常温液体运载火箭半实物仿真系统的设计与实现

邹 莹，赵 欣

（北京航天自动控制研究所，北京，100854）

0 引言

长征二号丙运载火箭是中国的“金牌火箭”之一。在其近40年的应用过程中，控制系统方案不断优化和改进。“十四五”期间，运载火箭高密度发射已经成为航天发射领域的新常态，其中常温液体运载火箭也承担了大量发射任务。随着发射任务的不断增加，针对控制系统方案考核、飞行诸元测试的任务也相应增加，半实物仿真系统需要能够对各种控制方案进行考核验证，试验效率也应该满足高密度发射需求［1-4］。

由于控制系统方案的不断优化和改进，原有半实物仿真系统存在灵活性差、兼容性不强、无法完成自火箭射前段至飞行结束的全流程自动仿真等缺点。这些问题同样存在于其他常温液体运载火箭半实物仿真系统中。解决这些共性问题将对提升以长征二号丙、长征三号甲系列运载火箭为代表的常温液体运载火箭仿真验证能力起到关键作用。

分析当前运载火箭高密度发射背景和仿真任务需求，通过优化不同类型仿真模型的设计校验方法、针对不同考核验证条件下试验系统的硬件兼容性设计、全流程仿真方法等关键问题，解决了原有试验系统在设计、调试、试验环节的问题，建立了一套适应常温液体运载火箭的通用化运载火箭制导姿控六自由度全流程半实物仿真试验系统。

1 试验系统方案

1.1 系统描述

半实物仿真试验是对制导姿控系统设计方案正确性和参数选择合理性的一个试验验证环节［5-7］，为保证试验方案选择的合理性，常温液体运载火箭通常采用“惯组+速率陀螺冗余+计算机+功率放大器+伺服机构+发动机”控制方案，需要建立一套以仿真测试平台为核心的分布式仿真试验系统，具备半实物仿真试验所必需的测量、状态切换、试验组网、连接实物等功能。

最小试验系统由仿真测试平台与箭上计算机构成闭合回路，通过功能等效、接口等效、软件等效等方式实现飞行控制软件的最小闭环，为飞行控制软件提供仿真运行环境，对制导姿控系统的性能指标进行动态测试。

1.2 试验系统兼容性设计

仿真测试平台是一种通用化、标准化的仿真测试系统。仿真测试平台集成了仿真计算机、地面监控计算机、实时处理接口等模块。采用CPCI/PXI 总线标准，提供符合CPCI 规范的各种控制接口，使仿真测试平台能够连接箭上计算机以及其他实物等设备，构成各种灵活的测试应用系统。内部独有的实时处理和调度能力尤其适合构建强实时、闭路的测试系统以及各种等效试验环境。

仿真测试平台内部主要包括仿真机和监控机两个子系统。仿真模型、控制操作等实时性强的模块运行在仿真机，通过特定接口连接外围参试设备，外接或内部提供仿真时统信号控制程序运行，并提供试验系统所需的各类开关量信号、箭上计算机供电、惯组接口模拟、GNSS 通信信号模拟、时序状态量的接收和显示。箭地通信、数据遥测等由于接口处理较为耗时，会影响仿真系统实时性，这部分功能独立运行在监控机，通过仿真测试平台自带的VMIC 光纤通信模件，进行双机通信，实现仿真机与监控机的数据交互。

1.3 主要模件和功能

本系统使用的主要模件和功能如表1所示。

1.4 试验系统方案

在常温液体运载火箭高密度发射过程中通过最小试验系统完成对控制方案、飞行诸元的快速验证和测试，半实物仿真试验系统由箭上计算机、仿真测试平台、系统配套电缆网组成。仿真测试平台包含仿真计算机、监控遥测计算机和触摸屏。仿真软件运行在仿真计算机上，实现箭体运动方程、惯组模型、速率陀螺模型、卫星导航接收机模型、各级伺服系统模型等单机模型。监控软件、遥测及翻译软件运行在监控遥测计算机上。仿真计算机与监控遥测计算机通过光纤数据网络进行连接和信息交互，触摸屏用来实时显示仿真系统状态，可以发送起飞、复位等信号。

在射前段由仿真计算机模拟地面主控计算机完成射前流程，并控制监控遥测计算机中的监控软件完成飞行程序及诸元文件装订。模拟射前段箭体运动方程、惯组输出等信息，根据时序要求使飞行软件完成初始姿态角、四元数初值、姿态角解算、初始对准等实时计算功能。射前段结束后，由仿真计算机发送开算、起飞等时序信号，并进行箭体模型、惯组模型、速率陀螺模型、卫星导航接收机模型等计算，计算结果通过相应的接口发送给箭上计算机。箭上计算机接收上述信息，由飞行控制程序进行分析处理，进行导航、制导和控制计算，输出伺服机构控制指令、时序信号给仿真计算机，从而构成一个闭合的仿真回路。

每个状态闭路仿真结束时，由仿真计算机进行仿真结果、统计量存储，并完成仿真系统软硬件复位或重置。试验原理如图1所示。

图1 试验原理Fig.1 Test principle diagram

2 仿真软件设计

2.1 仿真模型设计

常温液体运载火箭的动力学模型有小偏差三自由度动力学方程和全量六自由度动力学方程。在仿真软件设计过程中分别对质心动力学方程、绕质心动力学方程、弹性振动方程、液体晃动方程、火箭发动机、惯性测量单机、执行机构等进行仿真模型（模块）设计。在仿真试验前需要进行仿真模型校验，通过仿真模型校验证明仿真模型实现正确，可以应用于后续仿真试验。针对小偏差三自由度模型采用频域测试方法，该方法使用频率响应计算模块对仿真模型进行分析。针对全量六自由度模型采用时域校验方法。

仿真软件采用模块化设计，根据仿真软件计算流程将仿真模型进行组合，从而能够灵活开展各类型仿真试验。

仿真软件可灵活地针对双惯组和单惯组状态控制方案进行考核。根据试验内容完成对相应硬件接口板卡的初始化和仿真模型初始化，在故障仿真试验时注入故障信息，完成惯组模型计算、惯组脉冲解算、惯组接口数据更新等计算。在仿真结束时，释放仿真软件资源，完成板卡资源释放。

2.2 仿真软件

仿真软件运行在RTX实时系统下，分为上层和下层。上层采用VC++编制，主要完成仿真试验状态的装订和仿真试验数据的存储；下层采用标准C 编写，仿真周期为1 ms。仿真软件主要功能如下：

a）能够进行从射前火箭竖立段到入轨分离全程仿真，包含射前段、起飞后飞行段各种类型箭体仿真模型、惯组、速率陀螺、伺服机构等单机数学模型及接口等效；

b）通过参数设定可实现各种状态的转换，能够完成全数学仿真、制导系统仿真、姿控系统仿真；

c）仿真模型计算（包含硬件接口通信）不超过1 ms；

d）能够对不同干扰组合、偏差状态进行仿真；

e）能够实时记录试验数据，并能对相关状态量进行统计。

3 全流程仿真自动运行技术

3.1 实时网络技术

实时网络主要应用于需要实时网络通信的领域内，一般采用基于高速网络的共享存储器技术实现。具有严格的传输确定性、可观测性、速度高、通信协议简单、宿主机负载轻、软硬件平台适应性强、支持中断信号传输等特点［8］。共享内存网络是一个实时的、基于内存的网络系统，满足运载火箭控制系统半实物仿真试验对实时性的要求。共享内存光纤网络的工作原理见图2。

图2 共享内存光纤网络的逻辑工作原理Fig.2 Logical working principle of shared memory optical network

如图2所示，在每个通信节点上插入共享内存网卡，每块网卡通过局部内存映射到主机内存，每块共享内存网卡通过网络内存映射，将各节点的局部内存映射到虚拟全局内存，从而实现分布节点间的数据通信［9］。

本系统使用的Vmic5565 反射内存板卡，具备2.12 GB 的串行波特率、最多256 个节点、传输率达47.1 MB/s、网上任何节点可以对所有网上节点产生中断等特点。

3.2 全流程仿真技术方案

原有仿真系统无法进行自火箭射前段至飞行结束的全流程自动仿真，主要难点是仿真软件无法有效地对监控软件和遥测程序进行管理，很难实现对仿真系统软硬件资源的有效调度。本技术方案通过在仿真计算机和监控计算机上增加反射内存光纤网卡，设计了一套仿真流程与监控软件、遥测软件的交互协议，采用中断机制和数据状态标识结合的机制，使仿真程序能够对仿真状态设置、箭上实物控制、时序控制、地面监控、仿真模型计算、数据遥测、结束处理等进行控制。仿真交互协议的工作原理如图3所示。

图3 仿真交互协议的工作原理Fig.3 Working principle of simulation interaction protocol

仿真开始前，启动运行在监控机上的监控软件和遥测软件，启动后监控程序和遥测程序完成软件初始化，等待仿真软件发送的推进指令完成本次仿真。

监控程序启动后首先创建主线程，完成监控程序与箭上计算机通信所需要的串口通信板卡初始化，再完成Vmic5565 反射内存板卡中断设置和用户界面初始设置，然后开启工作线程，按照与仿真程序的交互协议完成射前DSP程序装订、DSP程序自检、飞行程序装订、飞行程序自检、初值建立、程序启动等射前功能，程序启动后结束当前工作线程，进入主线程等待下一次仿真时再度开启。

遥测程序启动后首先创建主线程，完成遥测显示界面设置，开启工作线程，完成遥测程序与箭上计算机通信所需要的串口通信板卡初始化和Vmic5565 反射内存板卡中断设置。根据仿真流程，飞行程序自检结束后，由仿真程序控制工作线程开始进行数据遥测，经遥测解析写入遥测数据文件中，直到仿真结束。仿真结束后由仿真程序发送中断指令，在完成全部遥测数据文件写入后，结束当前工作线程，进入主线程等待下一次仿真时再度开启。

3.3 反射内存网络中断推进技术

本方案中利用反射内存的中断机制，通过采用中断和反射内存数据区的状态标识，设计了一套能够应用于运载火箭全流程仿真的交互协议，解决了全流程仿真的仿真流程管理。

本方案在Vmic5565 反射内存板卡的共享内存中设置多个状态标识，由仿真程序根据不同试验流程与监控程序、遥测程序进行状态交互。将地址0x200处设置为仿真状态标识，采用整型存储格式，用来唯一标识当前仿真流程的步骤数。将地址0x208处设置为监控程序状态标识，采用整型存储格式，用来唯一标识当前监控流程的步骤数。将地址0x1500 处设置为仿真曲线号，采用长整型存储格式，通过仿真曲线状态标识可在遥测数据存储时对遥测数据状态进行区分。仿真状态标识由仿真程序在进行全流程仿真前初始为0，监控程序状态标识由监控工作线程在每次结束前置为0，这样设置可以在系统存在异常时，有效地对仿真流程、监控流程状态进行控制和分析。协议流程如图4所示。

图4 中断推进流程Fig.4 Interrupt promotion flowchart

采用中断机制和数据状态标识结合的优点包括：

a）能够灵活进行仿真流程调整；

b）能射前流程变化时进行功能增加或调整；

c）通过唯一的状态标识号能够对全流程时异常问题分析进行快速定位；

d）通过中断消息数据字可以发送仿真状态等信息，使程序结构更为简单。

3.4 仿真自动运行技术

本方案中仿真程序通过上层主进程读取仿真配置文件，启动RTSS仿真线程，RTSS仿真线程完成仿真模型和仿真参数设置、硬件设置，通过与监控程序遥测程序的协议，完成射前流程及数据遥测、起飞后仿真，仿真结束时RTSS 仿真线程释放仿真资源，并由上层主进程控制进入下一状态仿真，从而实现仿真模型、箭上计算机、飞行程序、遥测程序、仿真系统硬件的重置，自动进行后续状态仿真。

仿真自动运行技术能够最大限度减少人为操作繁琐、费时、容易出错的情况，极大地提升试验效率。

3.5 试验结果验证分析

图5为遥测数据中惯性测量设备自射前段开始的脉冲累计值，显示出射前段、射前流程中两次箭上计算机开算过程的惯性测量装置输出和起飞后飞行过程的脉冲累计值。图5 中0 s 为起飞时间点，600 s 左右仿真结束。惯性测量设备是控制系统的关键设备，试验数据判读过程中惯性测量设备的脉冲计数是分析仿真正确性的关键数据，能够反映本方案设计和实现的正确性。

图5 惯性测量装置脉冲计数Fig.5 Inertial measurement device pulse counting

经试验系统测试和试验结果分析，半实物仿真系统能够完成自射前段至仿真结束的全流程自动仿真。

4 结论

常温液体运载火箭的半实物仿真试验系统通过通用化、标准化的仿真测试，提升了试验系统的兼容性和适应性，能够完成针对不同控制方案的考核。根据模型类型和不同试验目的，开展仿真试验。通过采用中断和反射内存数据区状态标识的仿真流程推进机制，设计了运载火箭全流程仿真的交互协议，解决了全流程仿真的流程管理难题，实现了自射前段到飞行结束的全流程仿真。应用自动运行技术使仿真试验效率提升50%以上。

本试验系统已经完成针对惯组改型、主动减载技术、大偏差起控等控制系统方案的考核验证，保证了长征二号丙、长征三号甲系列运载火箭等常温液体运载火箭各次飞行任务的圆满完成，奠定了常温液体运载火箭通用化制导姿控全流程半实物仿真试验系统的基础。