高可靠航天器与运载火箭电接口的设计方法与流程

本发明属于航天器系统总体设计领域，涉及一种航天器与运载火箭电接口的设计方法。

背景技术：

航天器与运载火箭之间一般采用火箭起飞信号、紧急关机信号、船(星)箭分离信号等进行信息交互。火箭起飞信号在火箭点火起飞时，将信息传递给航天器，使得航天器可以设定起飞初始时刻，进入起飞时刻起点后开始运行航天器内部上升段程序；船(星)箭分离信号在火箭入轨，进行船箭分离后，将信息传递给航天器，使得航天器可以设定入轨初始时刻，进入入轨时刻起点后开始入轨后的动作。紧急关机信号包括火箭紧急关机信号和航天器紧急关机信号两类，用于在进入发射进程后，若出现一些紧急故障，可以采取一些必要的措施，最大限度防止航天器进入不可控或不安全的工作状态。

上述几个信号对于发射任务的顺序实施非要重要，对其可靠性要求很高。一方面，目前船箭接口仅对几个关键信号电特性进行了简要约定，而对于信号的可靠性设计、故障适应方式等缺少系统化的设计。另一方面，对于航天器紧急关机信号，由于还涉及到船-火箭-地面测试系统三者之间的大通路，传输距离较长，传统的方式采用预先计算电缆和线路压降的方法，但火箭、船、地面发射环境技术状态的变化都会给压降的数值带来一些不可控因素，最终影响整个传输通路传输的可靠性。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种高可靠航天器与运载火箭电接口的设计方法，能够正确、可靠的实现航天器与运载火箭间关键信号的传输。

为实现上述目的，本发明的提供一种高可靠航天器与运载火箭电接口的设计方法，包括：

s1、对航天器与运载火箭之间的关键交互信号进行设计；

s2、对航天器的紧急关机信号进行设计；

所述关键交互信号包括火箭起飞信号、火箭紧急关机信号和船箭分离信号。

根据本发明的一个方面，所述火箭起飞信号、所述火箭紧急关机信号和所述船箭分离信号均采用双点双线传输方式。

根据本发明的一个方面，在所述步骤s1中，对所述火箭起飞信号的设计包括：

设定所述火箭信号为不带电常开触点信号，闭合有效；

所述航天器对所述火箭起飞信号进行有效性检测，检测正确触发响应。

根据本发明的一个方面，所述航天器对所述火箭起飞信号的有效检测需要连续判别10次均正确才触发响应；

所述连续判别的时间间隔为1秒；

所述航天器对所述火箭起飞信号只触发一次响应。

根据本发明的一个方面，，在所述步骤s1中，对所述火箭紧急关机信号的设计包括：

设定所述火箭紧急关机信号为不带电常开触点信号，闭合有效；

所述航天器对所述火箭紧急关机信号进行有效性检测，检测正确触发响应。

根据本发明的一个方面，所述航天器对所述火箭紧急关机信号的有效检测需要连续判别10次均正确才触发响应；

所述连续判别的时间间隔为1秒；

所述航天器在接收到所述火箭紧急关机信号之后t时间内才触发响应，t在10秒至15秒范围内。

根据本发明的一个方面，在所述步骤s1中，对所述船箭分离信号的设计包括：

在所述航天器的数管系统和姿态控制系统中各配置一个行程开关，由所述行程开关产生所述船箭分离信号；

所述航天器对所述船箭分离信号进行有效性检测，检测正确触发响应。

根据本发明的一个方面，所述航天器对所述船箭分离信号的有效检测需要连续判别10次均正确才触发响应；

所述连续判别的时间间隔为1秒；

所述航天器对所述船箭分离信号只触发一次响应。

根据本发明的一个方面，在所述步骤s2包括：

s21、设计航天器紧急关机采样信号；

s22、计算所述航天器紧急关机采样信号的电压容错范围。

根据本发明的一个方面，在所述步骤s21中，在所述航天器与所述运载火箭接触面上引入远端采样点，将所述航天器紧急关机信号反馈至航天器地面测试系统，形成大闭环；

所述航天器地面测试系统采用远端采样调节模式。

根据本发明的一个方案，通过对火箭起飞信号、火箭紧急关机信号、船箭分离信号、航天器紧急关机信号的设计，确保在故障或极端情况下航天器与运载火箭之间关键信号交互的正确性与可靠性。

附图说明

图1是示意性表示根据发明航天器与运载火箭之间交互信号的示图；

图2是示意性表示根据本发明的航天器紧急关机信号航天器与运载火箭之间的传输通路示图；

图3是示意性表示根据本发明的航天器紧急关机信号在航天器内部的传输通路示意图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

本发明为确保航天器与运载火箭间交互信号的正确性和可靠性，提出了高可靠航天器与运载火箭电接口设计方法，包括s1、对航天器与运载火箭之间的关键交互信号进行设计，s2、对航天器的紧急关机信号进行设计。如图1所述，在本发明中，航天器与运载火箭之间的关键交互信号包括火箭起飞信号、火箭紧急关机信号和船箭分离信号。以下分别对火箭起飞信号、火箭紧急关机信号和船箭分离信号的设计进行说明。

1、火箭起飞信号

参照图1所示，在火箭点火起飞后，将相应状态传递到航天器。航天器接收到此信号后，开始运行固化在存储器内的飞行程序，开启在火箭上升段需要工作的测控设备，通过地基测控站、天基中继卫星等进行信息通信，姿态控制系统开始上升段导航计算，为入轨后的姿态控制进行相应准备。同时，数管系统将接收到火箭起飞信号作为航天器零时刻，将航天器时间清零，开始航天器时间累加计数。

在本发明中，火箭起飞信号采用不带电常开触点信号，闭合有效。为避免误触发，规定航天器对该信号有效性检测时，需连续判别10次(每次间隔1ms)均正确才予于响应。为避免多次触发，规定航天器响应一次该火箭起飞信号后就不再重复响应。为确保该信号能可靠响应，信号采用双点双线传输。同时航天器设计了程控指令作为备份，一旦不能正常接收到火箭起飞信号，通过地面择机发令进行补救。

2、火箭紧急关机信号

在火箭点火后，若出现不能起飞的紧急故障，需将此状态传递到航天器。航天器接收到此信号后，清除即将执行的飞行程序，防止在整流罩内将测控发射天线开启等安全性问题。同时，姿态控制系统重置飞行阶段，不再进行上升段导航计算。

在本发明中，火箭紧急关机信号采用不带电常开触点信号，闭合有效。为避免误触发，规定航天器对该信号有效性检测时，需连续判别10次(每次间隔1ms)均正确才予于响应。同时，规定仅在航天器正确接收到火箭起飞信号后t时间段(t可根据运载火箭具体设计状态和故障模式确定，可选择10至15s左右)内，航天器才响应火箭紧急关机信号。超出t时间，即使火箭紧急关机信号发出，航天器也不响应。为避免多次触发，规定航天器响应一次该火箭紧急关机信号后就不再重复响应。为确保该信号能可靠响应，信号采用双点双线传输。同时航天器设计了程控指令作为备份，一旦不能正常接收到火箭起飞信号，通过地面择机发令进行补救。

3、船箭分离信号

在船箭分离后，将相应状态传递到航天器。航天器接收到此信号后，开始转入在轨运行段工作，航天器数管系统按照固化的飞行程序，陆续开启引爆火工品展开太阳电池帆板，解锁测控天线，开启热控控温功能，测控天线建链跟踪，启动电池充电等功能。同时，航天器将接收到船箭分离信号作为航天器入轨零时刻，开始入轨后航天器时间累加计数。姿态控制系统开始进行姿态测量，控制发动机动作，并驱动太阳帆板跟踪发电。

在本发明中，船箭分离信号由行程开关产生，在船箭未分离状态下，行程开关处于压紧状态，呈现的阻值为高阻态；船箭分离后，行程开关处于导通状态，呈现的阻值为低阻态。航天器数管系统和姿态控制系统各自配置一个行程开关。为避免误触发，规定航天器对该信号有效性检测时，需连续判别10次(每次间隔1ms)均正确才予于响应。为避免多次触发，规定响应一次该船箭信号后就不再重复响应。为确保该信号能可靠响应，信号采用双点双线传输。同时，在航天器上升段飞行程序内置船箭分离指令，以防在不能正常收到船箭分离信号的情况下，航天器也能可靠转入在轨工作。

在本发明的步骤s2中，包括s21、设计航天器紧急关机采样信号，s22、计算所述航天器紧急关机采样信号的电压容错范围。具体来说，航天器与运载火箭临发射前，航天器脱插拔下后，航天器转由航天器电源系统供电，即电池供电，发射塔架开塔，船箭待命发射。此后若出现紧急故障，中止发射，需要将航天器系统切断供电，减少蓄电池放电消耗，就需要设计航天器紧急关机信号，该信号可以通过操作航天器地面测试系统，断开航天器电源系统的输出继电器，从而给航天器断电。

航天器紧急关机信号需从位于航天器地面测试间的地面测试系统引出，长线传输到火箭地面发射平台，再经运载火箭系统过路，最终传输到航天器电源系统，如图2。传输距离可达到100至200m。其中，航天器地面测试间到船(星)箭接触面(图2中a点)，由于需要途经多个房间、电缆沟和整个火箭箭体，约占整个通路长度的80％-90％。这就使得航天器紧急关机信号在传输过程中，容易受到不可控因素的影响，从而影响航天器紧急关机信号的正确、可靠传输。因此，本发明采用了步骤s21和s22克服这一缺陷，以下对步骤s21和步骤s22进行详细说明。

具体来说，结合图2和图3所示，在航天器与运载火箭接触面a点引入远端采样点，将航天器紧急关机信号反馈到航天器地面测试系统，形成大闭环。航天器地面测试系统采用远端采样调节模式，使得a点的电压可以精确控制，避免长线电缆对航天器紧急关机信号压降的影响。之后需要计算航天器紧急关机采样信号电压容差范围，航天器紧急关机信号经过a点以后，还需经过航天器系统内部线缆(等效电阻r1)、隔离二极管d、限流电阻r2，最终通过继电器线圈驱动继电器k动作，使航天器电源断开。在本实施方式中，定义继电器k驱动电流i∈[i1,i2]，动作电压范围为[v1,v2]，二极管d导通压降v3与线圈驱动电流i的函数关系为v3＝f(i)，其中f为单调上升函数，则对于航天器紧急关机信号，在航天器内部产生的压降为：

δv(i)＝r1*i+f(i)+r2*i+r*i(1)

当继电器驱动电流为其下限i1时，a点电压范围：

va1＝[v1+f(i1),v2+f(i1)](2)

当继电器驱动电流为其上限i2时，a点电压范围：

va2＝[v1+f(i2),v2+f(i2)](3)

则两种工况下，a点电压“交集”范围为：

va＝va1iva2(4)

通过步骤s22中计算和设置，使得a点电压在驱动电流范围内都可以正常驱动继电器k动作。并通过步骤s21中航天器紧急关机采样功能，使得航天器地面测试系统输出的航天器紧急关机信号电压与a点电压一致。通过步骤s21和步骤s22，共同保证了航天器紧急关机信号长线传输也能可靠驱动继电器k动作，即可以确保航天器紧急关机信号长距离传输的正确性和可靠性。

以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。