运载火箭双维度极性检查方法与应用

董余红 韦 康 李 茂 黄 辉 刘 秉

(1.北京宇航系统工程研究所,北京 100076;2.中国文昌航天发射场,文昌 571333)

1 引言

运载火箭属于复杂航天巨系统工程,包含多个系统及单机,涵盖气、液、电、机械等多种物理性质的产品,特别是系统与系统之间、单机与单机之间的各项接口,由于设计、生产、安装和测试的各项工作需要不同岗位人员配合开展,因此接口的正确性尤为重要。在接口的设计和安装过程中,部分物理性质相同的接口容易出现双方定义或理解的不匹配,而由于其测试数据或表征形式较为相似,或很难在地面模拟飞行工况,因此很难通过一般的测试发现接口不匹配的错误,这些具有相同或相似物理表征特性的涉及接口的项目可以统称为极性问题[1,2]。

从国内外航天型号出现的极性不匹配典型问题可以看出,运载火箭接口极性设计及安装关系到型号的飞行成败。而对于新研型号,各系统匹配测试机会较少,各项试验及测试项目与总装状态或飞行工况有一定差别,极性问题凸显,需要开展相应的检查和确认工作,以确保各项设计、生产和安装接口极性得到相应的测试项目验证或关键过程的有效控制,避免出现因极性错误造成的严重后果。

2 航天型号极性不匹配典型问题

俄罗斯质子号M 火箭发射格洛纳斯M 卫星失利问题就是典型的极性错误导致的问题。火箭在飞行中发生故障,火箭控制系统角速度传感器功能异常,导致偏航控制失稳,星箭俱毁。根据调查结果,跨部门故障调查委员会得出以下结论:（1）火箭故障的原因是赫鲁尼切夫国家航天科研生产中心违反了质子号M 火箭上的3 个角速传感器的安装工艺,导致角速度传感器未正确安装（安装时角速度3 传感器颠倒了180°）;（2）按照现有的结构、工艺和操作文件,在地面准备和试验过程中采用的检测方法不能够查明火箭上角速度传感器的错误安装。

我国某型火箭曾出现过姿控喷管使用错误问题。在飞行试验结果分析过程中发现末修级飞行过程出现了姿态控制异常现象,俯仰、偏航和滚动姿态角在飞行中均异常增大。经最终归零定位,此问题主要由于控制系统对喷管推力对应关系的定义存在认识上的偏差,致使姿控喷管使用错误,进而导致姿控喷管燃料提前耗尽,在需要进行调姿时,姿控发动机没有推力,无法完成姿态调整任务。

我国另一型号运载火箭曾在飞行过程中发生过进入末级滑行段后火箭姿态失稳,未能将卫星送入预定轨道的问题,最终故障定位为姿控发动机电缆网接插错误。

可见,运载火箭研制和生产过程中,若出现极性错误问题,往往会产生极为严重的后果,导致任务失败。

3 接口极性检查的工作流程

3.1 全箭功能信息流梳理

在开展接口极性检查工作中,首先应开展全箭功能信息流梳理工作。根据火箭发射与飞行的具体功能对全箭信息传递链路进行分类,形成不同功能的信息流通路。

通过对信息流通路各接口进行梳理分析,形成极性检查确认的具体对象,包括“制导及姿态控制回路”、“发动机时序控制通路”、“分离时序通路”等[3,4]。

3.2 双维度极性检查方法的提出

各极性检查确认通路大都包含多个极性环节。为确保所有极性相关环节均能得到有效确认,需寻找一种系统的方法。为此在开展工作时,从总体设计部门的顶层设计文件开始,到最后总装依据的仪器电缆安装图纸,可将各极性检查确认通路的各极性环节分为两类,即产品设计过程中产生的极性要素（设计极性）与产品总装过程中产生的极性要素（安装极性）。

设计极性指在产品设计过程中产生的接口极性,安装极性指产品在箭体结构上进行安装时产生的接口极性。安装极性正确与否将直接影响到功能的正确性,是全箭极性检查工作的重点,包括惯组安装极性、速率陀螺安装极性、加表安装极性、伺服机构安装极性等。

由此提出基于设计极性维度与安装极性维度的双维度极性检查确认方法,按照从“设计极性”到“安装极性”的顺序开展工作,对接口极性进行全面检查确认。

3.3 双维度极性检查方法的工作流程

在对各极性检查确认通路开展双维度极性检查工作时,针对易出错环节,提出了如下工作流程,以确保火箭接口极性的正确性。

（1）接口极性设计及安装文件闭环:对因设计文件中定义不确切等易出现歧义的环节提出更改建议,如增加文件会签单位、新增文件定义内容、更改现有文件定义叙述等,并对后续文件的更改落实进行闭环跟踪和确认;

（2）接口极性测试覆盖性分析:针对易出现的设计和安装极性错误,从单机、系统至全箭测试项目的内容、状态及时机进行测试覆盖性分析,提出新增测试项目的设置及测试状态更改建议,提高火箭接口极性测试覆盖性,确保可在发射前预先发现极性不匹配问题;

（3）关键过程控制点设置:在测试覆盖性分析的基础上,针对无法通过测试覆盖及影响全箭关键功能的项目,设置关键过程控制点,通过多岗位专业人员联合确认,包括三维模装、现场安装等环节,确保接口极性正确、匹配。

4 双维度极性检查方法的应用步骤

4.1 全箭功能信息流梳理分析

以箭体姿态控制功能为例,火箭飞行过程中,箭载计算机通过安装在箭体结构上的激光惯组、光纤惯组、速率陀螺和加表敏感箭体的姿态信息计算控制指令,并将指令发送至各级伺服控制器及附加控制器。伺服控制器根据指令完成伺服机构的控制,附加控制器根据时序完成姿控发动机电磁阀的控制[5,6],姿控通路信息流如图1 所示。

图1 姿控通路信息流图Fig.1 Information flow of attitude control paths

4.2 设计与安装极性环节检查确认

以伺服机构极性环节为例,开展设计极性和安装极性双维度检查确认。

4.2.1 伺服机构极性环节的设计过程

伺服机构极性环节的设计过程为:

（1）姿控系统总体设计部门与发动机设计部门、伺服机构设计部门协调确认发动机1、2 分机与伺服机构A、B 分机定义,落实在发动机设计任务书和控制系统设计任务书中,并输出给控制系统研制部门;

（2）控制系统研制部门向结构系统总体设计部门输出控制系统箭上设备总布置图;

（3）结构系统总体设计部门根据箭上设备总布置图向总装车间提出各部段仪器电缆安装总装图,并同时将伺服机构研制部门提供的伺服机构安装要求输出至总装车间;

（4）总装车间根据结构总体设计部门的相关文件完成总装工作。

上述每个过程均为极性相关环节。

4.2.2 接口极性设计及安装文件闭环

4.2.2.1 设计极性检查确认

在控制系统设计任务书中,规定了与发动机和伺服机构相关的极性,明确了:“I、IV 象限间为1 号发动机;II、III 象限间为2 号发动机;靠近芯级轴线的伺服机构为B 分机”。

在发动机设计任务书中有如下规定:“位于Ⅰ、Ⅳ象限间为Ⅰ分机;位于Ⅱ、Ⅲ象限间为Ⅱ分机。”在发动机与伺服机构接口要求文件中给出发动机的安装布局,经确认,控制系统设计任务书和它是完全匹配的,极性表述含义正确。

伺服控制指令分别通过一级伺服控制器的接插件21B、21C、21D、21E,电缆B111、B112、B113、B114,接插件33A1、34A1、33A2、34A2 发送给两套共4 台一级伺服机构,如图2 所示。

图2 一级伺服控制器与伺服机构连接布置图Fig.2 Connection layout of first-level servo controller and servo mechanism

根据对控制系统设计情况的检查确认,伺服控制器的四个控制指令输出端口与伺服机构通过独立的电缆一一对应,不会出现对应错误的情况。

4.2.2.2 安装极性检查确认

在箭体结构设计要求文件中明确了:“位于Ⅰ、Ⅳ象限间为Ⅰ分机,位于Ⅱ、Ⅲ象限间为Ⅱ分机”,与发动机任务书和控制系统设计任务书均一致。

结构总体设计部门在伺服机构安装技术要求文件中明确了如下事项:

一级两套伺服机构A、伺服机构B:2 台伺服机构A 呈对角线安装,2 台伺服机构B 呈背靠背安装。

伺服机构装箭前,不区分伺服机构A1 与A2、伺服机构B1 与B2。装箭后,通过对伺服机构控制插座33A 与34A、电机插座34E 进行标记,以对伺服机构A1 与A2、伺服机构B1 与B2 进行区分。在原刻字标记33A、34A 和34E 后,用红色漆笔标记“1”、“2”字样,具体标记如下:

（a）安装在第Ⅰ象限的伺服机构A 为A1,原插座标记处增加“1”:33A→33A1;

（b）安装在第Ⅳ象限的伺服机构B 为B1,原插座标记处增加“1”:34A→34A1,34E→34E1;

（c）安装在第Ⅲ象限的伺服机构A 为A2,原插座标记处增加“2”:33A→33A2;

（d）安装在第Ⅱ象限的伺服机构为B2,原插座标记处增加“2”:34A→34A2,34E→34E2。

4.2.3 接口极性测试覆盖性分析

通过测试来确认设计极性及安装极性的正确性是最直接的确认过程。伺服机构接口极性测试覆盖性分析如表1 所示。

表1 伺服机构接口极性测试覆盖性分析表Tab.1 Test coverage of design polarity and installation polarity of servo mechanism

4.2.4 关键过程控制点设置

伺服机构安装过程中安装极性的关键过程控制点如表2 所示。

表2 伺服机构安装极性的关键过程控制点Tab.2 Key process control points of servo mechanism installation polarity

4.2.5 小结

以箭体姿态控制功能为例,给出了双维度极性检查方法的应用步骤。首先开展全箭功能信息流梳理分析,给出姿控系统功能信息流图,在此基础上,通过接口极性设计及安装文件闭环、接口极性测试覆盖性分析和关键过程控制点设置的工作,完成了接口极性的闭环检查确认。

5 结束语

提出了一种基于双维度的运载火箭全箭极性检查方法,该方法基于接口极性设计及安装文件闭环、测试覆盖性分析及关键环节有效控制的全流程极性检查项目的工作思路,加强了极性设计状态和产品安装实现的闭环管控,已经率先在新一代大型运载火箭实现了对全箭极性设计、生产、安装和测试环节全过程的有效闭环管控,确保了运载火箭电气系统接口极性的设计正确和协调匹配。