董余紅 韋 康 李 茂 黃 輝 劉 秉

(1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076;2.中國文昌航天發(fā)射場,文昌 571333)

1 引言

運載火箭屬于復雜航天巨系統(tǒng)工程,包含多個系統(tǒng)及單機,涵蓋氣、液、電、機械等多種物理性質的產品,特別是系統(tǒng)與系統(tǒng)之間、單機與單機之間的各項接口,由于設計、生產、安裝和測試的各項工作需要不同崗位人員配合開展,因此接口的正確性尤為重要。在接口的設計和安裝過程中,部分物理性質相同的接口容易出現(xiàn)雙方定義或理解的不匹配,而由于其測試數(shù)據(jù)或表征形式較為相似,或很難在地面模擬飛行工況,因此很難通過一般的測試發(fā)現(xiàn)接口不匹配的錯誤,這些具有相同或相似物理表征特性的涉及接口的項目可以統(tǒng)稱為極性問題[1,2]。

從國內外航天型號出現(xiàn)的極性不匹配典型問題可以看出,運載火箭接口極性設計及安裝關系到型號的飛行成敗。而對于新研型號,各系統(tǒng)匹配測試機會較少,各項試驗及測試項目與總裝狀態(tài)或飛行工況有一定差別,極性問題凸顯,需要開展相應的檢查和確認工作,以確保各項設計、生產和安裝接口極性得到相應的測試項目驗證或關鍵過程的有效控制,避免出現(xiàn)因極性錯誤造成的嚴重后果。

2 航天型號極性不匹配典型問題

俄羅斯質子號M 火箭發(fā)射格洛納斯M 衛(wèi)星失利問題就是典型的極性錯誤導致的問題?；鸺陲w行中發(fā)生故障,火箭控制系統(tǒng)角速度傳感器功能異常,導致偏航控制失穩(wěn),星箭俱毀。根據(jù)調查結果,跨部門故障調查委員會得出以下結論:（1）火箭故障的原因是赫魯尼切夫國家航天科研生產中心違反了質子號M 火箭上的3 個角速傳感器的安裝工藝,導致角速度傳感器未正確安裝（安裝時角速度3 傳感器顛倒了180°）;（2）按照現(xiàn)有的結構、工藝和操作文件,在地面準備和試驗過程中采用的檢測方法不能夠查明火箭上角速度傳感器的錯誤安裝。

我國某型火箭曾出現(xiàn)過姿控噴管使用錯誤問題。在飛行試驗結果分析過程中發(fā)現(xiàn)末修級飛行過程出現(xiàn)了姿態(tài)控制異常現(xiàn)象,俯仰、偏航和滾動姿態(tài)角在飛行中均異常增大。經最終歸零定位,此問題主要由于控制系統(tǒng)對噴管推力對應關系的定義存在認識上的偏差,致使姿控噴管使用錯誤,進而導致姿控噴管燃料提前耗盡,在需要進行調姿時,姿控發(fā)動機沒有推力,無法完成姿態(tài)調整任務。

我國另一型號運載火箭曾在飛行過程中發(fā)生過進入末級滑行段后火箭姿態(tài)失穩(wěn),未能將衛(wèi)星送入預定軌道的問題,最終故障定位為姿控發(fā)動機電纜網(wǎng)接插錯誤。

可見,運載火箭研制和生產過程中,若出現(xiàn)極性錯誤問題,往往會產生極為嚴重的后果,導致任務失敗。

3 接口極性檢查的工作流程

3.1 全箭功能信息流梳理

在開展接口極性檢查工作中,首先應開展全箭功能信息流梳理工作。根據(jù)火箭發(fā)射與飛行的具體功能對全箭信息傳遞鏈路進行分類,形成不同功能的信息流通路。

通過對信息流通路各接口進行梳理分析,形成極性檢查確認的具體對象,包括“制導及姿態(tài)控制回路”、“發(fā)動機時序控制通路”、“分離時序通路”等[3,4]。

3.2 雙維度極性檢查方法的提出

各極性檢查確認通路大都包含多個極性環(huán)節(jié)。為確保所有極性相關環(huán)節(jié)均能得到有效確認,需尋找一種系統(tǒng)的方法。為此在開展工作時,從總體設計部門的頂層設計文件開始,到最后總裝依據(jù)的儀器電纜安裝圖紙,可將各極性檢查確認通路的各極性環(huán)節(jié)分為兩類,即產品設計過程中產生的極性要素（設計極性）與產品總裝過程中產生的極性要素（安裝極性）。

設計極性指在產品設計過程中產生的接口極性,安裝極性指產品在箭體結構上進行安裝時產生的接口極性。安裝極性正確與否將直接影響到功能的正確性,是全箭極性檢查工作的重點,包括慣組安裝極性、速率陀螺安裝極性、加表安裝極性、伺服機構安裝極性等。

由此提出基于設計極性維度與安裝極性維度的雙維度極性檢查確認方法,按照從“設計極性”到“安裝極性”的順序開展工作,對接口極性進行全面檢查確認。

3.3 雙維度極性檢查方法的工作流程

在對各極性檢查確認通路開展雙維度極性檢查工作時,針對易出錯環(huán)節(jié),提出了如下工作流程,以確?；鸺涌跇O性的正確性。

（1）接口極性設計及安裝文件閉環(huán):對因設計文件中定義不確切等易出現(xiàn)歧義的環(huán)節(jié)提出更改建議,如增加文件會簽單位、新增文件定義內容、更改現(xiàn)有文件定義敘述等,并對后續(xù)文件的更改落實進行閉環(huán)跟蹤和確認;

（2）接口極性測試覆蓋性分析:針對易出現(xiàn)的設計和安裝極性錯誤,從單機、系統(tǒng)至全箭測試項目的內容、狀態(tài)及時機進行測試覆蓋性分析,提出新增測試項目的設置及測試狀態(tài)更改建議,提高火箭接口極性測試覆蓋性,確?？稍诎l(fā)射前預先發(fā)現(xiàn)極性不匹配問題;

（3）關鍵過程控制點設置:在測試覆蓋性分析的基礎上,針對無法通過測試覆蓋及影響全箭關鍵功能的項目,設置關鍵過程控制點,通過多崗位專業(yè)人員聯(lián)合確認,包括三維模裝、現(xiàn)場安裝等環(huán)節(jié),確保接口極性正確、匹配。

4 雙維度極性檢查方法的應用步驟

4.1 全箭功能信息流梳理分析

以箭體姿態(tài)控制功能為例,火箭飛行過程中,箭載計算機通過安裝在箭體結構上的激光慣組、光纖慣組、速率陀螺和加表敏感箭體的姿態(tài)信息計算控制指令,并將指令發(fā)送至各級伺服控制器及附加控制器。伺服控制器根據(jù)指令完成伺服機構的控制,附加控制器根據(jù)時序完成姿控發(fā)動機電磁閥的控制[5,6],姿控通路信息流如圖1 所示。

圖1 姿控通路信息流圖Fig.1 Information flow of attitude control paths

4.2 設計與安裝極性環(huán)節(jié)檢查確認

以伺服機構極性環(huán)節(jié)為例,開展設計極性和安裝極性雙維度檢查確認。

4.2.1 伺服機構極性環(huán)節(jié)的設計過程

伺服機構極性環(huán)節(jié)的設計過程為:

（1）姿控系統(tǒng)總體設計部門與發(fā)動機設計部門、伺服機構設計部門協(xié)調確認發(fā)動機1、2 分機與伺服機構A、B 分機定義,落實在發(fā)動機設計任務書和控制系統(tǒng)設計任務書中,并輸出給控制系統(tǒng)研制部門;

（2）控制系統(tǒng)研制部門向結構系統(tǒng)總體設計部門輸出控制系統(tǒng)箭上設備總布置圖;

（3）結構系統(tǒng)總體設計部門根據(jù)箭上設備總布置圖向總裝車間提出各部段儀器電纜安裝總裝圖,并同時將伺服機構研制部門提供的伺服機構安裝要求輸出至總裝車間;

（4）總裝車間根據(jù)結構總體設計部門的相關文件完成總裝工作。

上述每個過程均為極性相關環(huán)節(jié)。

4.2.2 接口極性設計及安裝文件閉環(huán)

4.2.2.1 設計極性檢查確認

在控制系統(tǒng)設計任務書中,規(guī)定了與發(fā)動機和伺服機構相關的極性,明確了:“I、IV 象限間為1 號發(fā)動機;II、III 象限間為2 號發(fā)動機;靠近芯級軸線的伺服機構為B 分機”。

在發(fā)動機設計任務書中有如下規(guī)定:“位于Ⅰ、Ⅳ象限間為Ⅰ分機;位于Ⅱ、Ⅲ象限間為Ⅱ分機?！痹诎l(fā)動機與伺服機構接口要求文件中給出發(fā)動機的安裝布局,經確認,控制系統(tǒng)設計任務書和它是完全匹配的,極性表述含義正確。

伺服控制指令分別通過一級伺服控制器的接插件21B、21C、21D、21E,電纜B111、B112、B113、B114,接插件33A1、34A1、33A2、34A2 發(fā)送給兩套共4 臺一級伺服機構,如圖2 所示。

圖2 一級伺服控制器與伺服機構連接布置圖Fig.2 Connection layout of first-level servo controller and servo mechanism

根據(jù)對控制系統(tǒng)設計情況的檢查確認,伺服控制器的四個控制指令輸出端口與伺服機構通過獨立的電纜一一對應,不會出現(xiàn)對應錯誤的情況。

4.2.2.2 安裝極性檢查確認

在箭體結構設計要求文件中明確了:“位于Ⅰ、Ⅳ象限間為Ⅰ分機,位于Ⅱ、Ⅲ象限間為Ⅱ分機”,與發(fā)動機任務書和控制系統(tǒng)設計任務書均一致。

結構總體設計部門在伺服機構安裝技術要求文件中明確了如下事項:

一級兩套伺服機構A、伺服機構B:2 臺伺服機構A 呈對角線安裝,2 臺伺服機構B 呈背靠背安裝。

伺服機構裝箭前,不區(qū)分伺服機構A1 與A2、伺服機構B1 與B2。裝箭后,通過對伺服機構控制插座33A 與34A、電機插座34E 進行標記,以對伺服機構A1 與A2、伺服機構B1 與B2 進行區(qū)分。在原刻字標記33A、34A 和34E 后,用紅色漆筆標記“1”、“2”字樣,具體標記如下:

（a）安裝在第Ⅰ象限的伺服機構A 為A1,原插座標記處增加“1”:33A→33A1;

（b）安裝在第Ⅳ象限的伺服機構B 為B1,原插座標記處增加“1”:34A→34A1,34E→34E1;

（c）安裝在第Ⅲ象限的伺服機構A 為A2,原插座標記處增加“2”:33A→33A2;

（d）安裝在第Ⅱ象限的伺服機構為B2,原插座標記處增加“2”:34A→34A2,34E→34E2。

4.2.3 接口極性測試覆蓋性分析

通過測試來確認設計極性及安裝極性的正確性是最直接的確認過程。伺服機構接口極性測試覆蓋性分析如表1 所示。

表1 伺服機構接口極性測試覆蓋性分析表Tab.1 Test coverage of design polarity and installation polarity of servo mechanism

4.2.4 關鍵過程控制點設置

伺服機構安裝過程中安裝極性的關鍵過程控制點如表2 所示。

表2 伺服機構安裝極性的關鍵過程控制點Tab.2 Key process control points of servo mechanism installation polarity

4.2.5 小結

以箭體姿態(tài)控制功能為例,給出了雙維度極性檢查方法的應用步驟。首先開展全箭功能信息流梳理分析,給出姿控系統(tǒng)功能信息流圖,在此基礎上,通過接口極性設計及安裝文件閉環(huán)、接口極性測試覆蓋性分析和關鍵過程控制點設置的工作,完成了接口極性的閉環(huán)檢查確認。

5 結束語

提出了一種基于雙維度的運載火箭全箭極性檢查方法,該方法基于接口極性設計及安裝文件閉環(huán)、測試覆蓋性分析及關鍵環(huán)節(jié)有效控制的全流程極性檢查項目的工作思路,加強了極性設計狀態(tài)和產品安裝實現(xiàn)的閉環(huán)管控,已經率先在新一代大型運載火箭實現(xiàn)了對全箭極性設計、生產、安裝和測試環(huán)節(jié)全過程的有效閉環(huán)管控,確保了運載火箭電氣系統(tǒng)接口極性的設計正確和協(xié)調匹配。