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标题	高温域热加载试验系统可靠性设计探索
范文	摘 要： 以某次高超声飞行器环境试验为背景，为了解决高温?离心复合试验中温度过冲，试验被迫中断的问题，在分析热加载系统结构特点的基础上，从软件、硬件两方面着手，提出两种异常情况设计优化方案，并对两种设计方案进行了试验考核。根据试验结果，对两种设计方案进行讨论，总结其各自适用范围。结果表明，在试验设备出现短期的异常情况或试验条件容许温控指标适当放宽的情况下可以采用软容错设计方案；在系统控制要求较严格的场合，可以选择硬容错设计方案。 关键词： 容错技术； 热加载试验系统； 闭环控制； 高温域 中图分类号： TN911?34； TN92?34 文献标识码： A 文章编号： 1004?373X（2017）06?0126?03 Abstract： Taking the environmental test of a certain high supersonic aircraft as the background and based on analysis of the structural features of the heat loading system， two design optimization schemes involving software and hardware for the abnormal condition are proposed to solve the test interruption problem caused by the temperature overshoot in the high?temperature and centrifuge composite test. The test assessment was carried out for the two design schemes. According to the test results， the two design schemes are discussed， and their application ranges are summarized. The results show that the software fault?tolerant design scheme can be adopted when the short?term abnormal condition of the test equipment appears， or the temperature control index of the test condition can be appropriately relaxed； the hardware fault?tolerant design scheme can be adopted in the occasion that the control requirement of the system is strict. Keywords： fault?tolerant technology； heat loading test system； closed?loop control； high?temperature domain 0 引 言 高超声速飞行器由于其快速、机动性能，已成为世界各军事大国争相研究的重点。与常规武器相比，高超声速飞行具有温度变化快、温度高、升温过程中振动、离心等载荷复合等特点[1?3]。为了准确模拟高超声速飞行器飞行过程中的温度载荷，我国相关研究机构开展了研究工作，温度加载技术方面，中国工程物理研究院鲁亮等针对温度经TPS（Thermal Protection System）后产品响应为控制对象，建立了一套快温变热加载试验系统，利用DDE等技术解决了温度控制参数自适应问题[4]，北京航空航天大学吴大方利用辐射热技术建立了一套温度加载试验系统，研究了辐射灯方式下瞬态高温超过1 000 ℃（150 ℃/s）的温度试验方法[5?6]。中国工程物理研究院李春枝等开展了狭小空间下振动、加速度测量技术研究工作[7]。但针对温度的测量，通常仍采用热电偶技术进行。在某高温?离心复合试验过程中發现，高温环境下叠加力学载荷，对传感器的固定带来较大影响。固定温度传感器的高温胶带在高温及离心载荷影响下粘贴性能出现了退化，如图1所示，造成试验过程中出现温度传感器脱落的现象，导致数据采集值过低，加热输出满载，温度迅速过冲，试验被迫中断的情况。为了解决这一问题，一方面需开展高温环境下传感器固化技术研究，提高了数据采集通道工作可靠性。更重要的是，需要建立具有容错工作模式热加载试验平台，以保证试验任务的圆满完成。本文以高温?离心复合试验为背景，开发了一套具有容错工作模式的热加载试验平台，并为数据采集、加热输出等功能模块设计了冗余硬件，以提高试验可靠性。 1 温度试验加载系统工作原理 系统如图2所示，温控仪表选用岛电科技FP23型智能温控仪。FP23实时采集试验件温度数据，并与提前设定好的目标温度进行比对，根据温度偏差等结合PID参数值计算功率输出，调节给输出调压器，完成热加载功率的压力调节；同时，利用RS 485将温度、偏差等参数传给上位机监控系统，监控系统根据情况进行参数、运行控制等指令的调节。 2 温度试验加载系统容错设计 武器产品在高温试验时，因其可能带有炸药等部件，对环境试验热加载的准确度、可靠性有非常高的要求。这时，一方面就要求环境试验条件加载设备部件具有较好的工作可靠性，另一方面要求其具有好的容错性能[8]。 容错主要指在温度试验过程中实时监控试验设备运行状态，及时对设备故障进行诊断、屏蔽。对试验设备出现的可恢复的瞬时错误，可通过设备重启或设置故障点，从故障点处重新执行，实现对试验设备的现场恢复。当设备出现不可恢复故障或加热升温过程中故障时，在试验设备设计时加入冗余硬件资源，可以保障试验顺利开展。根据可靠性理论[9]，单路温度采集通道的运行故障率为0.1%，则双路运行故障率仅为0.000 1%，提高了试验的可靠性及安全性。 本文利用软件及硬件提出了两种容错方案，并进行了试验比对，最终根据可靠性选择了方案2。 2.1 软件容错设计 对原热加载系统控制闭环进行结构调整[10]，加热功率输出百分比不再由下位机直接控制，而是由监控层软件进行写入。首先，监控系统将备份温控仪表的功率控制信号进行提取、筛选。然后，将得到的功率控制信号分配给原有输出通道寄存器。最后，强制输出给原有温控功率仪表，控制原路输出通道按照备份点输出通道的功率控制信号输出，原理图如图3所示。 2.2 硬件容错设计 对热加载系统控制闭环进行结构重构，为系统增加了一个2选1的输出选择器，输出功率信号不直接传给输出通道SSR，而是将功率信息传递给2选1逻辑选择器，逻辑选择器根据监控层软件选择常用通道或备份通道功率控制信息，如图4所示。 3 系统试验验证 为了保证试验可靠性，本文进行了两种容错工作模式下室温到400 ℃的热加载容错试验验证，见图5、图6。 第一种容错模式下，系统进入容错模式后即出现振荡现象，7 min后温差超过2 ℃，23 min后温差超过5 ℃。说明这种容错模式下无法消除异常情况对系统加热带来的影响，但是系统可以进行短时间内的正常工作。 第二种容错模式下，加热过程中进行了两次输出通道切换，在两次通道切换过程中对备份通道进行了温度干预，发现并未影响主通道温度控制结果，且通道切换正常；在最后一次通道切换后对主通道进行了温度干预，备用通道温度也跟随变化，说明温度通道切换正常，且控制决策正确。 4 结果分析及评价 高温情况下对传感器、粘结剂的性能带来了严峻考验，加上力学扰动因素，容易造成测点、控制点脱落等现象。本文设计容错试验能力验证，试验结果表明，两种容错方式在一定时间范围内均可实现容错功能，但是两种方式效果不同，下面具体分析： （1） 加热输出百分比强制下置容错。这个过程改变了原先控制器的闭环结构，增加了上位机功率传输过程。这一功能主要靠监控层级实现。由于温控仪表控制信号至上位机监控层的数据传输过程，传输的速率越快，控制越精确，但同时会给仪表通信增加负担。若数据传输速率过慢，则控制滞后这一因素无法消除，会引起系统出现振荡。因此，在试验设备出现短期的异常情况，或出现异常情况时试验条件容许温控指标适当放宽的情况下，可以选用该方式。这种容错方式优点是不需停止试验过程，仅可以为试验有限度的继续进行提供支持。 （2） 硬件容错。这一过程，相当于传统控制闭环的重构，并不改变原有的控制系统结构，因此，不会引入时滞误差，因此这种容错方式在设备工作出现异常情况时可以有效可靠地继续工作。但增加了控制选择器等逻辑器件，硬件成本增加、且对输出通道资源会产生浪费。这种方式适用于系统控制要求严格的场合。 5 结 论 为了解决高温?离心复合试验中因出现温度传感器脱落的现象，数据采集值过低，加热输出满载，导致温度迅速过冲，试验被迫中断的问题，从软、硬件角度出发，提出了两种高温域热加载试验系统设计方案，并进行了试验考核。结果表明，在试验设备出现短期的异常情况，或出现异常情况时试验条件容许温控指标适当放宽的情况下可以采用软容错设计方案，在系统控制要求较严格的场合，可以选择硬容错设计方案。两种方案在不同场合下能较好解决高温?离心复合试验中的温度过冲现象，从而保证试验顺利完成。 参考文献 [1] 蔡亚梅，汪立萍.美国的高超声速飞行器发展计划及关键技术分析[J].航天制造技术，2010（6）：8?11. [2] BOUDET J， MONIER J F， GAO F. Implementation of a roughness element to trip transition in large?eddy simulation [J]. Journal of thermal science， 2015， 24（1）： 30?36. [3] 石佳，张兴娟，李芳勇，等.高超声速飞行器气动热利用方法研究[J].战术导弹技术，2015（1）：31?36. [4] 鲁亮，周本权.基于DDE技术的温度试验系统[J].现代电子技术，2014，37（9）：90?92. [5] 吴大方，赵寿根，潘兵，等.高速巡航导弹翼面结构热?振联合试验研究[J].航空学报，2012（9）：1633?1642. [6] 吴大方，周岸峰，郑力铭，等.瞬态热冲击环境下金属蜂窝板结构的热防护特性[J].航空动力学报，2014（6）：46?51. [7] 李春枝，陈颖，农绍宁.振动环境下微小间隙的光栅测量法[J].太赫兹科学与电子信息学报，2014，8（4）：1?4. [8] 李金科，金新民，吴学智，等.无冗余模块的故障环流分析及抑制策略研究[J].电网技术，2016（1）：32?39. [9] 刘逻.结构与系统的动态可靠性研究[D].长春：中国科学院，2013. [10] 邓玉元，李少根.提高系统容错性的软件技术[J].现代电子技术，2006，29（23）：33?36.
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