运载火箭控制系统的BIT设计与实现_权赫
火箭发射控制系统的设计与实现
火箭发射控制系统的设计与实现一、引言火箭发射是现代航天技术的重要组成部分，而火箭发射控制系统则是保障火箭安全起飞、稳定飞行、准确定位等关键技术装备。
因此，本文将介绍火箭发射控制系统的设计与实现。
二、火箭发射控制系统的结构设计1.目标分析火箭发射控制系统是一种自动化控制系统，主要分为预操作阶段、发射阶段和飞行阶段。
在不同阶段，火箭发射控制系统需要完成的任务也不尽相同。
预操作阶段：提前设定启动时间、确定发射方位和目标航向等，并完成代码预加载；发射阶段：点火开关、引擎状态监测、控制阀门开启和关闭；飞行阶段：调整指令脉冲、实时精准定位、调整发动机节奏等。
2.硬件系统硬件系统由不同的传感器、执行器和其他相关元器件构成。
传感器包括但不限于加速度计、陀螺仪、GPS接收器、气压计等。
执行器包括推力控制器、控制阀门、舵机等。
3.软件系统软件系统主要由控制程序和上位机程序构建而成。
控制程序需要依照火箭发射过程中的不同阶段完成对硬件的控制和指令执行。
上位机程序则实现远程控制和数据解析。
在编写程序时，需要考虑系统的实时性和可扩展性。
三、火箭发射控制系统实现流程1.设计实现根据不同的阶段要求，分别编写控制代码，并适时调试。
为保证系统的可靠性，应当考虑合理的失效保护机制。
2.测试验证在实验室内部分验证控制程序的可行性和准确性，再在实验外安装测试设备进行测试，验证火箭发射控制系统的正常运行。
四、火箭发射控制系统的优化与改进1.算法优化在不断验证调整中，可以不断优化算法，提高系统的实时性和精度。
2.系统更新不同的火箭发射任务对系统性能要求不尽相同，因此需要不断地更新和升级系统，以提高其适应性和性能。
五、结论火箭发射控制系统的设计与实现，是一个繁琐而复杂的过程。
但通过仔细设计、精细实现和不断优化改进，可以提高系统的可靠性和性能，保障火箭发射的安全、稳定和准确。
运载火箭地面一体化测发控系统设计
5测试与故障诊断计算机测量与控制■ 2021. 29 (6)Computer Measurement & Control文章编号：1671 - 4598(2021)06 - 0005 -04 DOI ：10. 16526/j. cnki. 11 —4762/tp. 2021. 06.002 中图分类号：V556 文献标识码:B运载火箭地面一体化测发控系统设计韩亮，张宏德，彭越(北京宇航系统工程研究所，北京100076)摘要：现役运载火箭各分系统的测发控系统各自独立，存在资源浪费，兼容性差、信息传递低效等问题；随着测控技术发展 和火箭电气系统需求牵引，新一代运载火箭地面测试、发射与控制在通用化、集成化、智能化等方面提出了更高的要求；通过梳 理一体化设计的功能，提出一种运载火箭地面测发控系统的体系架构，整合传统运载火箭控制、测量、总控网等分系统的测发控共性需求，在统一供配电、有线测控、无线调制解调、数据处理与分析4个功能层面进行设计，包括系统组成、交互关系、重要 单机(软件)的设计及其关键技术应用；该设计在某型号完成了原理性试验和关键技术验证，结果表明系统通用性强、集成度高、信息架构合理高效，能够在确保可靠性安全性的情况下，简化操作、提高效率、降低成本。
关键词：一体化；测发控；软件系统Design of Integrated Ground Test Launch and ControlSystem of Launch VehicleHan Liang ，Zhang Hongde ，Peng Yue(Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering ，Beijing 100076， China)Abstract : The test launch and control system of active launch vehicle is independent ，there are some problems such as waste ofresources ，poor compatibility and low efficiency of information transmission. With the development of test and control technology andthe requirement of launch vehicles ，the ground test launch and control of new launch vehicles have put forward higher requirements in the aspects of generalization ，integration and intelligentization. By analyzing the function of the integrated design, it puts forward a kind of ground test launch and control system architecture ，effectively integrates the common requirements of subsystems of tradition al launch vehicle. The design is carried out at four functional levels such as unity power supply ，cable test and control ，wireless medi-ation ， data process and analysis ， including the design and key technologies of the system composition ， interaction ， important equip ment and software. In a certain model , the fundamental and key technology test show that the system has strong universality ，high levelofintegration ，e f icientinformationarchitecture ，itcansimplifyoperation ，improvee f iciencyandreducecostwhileensuringre-liabilityandsafety ．Keywords : integrated ； test launch and control system ； software systemo 引言我国传统运载火箭各分系统各自独立，测发控均使用 单独的地面测试设备，完成箭上系统的供配电、信号激励、状态控制、参数测量等测试、发射控制等功能。
飞行控制计算机中的BIT技术及其测试方法
飞行控制计算机中的BIT技术及其测试方法
董妍;程俊强
【期刊名称】《航空计算技术》
【年(卷),期】2013(043)002
【摘要】随着电传飞行控制系统的加速发展,对于系统的可靠性要求越来越高,为提高其可靠性,采用了机内自检测(Built in test,BIT)技术,实现分系统级或者功能单元级的功能及性能自检测、自诊断.飞行控制系统中BIT的许多功能都是由飞行控制计算机产生和控制的.介绍了飞行控制计算机中的BIT,可以实现飞行控制计算机的自检测,提高其可靠性.
【总页数】3页(P103-105)
【作者】董妍;程俊强
【作者单位】中航工业西安航空计算技术研究所,陕西西安710119;中航工业西安航空计算技术研究所,陕西西安710119
【正文语种】中文
【中图分类】TP274.4
【相关文献】
1.BIT技术在数字飞行控制系统中的应用 [J], 王勇
2.飞行控制计算机中离散量采集及自检测方法研究 [J], 董妍
3.无人机飞行控制计算机中的FlexRay总线节点设计 [J], 章勇;陈欣;吕迅竑
4.飞行控制计算机中模拟量采集方法研究 [J], 董妍;杨菊平;程俊强
5.自修复技术在小型飞行器机载计算机中的应用 [J], 张小林
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自动飞行控制系统BIT设计与实现
2018年第2期 信息通信2018(总第 182 期）INFORMATION&COMMUNICATIONS(Sum.No 182)自动飞行控制系统BIT设计与实现马趄，王国静，郭勇，马倚(中航工业西安航空计算技术研究所，陕西西安710065)摘要：自动飞行控制系统是控制飞机飞行姿态和综合数据处理的核心部件，其对可靠性有着严格的要求。
常采用机内自 检测(Built-in Test,B U)技术用于提高其可靠性，实现分系统级或者模块单元级的功能和性能自检測、自诊断。
研究自动 飞行控制系统B IT在不同飞行阶段的检测内容,给出了具体的B IT自检测方法以及实现自检测的相关电路。
研究表明，文章介绍的机内自检测系统设计方法能有效检测出自动飞行控制系统核心部件在运行过程中出现的故障情况，进而提 高了自动飞行控制系统的安全性和可靠性。
关键词:机内自检测(BIT);自动飞行控制系统;漱助测试;回绕测试中图分类号:V249.12 文献标识码:A文章编号:1673-1131( 2018 )02-0073-02〇引言自动飞行控制系统用于飞机自动驾驶、飞行指引和油门控制，是机上各航电设备数据处理、控制和综合的核心。
设计高可靠性机内自检测(Built-in Test，BIT)系统，可有效确保自动飞行控制系统的工作状态，检测各部件有无故障，提髙系统的测试性能和诊断能力，保证飞机的飞行安全。
因此B IT技术在自动飞行控制系统研究领域占据了重要地位，同时也是提高系统检测性与诊断能力的重要手段。
为了提高测试性，在系统内部专门设计了硬件和软件，或利用部分功能部件来检测和隔离故障、监测系统本身状况，使得系统自身可检査是否在正常工作或确定什么地方发生了故障。
这种检査测试就是机内测试，即BIT。
B IT设计的目的是用于系统内部硬件的检测，但软件测试不包括在内。
软件对要测试的硬件实施控制，而硬件是作为软件的支持。
高覆盖率的B U测试技术是自动飞行控制系统故障定位的基础。
运载火箭电气系统BIT设计流程及方法研究
运载火箭电气系统BIT设计流程及方法研究发布时间：2022-05-07T03:06:35.602Z 来源：《科技新时代》2022年2期作者：张维[导读] 良好的测试性设计对运载火箭而言，可以有效地缩短发射流程，提高发射成功率，而机内测试技术(BlT)是改善系统或设备的测试性、维修性和故障诊断能力的重要途径和手段。
本文以我国新一代运载火箭XX-为背景，分析了运载火箭电气系统实现全面BIT技术的可行性，并在系统层面提出了运载火箭电气系统BIT设计的流程和方法。
通过研究，本文旨在建立一套标准的运载火箭电气系统BIT设计流程，以此作为优化测试流程、缩短测试周期的依据。
张维首都航天机械有限公司 100076摘要：良好的测试性设计对运载火箭而言，可以有效地缩短发射流程，提高发射成功率，而机内测试技术(BlT)是改善系统或设备的测试性、维修性和故障诊断能力的重要途径和手段。
本文以我国新一代运载火箭XX-为背景，分析了运载火箭电气系统实现全面BIT技术的可行性，并在系统层面提出了运载火箭电气系统BIT设计的流程和方法。
通过研究，本文旨在建立一套标准的运载火箭电气系统BIT设计流程，以此作为优化测试流程、缩短测试周期的依据。
关键词:机内测试；运载火箭；电气系统1引言缩短测试周期、优化测试流程、提高发射成功率是我国运载火箭发射任务的目标。
随着智能测试技术的发展，运载火箭测试方式在近几年发生了重大革新。
当前我国以XX-5为代表的新一代运载火箭技术发展已进入了自动化和信息化发展的关键时期，各种电子设备和机械设备在功能越来越先进的同时，系统结构变得越来越复杂，测试与维修变得极为困难，对测试性、维修性、可靠性和安全性要求越来越高。
因此，提高航天装备，尤其是大型、复杂电子设备的测试性、维修性、故障检测与诊断能力成为履待解决的核心问题。
机内测试BIT(built in test)技术是解决复杂电子设备测试性、维修性和保障性的最成功、最有效的方法之一，是复杂装备整体设计、分系统设计、状态监测、故障诊断和维修决策等方而的关键共性技术，同时也是改善装备系统或设备测试性与诊断能力的重要手段了。
【CN109782579A】一种基于冗余架构的分布式运载火箭控制系统【专利】
(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910188075.X(22)申请日 2019.03.13(71)申请人 重庆零壹空间航天科技有限公司地址 401135 重庆市渝北区龙兴镇迎龙大道19号(72)发明人 张晓飞 张伟 舒畅 马超 程越巍 彭偲 黄侃 刘志方 郝文倩 闫浩正 郭慧婷 商家宁 戴龙鹏 鄢爽平 (74)专利代理机构 天津市鼎拓知识产权代理有限公司 12233代理人 朱丽丽(51)Int.Cl.G05B 9/03(2006.01)(54)发明名称一种基于冗余架构的分布式运载火箭控制系统(57)摘要本申请提供有一种基于冗余架构的分布式运载火箭控制系统。
基于分布式控制系统的设计，由数据总线代替集中控制系统中数量众多的穿舱电缆，能够显著地减少运载火箭上电缆分布支数和重量。
还由于引入了终端计算机和总线设计，不仅降低了主控计算机的计算和测控压力，也提高了系统可扩展性。
此外，基于冗余架构的分布式控制系统的设计中，还通过多路总线结构实现了主控计算机与备份主控计算机、终端计算机与备份终端计算机的冗余控制，大大地提高系统的可靠性。
权利要求书1页 说明书4页 附图3页CN 109782579 A 2019.05.21C N 109782579A权 利 要 求 书1/1页CN 109782579 A1.一种基于冗余架构的分布式运载火箭控制系统，其特征在于：包括：主控计算机和至少一个终端计算机；所述主控计算机与所述终端计算机通过总线连接；所述主控计算机包括：第一控制模块，与第一控制模块电连接的第一采集模块，第一时序模块，第一通讯模块和第一电源模块；所述终端计算机包括：第二控制模块，与第二控制模块电连接的第二采集模块，第二时序模块，第二通讯模块和第二电源模块；所述第一控制模块用于监测第二控制模块的运行状态数据；所述第一通讯模块与所述第二通讯模块通过总线连接。
新一代运载火箭12点调平控制策略设计及优化
2021年第1期导弹与航天运载技术No.1 2021 总第378期MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.378收稿日期：2020-11-20；修回日期：2020-12-30文章编号：1004-7182(2021)01-0099-06DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20210119新一代运载火箭12点调平控制策略设计及优化刘丽媛，邢然，李道平，郑国昆，李静妍（北京航天发射技术研究所，北京，100076）摘要：针对新一代载火箭12点支撑调平需求，通过12点调平的理想过程与实际需求解析，分解建立控制模型，设计了一种多耦合因素下12点快速调平闭环控制算法，并利用样机台架进行测试，根据试验结果制定控制策略，实现新型平台多点调平控制技术创新研究及精度优化提升。
关键词：12点调平；比例积分微分控制调节；控制策略中图分类号：TP273文献标识码：ADesign and Optimization of 12-piont Leveling Control Strategy forthe New Generation Carrier RocketLiu Li-yuan, Xing Ran, Li Dao-ping, Zheng Guo-kun, Li Jing-yan(Beijing Space Launch Technology Research Institute, Beijing, 100076)Abstract: In order to meet the 12 new rocket support leveling requirements, through 12 leveling ideal process and the actual demand analysis, the establishment of control model is analyzed, A kind of coupling factors under 12 more rapid leveling control algorithm is designed. And the prototype test bench is used, Control strategy based on the result is set. New platform more leveling control technology innovation research is achieved and its accuracy is optimized.Key words: 12-point support leveling; Proportional Integral Derivative; control strategy0 引言传统的发射平台一般采用4点支撑方式，进行垂直度调整，新一代运载火箭采用12点（以下简称多点）支撑的平台，对平台支撑物的垂直度调整控制提出了更高精度的要求。
运载火箭姿态控制知识管理系统开发
运载火箭姿态控制知识管理系统开发1. 火箭姿态控制知识管理系统的需求分析火箭姿态控制知识管理系统作为一种新型的知识管理工具，旨在帮助工程师和专家对火箭姿态控制领域的知识进行更加全面、系统、高效的管理，以提高火箭姿态控制技术的研究和开发水平。
因此，本章将从需求分析的角度对该系统进行探讨，主要包含以下几个方面：首先，从用户的角度进行需求分析，对用户的需求、使用习惯、知识层次、应用场景等进行调查和分析，以便更好地满足他们的需求和提高他们的工作效率。
例如，对于初学者，该系统需要提供简单、易懂、易上手的操作界面和操作指导，以帮助他们快速上手；对于专家和高级用户，该系统需要提供更加深入、全面、专业的知识管理和支持功能，以帮助他们更好地进行研究和开发。
其次，从系统设计的角度进行需求分析，对系统的功能、性能、安全、可靠性等方面进行评估和规划，以便明确系统的设计目标和技术路线。
例如，对于系统的功能设计，该系统需要包含知识管理、知识搜索、知识共享、知识评价等功能，以支撑知识管理和研发工作；对于系统的性能设计，该系统需要具备高效、稳定、安全、可靠的性能，以保障系统的运行和使用。
最后，从项目管理的角度进行需求分析，对系统的开发周期、开发成本、人力资源、项目风险等方面进行评估和规划，以便控制项目的进度和预算，并提高项目的成功率。
例如，对于开发周期的规划，该系统需要明确开发计划、任务分配、进度跟踪等，以确保项目按时按量完成；对于开发成本的控制，该系统需要控制人力成本、硬件成本、软件成本等，以确保项目的经济性和可持续性。
综上所述，火箭姿态控制知识管理系统的需求分析是整个系统开发的基础和关键。
只有深入了解用户需求、科学规划系统设计、合理管理项目开发，才能成功打造一款符合用户需求、质量可靠、性能优良的知识管理系统。
2. 火箭姿态控制知识库的建设和管理作为火箭姿态控制知识管理系统的核心，火箭姿态控制知识库的建设和管理是该系统成功的关键。
航空航天领域中火箭姿态控制系统设计与分析
航空航天领域中火箭姿态控制系统设计与分析火箭姿态控制是航空航天领域中至关重要的关键技术之一。
姿态控制系统的设计和分析对于确保火箭在飞行过程中的稳定性、准确性以及飞行安全具有重要意义。
本文将介绍航空航天领域中火箭姿态控制系统的设计原理和关键技术，并对其进行分析。
一、火箭姿态控制系统的设计原理火箭姿态控制系统的设计原理基于力矩平衡的概念。
火箭在飞行过程中受到各种外界力矩的作用，如气动力、推力偏斜和重力等。
姿态控制系统的设计旨在通过引入适当的力矩，并通过系统反馈控制来保持火箭的稳定姿态。
火箭姿态控制系统通常包括控制计算机、传感器、执行机构和控制算法等组成部分。
控制计算机负责接收和处理传感器获取的数据，并根据控制算法生成控制信号。
传感器用于感知火箭的状态参数，如角度、角速度和加速度等。
执行机构根据控制信号实施舵面、推进器和推力向量控制等控制动作。
二、火箭姿态控制系统的关键技术1. 传感器技术火箭姿态控制系统的准确性和可靠性严重依赖于传感器技术的发展。
传感器能够感知和测量火箭的角度、角速度和加速度等状态参数。
目前常用的传感器技术包括陀螺仪、加速度计、磁力计等。
这些传感器能够提供精确的火箭状态参数，为姿态控制系统提供重要的输入数据。
2. 控制算法控制算法是火箭姿态控制系统中的核心。
常用的控制算法包括PID控制算法、模糊控制算法和自适应控制算法等。
PID控制算法通过比较实际输出和期望输出之间的差异来调整控制信号。
模糊控制算法能够处理非线性和模糊性问题。
自适应控制算法则能够根据系统的动态特性实时调整控制策略。
3. 执行机构执行机构是火箭姿态控制系统中实施控制动作的关键部件。
常见的执行机构包括舵面、推进器和推力向量控制系统等。
舵面通过改变其位置和角度来调整火箭的姿态。
推进器通过调整推力的方向和大小来产生力矩。
推力向量控制系统则能够改变火箭发动机的推力方向以实现弯曲轨道和位置控制。
三、火箭姿态控制系统的分析火箭姿态控制系统的设计分析主要涉及系统可靠性、控制精度和稳定性三个方面。
战术导弹控制系统BIT设计方法
计算机测量与控制．２０２２．３０（１） 犆狅犿狆狌狋犲狉犕犲犪狊狌狉犲犿犲狀狋牔犆狅狀狋狉狅犾 ·１３５ ·收稿日期：２０２１０６０７； 修回日期：２０２１０７２１。
基金项目：国防科技重点实验室基金（６１４２５０１２００１１０）。
作者简介：刘仁浩（１９８１），男，四川江油人，博士研究生，高级工程师，主要从事飞行器控制系统方向的研究。
引用格式：刘仁浩，李 然，段宇婷，等．战术导弹控制系统ＢＩＴ设计方法［Ｊ］．计算机测量与控制，２０２２，３０（１）：１３５１４０．文章编号：１６７１４５９８（２０２２）０１０１３５０６ ＤＯＩ：１０．１６５２６／ｊ．ｃｎｋｉ．１１－４７６２／ｔｐ．２０２２．０１．０２１ 中图分类号：ＴＪ７６０．６文献标识码：Ａ战术导弹控制系统犅犐犜设计方法刘仁浩１，李 然１，段宇婷１，姜云涛１，夏金秀２（１．北京航天自动控制研究所，北京 １００８５４；２．航天科工空间系统总体部，北京 １００８５４）摘要：战术导弹控制系统测试是其研制、生产和交付使用阶段的重要环节，为了快速便捷地完成对控制系统功能性能指标测试，及时检测和隔离故障，保证导弹安全、准时发射，根据新一代导弹控制系统设计特点，重点针对导弹交付后使用阶段测试需求，提出一种分布式与集中式相结合的机内测试（ＢＩＴ）方案，详细给出了单机分布式ＢＩＴ和系统集中式ＢＩＴ的设计方法，该方法在无外部设备辅助测试的条件下可覆盖控制系统所有硬件资源，实现控制系统工作状态和工作性能的快速评估，为导弹或运载火箭控制系统测试性设计提供参考。
关键词：战术导弹；控制系统；使用阶段；机内测试犅狌犻犾狋－犻狀－犜犲狊狋犇犲狊犻犵狀犕犲狋犺狅犱犳狅狉犪犜犪犮狋犻犮犪犾犕犻狊狊犻犾犲犆狅狀狋狉狅犾犛狔狊狋犲犿ＬＩＵＲｅｎｈａｏ１，ＬＩＲａｎ１，ＤＵＡＮＹｕｔｉｎｇ１，ＪＡＮＧＹｕｎｔａｏ１，ＸＩＡＪｉｎｘｉｕ２（１．ＢｅｉｊｉｎｇＡｅｒｏｓｐａｃｅＡｕｔｏｍａｔｉｃＣｏｎｔｒｏｌＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １００８５４，Ｃｈｉｎａ；２．ＣＡＳＩＣＳｐａｃｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＤｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ，Ｂｅｉｊｉｎｇ １００８５４，Ｃｈｉｎａ）犃犫狊狋狉犪犮狋：Ｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍｔｅｓｔｉｎｇｉｓａｋｅｙｌｉｎｋｏｆｄｅｓｉｇｎ，ｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎａｎｄｕｓａｇｅｏｆｔａｃｔｉｃａｌｍｉｓｓｉｌｅ．Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｏｂ ｔａｉｎｑｕｉｃｋｌｙｔｈｅｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｉｎｄｉｃａｔｏｒｏｆｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍａｎｄｄｅｔｅｃｔｆａｕｌｔｙｅｑｕｉｐｍｅｎｔ，ｂａｓｅｄｏｎｄｉｓｔｒｉｂｕｔｅｄ－ｃｅｎｔｒａｌｉｚｅｄａｒｃｈｉｔｅｃｔｕｒｅ，ａｍｅｔｈｏｄｏｆｎｅｗｈｙｂｒｉｄｂｕｉｌｔｉｎｔｅｓｔ（ＢＩＴ）ｉｓｐｒｏｐｏｓｅｄ．ＡｔｙｐｉｃａｌｈｙｂｒｉｄＢＩＴｄｅｓｉｇｎｓｃｈｅｍｅｗｈｉｃｈｃｏｍ ｂｉｎｅｓｈａｒｄｗａｒｅａｎｄｔｅｓｔｉｎｇｍｅｔｈｏｄｓｉｓｐｒｏｖｉｄｅｄ．Ｔｈｉｓｓｃｈｅｍｅｗａｓｍａｉｎｌｙａｐｐｌｉｅｄｉｎｓｅｒｖｉｃｅｓｔａｇｅ．Ｔｈｅｔｅｓｔｃａｎｖｅｒｉｆｙａｎｄｃｏｖｅｒａｌｌｔｈｅｈａｒｄｗａｒｅｏｆｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍｗｉｔｈｏｕｔｔｈｅａｄｄｉｔｉｏｎａｌｅｑｕｉｐｍｅｎｔ．Ｔｈｅｄｅｓｉｇｎｍｅｔｈｏｄｃａｎｂｅｕｓｅｄｔｏｉｍ ｐｒｏｖｅｔｈｅｔｅｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｆｍｉｓｓｉｌｅｗｅａｐｏｎｓａｎｄｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅ．犓犲狔狑狅狉犱狊：ｔａｃｔｉｃａｌｍｉｓｓｉｌｅ；ｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍ；ｓｅｒｖｉｃｅｓｔａｇｅ；ｂｕｉｌｔ－ｉｎｔｅｓｔ０ 引言在战术导弹研制和使用过程中，除了保证系统飞行过程各环节的高可靠性外，还必须保证导弹在发射前功能正常、性能良好，保证安全、准时发射，需要导弹控制系统具有良好的测试性［１］。
飞行控制计算机中的BIT技术及其测试方法
ｏ ｎａ ｕ ｔ ｉ ｃ ａ ｌ Ｃｏ ｍｐｕ ｔ ｉ ｎｇ Ｔ ｅｃ ｈｎ ｉ ｑｕ ｅ
～
Ｖｏ １ ． ４３ Ｎｏ． ２ Ｍａ ｒ ． ２ ０１ ３
２ ０ １ ３年 ３月
飞 行控 制 计算 机 中的 Ｂ Ｉ Ｔ技术 及 其测 试 方 法
测， 提 高其 可靠 性 。 关键 词 ： Ｆ Ｂ Ｗ； Ｂ Ｉ Ｔ ； 故障注入 ； 回绕 中图分类号 ： Ｔ Ｐ ２ ７ ４ ． ４ 文献标识码 ： Ａ 文章编号 ： １ ６ ７ １ — ６ ５ ４ Ｘ（ ２ ０ １ ３ ） ０ ２ — ０ ０ １ ０ ３ — ０ ３
ＢＩ Ｔ Ｔｅ ｃ ｈｎ ｉ ｑ ｕ ｅ ｓ ａ ｎｄ Ｔｅ ｓ ｔ Ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄｓ ｏ ｆ Ｆｌ ｉ ｇ ｈｔ Ｃｏ ｎｔ ｒ ｏ ｌ Ｃｏ ｍｐ ｕｔ ｅ ｒ
ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｃ ｏ ｍｐ ｕ ｔ ｅ ｒ ．
Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ ： Ｆ Ｂ Ｗ； Ｂ Ｉ Ｔ ； ｆ ａ ｕ ｌ ｔ ｉ ｎ ｊ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ； ｒ ｅ ｗ ｒ ａ ｐ
引 言
飞行 控制 系统 工作状 况 如何 、 各部 件有 无故 障 ， 均 依赖 于机 内 自检 测 （ Ｂ ｕ ｉ ｌ ｔ ｉ ｎ ｔ ｅ ｓ ｔ ， Ｂ Ｉ Ｔ ） 系统 ， 它 为 系统
重要 地位 ， 本文 对 飞 行 控 制计 算 机 中的 Ｂ Ｉ Ｔ技 术及 其 测试 方法 进行 了研究 。
１ 机 内 自检 测 系统
由于 Ｂ Ｉ Ｔ是 利用 飞行 控制 系统 内部具 有 自检 功 能 的硬 件和 软件来 完成 对设 备 的检 测 ， 所 以， Ｂ Ｉ Ｔ是 用 于 检测 各硬 件单 元功 能 和性 能 的 硬 件 和软 件 的 总称 ， 是
H—I运载火箭控制系统
H—I运载火箭控制系统on.厂(0/1IIol{mt玎H—fkHmthrehu.le.”represetttedlI1thepaper.Theilw/tialtllca5~tt~111~11tu ~fitPl,t0.f,f.(etet’OIllCtCI.(,,Jta#lte(1bc.cunitet~.￡,Ja1.~ointrocht~detailFitralh?.thispape~J℃(.otllt~lctldA’rstdD~opelallan”,Hflif~ttcst,esuh Subjectterms￡Ⅲ,(.hreh&.leControl∽’,,】7htettial171C~ISlII’e177CH[zmitFlil11tealresuh1H—I火箭概逆{/.H—I是一种二级或三级结构的运载火箭.一,三子级汛用了美国德尔它火箭技术,二子级是由t:t奉自己研制的液氧液氢级.惯性制导系统是日本本国研制的平台计算机方案.H-I于I981年开始研制.I986年8月I3日和1987年8月27日在种子岛航天中心分别用二级型和三级型进行两次飞行试验.1986年8月I3臼首次飞行试验.至I992年2月l1日共进行了9次飞行.发射全部成功.H—I火箭制导控制系统是由日本宇宙开发事业团(NASDA)与日本三菱莺工业公司,日本电气公司日本航空电子工业公司和三菱空间软件公司等共同台作研制成功的.2控制系统的配置和功能2.】系统的配置H—I火箭的控制系统主要配置在第二子级顶部上的仪器舱内.仪器舱内配置r惯性测量装置(IMu),其中包括四框架平台框架电子控制装置,平台上装有3个陀螺和收稿日期1995年6月12日——))——,/一\,.1T飞_第1期航天控制l996年3加谴度袭:惯性制导计算机iIGC):数据接口单兀lDID):二子级速率陀螺组台:第二千缎电子控制装置等.陈配置在仪器舱外,在筇一级J.置有第一级逃率陀螺组合和在箱J口J段f一配置订第一级的电子控制装置=控制装置在火箭内的嚣图l所f始鳢;r”n3}三兰=0图I控制装霞在H—l火箭向配置寸il目链J:-I÷r.蝇…台22系统功能221姿态控制功能飞行中,火箭会不断地受到大气各种分离动作的冲击力等扰动力的作用,因此必须利用姿忐误差的测定和调节火箭的控制力矩使火箭保待在预先确定的姿态继续飞行.姿拄系统根据惯性测量装置测得的姿态信息通过计算机装置计算行中的姿态误差,计赞:机将控制火箭姿态的控制信号经数据接r]单元送人姿态控制装置,利用与控制电子装置相连接的液压作动器或燃气喷管改变推力飞行期间发动机喷管的方向,将控制力矩加到火箭上使火箭稳定飞行.火箭轴线与控制力作用如图2所示H一发动机控制信号的公式下:==‘F’△f,一’F.0式中:/2.—控制信号:,.—姿态反馈回路增益:—速率反馈回路增益:F.—姿态反馈回路数字滤波器特性:F—速率反馈回路数字滤波器特性:——姿态误差:.D—姿态角速率.此方程式中,增益是作为时间两数而蹬定的因此,控制系统可根据火箭特性和飞行环境的变化具有恰当的响应特性和稳定性裕度.图4示出了整个系统的增益曲线(系统包括液压系统第一级的俯仰/偏航增益),图中,起飞后的40—50s,增益达到最高值,这可以提高控制姿态误差角的灵敏度因为在此期间火箭飞行在最恶劣的气动力条件下,在发射区上空考虑丁作用于箭体的m速.0IO020030003)图注:【主发动机游曲发动机,俯仰偏航)第级飞行期间.控制系统特性的时间变量图4第一授摆动发动机控制系统直流增益为丁稳定整个火箭.在贮箱壁上装有防晃板增加对液体晃动的阻尼以抑制火箭在飞行’中的晃动.用数字滤波器技术补偿箭体弯曲频率(弹性振动固有频率)的影响(2)燃气喷管控制功能根据控制规律得到的开/关(通/断)控制公式如下:+K?D<一有推力(0减少方向)一58一.一一.c疰[等¨筇1{{I】航天控制一≤AO+K?≤J+K?f,>{,式中:一—姿态死:尤推力有推力l增加方向)—相当于通/断开关曲线斜率的常数:△—姿态误差:～—姿态角速率在确定开关曲线方案时必坝减小燃气的消耗.缩短瞬时响应时间!12导航制导功能火箭正确的飞行路线在发射前经分析,设计后已经确定以满足任务要求但是实际发射后,火箭的飞行弹道和飞行环境是可变的,由于各种干扰火箭飞行轨迹会偏离正常弹道,若偏离预定轨迹过大,噼u有效裁荷不能进入设计轨道,不能精确人轨.导航系统功能系统要计算不断变化着的火箭的位置和速度,由于H—I火箭采用的是稳定平台惯性测量装置.则由IMU删得的惯性坐标系的速度数据被选入惯性制导计算机进行计算处理并和惯性制导程序软件包一起进行导航计算制导系统功能根据IGP软件包编人的导航方程计算火箭姿态校正量和制导功能所要求的调节量,以便进行正确的制导.它是根据来自飞行轨迹的偏差通过惯性制导计算机进行计算和处理以控制各级发动机工作时间,精确地按计划关州发动机并不断修正火箭的姿态以使有效载荷精确人轨223程序控制功能为了使火箭从起飞到有效载荷精确人轨,程睁控制功能要依据预先装订的火箭在飞行程序过程中预先规定好的各种飞行程『芋:如,火箭起飞,固体火箭助推器点火和关机固体火箭分离第一级主发动机关一/二级箭休分离二级发动机点火卫星整流罩分离以及星/箭分离等’一系列飞行程序,在规定的时剥精确执行各种程序.惯性制导系统中,标准程序是在IGC/IGP中按正常值进行装订用隈性制导计算机中的时钟作为定时器,惯性制导程序町控制程序产生的时间,来自IGC/IGP的程序控制信号经数据接口单元以断续信号发送出去,以便对1;毛行器完成程序控制功能22.4推进系统控制功能H—I运载火箭第二级推进系统采用液氧液氧作为燃料和氧化剂为了使送入氯氧发动机中的推进剂得到台适的混合比液氧箱和液氧箱的储箱压力必须增压到预先规定的压力.火箭在主动段飞行期间结束后燃料基本耗尽,在滑行段期间液氖箱内的艇力必颁控制稍低的水平,以使液氢温度升高,因此必须按飞行程序定时地对贮箱内的压力进行控制.作为制导系统功能的一部分.压力控制阀在IGC/IGP的控制下进行打开/关闭的动作.为了进行控制计算,贮箱压力信号必窈i由装在贮箱内的压力传感器测得,并经过数据接f=】单元将其送至惯性制导计算机/惯性制导程序软件包中. 对液氧箱的压力也要进行控制,为此,在液氧箱内设置一个低温氦气瓶,它口『调节液氧箱内的压力推进控制系统也可检侧到压力调节系统内的调节器的任何故障,并将其切换军备用系统——59-——第1期航天控制3系统构成H一【运载火箭的控制系统山如下主要部件组成:惯性测量装置,惯性制导计算机,一数据接口单元一千缎速率陀螺组台一千级屯子控制装置主发动机和游动发动机的液作动器二f级的速率陀螺组合,二子级电子控制装置,二子级的液压作动器和燃气喷管系统除此之外还有脉码调制遥洲装置,惯性制导程序软件包,发动机控制盒.程序电盒.电源电盒和电源程序/配电盒等3.I惯性删量装置(1MU)惯性测量装置是由日本航空电子工业公司研制的它山惯性平台(IPU)和平台电子装置(PEU)两部分组成.随性测量装置具有测速和测量姿态角的功能并能进行自校,它与平台电子装置的微程序一起进行校正.惯性测量装置的性能如下:加速度表测量范围:20g框架系统输人角速度范围:=1rad/s对准精度(静态条件下):水平:l()或<l()方位:6()或≤6(】311惯性平台和平台电子装置惯性平青它是?十四框架平台,尺寸为2l27×2l59×387lmm.为了避免框架锁定.敞采用1叫框架甲结构.平台台体卜装有3个速率积分陀螺和3个加速度表.此外还有温控系统.为了保持惯性敏感元件在所要求的温度范嗣内,利用加热器及石腊的冷却口』使平台温度控制在70=1C池嗣内.平台框架系统与箭体间还没有缓冲溅振器,以保持平仟不受箭体振动的影响.平台电子装置它是供平台工作的放大器,稳定回路供电回路等的电子装置电子装置处理与惯性敏感元件和框架伺服系统有关连的模拟信号尺寸为445mm×295mm×185n1m31.!陀螺仪H—I火箭的陀螺仪采用了蓑国麻省理工学院CSDraper发明的液浮速率积分陀螺仪cFRIG).H—I火箭用的积分陀螺仪代号为JsG一192这种陀螺具有结构简单结实稳定性好,口靠性高非等弹性和寿命长的特点该陀螺的进动力矩T等于转子角动量H和沿三个正交轴的角速率之间的矢量积,即_-∞XJSG一192陀螺仪有如下特点陀螺内的零部件多.需精密加工,严格组装和调试.因此成本高:’由于污染,使陀螺产生磨擦/静磨擦力.旋转马达轴承发热为r确保阻尼液体的温度特性,必须进行精密的温度控制.?为了满足高精度的要求.要求转子角动量H为1×10kg?m/s:马达转速为12000r/min;陀螺马达质量为100g:陀螺寿命为3000h日本H-I火箭用的JSG一192陀螺性能见表13.1.3加速度表H-I火箭用的加速度表为JSA一193型摆式加速度表.这种加速度表是把摆锤悬吊在——60——筇l期航天控制I996年加速度表中,由于火箭上打¨速度的作用,利用拾取器捡测摆锤的位移加速度表的能见表2:表1H—l火箭用的JsG一192陀螺性能诸元能参数研制位NASDA,r4”水航空电子工业公可尺寸n1m)53m×83质目(g)500角功量(kg?m/s)38×10髓大输八角速度cI”l/s)1运{Ltg敏感漂移Il)/h10004稳敏感漂移(转轴方儿(}/h-g)0I7定}g敏感漂移(输人轴方向)cI1/tt?g}O1I标度敞[Ppm)330表2H—I火箭用的加速度表性能-蕾元性能参数研制单位NASDA.日本航空电广工业公I目摆锤支持方式铰链方jj:尺寸lmm)5【b×57质(g)lI5偏仉稳定肚f述El】(II2×10标度lq数稳定p~-(1)20ppm3.2陨性制导计算机(1Gc)H—l火箭用的惯性制导计苒机是由日本电气公司(NEC)研制的小型,多功能和商r靠性箭载计算机.321功能H—T火箭箭载惯性制导计算机完成三项功能:导航计算由惯性敏感元件如陀螺加速度表所洲得的信息计算火箭的位置和速度.制导计算为了,使火箭按预定轨道飞行达到所要求位置和速度,1GC 要利用所得的信息计算必要的控制量.控制计算为使火箭稳定飞行,利用所得的数据控制发动机的喷管方向和燃烧时间一6l第1期航天控制1996年以控制火箭的飞行姿态.确保其稳定飞行32:构成惯性制导计算机主要由中央处理机{CPU),存储器,惯性测量装置接口,控制系统接口,遥测系统接口,脐带脱落插头接口等部件组成.中央处理机是制导计算机的心脏部件,它由运算部分控制部分及通用接口等组成中央处理机是由L{本电气公司研制的D278lD数据处理型的图象处理用的处理器.其主要特征如下:‘容易并列处理,运算速度相当快,它比诺伊曼(Neumann)型的演算效率高10倍:运算单元容易标准化,适台于采用大规模集成电路:易于开发效率优良的软件技术:适宜于高速地处理操作大容量的数据:容易构成冗余系统32.3性能运算方式:二进制并行,定点+进位控制方式:微程序指令种数:87种指令形式:16位4N,形式字长:单精度16位,双精度31位存储器单元:4K位【CMoS,RAM) 存储容量:16K字钟频:32768MHz003%输人电源电压:26～34V(直流)运算速度:300干指令/秒加法/减法运算命令:37ps乘法运算命令:9.21ts逻辑运算命令:3.4fs尺寸:445mm×3085mm×275mm 质量:16kg耗电量:60W叮靠性:09997环境条件:周『嗣环境温度:O-+60℃随机振动:20.7g10～2000Hz冲击:480g0.45111s寿命:工作寿命:2000h贮存寿命:8a33数据接口单元数据接口单元具有与惯性制导计算机和外围装置之间的信号输人/输出有关的接口功一62—第1期航天控制l996年能,DIU基本性能如F.尺寸:400mm×310mrn×215IilIil离散输人:1个字离散输出:6个字模拟输人:8路¨0位A/D转换器×1)模拟输出:5路(10位D/A转换器×8)3.4魄性制导程序(IGP)惯性制导程序是一个工作在惯性制导计算机中的箭载计算机程序,它具有导航,制导,程序控制和推进系统控制的控制功能.此外还有辅助功能,包括与惯性制导控制装置有关的诊断,故障处理以及支持工厂和发射阵地检测运载火箭功能的预试验功能,同时还要为来自航天地而设备(AGE)执行程序控制提供必要的外部通信控制功能.惯性制导程序是一个具有40Hz小周期的实时处理程序.它是由程序块和常数块组成的.惯性制导程序分成控制系境块,控制常数块,导航/制导块和制导常数块四大块前二块由三菱重工业公司研制,后二块由三菱空问软件公司开发.4第一次飞行结果4.I任务H—l运载火箭第次飞行需完成三项任务1)验证运载火箭和发射台系统之间的接口功能2)验证H—l火箭【两级结构的性能)考核LE-5火箭发动讥性能【具有再起动功能)考核惯性制导系统功能3)将3颗星同时发射到低地球轨道685kg的实验型测地卫星(EGS)50kg的本业余受好者卫星(JAS一1)295的磁轴承飞轮lJ星(MBFW)4.2发射日期1986年8月l3口43发射场NASDA种子岛宅『训中心鹿儿岛航天中心北纬3离6】6I3二缀发功机荚机1713274罅级发动机阿次起两32923292■搬发由机l冀廿【359356I实验J王晕分离315317fj乖业余爱好者』】星丹离64——。
任务驱动、团队协作在《导航控制系统设计与实现》教学中的探索与成效
任务驱动、团队协作在《导航控制系统设计与实现》教学中的
探索与成效
张提升;牛小骥;贺喜;梅懿芳
【期刊名称】《教育教学论坛》
【年(卷),期】2017(000)047
【摘要】《导航控制系统设计与实现》是武汉大学导航、制导与控制专业开设的硕士研究生课程.本课程以"任务为主线、教师为主导、学生为主体"为教学理念,以研制高精度导航机器人为教学任务,探索了具有分工协作、知行合一、循序渐进等特点的教学方法.
【总页数】2页(P117-118)
【作者】张提升;牛小骥;贺喜;梅懿芳
【作者单位】武汉大学卫星导航定位技术研究中心,湖北武汉 430079;武汉大学卫星导航定位技术研究中心,湖北武汉 430079;武汉大学卫星导航定位技术研究中心,湖北武汉 430079;湖北省地图院,湖北武汉 430074
【正文语种】中文
【中图分类】G642.0
【相关文献】
1.网页设计教学改革的实践与探索——基于"任务驱动"的团队协作教学模式 [J], 刘谦
2."任务驱动团队协作"教学法在人体形态教学中的应用 [J], 康照昌;程小平
3.基于SPOC的区域化团队协作模式在教学中的探索应用\r——以甘肃广播电视大学\"计算机应用基础\"课程为例 [J], 刘珊;党劼;柴中宏
4.任务驱动教学法在高校机电专业教学中的探索和实践研究 [J], 李如
5.基于循证实践的任务驱动法在急诊护理本科教学中的探索 [J], 曹丽;吴巍
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运载火箭地面测发指挥控制系统方案研究
运载火箭地面测发指挥控制系统方案研究
颜国清
【期刊名称】《载人航天》
【年(卷),期】2007()3
【摘要】针对运载火箭的地面测发系统的测发体制、体系结构、功能等几个方面分别进行了论述,将地面测发网络按照功能划分为指挥控制、数据判读、数据服务三个部分,并据此提出设计方案和网络拓扑结构,为新研制的运载火箭地面测发系统提供思路。
【总页数】5页(P37-41)
【关键词】地面测试发射系统;方案研究;运载火箭
【作者】颜国清
【作者单位】北京宇航系统工程研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V556
【相关文献】
1.基于SDH运载火箭地面测发控网络技术研究 [J], 刘苑伊;阎小涛;夏伟强;赵心欣
2.运载火箭地面测发控设备研制中的"三化"设计 [J], 张京豪
3.基于VSS及SSM的运载火箭地面测发控网络系统设计 [J], 赵心欣;张宏德;静广宇;白冰;刘苑伊
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5.基于数据库和面向对象的运载火箭地面测发控软件复用 [J], 孙海峰;陈迪;解月江;邹军;安占新
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运载火箭时序控制系统“标准型”的研究
运载火箭时序控制系统“标准型”的研究
宋征宇
【期刊名称】《航天控制》
【年(卷),期】1998(16)2
【摘要】时序系统是运载火箭控制系统的重要组成部分，本文在分析了各种时序
系统现状的基础上，以某运载火箭为研究对象，提出了时序系统的“标准型”设计。
该方案可靠性高，线路简单，易于升级，是一种值得推广的设计。
【总页数】6页(P28-33)
【关键词】时序控制;运载火箭;控制系统;标准型
【作者】宋征宇
【作者单位】北京航天自动控制研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V448.12
【相关文献】
1.新一代运载火箭时序控制系统设计 [J], 周恒保;辛高波;丁秀峰;秦英明;王猛
2.运载火箭时序仿真测试系统设计 [J], 马雪松;姚静波;解维奇;裴珊珊
3.新一代运载火箭时序仿真系统信号完整性分析 [J], 马雪松;姚静波;邓茂林;乐天
4.高可靠性小型固体动力运载火箭时序控制器设计 [J], 张拓;党小鹏;韩连刚;桂苏
嘉
5.运载火箭控制系统点火时序电路及紧急关机电路故障树分析 [J], 杨双进;刘志庆
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H－I运载火箭控制系统
H－I运载火箭控制系统
张振华
【期刊名称】《航天控制》
【年(卷),期】1996()1
【摘要】Ｈ－Ｉ运载火箭概况、主要技术性能以及控制系统的配置和功能在文中作了介绍。
详细介绍了惯性测量装置、陀螺仪、加速度表、数据接口单元等。
最后介绍了系统工作和飞行试验结果。
【总页数】10页(P55-64)
【关键词】运载火箭;控制系统;惯性测量装置;飞行试验结果
【作者】张振华
【作者单位】
【正文语种】中文
【中图分类】V448.12
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1.运载火箭框环自动钻孔设备控制系统的设计 [J], 雷斯聪; 袁定新; 朱忠良; 赵维刚
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3.日本H-I运载火箭研制近况 [J], 杨法增
4.新一代大型运载火箭控制系统全数字动态重构技术 [J], 杨岫婷;苏磊;权赫;张嗣锋;李学锋
5.现役运载火箭控制系统闭环测试研究 [J], 杜建峰;石志华;马晓峰;张桃源;张鲲鹏;梁玉琴;姚春燕
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运载火箭控制系统的 Ｂ Ｉ Ｔ 设计与实现
权 赫 ， 张嗣锋
（ ） 北京航天自动控制研究所 ， 北京 １ ０ ０ ８ ５ ４
摘要 ： 良好的测试性设计对运载火箭而言 ， 可以有效地缩 短 发 射 流 程 ， 提 高 发 射 成 功 率 ， 而 机 内 测 试 技 术 （ Ｂ Ｉ Ｔ） 是 改 善 系 统 或 设 备的测试性 、 维修性和故障诊断能力的重要途径和手段 ； 结合 Ｘ Ｘ－５ 运载火箭 ， 首先对运载火箭电气系统全面实现 Ｂ Ｉ Ｔ 的可能性进行了 研究 ， 并首次在系统层面提出了控制系统 Ｂ Ｉ Ｔ 的设计方案和工作原理 ， 最后从故障检测率 、 故障隔 离 率 、 虚 警 率 等 方 面 对 系 统 方 案 进 行 了详细分析和评价 ； 结果表明 ， 控制系统采用 Ｂ Ｉ Ｔ 技术使得火箭测试更加高效精确 ， 为提高航天发 射 的 成 功 率 、 缩 短 运 载 火 箭 测 试 发 射 周期奠定基础 。 关键词 ： 机内测试 ； 控制系统 ； 运载火箭
０ 引言
缩短测试发射周期 、 优化测发流程 ， 提高航天发射的成 功
１］ 。 解决这一问题 不 率是我国航天发射任务的总要求和总目标 ［
１ 运载火箭电气系统实现全面 Ｂ Ｉ Ｔ 的可行性分析
运载火箭电气系统实现全面 Ｂ Ｉ Ｔ， 需要全 面 、 系 统 的 研 究 系统或设备的可测试性设计 、 故障检测与隔 离 技 术 、Ｂ Ｉ Ｔ 建模 技术 、Ｂ Ｉ Ｔ 降虚警技术 ， 以及任务关键实时调度技术等内容 。 以Ｘ Ｘ－５ 为 代 表 的 新 一 代 运 载 火 箭 控 制 系 统 主 要 采 用 １ ５ ５ ３ Ｂ 总线架构 ， 箭上设备大多为具有独 立 处 理 功 能 的 智 能 设 备 。 总线架构及智 能 设 备 的 应 用 为 全 面 实 现 电 气 系 统 Ｂ Ｉ Ｔ技 术提供了先决条件 。 依靠电气系统或设备内部专设的一些子 检 测电路和自检测软件可以实现系统或设备自身器件工作参数的
Ｄ ｅ ｓ ｉ ｎ ａ ｎ ｄ Ｉ ｍ ｌ ｅ ｍ ｅ ｎ ｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｏ ｆ Ｂ Ｉ Ｔ ｆ ｏ ｒ Ｌ ａ ｕ ｎ ｃ ｈ Ｖ ｅ ｈ ｉ ｃ ｌ ｅ Ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ Ｓ ｓ ｔ ｅ ｍ ｇ ｐ ｙ
， Ｑ ｕ ａ ｎ Ｈ ｅ Ｚ ｈ ａ ｎ Ｓ ｉ ｆ ｅ ｎ ｇ ｇ
· ３ ５ ７ ８·
计算机测量与控制
第２ ３卷
的实现需要硬件和软件两方面的设计 ， 软件设计主要依靠编 程 实现 ， 由地面计算机自动执行 ； 硬件设计则依靠系统内部总 线 及仪器内部 Ｄ Ｓ Ｐ、Ｆ Ｐ ＧＡ 等可编程逻辑芯片实现 。 控制系统 Ｂ Ｉ Ｔ 测 试 在 不 增 加 额 外 测 试 设 备 前 提 下，采 用 箭测方式 ， 其 Ｂ Ｉ Ｔ 设计主要采用分布集成式的 Ｂ Ｉ Ｔ 体系架构， 系统 Ｂ Ｉ Ｔ 测试结 果 为 各 个 设 备 Ｂ Ｉ Ｔ 测 试 结 果 的 集 合。箭 上 各 仪器部件的 Ｂ Ｉ Ｔ 测 试 结 束 后， 将 测 试 结 果 统 一 发 送 至 箭 机， 箭机依据各仪 器 Ｂ Ｉ Ｔ 测试结果给出系统级 Ｂ Ｉ Ｔ 测 试 结 果，并 借助箭上总线传送至测发控系统计算机进行实时显示 。 火箭在飞行过程中控制系统系统一旦发生故障很难采取措 施进行纠正 ， 虽然可以通过在单机 Ｂ Ｉ Ｔ 设计上加入周期性 Ｂ Ｉ Ｔ １ ０］ ，但 存 在 增 加 系 统 电 路 的 复 杂 程 度，拉 可以避免上 述 问 题 ［ 低系统的可靠性指标以及提高系统虚警率等问题 。 另外 ， 考 虑 到新型运载火箭可靠性指标较为严酷 ， 而国产元器件受底层 加 工工艺影响相对国外产品可靠性指标偏低 ， 额外增加测试模 块 会拉低仪器的 可 靠 性 指 标 。 综 合 上 述 原 因 ， 控 制 系 统 Ｂ Ｉ Ｔ设 ） ， 计仅针对 总 线 控 制 器 （ 采 用 实 时 监 测 在 飞 行 过 程 中出 Ｂ Ｃ 现故障依靠系统 ３ 冗余设计以及故障隔离措施保证任务顺利 进 行 。 控制系统 Ｂ Ｉ Ｔ 构架见图 １。
修性和保障性的最成功 、 最有效的方法之一 ， 是复杂装备整 体 设计 、 分系统设计 、 状态监测 、 故障诊断和维修决策等方 面 的 关键共性技术 ， 同时也是改善装备系统或设备测试性与诊断 能 力的重要手段
［ ］ ６ ７ －
， 对优 化 运 载 火 箭 测 试 流 程 、 缩 短 测 试 周 期
自动化测试 ５． ２ ３（ １ １） Ｃ ｏ ｍ ｕ ｔ ｅ ｒ Ｍ ｅ ａ ｓ ｕ ｒ ｅ ｍ ｅ ｎ ｔ ＆ Ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ ｐ
· ３ ５ ７ ７·
文献标识码 ： Ａ
（ ， ） Ｂ ｅ ｉ ｉ ｎ Ａ ｅ ｒ ｏ ｓ ａ ｃ ｅ Ａ ｕ ｔ ｏ ｍ ａ ｔ ｉ ｃ Ｃ ｏ ｎ ｔ ｒ ｏ ｌ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ Ｂ ｅ ｉ ｉ ｎ ０ ０ ８ ５ ４， Ｃ ｈ ｉ ｎ ａ １ ｊ ｇ ｐ ｊ ｇ
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（ ） ： ／ ／ 文章编号 ： ． ｃ ｎ ｋ ｉ ． １ １－４ ７ ６ ２ １ ６ ７ １ ４ ５ ９ ８ ２ ０ １ ５ １ １ ３ ５ ７ ７ ０ ２ Ｏ Ｉ １ ０． １ ６ ５ ２ ６ ｔ ． ２ ０ １ ５． １ １． ０ ０ ２ 中图分类号 ： Ｔ Ｐ ２ ７ ７ － － － Ｄ ｊ ｐ
， 每个 Ｒ 的一个终端 （ Ｒ Ｔ） Ｔ 通过总线接口与总线连接，系统 内部所有 Ｒ Ｔ 的 信 息 交 互 均 通 过 总 线 实 现。 运 载 火 箭 采 用 １ ５ ５ ３ Ｂ 总线构 架 后 ， 挂 在 总 线 上 的 各 终 端 设 备 内 部 基 本 配 备 Ｆ Ｐ ＧＡ、Ｄ Ｓ Ｐ 等智能芯片 ， 利用芯片 的 数 字 信 息 传 输 和 处 理 方 式 ， 在不增加测试设备或测试电路 Ｂ Ｉ Ｔ Ｅ（ ｂ ｕ ｉ ｌ ｔ － ｉ ｎ ｔ ｅ ｓ ｔ ｅ ｕ ｉ － ｑ ｐ
［］ ） 的原则下 ，Ｂ ｍ ｅ ｎ ｔ Ｉ Ｔ 可全部或部分地通过软 件 来 实 现 ９ 。 因 此 ， 随着总线技术和智能设备技术的发展 ， 运载火箭电气系 统
有着至关重要的意义 。 目前 ， 现役火箭研制多为 ２ ０ 世纪 ７ ０～８ ０ 年代所 研 制 ， 受 ， 制于元器件性 能 并 不 具 备 实 现 Ｂ Ｉ Ｔ 的能力 测试项目基本由 地面测试设备对箭上设备施加激励来实现 。 但随着航天领域 快 速发射需求以及测试技术的发展 ， 测试系统的开发 、 改进设 计 与维护难度增大 ， 而且成本昂贵 。 随着智能仪器技术和总线 技 术的快速发展 ， 运载火箭箭上 电 气 产 品 的 Ｂ Ｉ Ｔ 测 试 成 为 可 能。 本文以新一代运载 火 箭 Ｘ Ｘ－５ 为 背 景 ， 结 合 研 制 过 程 中 的 设 计方法与特点 ， 给 出 了 运 载 火 箭 控 制 系 统 Ｂ Ｉ Ｔ 实现方案并对 方案的有效性进行了分析评价 。