鄒 凱，王錦鋒，朱孟龍，王健康

(1.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076; 2.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074)

0 引言

當(dāng)前國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開(kāi)展了多次高速飛行器飛行試驗(yàn)，在試驗(yàn)中常用助推火箭將飛行器推送至預(yù)定的級(jí)間分離窗口，隨后打開(kāi)火箭整流罩，釋放整流罩內(nèi)部的飛行器，執(zhí)行級(jí)間分離。其中，整流罩拋罩與級(jí)間分離通常由火箭發(fā)起，為保證級(jí)間分離后飛行器在可控的時(shí)間窗口內(nèi)起控，并維持姿態(tài)穩(wěn)定，飛行器需要接收火箭發(fā)送的時(shí)統(tǒng)指令，以確定起控時(shí)刻。

常規(guī)航天器的級(jí)間分離通常在大氣稀薄的臨近空間或大氣層外完成，如洲際飛行器、衛(wèi)星以及部分試驗(yàn)類(lèi)飛行器[1-3]，分離點(diǎn)的橢球高度均在110 km以上，在分離后飛行器幾乎不受氣動(dòng)力的干擾，動(dòng)壓接近于0，且部分飛行器采用靜穩(wěn)定氣動(dòng)布局，在無(wú)控狀態(tài)下能維持?jǐn)?shù)秒至數(shù)十秒的姿態(tài)穩(wěn)定，對(duì)于級(jí)間分離時(shí)統(tǒng)指令的精度要求相對(duì)較低。

近年來(lái)，科學(xué)研究類(lèi)高速飛行器趨向于在大氣稠密的低空進(jìn)行級(jí)間分離，其典型的分離高度在45 km以下，動(dòng)壓在30 kPa以上，且普遍為無(wú)整流罩氣動(dòng)布局或采用在高度45 km以上提前將整流罩拋掉的方式，以避免低空拋罩對(duì)飛行器姿態(tài)的擾動(dòng)[4-9]。此種級(jí)間分離方式對(duì)于時(shí)統(tǒng)精度提出了較高的要求，原因如下：

1)在低空高速飛行狀態(tài)下，干擾流場(chǎng)建立時(shí)間短，僅為毫秒級(jí)別，且動(dòng)壓大，導(dǎo)致飛行器所承受的氣動(dòng)力大[9]；

2)隨著小型化、集成化技術(shù)的不斷發(fā)展，飛行器重量更輕、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量更小，導(dǎo)致姿態(tài)角變化的時(shí)間尺度更小[12]；

3)為提高升阻比與飛行性能，飛行器通常采用靜不穩(wěn)定氣動(dòng)布局，在無(wú)控狀態(tài)下姿態(tài)失穩(wěn)的時(shí)間更短[13]。

因此，此類(lèi)飛行器與助推火箭級(jí)間分離對(duì)時(shí)統(tǒng)精度的要求較高[14]，例如某高速飛行器在分離后可控的時(shí)間窗口僅有150 ms[15]。

而乘波體高速飛行器在低空、大動(dòng)壓環(huán)境下同時(shí)執(zhí)行整流罩拋罩與級(jí)間分離，在技術(shù)研究和工程實(shí)現(xiàn)領(lǐng)域尚屬首次。在低空高速飛行條件下，動(dòng)壓約為30 kPa，整流罩打開(kāi)后氣動(dòng)干擾流場(chǎng)會(huì)以毫秒級(jí)的時(shí)間尺度建立，對(duì)飛行器姿態(tài)產(chǎn)生很大的擾動(dòng)，因此在與火箭分離后，飛行器可控的時(shí)間窗口僅有數(shù)十毫秒，對(duì)時(shí)統(tǒng)精度提出了更高的要求。

目前，航空航天飛行器普遍采用行程開(kāi)關(guān)或分離連接器短路環(huán)等機(jī)械開(kāi)關(guān)裝置傳遞級(jí)間分離時(shí)統(tǒng)指令[16-21]。此類(lèi)裝置依靠機(jī)械運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的電觸發(fā)信號(hào)作為時(shí)統(tǒng)指令，當(dāng)環(huán)境溫度、振動(dòng)與供電電壓等條件變化時(shí)，裝置內(nèi)部的彈簧推力、活動(dòng)機(jī)構(gòu)之間的滑動(dòng)摩擦力與電磁分離力會(huì)發(fā)生變化，使活動(dòng)機(jī)構(gòu)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度發(fā)生變化，導(dǎo)致傳遞時(shí)統(tǒng)指令的延遲時(shí)間尺度在數(shù)十毫秒至數(shù)百毫秒量級(jí)變化，難以提供毫秒級(jí)的時(shí)統(tǒng)精度。此外，在飛行器與火箭裝配對(duì)接后，無(wú)法測(cè)試此類(lèi)機(jī)械開(kāi)關(guān)裝置功能的完好性，對(duì)時(shí)統(tǒng)指令傳遞的可靠性產(chǎn)生影響。

本文針對(duì)乘波體高速飛行器與助推火箭在低空大動(dòng)壓環(huán)境下同時(shí)執(zhí)行整流罩拋罩與級(jí)間分離后，飛行器可控的時(shí)間窗口短，對(duì)時(shí)統(tǒng)指令精度要求高的特點(diǎn)，開(kāi)展高精度級(jí)間分離時(shí)統(tǒng)方案的研究，解決現(xiàn)有的時(shí)統(tǒng)裝置無(wú)法保證飛行器在可控的時(shí)間窗口內(nèi)起控的問(wèn)題。

1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及原理

1.1 設(shè)計(jì)依據(jù)

根據(jù)氣動(dòng)流場(chǎng)仿真結(jié)果，飛行器與火箭的級(jí)間分離動(dòng)作時(shí)刻如下。

1)0 ms：級(jí)間分離零時(shí)刻，火箭驅(qū)動(dòng)處于閉合狀態(tài)的左半與右半整流罩打開(kāi)；

2)145 ms：飛行器與火箭的結(jié)構(gòu)固連裝置斷開(kāi)，隨后分離彈簧推動(dòng)飛行器與火箭快速拉開(kāi)距離；

3)165 ms：由整流罩開(kāi)罩及火箭前端面對(duì)接支架引起的干擾流場(chǎng)脫離飛行器的空氣舵面，飛行器在此時(shí)刻才具備起控條件；

4)210 ms：飛行器需要在此時(shí)刻前起控，否則姿態(tài)可能超出可控范圍。

因此，飛行器在與火箭級(jí)間分離后，維持姿態(tài)穩(wěn)定可控的時(shí)間窗口僅有45 ms。

通過(guò)氣動(dòng)流場(chǎng)仿真得到的級(jí)間分離時(shí)序如圖1所示。

圖1 級(jí)間分離時(shí)序設(shè)計(jì)依據(jù)

1.2 時(shí)統(tǒng)裝置硬件構(gòu)成及工作原理

由于異步RS-422通信受到溫度、振動(dòng)與供電變化的影響極小，且在飛行器與火箭裝配對(duì)接后仍具有可測(cè)試性，具備傳遞高精度時(shí)統(tǒng)指令的條件[22]，但通信過(guò)程中存在誤碼與丟幀的問(wèn)題，會(huì)影響時(shí)統(tǒng)精度，需要解決。

本文設(shè)計(jì)了具有糾錯(cuò)功能的RS-422通信時(shí)統(tǒng)指令(以下簡(jiǎn)稱(chēng)“422時(shí)統(tǒng)指令”)與分離連接器短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令(以下簡(jiǎn)稱(chēng)“短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令”)冗余的級(jí)間分離時(shí)統(tǒng)方案，其硬件裝置包含：

(1)位于火箭一側(cè)的分離連接器插頭(內(nèi)部設(shè)有電磁解鎖裝置和解鎖拉桿)、火箭飛控計(jì)算機(jī)、解鎖電纜、拉繩與起爆電纜；

(2)位于飛行器一側(cè)的分離連接器插座(內(nèi)部設(shè)有彈簧，用于在插頭與插座解鎖后將插頭彈出)與飛行器飛控計(jì)算機(jī)；

(3)連接飛行器與火箭的分離螺栓、RS-422通信電纜、短路環(huán)1、短路環(huán)2與分離彈簧。

硬件裝置組成如圖2所示。

圖2 級(jí)間分離時(shí)統(tǒng)裝置組成

在級(jí)間分離前，火箭與飛行器通過(guò)分離螺栓剛性連接，火箭飛控計(jì)算機(jī)通過(guò)起爆電纜與分離螺栓連接，分離彈簧處于壓縮狀態(tài)，分離連接器插座固定在飛行器上，插頭與插座插合，火箭飛控計(jì)算機(jī)與飛行器飛控計(jì)算機(jī)使用穿過(guò)分離連接器的RS-422通信電纜通信?；鸺w控計(jì)算機(jī)通過(guò)解鎖電纜驅(qū)動(dòng)分離連接器插頭中的電磁解鎖裝置。拉繩的一端固定在火箭箭體上，另一端固定在分離連接器插頭的解鎖拉桿上，處于繃緊的狀態(tài)。短路環(huán)1與短路環(huán)2從飛行器飛控計(jì)算機(jī)的供電接口引出，穿過(guò)分離連接器插座后進(jìn)入分離連接器插頭并折返，再次穿過(guò)分離連接器插座后進(jìn)入飛行器飛控計(jì)算機(jī)的采集接口。

在級(jí)間分離時(shí)刻，火箭飛控計(jì)算機(jī)首先驅(qū)動(dòng)整流罩開(kāi)罩，同時(shí)通過(guò)RS-422通信電纜向飛行器飛控計(jì)算機(jī)發(fā)送“422時(shí)統(tǒng)指令”，隨后通過(guò)解鎖電纜驅(qū)動(dòng)分離連接器插頭中的電磁解鎖裝置產(chǎn)生磁力拉動(dòng)拉桿向插頭外側(cè)移動(dòng)，使分離連接器的插頭與插座解鎖，插頭被插座中處于壓縮狀態(tài)的彈簧彈出，插頭與插座分離。此時(shí)短路環(huán)1與短路環(huán)2斷開(kāi)，并由飛行器飛控計(jì)算機(jī)采集，作為“短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令”。根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)，在面對(duì)稱(chēng)飛行器與火箭分離時(shí)，需要盡量減少分離端面的連接機(jī)構(gòu)，避免對(duì)飛行器的姿態(tài)產(chǎn)生影響，因此待分離連接器插頭與插座的外殼分離后，火箭飛控計(jì)算機(jī)通過(guò)起爆電纜引爆分離螺栓，在分離螺栓斷開(kāi)后，通過(guò)分離彈簧的推動(dòng)，飛行器與火箭分離快速拉開(kāi)距離，以便使飛行器的空氣舵面盡快脫離由火箭前端面對(duì)接支架產(chǎn)生的干擾流場(chǎng)區(qū)域。若分離連接器插頭中的電磁解鎖裝置失效，在分離螺栓斷開(kāi)后，火箭與飛行器沿飛行方向的相對(duì)位移迫使拉繩將拉桿拉出，此時(shí)分離連接器插頭與插座解鎖分離。

2 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

2.1 422時(shí)統(tǒng)指令設(shè)計(jì)

由RS-422通信傳輸?shù)脑砜芍鸺蝻w行器傳輸422時(shí)統(tǒng)指令時(shí)存在一定的延遲時(shí)間，由三部分組成：

1)從火箭飛控計(jì)算機(jī)確定級(jí)間分離0時(shí)刻，至開(kāi)始發(fā)送422時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀，此延遲時(shí)間最短趨近于0，最長(zhǎng)為火箭飛控計(jì)算機(jī)軟件的運(yùn)行周期，在本文中軟件的運(yùn)行周期為10 ms，因此延遲時(shí)間范圍為0～10 ms；

2)從火箭飛控計(jì)算機(jī)開(kāi)始發(fā)送422時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀，至此數(shù)據(jù)幀全部存入飛行器飛控計(jì)算機(jī)串口數(shù)據(jù)接收緩沖區(qū)中，此延遲時(shí)間為固定值，與422時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀的字節(jié)數(shù)和RS-422通信數(shù)據(jù)傳輸碼速率有關(guān)，本文中422時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀共包含64個(gè)字節(jié)，即704個(gè)比特位，傳輸碼速率為115 200 bps，因此延遲時(shí)間約為7 ms；

3)從飛行器飛控計(jì)算機(jī)開(kāi)始讀取串口數(shù)據(jù)接收緩沖區(qū)中的數(shù)據(jù)幀，至開(kāi)始執(zhí)行飛行控制律的軟件定時(shí)延遲，此延遲時(shí)間最短趨近于0，最長(zhǎng)為飛行器飛控計(jì)算機(jī)軟件的運(yùn)行周期，本文中軟件的運(yùn)行周期為5 ms，因此延遲時(shí)間范圍為0～5 ms。

以上3個(gè)延遲時(shí)間之和為422時(shí)統(tǒng)指令傳輸?shù)难舆t時(shí)間，最短為7 ms，最長(zhǎng)為22 ms。因此，422時(shí)統(tǒng)指令傳輸延遲時(shí)間的變化范圍為15 ms，即時(shí)統(tǒng)精度為15 ms，滿(mǎn)足飛行器在可控的時(shí)間窗口45 ms內(nèi)起控的精度要求。在飛控計(jì)算機(jī)硬件性能存在余量的條件下，通過(guò)降低飛控軟件的運(yùn)行周期，可以降低指令傳輸延遲時(shí)間的變化范圍，從而獲得更高的時(shí)統(tǒng)精度。

為解決由于誤碼或丟幀導(dǎo)致飛行器獲取時(shí)統(tǒng)指令推遲，造成時(shí)統(tǒng)精度降低的問(wèn)題，在時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀中分別設(shè)置“分離狀態(tài)”與“起控延時(shí)標(biāo)志”兩個(gè)字節(jié)，在飛行器飛控計(jì)算機(jī)軟件中，設(shè)置與“起控延時(shí)標(biāo)志”對(duì)應(yīng)的“起控倒計(jì)時(shí)時(shí)間”，指令內(nèi)容與對(duì)應(yīng)關(guān)系參見(jiàn)表1。

表1 422時(shí)統(tǒng)指令內(nèi)容與對(duì)應(yīng)關(guān)系

表1中各參數(shù)說(shuō)明如下：

1)“分離狀態(tài)”由火箭向飛行器發(fā)送，在級(jí)間分離開(kāi)始前為“0x00”，開(kāi)始后變?yōu)椤?xFF”；

2)“起控延時(shí)標(biāo)志”由火箭向飛行器發(fā)送，在級(jí)間分離開(kāi)始前為0，開(kāi)始后隨每幀422時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀增加1，由1開(kāi)始，逐漸累加至255，用正整數(shù)n表示；

3)“起控倒計(jì)時(shí)時(shí)間”中，C422為飛行器飛控計(jì)算機(jī)從接收到“分離序號(hào)”為1的422時(shí)統(tǒng)指令至起控的軟件倒計(jì)時(shí)時(shí)間，通過(guò)地面試驗(yàn)的結(jié)果設(shè)計(jì)與計(jì)算獲得；T422為火箭飛控計(jì)算機(jī)發(fā)送422時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀的周期。

在級(jí)間分離過(guò)程中，若前幾個(gè)422時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀出現(xiàn)誤碼或丟幀，飛行器飛控計(jì)算機(jī)可通過(guò)后續(xù)正確的數(shù)據(jù)幀獲得“分離狀態(tài)”與“起控延時(shí)標(biāo)志”，通過(guò)計(jì)算得到正確的“起控倒計(jì)時(shí)時(shí)間”，從而消除由于RS-422通信誤碼或丟幀造成的時(shí)統(tǒng)誤差增大，保證飛行器在可控的時(shí)間窗口內(nèi)起控。

2.2 短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令延遲時(shí)間測(cè)量

本文選用航天電器研制的YF43-54型分離連接器，外觀如圖3所示，外殼為不銹鋼材質(zhì)，表面為導(dǎo)電狀態(tài)。

圖3 分離連接器插頭(左)與插座(右)

在分離連接器插頭與插座分離的過(guò)程中，短路環(huán)與RS-422通信通路先斷開(kāi)，插頭與插座的外殼后分離。由于該過(guò)程存在機(jī)械運(yùn)動(dòng)，從火箭飛控計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)電磁解鎖裝置至短路環(huán)斷開(kāi)的延遲時(shí)間變化范圍相對(duì)于毫秒級(jí)時(shí)統(tǒng)精度要求較大，需要測(cè)量。

本文設(shè)計(jì)了一套分離連接器短路環(huán)及外殼斷開(kāi)延遲時(shí)間測(cè)量裝置，包含有機(jī)玻璃支架、水平振動(dòng)臺(tái)、多路輸出電源與4通道示波器。分離連接器插座通過(guò)螺釘固定在支架上，支架通過(guò)螺釘固定在水平振動(dòng)臺(tái)上，分離連接器插頭插接在插座上，支架可以保證分離連接器的外殼與振動(dòng)臺(tái)的臺(tái)面之間絕緣。

電源分別對(duì)分離連接器的電磁解鎖裝置、短路環(huán)1、短路環(huán)2與插座外殼供電，在電源與電磁解鎖裝置之間串聯(lián)1只開(kāi)關(guān)，用于控制電磁解鎖裝置的供電狀態(tài)。通過(guò)電阻對(duì)電源進(jìn)行分壓后，使用示波器分別采集電磁解鎖裝置的通電時(shí)間與短路環(huán)1、短路環(huán)2、插頭外殼的斷電時(shí)間，等效得到從火箭飛控計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)電磁解鎖裝置至兩路短路環(huán)斷開(kāi)、插頭與插座外殼分離的延遲時(shí)間。

測(cè)量裝置的電氣連接關(guān)系如圖4所示。

圖4 短路環(huán)斷開(kāi)延時(shí)測(cè)量裝置電氣連接關(guān)系

影響短路環(huán)斷開(kāi)、插頭與插座外殼分離延遲時(shí)間的條件包括以下三項(xiàng)。

1)振動(dòng)方向：沿分離連接器不同方向的振動(dòng)將導(dǎo)致插頭與插座之間的滑動(dòng)摩擦力大小發(fā)生變化，由于插座中彈簧的推力固定，使插頭與插座的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度不同，造成延遲時(shí)間不同。在測(cè)量時(shí)通過(guò)調(diào)節(jié)支架在振動(dòng)臺(tái)的安裝方向，分別沿分離連接器的軸向與側(cè)向施加振動(dòng)，以覆蓋實(shí)際飛行過(guò)程中級(jí)間分離時(shí)刻的振動(dòng)方向；

2)振動(dòng)量級(jí)：振動(dòng)量級(jí)的不同將導(dǎo)致插頭與插座之間的滑動(dòng)摩擦力大小發(fā)生變化，由于插座中彈簧的推力固定，使插頭與插座的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度不同，造成延遲時(shí)間不同。在測(cè)量時(shí)通過(guò)調(diào)節(jié)振動(dòng)臺(tái)的振動(dòng)量級(jí)，分別設(shè)置無(wú)振動(dòng)、振動(dòng)總均方根加速度為grms=8.14 g和grms=11.52 g三種狀態(tài)，以覆蓋實(shí)際飛行過(guò)程中級(jí)間分離時(shí)刻的振動(dòng)量級(jí)；

3)電磁解鎖裝置供電電壓：電磁解鎖裝置供電電壓的不同將導(dǎo)致解鎖拉桿受到的磁拉力發(fā)生變化，使解鎖拉桿的運(yùn)動(dòng)速度不同，造成插頭與插座分離的延遲時(shí)間不同，在測(cè)量時(shí)通過(guò)調(diào)節(jié)電源的輸出電壓，分別設(shè)置為25 V、26 V、28 V與31 V，以覆蓋實(shí)際飛行過(guò)程中的供電電壓。

將以上條件組合得到24種測(cè)量狀態(tài)，每個(gè)狀態(tài)重復(fù)測(cè)量3次，共獲得72組數(shù)據(jù)，統(tǒng)計(jì)后得到如下結(jié)論：

1)在同一次分離測(cè)試中，兩路短路環(huán)斷開(kāi)的時(shí)間差小于6 ms；

2)從按鍵開(kāi)關(guān)驅(qū)動(dòng)電磁解鎖裝置至兩路短路環(huán)全部斷開(kāi)的延遲時(shí)間，最短為20 ms，最長(zhǎng)為85 ms(最長(zhǎng)時(shí)間出現(xiàn)的條件為25 V解鎖電壓下側(cè)向最高振動(dòng)量級(jí))，按照3 σ統(tǒng)計(jì)，參照20～61 ms設(shè)計(jì)；

3)從按鍵開(kāi)關(guān)驅(qū)動(dòng)電磁解鎖裝置至插頭與插座外殼分離的延遲時(shí)間，最短為34 ms，最長(zhǎng)為110 ms(最長(zhǎng)時(shí)間出現(xiàn)的條件為25 V解鎖電壓下側(cè)向最高振動(dòng)量級(jí))，按照3 σ統(tǒng)計(jì)，參照不長(zhǎng)于91 ms設(shè)計(jì)。

綜上，短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令在供電電壓較低與側(cè)向高振動(dòng)量級(jí)的環(huán)境條件下，傳輸?shù)难舆t時(shí)間將大幅延長(zhǎng)，作為時(shí)統(tǒng)指令時(shí)不滿(mǎn)足時(shí)間精度要求。因此，將422時(shí)統(tǒng)指令作為主份時(shí)統(tǒng)指令，將短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令作為備份時(shí)統(tǒng)指令。

3 級(jí)間分離時(shí)序設(shè)計(jì)

根據(jù)級(jí)間分離設(shè)計(jì)的輸入條件，設(shè)計(jì)級(jí)間分離步驟如下：

1)在級(jí)間分離0時(shí)刻，火箭飛控計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)整流罩開(kāi)罩，同時(shí)持續(xù)向飛行器飛控計(jì)算機(jī)發(fā)送422時(shí)統(tǒng)指令；

2)火箭飛控計(jì)算機(jī)通過(guò)解鎖電纜驅(qū)動(dòng)分離連接器插頭的電磁解鎖裝置；

3)飛行器飛控計(jì)算機(jī)持續(xù)接收并判斷422時(shí)統(tǒng)指令，當(dāng)首次接收到“分離狀態(tài)”有效的時(shí)統(tǒng)指令時(shí)，進(jìn)入步驟4，當(dāng)未接收到正確的時(shí)統(tǒng)指令或“分離狀態(tài)”無(wú)效時(shí)，進(jìn)入步驟5；

4)飛行器飛控計(jì)算機(jī)根據(jù)首次接收到422時(shí)統(tǒng)指令中的“起控延時(shí)標(biāo)志”確定“起控倒計(jì)時(shí)時(shí)間”，開(kāi)始422時(shí)統(tǒng)指令起控倒計(jì)時(shí)，之后進(jìn)入步驟8；

5)飛行器飛控計(jì)算機(jī)采集短路環(huán)1與短路環(huán)2的狀態(tài)，若全部斷開(kāi)，則進(jìn)入步驟6，否則返回步驟3；

6)飛行器飛控計(jì)算機(jī)判斷兩路短路環(huán)斷開(kāi)的持續(xù)時(shí)間是否滿(mǎn)足閾值，若滿(mǎn)足，則進(jìn)入步驟7，否則返回步驟3；

7)飛行器飛控計(jì)算機(jī)開(kāi)始短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令起控倒計(jì)時(shí)；

8)火箭飛控計(jì)算機(jī)通過(guò)起爆電纜引爆分離螺栓；

9)分離螺栓斷開(kāi)，火箭與飛行器分離；

10)飛行器飛控計(jì)算機(jī)在起控倒計(jì)時(shí)結(jié)束時(shí)刻起控。

級(jí)間分離流程如圖5所示。

圖5 級(jí)間分離流程

根據(jù)級(jí)間分離時(shí)序設(shè)計(jì)依據(jù)與時(shí)統(tǒng)指令傳輸延遲時(shí)間測(cè)量結(jié)果，調(diào)整火箭與飛行器飛控計(jì)算機(jī)軟件中各步驟的執(zhí)行時(shí)刻，設(shè)計(jì)級(jí)間分離時(shí)序如圖6所示。

圖6 級(jí)間分離時(shí)序

圖6中各符號(hào)的定義與時(shí)間關(guān)系說(shuō)明如下：

1)D422：火箭發(fā)送的422時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀通信傳輸?shù)难舆t時(shí)間，參照2.1小節(jié)，范圍為7～22 ms；

2)DDIO：從火箭飛控計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)電磁解鎖裝置至短路環(huán)斷開(kāi)的延遲時(shí)間，參照2.2小節(jié)，范圍為20～61 ms；

3)DSB：從火箭飛控計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)電磁解鎖裝置至分離連接器插頭與插座外殼分離的延遲時(shí)間，參照2.2小節(jié)，不長(zhǎng)于91 ms；

4)DBB：從火箭飛控計(jì)算機(jī)引爆分離螺栓至分離螺栓斷開(kāi)的延遲時(shí)間，參照分離螺栓廠家的數(shù)據(jù)，范圍為2.92 ～ 5.58 ms；

5)C422：參照表1，在飛行器飛控計(jì)算機(jī)軟件中設(shè)定為160 ms；

6)CDIO：使用短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令時(shí)，從飛行器飛控計(jì)算機(jī)確定兩路短路環(huán)可靠斷開(kāi)，至起控的倒計(jì)時(shí)時(shí)間，在飛行器飛控計(jì)算機(jī)軟件中設(shè)定為76 ms；

7)T422：參照表1，在火箭飛控計(jì)算機(jī)軟件中設(shè)定為10 ms；

8)n：參照表1，起控延時(shí)標(biāo)志；

9)WDIO：飛行器飛控計(jì)算機(jī)判斷短路環(huán)可靠斷開(kāi)的時(shí)間閾值，設(shè)定為檢測(cè)到斷開(kāi)狀態(tài)持續(xù)50 ms，認(rèn)為短路環(huán)可靠斷開(kāi)；

10)T0：級(jí)間分離0時(shí)刻，火箭飛控計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)整流罩開(kāi)罩，并向飛行器飛控計(jì)算機(jī)連續(xù)發(fā)送422時(shí)統(tǒng)指令；

11)S0：飛行器飛控計(jì)算機(jī)接收到第一個(gè)正確422時(shí)統(tǒng)指令的時(shí)刻，并開(kāi)始起控倒計(jì)時(shí)，由于422通信可能存在誤碼或丟幀的情況，即未正確收到前n-1個(gè)422時(shí)統(tǒng)指令數(shù)據(jù)幀，則S0=D422+(n-1)×T422；

12)T1：火箭飛控計(jì)算機(jī)通過(guò)解鎖電纜驅(qū)動(dòng)分離連接器插頭中電磁解鎖裝置的時(shí)刻，在火箭飛控計(jì)算機(jī)軟件中設(shè)定為級(jí)間分離20 ms時(shí)刻；

13)S1A：飛行器飛控計(jì)算機(jī)采集到短路環(huán)1與短路環(huán)2全部斷開(kāi)的時(shí)刻，S1A=T1+DDIO，范圍為40～81 ms；

14)S1B：短路環(huán)斷開(kāi)時(shí)間滿(mǎn)足閾值，短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令有效的時(shí)刻，S1B=S1A+WDIO，范圍為90～131 ms；

15)S1C：分離連接器插頭與插座外殼分離的時(shí)刻，S1C=T1+DSB，范圍為≯111 ms；

16)T2：火箭飛控計(jì)算機(jī)通過(guò)起爆電纜引爆分離螺栓的時(shí)刻，在火箭飛控計(jì)算機(jī)軟件中設(shè)定為級(jí)間分離140 ms時(shí)刻；

17)S2：分離螺栓斷開(kāi)時(shí)刻，S2=T2+DBB，范圍為142.92～ 145.58 ms；

18)S3：飛行器起控時(shí)刻，若使用422時(shí)統(tǒng)指令，S3=D422+C422，范圍為167～ 182 ms；若使用短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令，S3=S1B+CDIO，范圍為166～207 ms。

計(jì)算結(jié)果表明，設(shè)計(jì)的級(jí)間分離時(shí)序滿(mǎn)足飛行器在可控時(shí)間窗口內(nèi)起控的要求。

4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

4.1 地面試驗(yàn)

為驗(yàn)證422時(shí)統(tǒng)指令與短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令精度是否滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，在地面試驗(yàn)中使用示波器對(duì)火箭T0時(shí)刻與飛行器S0時(shí)刻輔助進(jìn)行時(shí)統(tǒng)測(cè)量。

在測(cè)試422時(shí)統(tǒng)指令時(shí)，將火箭飛控計(jì)算機(jī)的1路開(kāi)關(guān)量輸出通道設(shè)置為在T0時(shí)刻由低電平變?yōu)楦唠娖剑?jīng)過(guò)分壓電阻后連接示波器的通道1；將飛行器飛控計(jì)算機(jī)的1路開(kāi)關(guān)量輸出通道設(shè)置為在S0時(shí)刻由低電平變?yōu)楦唠娖剑?jīng)過(guò)分壓電阻后連接示波器的通道2；

在試驗(yàn)中，可以通過(guò)火箭飛控計(jì)算機(jī)輸出數(shù)據(jù)獲取的時(shí)刻包括T0、T1與T2，可以通過(guò)飛行器飛控計(jì)算機(jī)輸出數(shù)據(jù)獲取的時(shí)刻包括S0、S1A、S1B與S3；分離螺栓斷開(kāi)時(shí)刻S2可以通過(guò)飛行器的近場(chǎng)沖擊傳感器測(cè)量沖擊峰值時(shí)刻獲得。分離連接器插頭與插座外殼分離時(shí)刻S1C使用示波器輔助測(cè)量：將插座的外殼與飛行器艙壁進(jìn)行絕緣處理后，連接隔離電源的正極，插頭的外殼經(jīng)過(guò)電阻分壓后連接示波器的通道3，電源的負(fù)極與示波器的測(cè)量地連接，在外殼分離時(shí)刻示波器可以檢測(cè)到插頭的供電斷開(kāi)，即S1C時(shí)刻。地面試驗(yàn)結(jié)果如表2所示。

表2 地面試驗(yàn)422時(shí)統(tǒng)指令時(shí)序 ms

由表2可知，飛行器的起控時(shí)刻為級(jí)間分離173 ms時(shí)刻，滿(mǎn)足在167 ms時(shí)刻至182 ms時(shí)刻之間的設(shè)計(jì)要求。

在測(cè)試短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令時(shí)，需要斷開(kāi)422時(shí)統(tǒng)指令通路。相較422時(shí)統(tǒng)指令地面試驗(yàn)，將飛行器飛控計(jì)算機(jī)連接示波器通道2的開(kāi)關(guān)量輸出通道調(diào)整為在S1A時(shí)刻由低電平變?yōu)楦唠娖?，其他測(cè)量通道不變。本輪試驗(yàn)出于成本考慮，未安裝分離螺栓。地面試驗(yàn)結(jié)果如表3所示。

由表3可知，在無(wú)飛行振動(dòng)環(huán)境條件下，飛行器的起控時(shí)刻為級(jí)間分離171 ms時(shí)刻，滿(mǎn)足在166 ms時(shí)刻至207 ms時(shí)刻之間的設(shè)計(jì)要求，而振動(dòng)環(huán)境條件在整機(jī)地面試驗(yàn)中的實(shí)施難度較大，因此不進(jìn)行短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令精度測(cè)量。

表3 地面試驗(yàn)短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令時(shí)序 ms

隨后，模擬火箭飛控計(jì)算機(jī)發(fā)出錯(cuò)誤的時(shí)統(tǒng)指令，測(cè)試飛行器飛控計(jì)算機(jī)對(duì)指令的響應(yīng)情況如下：

1)當(dāng)422時(shí)統(tǒng)指令中的“分離狀態(tài)”與“起控延時(shí)標(biāo)志”存在1～2項(xiàng)錯(cuò)誤時(shí)，飛行器飛控計(jì)算機(jī)不響應(yīng)指令；

2)當(dāng)兩路短路環(huán)未全部斷開(kāi)或連續(xù)斷開(kāi)時(shí)間不足50 ms的閾值時(shí)，飛行器飛控計(jì)算機(jī)不響應(yīng)指令；

3)飛行器飛控計(jì)算機(jī)以先接收到的正確時(shí)統(tǒng)指令作為起控倒計(jì)時(shí)的時(shí)統(tǒng)指令。

經(jīng)過(guò)驗(yàn)證，飛行器飛控計(jì)算機(jī)對(duì)各種錯(cuò)誤時(shí)統(tǒng)指令的響應(yīng)結(jié)果滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，能夠?qū)崿F(xiàn)有效的識(shí)別與糾錯(cuò)。

4.2 飛行試驗(yàn)

在飛行試驗(yàn)中，由于無(wú)法使用示波器測(cè)量火箭與飛行器的相對(duì)時(shí)間關(guān)系，以火箭沖擊傳感器與飛行器沖擊傳感器同時(shí)采集到火箭發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火沖擊的峰值時(shí)刻作為時(shí)統(tǒng)標(biāo)志，推算出T0與S0之間的時(shí)間關(guān)系。本輪試驗(yàn)無(wú)法測(cè)量分離連接器插頭與插座外殼分離的時(shí)刻。飛行試驗(yàn)的級(jí)間分離時(shí)序測(cè)量結(jié)果如表4所示。

表4 飛行試驗(yàn)級(jí)間分離時(shí)序 ms

由表4可知，飛行器的起控時(shí)刻為級(jí)間分離175 ms時(shí)刻，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。

對(duì)級(jí)間分離階段飛行器的姿態(tài)角與1號(hào)舵機(jī)數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，評(píng)估飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定性與起控時(shí)間。

將T0作為0時(shí)刻，在0～300 ms之間飛行器的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、1號(hào)舵機(jī)指令角度與反饋角度變化如圖7所示。氣動(dòng)干擾流場(chǎng)在火箭飛控計(jì)算機(jī)驅(qū)動(dòng)整流罩開(kāi)罩后的10 ms內(nèi)作用在飛行器機(jī)體上，此時(shí)刻雖然1號(hào)舵機(jī)指令角度為0°，但舵面在流場(chǎng)的作用下開(kāi)始抖動(dòng)，使1號(hào)舵機(jī)反饋角度在-0.16°～0.16°之間變化；隨后，飛行器與無(wú)整流罩火箭組合體的滾轉(zhuǎn)角由0°減小至-1.42°；在與火箭分離后，飛行器的滾轉(zhuǎn)角降至最小值-1.52°，隨后逐漸增大至0.91°；俯仰角全程由3.49°逐漸增大至5.28°。

圖7 級(jí)間分離0～300 ms姿態(tài)角與舵機(jī)角度

飛行器飛控計(jì)算機(jī)的起控標(biāo)志在175 ms(S3)時(shí)刻變?yōu)槠鹂貭顟B(tài)，飛行控制律介入，由于采用比例-微分控制方式，加入了對(duì)滾轉(zhuǎn)角與滾轉(zhuǎn)角速度變化趨勢(shì)的判斷，而在175～235 ms之間，飛控控制律認(rèn)為飛行器姿態(tài)穩(wěn)定，因此1號(hào)舵機(jī)指令為0°；在235 ms時(shí)刻，飛控計(jì)算機(jī)認(rèn)為飛行器滾轉(zhuǎn)角即將超過(guò)0°，立刻發(fā)出1號(hào)舵機(jī)指令。

以T0作為0時(shí)刻，在0～7 s之間，飛行器的俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、1號(hào)舵機(jī)指令角度與反饋角度變化如圖8所示。飛行器與火箭分離后，俯仰角在0.145～0.40 s之間由3.73°增大到6.11°，并在1.30 s時(shí)刻穩(wěn)定至3.67°。滾轉(zhuǎn)角在1.60 s時(shí)刻減小至-1.52°，隨后在0.81 s時(shí)刻增大到9.80°，并在5.69 s時(shí)刻恢復(fù)至穩(wěn)定值0.19°。

圖8 級(jí)間分離0～7 s姿態(tài)角與舵機(jī)角度

通過(guò)飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了級(jí)間分離時(shí)統(tǒng)方案保證了飛行器在可控的時(shí)間窗口內(nèi)起控，并在級(jí)間分離后使飛行器維持姿態(tài)穩(wěn)定。

5 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)本文設(shè)計(jì)的級(jí)間分離時(shí)統(tǒng)方案，結(jié)論如下：

1)通過(guò)地面試驗(yàn)與飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了422時(shí)統(tǒng)指令可以對(duì)通信傳輸過(guò)程中的丟幀與誤碼進(jìn)行糾錯(cuò)，并保證飛行器在可控的時(shí)間窗口內(nèi)起控；

2)在高振動(dòng)量級(jí)的飛行環(huán)境下使用短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令時(shí)，起控時(shí)間存在一定概率超出可控的時(shí)間窗口，因此，當(dāng)422時(shí)統(tǒng)指令失效，依靠短路環(huán)時(shí)統(tǒng)指令進(jìn)行時(shí)統(tǒng)時(shí)，增加了飛行器姿態(tài)失控的風(fēng)險(xiǎn)，在后續(xù)的方案設(shè)計(jì)中需要改進(jìn)；

3)本文設(shè)計(jì)的時(shí)統(tǒng)方案經(jīng)過(guò)飛行試驗(yàn)考核，時(shí)統(tǒng)精度滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，RS-422通信接口在飛控計(jì)算機(jī)中的應(yīng)用非常廣泛，因此無(wú)需對(duì)飛控計(jì)算機(jī)的硬件進(jìn)行修改，即可提高級(jí)間分離的時(shí)統(tǒng)精度，滿(mǎn)足乘波體高速飛行器低空級(jí)間分離的時(shí)統(tǒng)精度要求。