專利名稱：便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)的制作方法
便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域
本發(fā)明屬于火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)測量與控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種便攜式火箭發(fā)動(dòng) 機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)具有高成本、高風(fēng)險(xiǎn)等特點(diǎn)，需要獲取的信息量大，同時(shí)要求 配套測量與控制系統(tǒng)具有較高可靠性及精度，以確保試驗(yàn)的成功性和有效性?，F(xiàn)有火箭發(fā) 動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)多為固定式，便攜性差，常只用于特定的試驗(yàn)，造成資金與資 源的嚴(yán)重浪費(fèi)。在文獻(xiàn)固體火箭技術(shù)-2001- )《固體火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)裝置及 測控系統(tǒng)》中，西北工業(yè)大學(xué)基于PXI總線技術(shù)建立了固沖發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測試系統(tǒng)，在文 獻(xiàn)計(jì)算機(jī)測量與控制-2007-15 )《火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)通用自動(dòng)測試系統(tǒng)研究》中，國防科技 大學(xué)基于PCI建立了火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)通用自動(dòng)測試系統(tǒng)?；赑XI總線與PCI總線的數(shù)據(jù) 采集與控制設(shè)備體積較大，不易移動(dòng)。近年來，隨著基于USB總線的數(shù)據(jù)采集與控制卡采樣 速率與測控通道數(shù)的提升，使得便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)的開發(fā)成為可 能。在學(xué)位論文2009-《便攜式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)測試系統(tǒng)設(shè)計(jì)》中，南京理工大學(xué)基于美國 國家儀器有限公司(Ni)的USB-6008數(shù)據(jù)采集與控制卡設(shè)計(jì)了一種便攜式固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī) 測試系統(tǒng)。但其系統(tǒng)沒有控制功能，主要用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的數(shù)據(jù)采集，對(duì)于需要發(fā) 送多路控制信號(hào)的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)，系統(tǒng)難以滿足使用要求。 因此，在滿足火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)測量精度高、測控通道數(shù)量多要求的前提下，如何合理地選擇 測控元器件，設(shè)計(jì)測控電路，將測量系統(tǒng)與控制系統(tǒng)集成于一體，開發(fā)一套通用性強(qiáng)、便攜 性好、安裝方便且安全性高的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)具有很強(qiáng)的研究意義。發(fā)明內(nèi)容
針對(duì)現(xiàn)在技術(shù)中存在的問題，本發(fā)明提出一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與 控制系統(tǒng)。該系統(tǒng)在滿足火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量精度高、測控通道數(shù)多等要求的同時(shí)，采 用便攜式的測控箱實(shí)現(xiàn)各種測控元件的集成，將測量系統(tǒng)與控制系統(tǒng)集成于一體。該系統(tǒng) 便攜性好、連接安裝方便，通用性強(qiáng)，安全性高，可用于多種火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的測量與 控制。
本發(fā)明提出一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的測量與控制系統(tǒng)，主要包括計(jì)算 機(jī)、數(shù)據(jù)采集與控制卡和測控箱。所述的測控箱中主要包括交流電源接口、測控箱電源開 關(guān)、直流電源、電流顯示表、電壓顯示表、備用電源接口、測量電源開關(guān)、點(diǎn)火電源開關(guān)、控制 電源開關(guān)、信號(hào)隔離器、航空插頭、功率放大芯片、急停開關(guān)、繼電器A、繼電器B、手動(dòng)開關(guān)、 標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口和測控線纜。
所述的測控箱的前面板設(shè)置有交流電源接口、備用電源接口、電流顯示表和電壓 顯示表。測控箱的右面板設(shè)置有標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口，用于通過數(shù)據(jù)線與數(shù)據(jù)采集與控制卡相連。 所述的測控箱的上面板用于試驗(yàn)控制操作，設(shè)置有測控箱電源開關(guān)、測量電源開關(guān)、點(diǎn)火電源開關(guān)、控制電源開關(guān)、急停開關(guān)、手動(dòng)控制開關(guān)、繼電器A和繼電器B。所述的繼電器A和 繼電器B優(yōu)選帶有工作狀態(tài)指示燈與手動(dòng)開關(guān)的繼電器型號(hào)，繼電器A和繼電器B本身安 裝于測控箱內(nèi)部，僅將工作狀態(tài)指示燈與手動(dòng)開關(guān)部分露出測控箱的上面板，用于觀察控 制通道輸出狀態(tài)及手動(dòng)控制操作。所述的測控箱的后面板均勻地設(shè)置有多個(gè)航空插頭，通 過測控線纜將試驗(yàn)發(fā)動(dòng)機(jī)上安裝的傳感器、點(diǎn)火器和發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件與測控箱內(nèi)的測量與 控制信號(hào)線相連接，航空插頭選用兩針式插頭，測控線纜選用兩芯屏蔽線。直流電源、信號(hào) 隔離器和功率放大芯片安裝于測控箱的內(nèi)部。
所述的交流電源接口、測控箱電源開關(guān)和直流電源輸入端順次相連，用于將從交 流電源接口進(jìn)入測控箱的交流電轉(zhuǎn)換為直流，為測控箱供電。直流電源輸出端連接有電流 顯示表和電壓顯示表，用于顯示直流電源工作時(shí)的總電流和總電壓大小。備用電源接口為 外接電源接口，當(dāng)測控箱中直流電源不能滿足測控功率要求時(shí)，從外部引入電源對(duì)系統(tǒng)供 電。測量電源開關(guān)、點(diǎn)火電源開關(guān)和控制電源開關(guān)均為雙路可切換開關(guān)，測量電源開關(guān)、點(diǎn) 火電源開關(guān)和控制電源開關(guān)的兩路輸入端分別與直流電源及備用電源接口相連接，可設(shè)置 測控箱處于電源供電、外部備用電源供電和關(guān)閉三種狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)中供電電路的連接。
所述的測量電源開關(guān)輸出端正負(fù)極分別與信號(hào)隔離器供電端正負(fù)極(P+和P-) 相連接，為信號(hào)隔離器的工作供電。所述的測量電源開關(guān)輸出端正極通過航空插頭與傳感 器的正極相連接，測量電源開關(guān)輸出端負(fù)極與信號(hào)隔離器的信號(hào)輸入端的負(fù)極(IN-)相連 接，所述的信號(hào)隔離器的信號(hào)輸入端的正極(IN+)通過航空插頭與傳感器的負(fù)極相連接。 所述的傳感器可根據(jù)試驗(yàn)要求選用壓力、溫度、流量、推力等不同類型，線制為兩線制(信 號(hào)輸出線與供電線相同)。信號(hào)隔離器的信號(hào)輸出端正負(fù)極(OUT+和OUT-)通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù) 接口分別與數(shù)據(jù)采集與控制卡的測量信號(hào)輸入端正負(fù)極(Al和AI GND)相連。上述的數(shù)據(jù) 采集與控制卡、測量電源開關(guān)、信號(hào)隔離器和傳感器之間的連接構(gòu)成測量通道，該測量通道 可設(shè)置多路，每一路測量通道的連接方式與上述測量通道的連接方式相同，每一路測量通 道的連接需要具有一個(gè)信號(hào)隔離器。
所述的功率放大芯片的基極(B)和公共地(GND)分別通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口與數(shù)字采 集與控制卡的一路數(shù)字信號(hào)輸出端(P)和數(shù)字信號(hào)公共地(D GND)相連，功率放大芯片的 相應(yīng)集電極(C)與繼電器A的控制負(fù)極(P-)相連。所述的繼電器A的控制正極(P+)與點(diǎn) 火電源開關(guān)輸出端正極相連，繼電器A的輸入端正負(fù)極(IN+和IN-)分別與點(diǎn)火電源開關(guān) 輸出端的正負(fù)極相連，繼電器A的輸出端正負(fù)極(OUT+和OUT-)通過航空插頭分別與點(diǎn)火 器的正負(fù)極相連。所述的數(shù)據(jù)采集與控制卡、功率放大芯片、點(diǎn)火電源開關(guān)、繼電器A和點(diǎn) 火器之間的連接構(gòu)成點(diǎn)火通道，該點(diǎn)火通道可設(shè)置多路，每一路的連接方式與上述點(diǎn)火通 道的連接方式相同，每一路點(diǎn)火通道需要連接有一個(gè)繼電器A。
所述的功率放大芯片的基極(B)和公共地(GND)通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口分別與數(shù)字采 集與控制卡的一路數(shù)字信號(hào)輸出端(P)和數(shù)字信號(hào)公共地(D GND)相連，功率放大芯片的 相應(yīng)集電極(C)與繼電器B的控制負(fù)極(P-)相連，功率放大芯片的公共端(COM)與控制 電源開關(guān)的輸出端正極相連。所述的繼電器B的控制正極(P+)通過急停開關(guān)與控制電源 開關(guān)輸出端正極相連，繼電器B的輸入端正負(fù)極(IN+和IN-)分別與控制電源開關(guān)輸出端 正負(fù)極相連，繼電器B的輸出端正負(fù)極(OUT+和0UT-)通過航空插頭分別與發(fā)動(dòng)機(jī)控制元 件的正負(fù)極相連。所述的手動(dòng)開關(guān)兩端分別與繼電器B的輸入端(IN+和IN-)和輸出端5(OUT+的OUT-)相連，實(shí)現(xiàn)繼電器B的輸入端(IN+)與輸出端(OUT+)、輸入端(IN-)與輸出 端(OUT-)的連通與斷開手動(dòng)控制。上述的數(shù)字采集與控制卡、功率放大芯片、控制電源開 關(guān)、繼電器B和發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件之間的連接構(gòu)成控制通道，該控制通道可設(shè)置多路，每一路 的連接方式與上述控制通道的連接方法一致，每一路控制通道均需設(shè)置有一個(gè)繼電器B和 一個(gè)手動(dòng)開關(guān)。
本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)及積極效果在于
1、本發(fā)明提出一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，通過合理地選擇 硬件設(shè)備，設(shè)計(jì)系統(tǒng)電路，開發(fā)了一套集測量于控制系統(tǒng)于一體、通用性強(qiáng)、便攜性好的火 箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)；
2、本發(fā)明提出一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，基于m USB系列 高速多功能數(shù)據(jù)采集與控制設(shè)備，數(shù)據(jù)采樣率高，測控通道數(shù)多；
3、本發(fā)明提出一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，在系統(tǒng)的連接方 式上，采用航空插頭和標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口，有利于系統(tǒng)攜帶移動(dòng)和試驗(yàn)時(shí)的快速安裝連接；
4、本發(fā)明提出一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，在系統(tǒng)的供電形 式上，采用分路可切換供電系統(tǒng)，提高了測控系統(tǒng)的安全性和擴(kuò)展性；
5、本發(fā)明提出一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，設(shè)置有急停開關(guān) 與手動(dòng)控制開關(guān)，急停開關(guān)可用于試驗(yàn)出現(xiàn)突發(fā)情況時(shí)的緊急停車，手動(dòng)控制開關(guān)與繼電 器并聯(lián)安裝，當(dāng)便攜式計(jì)算機(jī)出現(xiàn)故障時(shí)，仍可通過手動(dòng)控制開關(guān)對(duì)試驗(yàn)進(jìn)行控制，提高系 統(tǒng)的安全性。
6、本發(fā)明提出一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，可應(yīng)用于多種火 箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)，包括固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)等，實(shí)現(xiàn) 試驗(yàn)過程中的壓力、溫度、流量、推力等試驗(yàn)參數(shù)的采集，以及對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火器信號(hào)的發(fā)送、 電磁閥門的開啟和關(guān)閉等控制操作，對(duì)試驗(yàn)進(jìn)行測量和控制。


圖1 本發(fā)明提出的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)電路原理 圖2 本發(fā)明提出的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意 圖3 本發(fā)明提出的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)中測控箱后 面板示意圖。
圖中
1-計(jì)算機(jī)；接口 ；
5-測控箱電源開關(guān)； 表；
9-備用電源接口；開關(guān)；
13-信號(hào)隔離器；2-數(shù)據(jù)采集與控制卡；3-測控箱；4-交流電源6-直流電源；7-電流顯示表；8-電壓顯示10-測量電源開關(guān)； 11-點(diǎn)火電源開關(guān)；12-控制電源 14-航空插頭；15-傳感器；16-功率放
17-急停開關(guān)；18-繼電器A ；19_手動(dòng)開關(guān)； 20-點(diǎn)火器；
21-發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件；22-標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口； 23-測控線纜； 24-繼電器 B0具體實(shí)施方式
下面將結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。
本發(fā)明提出一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)的測量與控制系統(tǒng)，如圖1，主要包括 計(jì)算機(jī)1、數(shù)據(jù)采集與控制卡2和測控箱3。所述的測控箱3中主要包括交流電源接口 4、 測控箱電源開關(guān)5、直流電源6、電流顯示表7、電壓顯示表8、備用電源接口 9、測量電源開 關(guān)10、點(diǎn)火電源開關(guān)11、控制電源開關(guān)12、信號(hào)隔離器13、航空插頭14、功率放大芯片16、 急停開關(guān)17、繼電器A18、繼電器B24、手動(dòng)開關(guān)19、標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口 22和測控線纜23。所述 的計(jì)算機(jī)1采用便攜式計(jì)算機(jī)，通過USB數(shù)據(jù)線與數(shù)據(jù)采集與控制卡2相連接，所述的數(shù)據(jù) 采集與控制卡為NI USB系列高速多功能數(shù)據(jù)采集與控制卡，優(yōu)選為OT USB-6251高速多功 能數(shù)據(jù)采集與控制設(shè)備，有16路模擬輸入通道，分辨率16位，最大采集電壓士 10V，最高采 樣率1. 25MS/s，數(shù)字I/O通道M路，滿足一般試驗(yàn)對(duì)測量精度與測控通道數(shù)的要求。
所述的測控箱3的前面板設(shè)置有交流電源接口 4、備用電源接口 9、電流顯示表7 和電壓顯示表8，如圖2，測控箱3的右面板設(shè)置有標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口 22，用于通過數(shù)據(jù)線與數(shù)據(jù) 采集與控制卡2相連。所述的測控箱3的上面板用于試驗(yàn)控制操作，設(shè)置有測控箱電源開關(guān) 5、測量電源開關(guān)10、點(diǎn)火電源開關(guān)11、控制電源開關(guān)12、急停開關(guān)17、手動(dòng)控制開關(guān)19、繼 電器A18和繼電器B24。所述的繼電器A18和繼電器BM優(yōu)選帶有工作狀態(tài)指示燈與手動(dòng) 開關(guān)的繼電器型號(hào)，繼電器A18和繼電器BM本身安裝于測控箱內(nèi)部，僅將工作狀態(tài)指示燈 與手動(dòng)開關(guān)部分露出測控箱3的上面板，用于觀察控制通道輸出狀態(tài)及手動(dòng)控制操作。所 述的測控箱3的后面板均勻地設(shè)置有多個(gè)航空插頭14，如圖3，通過測控線纜23將試驗(yàn)發(fā) 動(dòng)機(jī)上安裝的傳感器15、點(diǎn)火器20和發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件21與測控箱3內(nèi)的測量與控制信號(hào) 線相連接，航空插頭14選用兩針式插頭，測控線纜23選用兩芯屏蔽線。直流電源6、信號(hào)隔 離器13和功率放大芯片16安裝于測控箱的內(nèi)部。所述的發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件21為電磁閥等 對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)工作進(jìn)行控制的元件。
所述的交流電源接口 4、測控箱電源開關(guān)5和直流電源6輸入端順次相連，用于將 從交流電源接口 4進(jìn)入測控箱的交流電轉(zhuǎn)換為直流，為測控箱3供電。直流電源6輸出端 連接有電流顯示表7和電壓顯示表8，用于顯示直流電源6工作時(shí)的總電流和總電壓大小。 備用電源接口 9為外接電源接口，當(dāng)測控箱中直流電源不能滿足測控功率要求時(shí)，從外部 引入電源對(duì)系統(tǒng)供電。測量電源開關(guān)10、點(diǎn)火電源開關(guān)11和控制電源開關(guān)12均為雙路可 切換開關(guān)，測量電源開關(guān)10、點(diǎn)火電源開關(guān)11和控制電源開關(guān)12的兩路輸入端分別與直流 電源6及備用電源接口 9相連接，可設(shè)置測控箱處于電源供電、外部備用電源供電和關(guān)閉三 種狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)中供電電路的連接。
所述的測量電源開關(guān)10輸出端正負(fù)極分別與信號(hào)隔離器13供電端正負(fù)極(P+和 P-)相連接，為信號(hào)隔離器13的工作供電。所述的測量電源開關(guān)10輸出端正極通過航空插 頭14與傳感器15的正極相連接，測量電源開關(guān)10輸出端負(fù)極與信號(hào)隔離器13的信號(hào)輸入端的負(fù)極(IN-)相連接，所述的信號(hào)隔離器13的信號(hào)輸入端的正極(IN+)通過航空插頭 14與傳感器15的負(fù)極相連接。所述的傳感器15可根據(jù)試驗(yàn)要求選用壓力、溫度、流量、推 力等不同類型，線制為兩線制(信號(hào)輸出線與供電線相同)。信號(hào)隔離器13的信號(hào)輸出端 正負(fù)極(OUT+和OUT-)通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口 22分別與數(shù)據(jù)采集與控制卡2的測量信號(hào)輸入 端正負(fù)極(Al和AI GND)相連。上述的數(shù)據(jù)采集與控制卡2、測量電源開關(guān)10、信號(hào)隔離器 13和傳感器15之間的連接構(gòu)成測量通道，該測量通道可設(shè)置多路，每一路測量通道連接有 一個(gè)信號(hào)隔離器13。當(dāng)設(shè)置16路測量通道時(shí)，共設(shè)置有16個(gè)信號(hào)隔離器13，每一路測量 通道的連接方法均相同。傳感器15測得的電信號(hào)由測控線纜23進(jìn)入測控箱3，經(jīng)信號(hào)隔離 器13轉(zhuǎn)換為滿足要求的電壓信號(hào)，并經(jīng)數(shù)據(jù)采集與控制卡2采集后由計(jì)算機(jī)1讀取，實(shí)現(xiàn) 系統(tǒng)的測量功能。
所述的功率放大芯片16的基極⑶和公共地(GND)分別通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口 22與 數(shù)字采集與控制卡2的一路數(shù)字信號(hào)輸出端(P)和數(shù)字信號(hào)公共地(D GND)相連，功率放大 芯片16的相應(yīng)集電極(IC)與繼電器A18的控制負(fù)極(P-)相連。所述的繼電器A18的控 制正極(P+)與點(diǎn)火電源開關(guān)11輸出端正極相連，繼電器A18的輸入端正負(fù)極(IN+和IN-) 分別與點(diǎn)火電源開關(guān)11輸出端的正負(fù)極相連，繼電器A18的輸出端正負(fù)極(OUT+和OUT-) 通過航空插頭14分別與點(diǎn)火器20的正負(fù)極相連。上述的數(shù)據(jù)采集與控制卡2、功率放大芯 片16、點(diǎn)火電源開關(guān)11、繼電器A18和點(diǎn)火器20之間的連接構(gòu)成點(diǎn)火通道。該點(diǎn)火通道最 多可設(shè)置多路，每一路的連接方式與上述點(diǎn)火通道的連接方式相同，每一路點(diǎn)火通道連接 有一個(gè)繼電器A18。當(dāng)點(diǎn)火通道設(shè)置為2路時(shí)，2路點(diǎn)火通道的連接方式相同，每一路連接 有一個(gè)繼電器A18，計(jì)算機(jī)1給出的點(diǎn)火信號(hào)由數(shù)據(jù)采集與控制卡2輸出，經(jīng)功率放大芯片 16后通過繼電器A18對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)中的點(diǎn)火器20進(jìn)行控制，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火。
所述的功率放大芯片16的基極⑶和公共地(GND)通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口 22分別與 數(shù)字采集與控制卡2的一路數(shù)字信號(hào)輸出端(P)和數(shù)字信號(hào)公共地(D GND)相連，功率放 大芯片16的相應(yīng)集電極(C)與繼電器BM的控制負(fù)極(P-)相連，功率放大芯片16的公共 端(COM)與控制電源開關(guān)12的輸出端正極相連。所述的繼電器BM的控制正極(P+)通過 急停開關(guān)17與控制電源開關(guān)12輸出端正極相連，繼電器BM的輸入端正負(fù)極(IN+和IN-) 分別與控制電源開關(guān)12輸出端正負(fù)極相連，繼電器BM的輸出端正負(fù)極(OUT+和0UT-)通 過航空插頭14分別與發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件21的正負(fù)極相連。所述的手動(dòng)開關(guān)19兩端分別與 繼電器B24的輸入端(IN+和IN-)和輸出端(OUT+的0UT-)相連，實(shí)現(xiàn)繼電器B24的輸入 端IN+與輸出端OUT+、輸入端IN-與輸出端OUT-的連通與斷開手動(dòng)控制。上述的數(shù)字采集 與控制卡2、功率放大芯片16、控制電源開關(guān)12、繼電器BM和發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件21之間的連 接構(gòu)成控制通道，該控制通道可設(shè)置多路，每一路的連接方式與上述控制通道的連接方法 一致，每一路控制通道均設(shè)置有繼電器BM和手動(dòng)開關(guān)19。當(dāng)設(shè)置14路控制通道時(shí)，設(shè)置 14個(gè)繼電器BM和14個(gè)手動(dòng)開關(guān)19實(shí)現(xiàn)14路控制通道的連接，而急停開關(guān)17在14路控 制通道中只選用一個(gè)，作為公共的急停開關(guān)。計(jì)算機(jī)1給出的控制信號(hào)由數(shù)據(jù)采集與控制 卡2輸出，經(jīng)功率放大芯片16后通過繼電器B24實(shí)現(xiàn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件20的控制。所述 的功率放大芯片16優(yōu)選ULN4803A，其基極最大電流為25mA，集電極最大電流500mA，最大 輸出電壓50V，放大通道數(shù)8個(gè)，滿足24V小型繼電器的使用需求。當(dāng)所述的點(diǎn)火通道設(shè)置 為2路，控制通道設(shè)置為14路時(shí)，通過使用2個(gè)功率放大芯片16實(shí)現(xiàn)上述16路通道的連接。當(dāng)所述測量通道、點(diǎn)火通道和控制通道的通道個(gè)數(shù)分別為16、2和14路時(shí)，航空插頭對(duì) 應(yīng)設(shè)置為32個(gè)。
所述的數(shù)據(jù)采集與控制卡2和測控箱3之間采用標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口 22 (如D型)連接， 所述的測控箱3和試驗(yàn)所用的傳感器15、點(diǎn)火器20及發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件21之間的測控線纜 23采用航空插頭14連接，數(shù)據(jù)采集與控制卡2、測控箱3和測控線纜23在非試驗(yàn)狀態(tài)時(shí)可 分離開來。
權(quán)利要求
1.一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，其特征在于包括計(jì)算機(jī)、數(shù)據(jù) 采集與控制卡和測控箱；所述的測控箱的前面板設(shè)置有交流電源接口 ；所述的測控箱的右 面板設(shè)置有標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口 ；所述的測控箱的上面板設(shè)置有測控箱電源開關(guān)、測量電源開關(guān)、 點(diǎn)火電源開關(guān)、控制電源開關(guān)、急停開關(guān)、手動(dòng)控制開關(guān)、繼電器A和繼電器B;所述的測 控箱的后面板設(shè)置有航空插頭；直流電源、信號(hào)隔離器和功率放大芯片安裝于測控箱的內(nèi) 部；所述的交流電源接口、測控箱電源開關(guān)和直流電源輸入端順次相連；所述的測量電源 開關(guān)輸出端正負(fù)極分別與信號(hào)隔離器供電端正負(fù)極相連接；所述的測量電源開關(guān)輸出端正 極通過航空插頭與傳感器的正極相連接，測量電源開關(guān)輸出端負(fù)極與信號(hào)隔離器的信號(hào)輸 入端的負(fù)極相連接，所述的信號(hào)隔離器的信號(hào)輸入端的正極通過航空插頭與傳感器的負(fù)極 相連接；信號(hào)隔離器的信號(hào)輸出端正負(fù)極通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口分別與數(shù)據(jù)采集與控制卡的測 量信號(hào)輸入端正負(fù)極相連；所述的數(shù)據(jù)采集與控制卡、測量電源開關(guān)、信號(hào)隔離器和傳感器 之間的連接構(gòu)成測量通道；所述的功率放大芯片的基極和公共地分別通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口與數(shù)字采集與控制卡的 一路數(shù)字輸出端和數(shù)字公共地相連，功率放大芯片的相應(yīng)集電極與繼電器A的控制負(fù)極相 連；所述的繼電器A的控制正極與點(diǎn)火電源開關(guān)輸出端正極相連，繼電器A的輸入端正負(fù) 極分別與點(diǎn)火電源開關(guān)的輸出端正負(fù)極相連，繼電器A的輸出端正負(fù)極通過航空插頭分別 與點(diǎn)火器的正負(fù)極相連；所述的數(shù)據(jù)采集與控制卡、功率放大芯片、點(diǎn)火電源開關(guān)、繼電器 A和點(diǎn)火器之間的連接構(gòu)成點(diǎn)火通道；所述的功率放大芯片的基極和公共地通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口分別與數(shù)字采集與控制卡的 一路數(shù)字輸出端和數(shù)字公共地相連，功率放大芯片的相應(yīng)集電極與繼電器B的控制負(fù)極相 連，功率放大芯片的公共端與控制電源開關(guān)的輸出端正極相連；所述的繼電器B的控制正 極通過急停開關(guān)與控制電源開關(guān)輸出端正極相連，繼電器B的輸入端正負(fù)極分別與控制電 源開關(guān)輸出端正負(fù)極相連，繼電器B的輸出端正負(fù)極通過航空插頭分別與發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件 的正負(fù)極相連；所述的手動(dòng)開關(guān)兩端分別與繼電器B的輸入端和輸出端相連；所述的數(shù)字 采集與控制卡、功率放大芯片、控制電源開關(guān)、繼電器B和發(fā)動(dòng)機(jī)控制元件之間的連接構(gòu)成 控制通道。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，其特征在 于所述的數(shù)據(jù)采集與控制卡為NI USB系列高速多功能數(shù)據(jù)采集與控制卡。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，其特征在 于所述的直流電源輸出端連接有電流顯示表和電壓顯示表。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，其特征在 于所述的測量電源開關(guān)、點(diǎn)火電源開關(guān)和控制電源開關(guān)的兩路輸入端分別與測控箱內(nèi)直 流電源及外部備用電源接口相連接。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，其特征在 于所述的測量通道設(shè)置多路，每一路測量通道的連接方式均相同，每一路測量通道均設(shè)置 有一個(gè)信號(hào)隔離器。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，其特征在 于所述的點(diǎn)火通道設(shè)置多路，每一路點(diǎn)火通道的連接方式均相同，每一路均設(shè)置有繼電器A0
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，其特征在 于所述的控制通道設(shè)置多路，每一路控制通道的連接方式均相同，每一路控制通道均設(shè)置 有繼電器B和手動(dòng)開關(guān)，所有通道設(shè)置一個(gè)急停開關(guān)。
8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，其特征在 于所述的功率放大芯片為ULN4803A。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的-種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，其特征在 于所述的標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)接口為D型接口。
全文摘要
本發(fā)明為一種便攜式火箭發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)，涉及火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)測量與控制領(lǐng)域，主要包括計(jì)算機(jī)、數(shù)據(jù)采集與控制卡和測控箱，測控箱主要包括交流電源接口、測控箱電源開關(guān)、測量電源開關(guān)、信號(hào)隔離器、功率放大芯片、急停開關(guān)、繼電器等。該系統(tǒng)主要解決火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)測量與控制系統(tǒng)存在的集成度低、便攜性差、測量與控制系統(tǒng)相互獨(dú)立等問題。該系統(tǒng)采用便攜式的測控箱實(shí)現(xiàn)各種測控元件的集成，將測量系統(tǒng)與控制系統(tǒng)集成于一體；基于美國國家儀器有限公司數(shù)據(jù)采集與控制卡開發(fā)，數(shù)據(jù)采樣率高，測控通道數(shù)多；采用分路可切換供電系統(tǒng)，安全性好，擴(kuò)展性強(qiáng)；系統(tǒng)通用性好，能滿足多種火箭發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)對(duì)測量與控制的需求。
文檔編號(hào)F02K9/96GK102042122SQ20111000143
公開日2011年5月4日 申請(qǐng)日期2011年1月5日 優(yōu)先權(quán)日2011年1月5日
發(fā)明者李君海, 李新田, 蔡國飆 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)