孫 建,呂天慧,朱 紅,陳燦輝,武 杰

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研發(fā)中心，北京 100076)

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適用于掛飛投放試驗(yàn)的高可靠分離檢測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)

孫 建,呂天慧,朱 紅,陳燦輝,武 杰

(中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 研發(fā)中心，北京 100076)

掛飛投放試驗(yàn)在新型型號(hào)的研制過程中作為考核性試驗(yàn)項(xiàng)目應(yīng)用得逐步廣泛，分離檢測(cè)作為掛飛試驗(yàn)的關(guān)鍵步驟，直接關(guān)系試驗(yàn)成敗，因此對(duì)于分離系統(tǒng)提出了高可靠的要求，針對(duì)分離機(jī)構(gòu)、拓?fù)溥壿嬙O(shè)計(jì)及信號(hào)檢測(cè)設(shè)備等方面開展了詳細(xì)的設(shè)計(jì)，采取了雙冗余等多種設(shè)計(jì)措施提升全系統(tǒng)的可靠性，設(shè)計(jì)結(jié)果可以吸收三度故障及部分四度故障，通過多次試驗(yàn)考核，表明該系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有良好的可靠性。

掛飛投放;分離檢測(cè);冗余

0 引言

隨著飛行器的發(fā)展，各種氣動(dòng)布局的飛行器、新概念飛行器不斷涌現(xiàn)，為了驗(yàn)證飛行器的各項(xiàng)性能，需要采取載機(jī)掛載飛行器的投放飛行試驗(yàn)，國(guó)外各類飛行器比如X-51A、X-37B也開展過類似的飛行試驗(yàn)[1]。掛飛試驗(yàn)中，分離狀態(tài)信號(hào)的檢測(cè)十分關(guān)鍵，并且持續(xù)時(shí)間非常短暫[2]，當(dāng)飛行器檢測(cè)到分離信號(hào)后才開始自主控制，如果飛行器與載機(jī)已經(jīng)分離，但未收到分離信號(hào)，則飛行器不啟動(dòng)自主控制，導(dǎo)致試驗(yàn)失敗，因此試驗(yàn)對(duì)分離檢測(cè)系統(tǒng)的可靠性要求非常高。本文主要針對(duì)掛飛試驗(yàn)設(shè)計(jì)了一種簡(jiǎn)單、高可靠的分離檢測(cè)系統(tǒng)。

1 系統(tǒng)組成

1.1 系統(tǒng)架構(gòu)

掛飛試驗(yàn)是指由載機(jī)運(yùn)輸掛載飛行器到指定空域時(shí)，載機(jī)控制系統(tǒng)發(fā)出分離指令實(shí)現(xiàn)與掛載飛行器分離，分離開關(guān)平時(shí)處于壓緊狀態(tài)，分離后開關(guān)由閉合轉(zhuǎn)為斷開，另外載機(jī)控制系統(tǒng)與掛載飛行器的檢測(cè)系統(tǒng)通過分離連接器通信，在分離連接器內(nèi)設(shè)置了跨接線，分離時(shí)由于機(jī)械力的作用將跨接線拉斷，正常情況下飛行器的檢測(cè)系統(tǒng)同時(shí)采集到分離開關(guān)與分離開關(guān)的跨接線分離信號(hào)。傳統(tǒng)的分離機(jī)構(gòu)一般由機(jī)構(gòu)系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)或者火工品構(gòu)成，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，可靠性較低[3-5]。本分離檢測(cè)系統(tǒng)由分離開關(guān)、分離連接器及檢測(cè)設(shè)備構(gòu)成，系統(tǒng)組成如圖1。分離檢測(cè)系統(tǒng)接收到分離信號(hào)后，通過1553B通信接口傳輸給飛行器控制系統(tǒng)，此后飛行器轉(zhuǎn)入自主控制模式。

圖1 系統(tǒng)架構(gòu)圖

1.2 硬件設(shè)計(jì)

1.2.1 機(jī)械部分

該檢測(cè)系統(tǒng)的機(jī)械部分為壓緊開關(guān)，由于飛行器表面不是光滑的平面，因此設(shè)計(jì)的壓緊釋放裝置需要能夠很好地適應(yīng)飛行器曲面外形尺寸，該開關(guān)平時(shí)受到外力作用處于壓緊狀態(tài)，當(dāng)外力消失時(shí)，開關(guān)可以瞬間釋放，則檢測(cè)系統(tǒng)可以檢測(cè)到分離信號(hào)，為了防止壓緊開關(guān)在蒙皮上凸起過高，因此在設(shè)計(jì)時(shí)需要預(yù)先考慮開關(guān)的行程，并可靠緊固安裝，壓緊開關(guān)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及在艙壁上的布局如圖2所示。

圖2 壓緊開關(guān)外形及安裝示意圖

1.2.2 電氣部分

受到安裝空間的限制，要求檢測(cè)系統(tǒng)質(zhì)量、體積應(yīng)盡可能小，并且能夠滿足系統(tǒng)實(shí)時(shí)性、高可靠性的要求，因此對(duì)電氣部分設(shè)計(jì)采取了模塊化、集成化設(shè)計(jì)思路，并對(duì)通訊模塊、采集模塊等關(guān)鍵部分采取了雙冗余設(shè)計(jì)，其中處理單元選用TI公司的SMJ320C6701算法處理專用芯片，該芯片實(shí)時(shí)性能高，運(yùn)算處理能力強(qiáng)，可以滿足實(shí)時(shí)邏輯判決。采集系統(tǒng)的電氣部分由處理單元及外圍電路、通訊接口模塊、采集模塊等部分構(gòu)成。

1.2.3 處理單元

DSP處理器模塊為檢測(cè)系統(tǒng)核心，外圍模塊包括時(shí)鐘模塊、上電復(fù)位模塊、調(diào)試接口模塊、電平轉(zhuǎn)換模塊及AD采集模塊等，外圍模塊用于配置DSP正常工作，原理框圖如圖3所示。

圖3 DSP處理電路框圖

時(shí)鐘電路由獨(dú)立的晶振構(gòu)成，根據(jù)任務(wù)需求和處理速度，頻率選擇20 MHz，晶振輸出信號(hào)和DSP之間串聯(lián)電阻，防止振鈴的產(chǎn)生。具體時(shí)鐘電路見圖4。

圖4 DSP時(shí)鐘電路原理圖

DSP上電復(fù)位電路由電阻和鉭電容組成，輸出波形經(jīng)過施密特觸發(fā)器進(jìn)行整形后輸入給DSP，復(fù)位信號(hào)為高電平復(fù)位，復(fù)位期間初始化所有變量值，復(fù)位完成后DSP正常工作。電路如圖5所示。

圖5 DSP上電復(fù)位電路原理圖

由于DSP的供電需要3.3 V和1.8 V，因此需要對(duì)內(nèi)部的二次電源進(jìn)行轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換芯片采用MSK5232-1.8TD和MSK5232-3.3TD，具體電路圖如圖6所示。

圖6 供電電路原理圖

DSP要求可以單板和整機(jī)都具備調(diào)試功能，因此將JTAG調(diào)試信號(hào)通過接插件引出到設(shè)備外，為保證信號(hào)的驅(qū)動(dòng)能力，通過54HC244增加信號(hào)驅(qū)動(dòng)能力來實(shí)現(xiàn)，具體見圖7。

圖7 調(diào)試電路原理圖

1.2.4 1553B總線接口模塊設(shè)計(jì)

由于掛載飛行器控制系統(tǒng)的通用數(shù)字接口均采用1553B接口，因此采集系統(tǒng)內(nèi)設(shè)計(jì)了總線模塊，實(shí)現(xiàn)與飛行器的控制系統(tǒng)進(jìn)行通信，1553B總線為A/B雙通道，在A總線出現(xiàn)故障時(shí)可以自動(dòng)切換到B總線，提升信號(hào)傳輸鏈路的可靠性。

圖8 1553B接口模塊框圖

1.2.5 采集模塊

采集模塊用于采集壓緊開關(guān)及短跨線的分離信號(hào)，掛飛過程中采集模塊實(shí)時(shí)采集分離狀態(tài)，正常分離過程時(shí)，采集模塊采集到四路壓緊開關(guān)及兩路短跨線信號(hào)，若只采集到其中某路信號(hào)，則通過DSP內(nèi)部邏輯算法進(jìn)行控制判別，接口設(shè)計(jì)如圖9所示。

圖9 位置傳感器接口示意圖

1.3 邏輯設(shè)計(jì)

為了確保分離可以可靠采集，在信號(hào)通路上設(shè)計(jì)了多條通道，確保信號(hào)從產(chǎn)生、傳輸?shù)脚袥Q傳輸鏈路均沒有單點(diǎn)，信號(hào)傳輸流程如圖10所示。

圖10 信息流圖

A路通道作為主份通道，采用4個(gè)壓緊開關(guān)串并聯(lián)相聯(lián)，通路中任意一個(gè)開關(guān)出現(xiàn)故障時(shí)，不影響正常輸出，只有當(dāng)T1/T2或者T3/T4同時(shí)故障時(shí)才會(huì)出現(xiàn)鏈路故障，即一度故障及部分二度故障安全，只有特定二度故障會(huì)出現(xiàn)故障；B路通道作為備份通道，采取兩路跨接線為信號(hào)觸發(fā)端，其中任意一路故障時(shí)不影響正常輸出，可以吸收一度故障。

對(duì)整個(gè)檢測(cè)系統(tǒng)而言，可以吸收多種故障模式[6]，一度故障模式，即T1/T2/T3/T4或者S1/S2任意一點(diǎn)故障時(shí)，不影響系統(tǒng)正常工作；二度故障模式時(shí)，梳理結(jié)果如表1。從表中可以看出任意二度故障時(shí)系統(tǒng)都可以正常工作。

表1 二度故障模式下系統(tǒng)工作情況

三度故障模式共有20種，在任意三度故障模式下檢測(cè)系統(tǒng)仍然可以正常工作；四度故障模式共有10種，只有T1、T2、S1、S2同時(shí)故障與T3、T4、S1、S2同時(shí)故障兩種模式下檢測(cè)系統(tǒng)工作異常，其余四度故障模式均不影響檢測(cè)系統(tǒng)的正常工作?？紤]從工程實(shí)際應(yīng)用角度來說，一般只考慮兩度故障，對(duì)于本系統(tǒng)來說，已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了三度故障正常工作，四度故障部分情況仍然正常，因此整個(gè)系統(tǒng)具有良好的可靠性。

2 試驗(yàn)流程及結(jié)果分析

檢測(cè)系統(tǒng)試驗(yàn)分為地面模擬試驗(yàn)及真實(shí)掛飛試驗(yàn)兩部分。在地面模擬試驗(yàn)時(shí)，設(shè)計(jì)了壓緊開關(guān)測(cè)試臺(tái)，試驗(yàn)流程如下：

1)將壓緊開關(guān)壓緊，并在分離接插件上連接短跨線；

2)連接好測(cè)試電纜，測(cè)試設(shè)備上電；

3)試驗(yàn)指揮發(fā)出“分離”指令，操作測(cè)試臺(tái)上操作手柄釋放壓緊開關(guān)，并拉下鋼索分離接插件；

4)實(shí)時(shí)分析監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)，試驗(yàn)結(jié)束斷電。

在試驗(yàn)過程中，為了驗(yàn)證檢測(cè)系統(tǒng)的故障容錯(cuò)能力，開展了故障模擬試驗(yàn)，模擬了可能出現(xiàn)的一度故障、兩度故障及三度故障，試驗(yàn)結(jié)果與預(yù)期分析一致，試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)見表2。

表2 地面模擬試驗(yàn)結(jié)果統(tǒng)計(jì)

真實(shí)掛飛試驗(yàn)為載機(jī)掛載飛行器進(jìn)行的分離試驗(yàn)狀態(tài)，對(duì)檢測(cè)系統(tǒng)而言，工作流程與地面模擬試驗(yàn)流程一致，只是壓緊開關(guān)的釋放及短跨線為真實(shí)狀態(tài)，真實(shí)掛飛試驗(yàn)共進(jìn)行了11次，每次試驗(yàn)檢測(cè)系統(tǒng)均可靠采集到分離狀態(tài)，未出現(xiàn)任何異常狀態(tài)，證明了設(shè)計(jì)方案的可靠性。

3 結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了一種簡(jiǎn)易可靠的檢測(cè)系統(tǒng)，系統(tǒng)由分離開關(guān)等機(jī)械結(jié)構(gòu)及雙冗余檢測(cè)設(shè)備等構(gòu)成，通過分析表明該系統(tǒng)可以吸收三度故障以及部分四度故障，解決了掛飛試驗(yàn)對(duì)分離信號(hào)高可靠檢測(cè)的問題，試驗(yàn)結(jié)果表明此設(shè)計(jì)方案具有良好的工程可應(yīng)用性，對(duì)其他有掛飛需求的試驗(yàn)型號(hào)具有借鑒意義。

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Applicable to Captive Flight Test Launch of Highly Reliable Separation and Detection System Design

Sun Jian，Lü Tianhui，Zhu Hong，Chen Canhui，Wu Jie

(R&D Center, China Academy of Launch Technology， Beijing 100076，China)

flight test launch of new models in the development process as a step by step evaluation of the pilot project is widely applied, separation and detection as a key step of flight test , directly related to the success of the test, so the separation system proposed high reliability requirements, paper focuses on separation institutional, topology logic design and signal detection equipment to carry out detailed design, has taken a variety of measures designed to enhance the reliability of the whole dual redundancy system, design results can absorb three times the fault and some four degrees fault, through multiple assessment test, indicating that the system is designed with good reliability.

flight test;separation and detection; redundancy

2015-12-01；

2016-01-06。

孫 建(1984-)，男，四川資陽人，碩士研究生，工程師，主要從事飛行器電氣系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)方向的研究。

1671-4598(2016)06-0308-03

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.06.084

TP181

A