CN110515296A - 一种适用于可回收运载火箭的低成本电气*** - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种可回收运载火箭电气***，包括多级***，每级***均包括第一总线、第二总线、若干节点，每个节点均同时与第一总线、第二总线连接；相邻两级***的第一总线经由分离连接器相互连接；相邻两级***的第二总线经由分离连接器相互连接；各节点之间以固定时间间隔进行同步数据交换。每个节点均可连接独立的主站，备用的主站检测到主站丢失，可启动以便接管控制，实现分离后，各部分依然可以独立完成工作，从而为分离后火箭的回收提供条件。本公开还提供了一种使用该电气***的运载火箭。该***架构不仅具有高带宽、高实时、高可靠、易扩展的优点，而且总线支持主站在线切换，移植方便、配置简单灵活，非常适合回收体制火箭电气***。

Description

一种适用于可回收运载火箭的低成本电气***

技术领域

本公开涉及运载火箭领域，尤其涉及一种适用于可回收运载火箭的低成本电气***。

背景技术

运载火箭电气***是运载火箭的核心***，负责运载火箭信号采集、姿态控制、时序指令开出、控制指令执行等，需要满足可靠性高、实时性强等要求。电气***架构直接影响运载火箭的综合性能和可靠性。

目前，国内现役运载火箭电气***均为不可回收架构，电气***多采用无总线体制或双冗余1553B总线体制，导航装置、箭上计算机均安装在上面级，采用一次性银锌电池或热电池供电，电气控制***和电气测量***相互独立，火箭下面级发动机关机后与上面级分离，下面级分离后无控状态下落。

以国内某现役运载火箭电气***为例，其电气***包含控制***和测量***。控制***采用1553B总线体制，箭上计算机作为控制核心，完成导航、制导和姿态控制方程运算和1553B总线管理，各级配置配电器和伺服控制器用于供配电和伺服机构控制。测量***通过RS422接口接收控制***数字量遥测信息，通过标准化设计的采编模块收集各级的非数字量信息及总体环境参数。

由于国内现役主流运载火箭均不可回收，因此电气***架构也不支持可回收重复使用。虽然新型运载火箭采用1553B总线体制，电气***可靠性增强、质量减轻、箭地接口减少，但由于国内运载火箭电气***设计重视可靠性、忽视经济性，因此成本依然较高。

国外运载火箭种类较多，电气***采用的架构各具特色。日本三菱公司H-2A运载火箭为捆绑式两级火箭，全长53米，直径4m，其电气***采用集成化设计，电气***采用两条1553B总线，其中一条1553B总线用于一级的箭载计算机和二级的箭载计算机通信，实现测试数据、控制指令和时序等通信，另一条1553B总线用于二级的箭载计算机与惯性测量单元通信，用于惯性测试数据传输。H-2A运载火箭采用1553B总线方式提高了***可靠性，具有实时性强、结构简化、质量轻的特点，但1553B总线成本较高，电气***的经济性不足，且不具备可回收功能。

美国SpaceX公司在可回收运载火箭上起步较早，是当前世界商业发射最知名的公司，也是当前世界唯一实现火箭回收复用的公司，其猎鹰9重型火箭多次对一级进行回收，但公布的电气***架构相关资料较少，根据有限的资料看出，猎鹰火箭使用了三冗余箭机，总线使用交换式冗余网络通信结构，火箭主要通过两台计算机进行控制，一台是飞行控制计算机，位于二级上部的仪器舱内，另一台是发动机控制计算机，安装在一级。飞行控制计算机与地面控制***通过标准以太网连接，简化了火箭所需的硬件和软件。猎鹰9重型火箭具有较好的经济性，助推级、芯级均可实现回收复用，由于公布资料较少，其电气***具体总线架构与组成情况外界尚不确切了解。

目前，现有技术普遍存在以下技术问题：

1)可回收架构总线体制：传统箭上电气***1553B总线为一主多从式，下面级分离后由于不能实现总线控制权接管，导致从总线体制上无法实现自主控制，此外1553B总线通讯速率为1Mbps/s，对于箭上设备组成复杂、通讯数据量大的应用场景，其总线带宽不能满足。

2)架构组成：传统箭上电气***的飞行控制器和组合导航装置均位于上面级仪器舱，是整个火箭的控制核心，下面级不配备飞行控制器和组合导航装置，电池从上面级向下面级供电，这种架构组成无法满足可回收运载火箭下面级回收飞行控制、用电需求。

发明内容

为了解决上述技术问题中的至少一个，本公开提供了一种低成本电气***以支撑火箭分离后，各级火箭仍然能够有效控制，达到火箭回收的技术效果，本公开的技术效果采用以下技术方案实现：

一种低成本电气***，包括多级***，每级***均包括第一总线、第二总线、若干节点，每个节点均同时与所述第一总线及所述第二总线连接；

相邻两级***的第一总线借由分离连接器相互连接；相邻两级***的第二总线借由分离连接器相互连接；

各所述节点之间以固定时间间隔进行同步数据交换。

进一步的，各所述节点通过第一总线与第一交换器相互连接；同时各所述节点通过第二总线与第二交换器相互连接。

进一步的，各所述节点借由接口选择器与第一总线和第二总线连接。

一种适用于运载火箭的低成本电气***，包括上述任一项的电气***；每级***均通过各节点连接有飞行控制器、组合导航装置、伺服机构以及配电器；有且仅有任意一级飞行控制器处于工作状态；非工作状态的飞行控制器检测到前一优先序列的飞行控制器通讯截断或故障时，按照序列启动飞行控制器。

进一步的，所述多级***包含一级***及二级***，一级***的伺服机构包含4个作动器，二级***的伺服机构包含2个作动器。

进一步的，所述多级***包含一级***及二级***，所述二级***通过节点连接有姿控动力装置。

进一步的，各级所述***还具有遥测装置，所述遥测装置包含采编模块及发射模块。

一种适用于运载火箭的低成本电气***，包含载荷装置及上述火箭电气***，还包括连接所述载荷装置与所述二级***的第二分离连接器、连接所述一级***的脱落连接器。

同时，本公开提供了一种应用于上述运载火箭的工作过程，包含以下步骤：

一级飞行步骤：飞行器一级发动机点火起飞后，二级飞行控制器作为总线主站对总线进行调度控制一级飞行段飞行；一级遥测装置对传感器信息进行采集；当满足一、二级分离条件后，所述二级飞行控制器发出命令，一级反推火箭点火和一、二级级间分离，结束一级飞行；

一级回收步骤：一级飞行控制器监测到总线上主站丢失，自动切换为主站，接管总线控制，并执行回收段流程控制；

二级飞行步骤：二级飞行控制器开出二级发动机点火，二级飞行控制器继续接受二级组合导航数据；飞行器飞行到预定位置，满足二级发动机关机条件后，主飞行控制器开出二级关机指令；

载荷分离步骤：二级发动机关机后，二级飞行控制器控制姿控发动机精确调整飞行器姿态，到达入轨条件后开出有效载荷分离指令；

二级回收步骤：载荷分离后，二级飞行控制器控制姿控动力装置进行姿态调整，然后再次控制二级发动机点火；实施回收程序。

相比现有技术，本公开的有益效果在于：

本公开的技术方案包括了多级***，每级***的每个节点均可连接独立的主站，备用的主站检测到其优先的主站无信息反馈，可启动以便接管控制，实现了分离后，各部分依然可以独立完成工作。从而为分离后的飞行器的回收提供了条件。

本公开的电气***总线采用高速实时双冗余以太网总线体制，支持总线主从在线切换，下面级分离后能自主切换总线主控制器，接管总线控制，通讯速率最大可达1000Mbps/s，具有高带宽、高速率、高可靠、易移植、低成本的特点，能够很好满足可回收运载火箭的总线技术需求。

本公开的电气***在火箭各级均配备飞行控制器和导航装置，各级***独立供电，未分离前由上面级飞行控制器控制火箭飞行，分离后上面级由飞行控制器控制继续飞行，下面级转为由本级飞行控制器控制完成回收，从而解决传统火箭电气***架构组成不适应可回收运载火箭需求的问题。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1为本公开的冗余***示意图；

图2为本公开的飞行器冗余***示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。

实施例一：

参见附图1，本公开提供了一种适用于可回收运载火箭的低成本电气***，包括多级***，每级***均包括第一总线、第二总线、若干节点，每个节点均同时与所述第一总线及所述第二总线连接；相邻两级***的第一总线借由分离连接器相互连接；相邻两级***的第二总线借由分离连接器相互连接；各节点之间的同步数据交换周期性发生，即各所述节点之间以固定时间间隔进行同步数据交换。

本实施例中，第一总线与各节点之间构成第一网络，第二总线与各节点之间构成第二网络，当第一网络出现故障时，各节点将自动选择第二网络继续工作；同理当第二网络出现故障时，各节点将自动选择第一网络继续工作；第一网络和第二网络互为冗余。同理，本实施例中，多级***借由第一总线和第二总线互为冗余。

本实施例中冗余***为高速实时双网冗余以太网总线体制，双网冗余是指***中有两个独立的网络，当一个网络出现故障，另一个网络依然可以工作。双网冗余是一种物理介质的冗余，对于每个节点，都有两个网络接口。

参照图1，各所述节点通过第一总线与第一交换器(HUB1)相互连接；同时各所述节点通过第二总线与第二交换器(HUB2)相互连接。本实施例中，每个节点可分别连接独立的主站；总线最多可接240个节点，可配置多个主站，其中一个处于活动状态，其他的主站处于备用状态，当主站主通讯接口故障，则立即切换到备用通讯口。

利用本实施例的低成本电气***，相邻两级***的第二总线借由分离连接器相互连接；在实际应用中，当分离连接器将一级***和二级***分类后，由于两级***都至少包含一个主站(飞行控制器、组合导航装置等)，备用的主站检测到其优先的主站已经无信息反馈，即可以迅速启动以便接管控制，实现了分离后，各部分依然可以独立完成工作的技术效果，为分离后的飞行器的回收提供了条件。

实施例二：

一种适用于可回收运载火箭的低成本电气***，包括上述冗余***；每级***均通过各节点连接有飞行控制器、组合导航装置、伺服机构以及配电器；有且仅有任意一级飞行控制器处于工作状态；非工作状态的飞行控制器检测到前一优先序列的飞行控制器通讯截断或故障时，按照序列启动飞行控制器。

本公开的优先序列是指在冗余***中具有多个相同的部件，部件启动是具有序列编码的，例如第一编码部件、第二编码部件、第三编码部件……第三编码部件只有检测到第一编码部件、第二编码部件均处于通讯截断或故障时才会启动。

一种适用于可回收运载火箭的低成本电气***，包括上述冗余***；本实施例中，以在二级火箭的应用为例。

所述多级***包括一级***和二级***；

所述一级***通过各节点连接有一级飞行控制器、一级遥测装置、一级组合导航装置、一级伺服机构以及一级配电器；

所述二级***通过各节点连接有二级飞行控制器、二级遥测装置、二级组合导航装置、二级伺服机构、二级配电室以及姿控动力装置。

一级***和二级***均自成独立完整体系，仅具体功能上存在差异。飞行控制器集成导航解算、姿态控制、时序控制、发动机控制等功能，是整个火箭的控制核心。组合导航装置采用卫星导航定位和惯性导航复合方式，提供高精度组合导航信息，供飞行控制器导航计算使用。

本实施例中，利用上述冗余***，可使得一级***和二级***的飞行控制器和组合导航装置互为备份；

当所述一级飞行控制器或所述二级飞行控制器处于工作状态；所述二级飞行控制器或所述一级飞行控制器检测到所述一级飞行控制器或所述二级飞行控制器通讯截断或故障时，启动所述二级飞行控制器或所述一级飞行控制器。

同理，当所述一级组合导航装置器或所述二级组合导航装置处于工作状态；所述二级组合导航装置或所述一级组合导航装置检测到所述一级组合导航装置或所述二级组合导航装置通讯截断或故障时，启动所述二级组合导航装置或所述一级组合导航装置。

在优选的实施方案中，所述一级伺服机构包含4个作动器。一级伺服机构为电动伺服体制，采用“一拖四”形式，通过四个喷管的单自由度摆动实现全箭的俯仰、偏航和滚动三通道控制。

所述二级伺服机构包含2个作动器及与所述第一总线及第二总线连接的姿控动力装置。二级采用“一拖二”形式，与二级姿控动力装置共同实现全箭的三通道控制。

所述多级***共包括N级***，N≥3。本公开可应用于多级火箭中，例如，当应用于三级火箭时，所述N＝3；

飞行器各级电气***设计上均保证能够实现可回收的使用要求，各级均配备供配电、飞行控制器、导航装置等，使得各级在分离后电气***均自成独立闭合的***，能够控制本级按照预定的轨迹飞行。

本实施例中，采用上述冗余***运用了高速实时双冗余以太网总线体质，具有高带宽、高实时、高可靠、低成本、易扩展等优点。各级分离前，上面级飞行控制器作为总线主控制器，向总线上其他从设备发送控制指令，控制整个火箭的飞行。各级分离后，下面级飞行控制器自主切换为主控制器，控制自身继续飞行，控制本级飞行器完成回收。

实施例三：

本实施所述的飞行器包括了上述飞行器冗余***，另外所述飞行器还应当包括载荷装置，连接所述载荷装置与所述二级***的第二分离连接器、连接所述一级***的脱落连接器。脱落连接器实现了一级***与地面平台的连接。

值得注意的是，一级组合导航装置及二级导航装置中，均包含卫星导航模块、惯性导航模块及速率陀螺模块，并通过卫导天线实现外部感知。保障在每一级分离后，均能利用本级的组合导航装置进行定位导航，从而实现回收。并且组合导航装置采用卫星导航定位和惯性导航复合方式，提供高精度组合导航信息，供飞行控制器导航计算使用。

一级配电器与二级配电器均包含了配电模块及点火模块，配电器主要由电池提供电力。并且各级电池和配电器完成本级飞行器的独立供电、配电，电池采用成熟的可充电高密度锂电池方案，能够适应火箭高温、低温和力学环境，便于回收后重复使用。

一级遥测装置与二级遥测装置均包含采编模块及发射模块，采编模块主要通过传感器和变换器获取数据，而发射模块可以通过遥测天线与外部交换数据。两级均配置遥测装置，可采集本级飞行器上遥测参数，编码后通过遥测天线下发。采用控制和测量融合设计，共用总线，有效减少电池、连接器、电缆数量，减少电气***重量，增加火箭有效载荷。

一级飞行控制器及二级飞行控制器均包含有导航解算模块，姿态控制模块，时序控制模块，发动机控制模块，发动机控制模块与发动机连接。一级飞行控制器和二级飞行控制器中存放着不同的控制方法，从而实现各级飞行器的预定功能并实现回收。飞行控制器集成导航解算、姿态控制、时序控制、发动机控制等功能，是整个火箭的控制核心。

值得注意的是飞行器包含但不限于火箭，例如飞机、导弹等。本公开优选采用火箭装载该冗余***。采用该架构的火箭两级均支持回收，该架构也可方便用于并联捆绑、多级串联形式的可回收火箭。

现对火箭的工作方法说明如下：

火箭飞行过程中电气***工作包括一级飞行段、一级回收飞行段、二级飞行段、星箭分离段和二级回收飞行段，以发射主令为飞行零点。

一级飞行段：火箭一级发动机点火起飞后，箭上所有电池经由各级配电器向箭上设备供电；二级飞行控制器作为总线主站对总线进行调度，实时接收组合导航数据，计算一级伺服控制指令，伺服机构驱动火箭发动机喷管，对推力矢量和火箭姿态进行控制，控制一级飞行段飞行；一级遥测装置对传感器信息进行采集，编码后通过发射机、遥测天线下发；当满足一、二级分离条件后，主飞行控制器开出一级反推火箭点火和一、二级级间分离，结束一级飞行。

一级回收飞行段：火箭一、二级分离后，一级转入回收段飞行，此时一级飞行控制器监测到总线上主站丢失，自动切换为主站，接管总线控制，并执行回收段流程控制；一级飞行控制器实时接收一级组合导航数据，计算伺服控制指令和火箭推力指令等，对火箭的姿态、位置、推力等进行控制，控制一级按照预定的轨迹降落到回收点；一级着陆后一级飞行控制器控制火箭一级发动机关机、断开供电，完成一级回收。

二级飞行段：火箭一、二级分离后，二级飞行控制器开出二级发动机点火，火箭进入二级飞行段，开始二级飞行控制；二级飞行控制器继续接受二级组合导航数据，输出控制指令给二级伺服机构和姿控动力装置，实现火箭的推力矢量和姿态控制；火箭飞行到预定位置，满足二级发动机关机条件后，主飞行控制器开出二级关机指令，结束二级有动力飞行段。

星箭分离飞行段：二级发动机关机后，火箭进入星箭分离飞行段；二级飞行控制器控制姿控发动机精确调整火箭姿态，到达入轨条件后开出有效载荷分离指令，有效载荷入轨。

二级回收飞行段：星箭分离后，二级飞行控制器控制姿控动力装置进行姿态调整，完成离轨控制，然后再次控制二级发动机点火；二级飞行控制器继续接受二级组合导航数据，控制火箭的推力矢量和姿态，实施回收程序；二级着陆后二级飞行控制器控制火箭二级发动机关机、断开供电，完成二级回收。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例/方式”、“一些实施例/方式”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例/方式或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本申请的至少一个实施例/方式或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例/方式或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例/方式或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例/方式或示例以及不同实施例/方式或示例的特征进行结合和组合。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (9)

1.一种适用于可回收运载火箭的电气***，其特征在于：包括多级***，每级***均包括第一总线、第二总线、若干节点，每个节点均同时与所述第一总线及所述第二总线连接；

相邻两级***的第一总线经由分离连接器相互连接；相邻两级***的第二总线经由分离连接器相互连接；

各所述节点之间以固定时间间隔进行同步数据交换。

2.如权利要求1所述的一种适用于可回收运载火箭的电气***，其特征在于：各所述节点通过第一总线与第一交换器相互连接；同时各所述节点通过第二总线与第二交换器相互连接。

3.如权利要求2所述的一种适用于可回收运载火箭的电气***，其特征在于：各所述节点经由接口选择器与第一总线和第二总线连接。

4.一种适用于可回收运载火箭的电气***，其特征在于：包括权利要求1-3任一项所述的电气***；每级电气***均通过各节点连接有飞行控制器、组合导航装置、伺服机构以及配电器；

有且仅有任意一级飞行控制器处于总线主站工作状态；从站工作状态的飞行控制器检测到当前主站通讯截断或故障时，自动切换为总线主站工作状态。

5.根据权利要求4所述的一种适用于可回收运载火箭的电气***，其特征在于：所述多级***包含一级***及二级***，一级***的伺服机构包含4个作动器，二级***的伺服机构包含2个作动器。

6.根据权利要求4所述的一种适用于可回收运载火箭的电气***，其特征在于：所述多级***包含一级***及二级***，所述二级***通过节点连接有姿控动力装置。

7.根据权利要求4-6任意一项所述的一种适用于可回收运载火箭的电气***，其特征在于：各级所述***还具有遥测装置，所述遥测装置包含采编模块及发射模块。

8.一种采用该电气***的可回收运载火箭，包含如权利要求5-7任意一项所述，其特征在于：还包括连接所述载荷装置与所述二级***的分离连接器、连接所述一级***的脱落连接器。

9.一种应用于如权利要求8所述运载火箭，其特征在于包含以下步骤：

一级飞行步骤：火箭一级发动机点火起飞后，二级飞行控制器作为总线主站对总线进行调度控制一级飞行段飞行；一级遥测装置对传感器信息进行采集；当满足一、二级分离条件后，二级飞行控制器发出命令，一级反推火箭点火和一、二级级间分离，结束一级飞行；

一级回收步骤：一级飞行控制器监测到总线上主站丢失，自动切换为主站，接管总线控制，并执行回收段流程控制；

二级飞行步骤：二级飞行控制器开出二级发动机点火，二级飞行控制器继续接受二级组合导航数据；飞行器飞行到预定位置，满足二级发动机关机条件后，主飞行控制器开出二级关机指令；

载荷分离步骤：二级发动机关机后，二级飞行控制器控制姿控发动机精确调整飞行器姿态，到达入轨条件后开出有效载荷分离指令；

二级回收步骤：载荷分离后，二级飞行控制器控制姿控动力装置进行姿态调整，然后再次控制二级发动机点火；实施回收程序。