RU2684979C1

RU2684979C1 - Устройство управления стендовыми испытаниями изделий ракетно-космической техники

Info

Publication number: RU2684979C1
Application number: RU2018104656A
Authority: RU
Inventors: Валерий Вячеславович Милютин; Вадим Александрович Лисейкин; Андрей Викторович Калита; Людмила Александровна Гордеева; Михаил Сергеевич Тегин
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью "Компекс-Т"
Priority date: 2018-02-07
Filing date: 2018-02-07
Publication date: 2019-04-16

Abstract

Изобретение относится к области автоматизации технологических процессов при подготовке и проведении наземных стендовых испытаний изделий ракетно-космической техники. Устройство состоит из четырех контроллеров, связанных с вычислительными сетями оперативного управления и синхронизации и обмена. Контроллеры обеспечивают резервированную реализацию программы управления испытаниями, для чего в них реализуется процедура выравнивания оперативных данных через интерфейсы SpaceWire, кольцом соединяющие контроллеры. Прием информации с объекта управления и выдача на него управляющих сигналов выполняется черед адаптеры SpaceWire в устройствах ввода-ввода дискретных и аналоговых сигналов. Четвертый контроллер реализует при подготовке испытаний программу имитации работы объекта управления, посредством интерфейса CAN, управляя набором унифицированных эквивалентов датчиков различного типа, в том числе индуктивных датчиков перемещения, и обеспечивая выдачу сигналов имитации дискретных датчиков. Устройство обеспечивает повышение надежности проведения испытаний более полной проверкой функционирования системы управления. 1 ил.

Description

Изобретение относится к области автоматизации технологических процессов при подготовке и проведении наземных испытаний ракет-носителей, двигательных установок и их элементов на специальных стендах.

Характерной особенностью современных стендовых испытаний изделий ракетно-космической техники (РКТ) является высокий уровень автоматизации технологических процессов, который обеспечивается большим количеством алгоритмов управления и контроля, их возрастающей сложностью. При этом алгоритмы управления системами изделия также являются объектом испытаний. Надёжность систем управления этими испытаниями и безошибочная реализация указанных алгоритмов во многом определяет качество и безопасность отработки на стенде изделий РКТ. Значительная часть аварийных исходов испытаний изделий РКТ (например, новой ракеты-носителя Союз 2-1в с двигателем НК-33) случается из-за не выявленных при подготовке испытаний ошибок в программном обеспечении систем управления этими испытаниями. Это говорит в первую очередь о несовершенстве методического комплекса проведения предпусковых проверок и недостаточной их автоматизации.

Известно устройство управления стендовыми испытаниями РКТ, описанное как локальное устройство управления в патенте на изобретение №2434259 от 20.08.2010 г. под названием «Автоматизированная резервированная система управления стендом для испытаний ракетно-космической техники». Оно содержит три контроллера, в которых первые и вторые входы-выходы подключены соответственно к вычислительной сети оперативного управления и к вычислительной сети синхронизации и обмена, третий вход-выход первого контроллера соединён с четвёртым входом-выходом третьего контроллера, третий вход-выход которого соединён с четвёртым входом-выходом первого контроллера, пятые входы-выходы первого, второго и третьего контроллеров соединены соответственно через первый, второй и третий адаптеры Space Wire с первым, вторым и третьим входами-выходами устройства ввода-вывода дискретных сигналов, шестые входы-выходы первого, второго и третьего контроллеров соединены соответственно через четвертый, пятый и шестой адаптеры SpaceWire с первым, вторым и третьим входами-выходами устройства ввода-вывода аналоговых сигналов.

Недостатком данного устройства является отсутствие развитых средств имитации автоматики изделия и его функционирования при предпусковых проверках системы управления стендом. Принятая методика проверки системы управления с помощью специально разработанных для каждого изделия его эквивалентов не обеспечивает высокой степени автоматизации и, соответственно, достаточной полноты тестирования системы управления. Такие эквиваленты требуют участия оператора, что бывает не безопасно. Например, при отработке объединённой двигательной установки орбитального корабля «Буран» такой эквивалент размещался непосредственно в огневом боксе стенда у изделия, что не обеспечивает комфортных условий работы оператора эквивалента и потому чревато его ошибками. Такой эквивалент требует его доработок при внесении изменений в изделии, что снижает качество эквивалента.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении надежности проведения испытаний изделий РКТ.

Это достигается тем, что в состав известного устройства управления стендовыми испытаниями изделий ракетно-космической техники, содержащего три контроллера, в которых первые и вторые входы-выходы подключены соответственно к вычислительной сети оперативного управления и вычислительной сети синхронизации и обмена, третий вход-выход первого контроллера соединён с четвёртым входом-выходом третьего контроллера, третий вход-выход которого соединён с четвёртым входом-выходом второго контроллера, третий вход-выход которого соединён с четвёртым входом-выходом первого контроллера, пятые входы-выходы первого, второго и третьего контроллеров соединены соответственно через первый, второй и третий адаптеры SpaceWire с первым, вторым и третьим входами-выходами устройства ввода-вывода дискретных сигналов, шестые входы-выходы первого, второго и третьего контроллеров соединены соответственно через четвёртый, пятый и шестой адаптеры SpaceWire с первым, вторым и третьим входами-выходами устройства ввода-вывода аналоговых сигналов, введены наборы эквивалентов датчиков тока и напряжения, частотных сигналов и потенциометрического типа, эквивалент индуктивного датчика перемещения и четвёртый контроллер, подключенный первым входом-выходом к вычислительной сети оперативного управления, вторым входом-выходом - к вычислительной сети синхронизации и обмена, третьим входом-выходом - по интерфейсу CAN к четвёртому входу-выходу устройства ввода-вывода дискретных сигналов и входам-выходам наборов эквивалентов датчиков тока и напряжения, частотных сигналов и потенциометрического типа, один из которых соединён с эквивалентом индуктивного датчика перемещения, содержащим три трансформатора, первичная обмотка первого из которых подключена при проверках к частотному выходу устройства ввода-вывода аналоговых сигналов, первичная обмотка второго трансформатора подключена к одному крайнему и среднему выводам потенциометра, первичная обмотка третьего трансформатора подключена к другому крайнему и среднему выводам потенциометра, а вторичные обмотки второго и третьего трансформаторов и выходы остальных эквивалентов датчиков подключаются при проверках системы управления стендом к заданным входам устройства ввода-вывода аналоговых сигналов.

На рисунке представлена схема устройства управления стендовыми испытаниями изделий ракетно-космической техники.

Устройство содержит первый 1, второй 2, третий 3 и четвёртый 4 контроллеры, первые входы-выходы которых соединены с вычислительной сетью оперативного управления 5, а вторые - с вычислительной сетью синхронизации и обмена 6, которая обеспечивает единое время в системе управления стендом с использованием сигналов ГЛОНАСС и обмен командами и информацией между устройствами управления. Первый 1, второй 2 и третий 3 контроллеры служат для резервированного исполнения заданной программы управления испытаниями. Для синхронизации их работы они соединены друг с другом по кольцевой схеме через третьи и четвёртые входы-выходы интерфейсом SpaceWire. Пятые входы-выходы первого 1, второго 2 и третьего 3 контроллеров подключены соответственно через первый 7-1, второй 7-2 и третий 7-3 адаптеры Space Wire к первому, второму и третьему входу-выходу устройства ввода-вывода дискретных сигналов 8. Шестые входы-выходы первого 1, второго 2 и третьего 3 контроллеров подключены соответственно через четвертый 9-1, пятый 9-2 и шестой 9-3 адаптеры SpaceWire к первому, второму и третьему входам-выходам устройства ввода-вывода аналоговых сигналов 10. Третий вход-выход четвёртого контроллера 4 с интерфейсом CAN соединён с четвёртым входом-выходом устройства ввода-вывода дискретных сигналов 8 и наборами эквивалентов датчиков тока и напряжения 11-1…11-N, частотных сигналов 12-1…12-М и потенциометрического типа 13-1…13-S. Потенциометр эквивалента 13-S соединён с эквивалентом индуктивного датчика перемещений 14, содержащим первый, 14-1, второй 14-2 и третий 14-3 трансформаторы, первый 14-1 из которых запитывается при проверках напряжением с частотой 2000 Гц с выхода устройства ввода-вывода аналоговых сигналов 10 и запитывает потенциометр эквивалента 13-S. Первичная обмотка второго трансформатора 14-2 подключена к одной части потенциометра, первичная обмотка третьего трансформатора 14-3 подключена к другой части потенциометра. Выходы всех эквивалентов подключаются при проверках ко входам устройства ввода-вывода аналоговых сигналов 10 согласно заданию на испытание.

Программа управления испытанием загружается в контроллеры 1, 2 и 3 с компьютеров, подключенных к вычислительной сети оперативного управления 5. Аналогично в контроллер 4 загружается программа имитации объекта управления, используемая при поверках реализации программы управления. Управляющие контроллеры 1, 2 и 3 работают с тактом 10-20 мс. В каждом такте по интерфейсам обмена между контроллерами 1, 2 и 3 производится обмен оперативными данными и их выравнивание мажоритированием. В устройстве ввода-вывода дискретных сигналов 8 также производится мажоритирование подаваемых через адаптеры Space Wire на исполнительные органы команд и реализуется защита от выхода из строя одного из контроллеров 1, 2, 3. Выравнивание аналоговой информации, передаваемой из контроллеров 1, 2 и 3 через адаптеры Space Wire 9-1, 9-2 и 9-3 в устройство ввода-вывода аналоговых сигналов 10, осуществляется обычно по заданной в программе испытаний процедуре, используя прогнозируемые установки их значений. Дискретные сигналы, поступающие в контроллеры 1, 2 и 3 из устройства ввода-ввода дискретных сигналов 8 через адаптеры Space Wire 7-1, 7-2 и 7-3, также выравниваются в процессе описанного мажоритирования оперативных данных в начале каждого такта работы контроллеров. Разработанная программа имитации для проведения проверок загружается в контроллер 4. Эквиваленты датчиков подключаются к входам устройства ввода-вывода аналоговых сигналов 10. Устройство управления переводится в режим имитации. Задаваемые значения сигналов датчиков передаются из контроллера 4 в их эквиваленты. Количество эквивалентов определяется составом испытываемого изделия. Исполнительные органы при проверках работают на пониженном безопасном напряжении их питания.

Повышение надёжности испытаний изделий ракетно-космической техники обеспечивается более полным объёмом проверок функционирования систем управления, а также корректности задания программы испытания за счёт оснащения их универсальными программируемыми средствами имитации сигналов датчиков. Использование программируемого контроллера имитации позволяет реализовать не только штатные имитационные последовательности сигналов, но и более интеллектуальные модели, основанные на физических процессах с высоким коэффициентом подобия.

Дополнительными достоинствами предлагаемого решения является сокращение времени подготовки испытаний для обеспечения директивных сроков их проведения за счет автоматизации проверок систем управления и обеспечения работы системы управления при проверках в штатной (как при испытании) конфигурации.

Claims

Устройство управления стендовыми испытаниями изделий ракетно-космической техники, содержащее три контроллера, в которых первые и вторые входы-выходы подключены соответственно к вычислительной сети оперативного управления и вычислительной сети синхронизации и обмена, третий вход-выход первого контроллера соединён с четвёртым входом-выходом третьего контроллера, третий вход-выход которого соединён с четвёртым входом-выходом второго контроллера, третий вход-выход которого соединён с четвёртым входом-выходом первого контроллера, пятые входы-выходы первого, второго и третьего контроллеров соединены соответственно через первый, второй и третий адаптеры SpaceWire с первым, вторым и третьим входами-выходами устройства ввода-вывода дискретных сигналов, шестые входы-выходы первого, второго и третьего контроллеров соединены соответственно через четвёртый, пятый и шестой адаптеры SpaceWire с первым, вторым и третьим входами-выходами устройства ввода-вывода аналоговых сигналов, отличающееся тем, что в него введены наборы датчиков тока и напряжения, частотного сигнала и потенциометрического типа, эквивалент индуктивного датчика перемещения и четвёртый контроллер, подключенный первым входом-выходом к вычислительной сети оперативного управления, вторым входом-выходом - к вычислительной сети синхронизации и обмена, третьим входом-выходом - по интерфейсу CAN к четвёртому входу-выходу устройства ввода-вывода дискретных сигналов и входам наборов эквивалентов датчиков тока и напряжения, частотных сигналов и потенциометрического типа, один из которых соединён с эквивалентом индуктивного датчика перемещения, содержащим три трансформатора, первичная обмотка первого из которых подключена при проверках к частотному выходу устройства ввода-вывода аналоговых сигналов, первичная обмотка второго трансформатора подключена к одному крайнему и среднему выводам потенциометра, первичная обмотка третьего трансформатора подключена к другому крайнему и среднему выводам потенциометра, а вторичные обмотки второго и третьего трансформаторов и выходы остальных эквивалентов датчиков подключаются к заданным входам устройства ввода-вывода аналоговых сигналов.