 Hz，遙測傳輸碼速率1 Mb/s，控制系統(tǒng)軟件周期20 ms，tk2，tk3為運(yùn)載火箭基礎(chǔ)級(jí)計(jì)算機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)間，tkS1，tkS2，tkS3，tkS4，tkS5，tkS6為運(yùn)載火箭上面級(jí)計(jì)算機(jī)關(guān)機(jī)時(shí)間。

圖11 運(yùn)載火箭某次任務(wù)地測誤差

圖12 運(yùn)載火箭某次任務(wù)遙測誤差

由以上測試數(shù)據(jù)分析可以得出：

1)飛行時(shí)串的地測數(shù)據(jù)誤差比較穩(wěn)定，只有在Tks時(shí)刻發(fā)出的飛行時(shí)串誤差較大(大于20 ms)，原因?yàn)門ks時(shí)刻的飛行時(shí)串滯后一個(gè)控制周期20 ms的影響，而Tks之后的時(shí)串誤差均在10 ms以內(nèi)。其中Tks1時(shí)刻之前的測試數(shù)據(jù)出現(xiàn)負(fù)偏差的情況，是由于在地面測試時(shí)采用地面計(jì)算機(jī)模擬基礎(chǔ)級(jí)火箭發(fā)出起飛、計(jì)算機(jī)關(guān)機(jī)(Tk)信號(hào)，箭上接收到的起飛、Tk和地面發(fā)出的信號(hào)存在基準(zhǔn)偏差導(dǎo)致。

2)飛行時(shí)串的遙測數(shù)據(jù)誤差具有一定的隨機(jī)性，但每一個(gè)Tks后面的時(shí)串測試誤差比較穩(wěn)定，且在50 ms以內(nèi)，說明在測試誤差的影響因素中遙測系統(tǒng)采樣誤差和編碼傳輸誤差占主要影響。

3)由于遙測系統(tǒng)與箭上控制系統(tǒng)起飛零點(diǎn)的誤差導(dǎo)致飛行時(shí)串輸出誤差存在負(fù)偏差的情況。與每一個(gè)Tks基準(zhǔn)之后遙測采集引起的延時(shí)偏差累計(jì)，造成有的Tks之后飛行時(shí)串輸出負(fù)偏差，有的輸出正偏差。

4)飛行任務(wù)中的時(shí)串偏差較地面出廠測試時(shí)的誤差較大，原因?yàn)轱w行任務(wù)時(shí)會(huì)存在誤碼率、測控站之間地面時(shí)統(tǒng)誤差的影響。因此，在制定飛行時(shí)串測試誤差判據(jù)時(shí)應(yīng)考慮誤碼率、地面站時(shí)統(tǒng)誤差等不可控因素的影響。

6 結(jié)束語

本文分析了火箭飛行時(shí)串輸出原理，根據(jù)地測判讀和遙測判讀兩種途徑獲得的測試數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差來源分解，最終得出控制系統(tǒng)軟件周期、固態(tài)繼電器輸出延時(shí)誤差、遙測采樣編碼誤差和起飛信號(hào)接收誤差為飛行時(shí)串判讀的主要誤差來源。通過此誤差分析得出為減少飛行時(shí)串的測試誤差，可有以下幾種途徑：

1)提高遙測系統(tǒng)采樣頻率和傳輸碼速率，減小遙測采集傳輸誤差。

2)提高控制系統(tǒng)軟件工作頻率，減小飛行控制軟件周期誤差。

3)在飛行時(shí)序設(shè)計(jì)時(shí)，盡量避開Tks時(shí)刻輸出飛行時(shí)串。

4)飛行任務(wù)盡量保障良好的測控條件，提高無線鏈路裕量，減小傳輸誤碼率，有利于減小時(shí)串判讀誤差。