阅读说明：本技术 火箭电气系统及其控制方法 (Rocket electrical system and control method thereof ) 是由 彭小波 漆光平 王硕 朴胜志 于 2020-06-15 设计创作，主要内容包括：本发明涉及航空航天技术领域,具体涉及一种火箭电气系统及其控制方法。一种火箭电气系统,包括：对应每一级设置的子电气系统；实现不同级间的所述子电气系统通信连接的总线；其中,所述子电气系统包括：接收级间信号的主计算机；与所述主计算机通信连接的电源以及终端设备；连接在所述主计算机与所述终端设备间的电器控制总成；以及实现所述子电气系统内部通信连接的级内总线。本发明中将火箭总的电气系统分设成若干子电气系统,并将若干子电气系统以集中－分布式设置的方式分布在火箭的每一舱段中,不同的子电气系统以通信总线互联,初步解决电气总系统过于集中导致的电气网络复杂以及稳定性差的问题。(The invention relates to the technical field of aerospace, in particular to a rocket electrical system and a control method thereof. A rocket electrical system comprising: a sub-electrical system provided corresponding to each stage; a bus enabling the sub-electrical system communication connections between different levels; wherein the sub-electrical system comprises: a host computer receiving the inter-stage signal; a power supply and a terminal device communicatively connected to the host computer; an electric appliance control assembly connected between the main computer and the terminal equipment; and an intra-level bus that enables communication connections within the sub-electrical system. According to the invention, the general electric system of the rocket is divided into a plurality of sub-electric systems, the sub-electric systems are distributed in each cabin section of the rocket in a centralized-distributed arrangement mode, and different sub-electric systems are interconnected through a communication bus, so that the problems of complex electric network and poor stability caused by over-centralized electric system are primarily solved.)

火箭电气系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种火箭电气系统及其控制方法。

背景技术

现有的运载火箭电气系统的架构主要为集中式，具有统一的计算、控制、信息交互的中心，一旦中心控制器失效，将导致火箭的全箭故障，飞行失利，可靠性有待提高。由于过度集中，导致全箭的电缆网十分复杂，电缆绕线路径不优，笨重。

为了解决上述问题，专利CN110988564A公开了一种分部段火箭电器系统，包括：对应设置在火箭各个舱段内的多级电气系统；每一级电气系统均包括电池、控制设备和执行设备；各级电气系统的控制设备之间通过总线通信连接。其将整个电气系统分布式的设置在不同的舱段中，解决了集中式布置电气系统带来的稳定性差和网络复杂的问题。

但是，现有的电器设备功能较为单一，分布式布置时需要的电气设备数量较多，会导致系统拓扑复杂，仍较为笨重，对运载能力造成了一定的负面影响。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中火箭电器系统结构复杂的缺陷，从而提供一种火箭电气系统及其控制方法。

为了解决上述问题，本发明提供了一种火箭电气系统，包括：对应每一级设置的子电气系统；实现不同级间的所述子电气系统通信连接的总线；其中，所述子电气系统包括：接收级间信号的主计算机；与所述主计算机通信连接的电源以及终端设备；连接在所述主计算机与所述终端设备间的电器控制总成；以及实现所述子电气系统内部通信连接的级内总线。

进一步地，所述电器控制总成包括配电模块、电源模块和主控模块，所述配电模块、电源模块和主控模块间以所述级内总线互联。

进一步地，所述电器控制总成还包括时序模块、遥测模块、信号采集模块和卫星导航模块中的任一种或几种。

进一步地，所述电器控制总成内采用冗余工作机制。

进一步地，所述电器控制总成内采用二模冗余工作机制。

进一步地，所述二模冗余工作机制为主备份机制，其中的备份为热备份。

进一步地，所述电器控制总成内采用三模及以上冗余机制，所述三模及以上冗余机制采用少数服从多数的表决机制。

进一步地，所述级内总线设置为至少两套。

进一步地，所述总线和所述级内总线均为交换式通信总线。

进一步地，各级间随机上电后以竞争方式的顺序逐级建立通信连接。

进一步地，每一级上还设置有箭地接口。

本发明还提供了一种控制方法，包括：获取供电指令；

地面电力设备连接箭地接口，建立箭地通信；

获取地面指令，所述地面指令包括配电指令和断电指令；

判断所述地面指令是否为配电指令；

若是，经总线和级内总线以接力方式逐级发送配电指令，电源模块为各支路上的电器元件供电，终端设备与主计算机间建立通信连接；

判断所述地面指令是否为断电指令；

若是，电源模块停止为电器元件供电。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明中的火箭电气系统包括：对应每一级设置的子电气系统；实现不同级间的子电气系统通信连接的总线；其中，子电气系统包括：接收级间信号的主计算机；与主计算机通信连接的电源以及终端设备；连接在主计算机与终端设备间的电器控制总成；以及实现子电气系统内部通信连接的级内总线。

本发明中将火箭总的电气系统分设呈若干子电气系统，并将若干子电气系统以集中－分布式设置的方式分布在火箭的每一舱级中，不同的子电气系统间以通信总线互联，初步解决电气总系统过于集中导致的电器网络复杂以及稳定性差的问题。

进一步地，本发明中在每一子电气系统内均设置一个电气控制总成，电器控制总成内集成了多种电器元件的基本功能，免去了为实现不同的控制功能设置多个电器设备导致舱段内电器设备数量过多，影响运载力的问题。

2.本发明中的火箭电气系统中电器控制总成内采用冗余工作机制，冗余工作机制在其中一套系统发生故障时，还存在具有后备系统以来保证电器控制总成的工作稳定性，进而也提高整个火箭电气系统工作的稳定性。

3.本发明中的火箭电气系统中二模冗余工作机制为主备份机制，其中的备份为热备份，热备份系统在主系统工作的同时，其同样处于待机启动状态，以便在主系统发生故障时，能以最短的时间接替主系统的工作，最大化降低故障带来的影响。

4.本发明中的火箭电气系统中级内总线设置为至少两套，保证至少一套处于备份待机的状态，以防止单一设置的级内总线出现故障时，导致通信中断的问题。

5.本发明中的火箭电气系统中各级间随机上电后以竞争方式的顺序逐级建立通信连接，此传输模式，保证了不相邻的设备间不直接通信，降低了级内通信总线的长度以及各设备间连接扩展的灵活性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明

具体实施方式

或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，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。

图1为本发明提供的实施例1中的火箭电气系统分布式架构图；

图2为本发明提供的实施例1中的火箭电气系统分布式供电图；

图3为本发明提供的实施例1中的电器控制总成的结构示意图；

图4为本发明提供的实施例1中的二冗余主备模式的结构示意图；

图5为本发明提供的实施例1中的三冗余表决模式的结构示意图；

图6为本发明提供的实施例2中的火箭电气系统的控制方法的流程图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，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，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

实施例1

如图1和图2所示，为本实施例提供的一种火箭电气系统，其应用于多级火箭上。

多级火箭是由数级火箭子级组合而成的运载工具。每一级都装有发动机与燃料，目的是为了提高火箭的连续飞行能力与最终速度。从尾部最初一级开始，每级火箭燃料用完后自动脱落，同时下一级火箭发动机开始工作，使飞行器继续加速前进。

本实施例中针对多级火箭的电气系统，在火箭的每一级中均设置的子电气系统，并通过总线实现不同级间的子电气系统的通信连接，相比于将现有技术中的大部分电气系统集中在核心舱段的方式，本实施例中将整个电气系统以子电气系统集中－分布式的布置在各级舱段内，以解决电气系统过于集中导致的结构复杂以及不稳定性的问题。

如图1中的示出，子电气系统包括：接收级间信号的主计算机；与主计算机通信连接的电源以及终端设备；连接在主计算机与终端设备间的电器控制总成；以及实现子电气系统内部通信连接的级内总线。

需要阐述的是，主计算机是网络中承担数据处理的计算机系统。它具有完成批处理(实时或交互分时)能力的硬件和操作系统，并具有相应的接口。根据设备终端的控制要求，主计算机可直接和终端设备间通过级内总线通信以实现控制，还可通过电器控制总成间接与终端设备间实现通信。在通过电器控制总成间接与设备终端间实现通信时，主计算机先通过级内总线与电器控制总成间实现通信连接，后电器控制总成在与设备终端间通过级内总线实现通信连接。

本实施例中的每一个子电气系统中均包含有电源，电源为具有蓄电功能的电池，以满足全箭的分布式供电的需求，而分布式供电的方式，保证了火箭的每一级中均具有独立的电源，其大大缩短了电源到主计算机、电器控制总成和终端设备间的连接线路的长度，缩短了供电路径，使全箭的电缆网减重显著。

进一步地，在火箭每一级的舱体上设计有箭地接口，相应地，地面上分布式的设置有相应的供电设备。供电设备在火箭的测试阶段时，可直接对全箭进行供电。在火箭起飞前的准备阶段，可对电源进行充电，为全箭存储电能。在火箭起飞前准备工作完毕后，断开箭地接口连接，转换为电池供电。

图2中示出了分布式供电的具体架构，其包括有芯一级、芯二级、助推一和助推二。当然在不同的实施方式中，多级火箭可以是串联式的、并联式的或串并联式的。串联就是将多个火箭通过级间连接/分离机构连成一串，第一子级在最底下先工作，工作完毕后通过连接/分离机构被抛弃掉，接着，其上面级火箭依次工作并被依次抛弃，直到有效载荷进入预定飞行轨道。并联就是将多个火箭并排地连接在一起，芯级外的各子级工作完毕后被依次抛弃，芯级再分离，直至有效载荷进入飞行轨道。以这种方式连接的多级火箭又称为捆绑式火箭。如果芯级火箭本身是串联式多级火箭，这种形式就是串并联。常用的形式是串联和串并联，上述形式中的多级火箭均能采用本实施例中的分布式供电方式。

在本实施例中，以芯二级中的供电方式为例，电池通过电源线与二级主计算机电连接，在二级主计算机的配电管理作用下，电池中的电能一部分被直接分配给各终端设备，如图2中示出的A1、A2…An等，一部分经过二级电器控制总成分配给终端设备B1、B2…Bn等，从而实现对芯二级内的终端设备和主计算机以及电器控制总成的供电。相应的图2中示出的芯一级、助推一和助推二内各自的供电方式与芯二级相同，在此不再一一赘述。还需要的说明的是，在使用箭地接口进行供电时，箭地接口处的线路与每一级内的主计算机电连接，然后进行电能的分配管理以实现供电。

在火箭电气系统中除了供电系统，还包含相应的通信系统，附图1中示出了通信系统结构的集中－分布架构。此同样以由芯一级、芯二级、助推一、二和助推三、四组成的部分箭体结构进行说明。

通信系统主要包括级内通信和各级间的通信，如上述，在各级间通信时，采用总线进行通信连接，在每一级内采用级内总线进行连接。本实施例中的总线和级内总线均为交换式总线，以保证级间的连接关系简单、跨舱信号少，大幅减少级间连接器的数量。本实施例中的总线的连接方式如下，与外界连接的总线接收到对火箭的控制指令，并通过总线传递给二级主计算机，二级主计算机根据相关的指令分别与终端设备和二级电器控制总成建立相互间的通信连接。具体地，二级主计算机直接与A1、A2…An等终端设备建立相互的通信连接，以及通过电器控制总成与B1、B2…Bn等间接建立通信连接，自此完成子电气系统内的通信连接。二级电器控制总成继续将相关的指令分别传输到一级主计算机、助推一主计算机和助推二主计算机，一级主计算机、助推一主计算机和助推二主计算机依靠级内总线与相应级中的终端设备间建立通信连接，建立的方式与二级主计算机相同。基于上述电气系统的布置下，再进行相关的通信网络的建设，以实现全箭通信，同时，基于上述的连接方式，保证了不相邻的设备间不直接通信，降低了级内通信总线的长度以及各设备间连接扩展的灵活性。

进一步地，本实施例中的级内总线为两套，保证在建立通信连接时，其中一套作为备份使用，以防止单一设置的级内总线发生故障时，导致箭内通信中断的问题。

在其他的一些实施方式中，上述总线的数量同样可为三套甚至更多，其根据火箭飞行过程中的使用需求进行决定。

为了解决为实现不同的控制功能导致的舱段内的电器设备数量过多的问题，本实施例中采用了具备多种功能的电器控制总成。如图3中的示出，电器控制总成包括配电模块、电源模块、主控模块、时序模块、遥测模块、信号采集模块和卫星导航模块，各模块间以级内总线，通常采用VPX总线实现通信连接。电器控制总成可以对供电、通信、计算资源、控制资源、测量、安全控制、无线通信等进行统一管理，采集输入信息，输出控制指令，伺服或调姿系统执行动作，形成局部的集中控制。

其中，配电模块、电源模块、主控模块作为基本模块，在一些实施方式中，电器控制总成可仅包含配电模块、电源模块和主控模块。

时序模块、遥测模块、信号采集模块和卫星导航模块作为可选的模块，在其他的一些实施方式中可根据火箭自身的需求增加对应的模块功能。

如图4所示，本实施例中的电器控制总成内采用冗余工作机制，具体为二模冗余工作机制。二模冗余工作机制为主备份机制，其中的备份为热备份。热备份系统在主系统工作的同时，其同样处于待机启动状态，以便在主系统发生故障时，减少切换时间，能以最短的时间接替主系统的工作，最大化降低故障带来的影响。

当然在其他的一些实施方式中，电器控制总成内还可以采用三模及以上冗余机制，三模及以上冗余机制采用服从多数的表决机制。如图5中示出了一种三模表决机制，具体地，冗余工作机制为“三取二”表决机制，三模处理器通过信息交互实现。当出现故障时，少数服从多数，表决后输出结果。允许故障部分重启，提高鲁棒性；当故障不可恢复时，允许采用降级的办法，对冗余进行降级，由三冗余降级为二冗余，切换至主备工作模式。若主备工作模式，再出现永久性故障，降级为单模。因此，对于三重冗余系统，同一环节中只要不同时出现两个冗余模块错误，系统就能掩蔽掉故障模块的错误，保证其正确输出。如图5中所示，三个CPU间均是独立工作的，因此两个CPU同时出现问题的概率极小，可大大提高电器控制总成的可靠性。

实施例2

如图6所示，为本实施例提供的一种火箭电气系统的控制方法，包括：

获取供电指令，供电指令是地面控制室在进行火箭测试或者发射工作时发出的向火箭箭体通电的命令；

地面电力设备连接箭地接口，主计算机在地面电力设备的供电下开始启动工作，同时经过箭地接口与地面控制室间建立通信连接；

获取地面指令，地面控制室经箭地接口处的通信总线向主计算机发送地面指令。地面指令包括配电指令和断电指令；

主计算机判断地面指令是否为配电指令；

若是，经总线和级内总线以接力方式逐级发送配电指令，电源模块为各支路上的电器元件供电，终端设备与主计算机间建立通信连接；上述中的电器元件包括级内的主计算机、电器控制总成以及连接在主计算机和电器控制总成上的终端设备，在主计算机以及电器控制总成内均设置有配电模块，以便实现对不同终端设备的供电管理。

在配电完成后，主计算机、电器控制总成、终端设备正常工作，进一步地实现箭内通信网络的建立，从而保证全箭进入正常的工作状态。

在全箭进入正常工作状态后，主计算机在持续监测相关的地面指令，当判断地面指令是否为断电指令；若是，电源模块停止为电器元件供电。

当火箭在发射的过程中，不同的级在完成其推力使命后从主箭体上脱落，这时，可通过向相应级内的主计算机发送断电指令，使其在脱后，级内部分电器元件处于断电状态，防止在下落的过程中，造成电器元件的损坏，以便脱落舱体的回收利用。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。