CN102042122A

CN102042122A - 便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统

Info

Publication number: CN102042122A
Application number: CN2011100014369A
Authority: CN
Inventors: 蔡国飙; 李新田; 李君海
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University; Beijing Institute of Space Launch Technology
Priority date: 2011-01-05
Filing date: 2011-01-05
Publication date: 2011-05-04
Anticipated expiration: 2031-01-05
Also published as: CN102042122B

Abstract

本发明为一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，涉及火箭发动机试验测量与控制领域，主要包括计算机、数据采集与控制卡和测控箱，测控箱主要包括交流电源接口、测控箱电源开关、测量电源开关、信号隔离器、功率放大芯片、急停开关、继电器等。该系统主要解决火箭发动机试验测量与控制系统存在的集成度低、便携性差、测量与控制系统相互独立等问题。该系统采用便携式的测控箱实现各种测控元件的集成，将测量系统与控制系统集成于一体；基于美国国家仪器有限公司数据采集与控制卡开发，数据采样率高，测控通道数多；采用分路可切换供电系统，安全性好，扩展性强；系统通用性好，能满足多种火箭发动机试验对测量与控制的需求。

Description

便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统

技术领域

本发明属于火箭发动机试验测量与控制技术领域，具体涉及一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统。

背景技术

火箭发动机地面试验具有高成本、高风险等特点，需要获取的信息量大，同时要求配套测量与控制系统具有较高可靠性及精度，以确保试验的成功性和有效性。现有火箭发动机地面试验测量与控制系统多为固定式，便携性差，常只用于特定的试验，造成资金与资源的严重浪费。在文献固体火箭技术-2001-24(4)《固体火箭冲压发动机地面试验装置及测控系统》中，西北工业大学基于PXI总线技术建立了固冲发动机地面试验测试系统，在文献计算机测量与控制-2007-15(4)《火箭发动机试验通用自动测试系统研究》中，国防科技大学基于PCI建立了火箭发动机试验通用自动测试系统。基于PXI总线与PCI总线的数据采集与控制设备体积较大，不易移动。近年来，随着基于USB总线的数据采集与控制卡采样速率与测控通道数的提升，使得便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统的开发成为可能。在学位论文2009-《便携式固体火箭发动机测试系统设计》中，南京理工大学基于美国国家仪器有限公司(NI)的USB-6008数据采集与控制卡设计了一种便携式固体火箭发动机测试系统。但其系统没有控制功能，主要用于固体火箭发动机试验的数据采集，对于需要发送多路控制信号的液体火箭发动机和固液混合火箭发动机试验，系统难以满足使用要求。因此，在满足火箭发动机试验测量精度高、测控通道数量多要求的前提下，如何合理地选择测控元器件，设计测控电路，将测量系统与控制系统集成于一体，开发一套通用性强、便携性好、安装方便且安全性高的火箭发动机地面试验测量与控制系统具有很强的研究意义。

发明内容

针对现在技术中存在的问题，本发明提出一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统。该系统在满足火箭发动机地面试验测量精度高、测控通道数多等要求的同时，采用便携式的测控箱实现各种测控元件的集成，将测量系统与控制系统集成于一体。该系统便携性好、连接安装方便，通用性强，安全性高，可用于多种火箭发动机地面试验的测量与控制。

本发明提出一种便携式火箭发动机地面试验的测量与控制系统，主要包括计算机、数据采集与控制卡和测控箱。所述的测控箱中主要包括：交流电源接口、测控箱电源开关、直流电源、电流显示表、电压显示表、备用电源接口、测量电源开关、点火电源开关、控制电源开关、信号隔离器、航空插头、功率放大芯片、急停开关、继电器A、继电器B、手动开关、标准数据接口和测控线缆。

所述的测控箱的前面板设置有交流电源接口、备用电源接口、电流显示表和电压显示表。测控箱的右面板设置有标准数据接口，用于通过数据线与数据采集与控制卡相连。所述的测控箱的上面板用于试验控制操作，设置有测控箱电源开关、测量电源开关、点火电源开关、控制电源开关、急停开关、手动控制开关、继电器A和继电器B。所述的继电器A和继电器B优选带有工作状态指示灯与手动开关的继电器型号，继电器A和继电器B本身安装于测控箱内部，仅将工作状态指示灯与手动开关部分露出测控箱的上面板，用于观察控制通道输出状态及手动控制操作。所述的测控箱的后面板均匀地设置有多个航空插头，通过测控线缆将试验发动机上安装的传感器、点火器和发动机控制元件与测控箱内的测量与控制信号线相连接，航空插头选用两针式插头，测控线缆选用两芯屏蔽线。直流电源、信号隔离器和功率放大芯片安装于测控箱的内部。

所述的交流电源接口、测控箱电源开关和直流电源输入端顺次相连，用于将从交流电源接口进入测控箱的交流电转换为直流，为测控箱供电。直流电源输出端连接有电流显示表和电压显示表，用于显示直流电源工作时的总电流和总电压大小。备用电源接口为外接电源接口，当测控箱中直流电源不能满足测控功率要求时，从外部引入电源对系统供电。测量电源开关、点火电源开关和控制电源开关均为双路可切换开关，测量电源开关、点火电源开关和控制电源开关的两路输入端分别与直流电源及备用电源接口相连接，可设置测控箱处于电源供电、外部备用电源供电和关闭三种状态，实现系统中供电电路的连接。

所述的测量电源开关输出端正负极分别与信号隔离器供电端正负极(P+和P-)相连接，为信号隔离器的工作供电。所述的测量电源开关输出端正极通过航空插头与传感器的正极相连接，测量电源开关输出端负极与信号隔离器的信号输入端的负极(IN-)相连接，所述的信号隔离器的信号输入端的正极(IN+)通过航空插头与传感器的负极相连接。所述的传感器可根据试验要求选用压力、温度、流量、推力等不同类型，线制为两线制(信号输出线与供电线相同)。信号隔离器的信号输出端正负极(OUT+和OUT-)通过标准数据接口分别与数据采集与控制卡的测量信号输入端正负极(AI和AI GND)相连。上述的数据采集与控制卡、测量电源开关、信号隔离器和传感器之间的连接构成测量通道，该测量通道可设置多路，每一路测量通道的连接方式与上述测量通道的连接方式相同，每一路测量通道的连接需要具有一个信号隔离器。

所述的功率放大芯片的基极(B)和公共地(GND)分别通过标准数据接口与数字采集与控制卡的一路数字信号输出端(P)和数字信号公共地(D GND)相连，功率放大芯片的相应集电极(C)与继电器A的控制负极(P-)相连。所述的继电器A的控制正极(P+)与点火电源开关输出端正极相连，继电器A的输入端正负极(IN+和IN-)分别与点火电源开关输出端的正负极相连，继电器A的输出端正负极(OUT+和OUT-)通过航空插头分别与点火器的正负极相连。所述的数据采集与控制卡、功率放大芯片、点火电源开关、继电器A和点火器之间的连接构成点火通道，该点火通道可设置多路，每一路的连接方式与上述点火通道的连接方式相同，每一路点火通道需要连接有一个继电器A。

所述的功率放大芯片的基极(B)和公共地(GND)通过标准数据接口分别与数字采集与控制卡的一路数字信号输出端(P)和数字信号公共地(D GND)相连，功率放大芯片的相应集电极(C)与继电器B的控制负极(P-)相连，功率放大芯片的公共端(COM)与控制电源开关的输出端正极相连。所述的继电器B的控制正极(P+)通过急停开关与控制电源开关输出端正极相连，继电器B的输入端正负极(IN+和IN-)分别与控制电源开关输出端正负极相连，继电器B的输出端正负极(OUT+和OUT-)通过航空插头分别与发动机控制元件的正负极相连。所述的手动开关两端分别与继电器B的输入端(IN+和IN-)和输出端(OUT+的OUT-)相连，实现继电器B的输入端(IN+)与输出端(OUT+)、输入端(IN-)与输出端(OUT-)的连通与断开手动控制。上述的数字采集与控制卡、功率放大芯片、控制电源开关、继电器B和发动机控制元件之间的连接构成控制通道，该控制通道可设置多路，每一路的连接方式与上述控制通道的连接方法一致，每一路控制通道均需设置有一个继电器B和一个手动开关。

本发明的优点及积极效果在于：

1、本发明提出一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，通过合理地选择硬件设备，设计系统电路，开发了一套集测量于控制系统于一体、通用性强、便携性好的火箭发动机地面试验测量与控制系统；

2、本发明提出一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，基于NI USB系列高速多功能数据采集与控制设备，数据采样率高，测控通道数多；

3、本发明提出一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，在系统的连接方式上，采用航空插头和标准数据接口，有利于系统携带移动和试验时的快速安装连接；

4、本发明提出一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，在系统的供电形式上，采用分路可切换供电系统，提高了测控系统的安全性和扩展性；

5、本发明提出一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，设置有急停开关与手动控制开关，急停开关可用于试验出现突发情况时的紧急停车，手动控制开关与继电器并联安装，当便携式计算机出现故障时，仍可通过手动控制开关对试验进行控制，提高系统的安全性。

6、本发明提出一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，可应用于多种火箭发动机地面试验，包括固体火箭发动机、液体火箭发动机和固液混合火箭发动机等，实现试验过程中的压力、温度、流量、推力等试验参数的采集，以及对发动机点火器信号的发送、电磁阀门的开启和关闭等控制操作，对试验进行测量和控制。

附图说明

图1：本发明提出的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统电路原理图；

图2：本发明提出的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统结构示意图；

图3：本发明提出的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统中测控箱后面板示意图。

图中：

1-计算机； 2-数据采集与控制卡； 3-测控箱； 4-交流电源接口；

5-测控箱电源开关； 6-直流电源； 7-电流显示表； 8-电压显示表；

9-备用电源接口； 10-测量电源开关； 11-点火电源开关；12-控制电源开关；

13-信号隔离器； 14-航空插头； 15-传感器； 16-功率放大芯片；

17-急停开关； 18-继电器A； 19-手动开关； 20-点火器；

21-发动机控制元件； 22-标准数据接口； 23-测控线缆； 24-继电器B。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。

本发明提出一种便携式火箭发动机地面试验的测量与控制系统，如图1，主要包括计算机1、数据采集与控制卡2和测控箱3。所述的测控箱3中主要包括：交流电源接口4、测控箱电源开关5、直流电源6、电流显示表7、电压显示表8、备用电源接口9、测量电源开关10、点火电源开关11、控制电源开关12、信号隔离器13、航空插头14、功率放大芯片16、急停开关17、继电器A18、继电器B24、手动开关19、标准数据接口22和测控线缆23。所述的计算机1采用便携式计算机，通过USB数据线与数据采集与控制卡2相连接，所述的数据采集与控制卡为NI USB系列高速多功能数据采集与控制卡，优选为NI USB-6251高速多功能数据采集与控制设备，有16路模拟输入通道，分辨率16位，最大采集电压±10V，最高采样率1.25MS/s，数字I/O通道24路，满足一般试验对测量精度与测控通道数的要求。

所述的测控箱3的前面板设置有交流电源接口4、备用电源接口9、电流显示表7和电压显示表8，如图2，测控箱3的右面板设置有标准数据接口22，用于通过数据线与数据采集与控制卡2相连。所述的测控箱3的上面板用于试验控制操作，设置有测控箱电源开关5、测量电源开关10、点火电源开关11、控制电源开关12、急停开关17、手动控制开关19、继电器A18和继电器B24。所述的继电器A18和继电器B24优选带有工作状态指示灯与手动开关的继电器型号，继电器A18和继电器B24本身安装于测控箱内部，仅将工作状态指示灯与手动开关部分露出测控箱3的上面板，用于观察控制通道输出状态及手动控制操作。所述的测控箱3的后面板均匀地设置有多个航空插头14，如图3，通过测控线缆23将试验发动机上安装的传感器15、点火器20和发动机控制元件21与测控箱3内的测量与控制信号线相连接，航空插头14选用两针式插头，测控线缆23选用两芯屏蔽线。直流电源6、信号隔离器13和功率放大芯片16安装于测控箱的内部。所述的发动机控制元件21为电磁阀等对发动机工作进行控制的元件。

所述的交流电源接口4、测控箱电源开关5和直流电源6输入端顺次相连，用于将从交流电源接口4进入测控箱的交流电转换为直流，为测控箱3供电。直流电源6输出端连接有电流显示表7和电压显示表8，用于显示直流电源6工作时的总电流和总电压大小。备用电源接口9为外接电源接口，当测控箱中直流电源不能满足测控功率要求时，从外部引入电源对系统供电。测量电源开关10、点火电源开关11和控制电源开关12均为双路可切换开关，测量电源开关10、点火电源开关11和控制电源开关12的两路输入端分别与直流电源6及备用电源接口9相连接，可设置测控箱处于电源供电、外部备用电源供电和关闭三种状态，实现系统中供电电路的连接。

所述的测量电源开关10输出端正负极分别与信号隔离器13供电端正负极(P+和P-)相连接，为信号隔离器13的工作供电。所述的测量电源开关10输出端正极通过航空插头14与传感器15的正极相连接，测量电源开关10输出端负极与信号隔离器13的信号输入端的负极(IN-)相连接，所述的信号隔离器13的信号输入端的正极(IN+)通过航空插头14与传感器15的负极相连接。所述的传感器15可根据试验要求选用压力、温度、流量、推力等不同类型，线制为两线制(信号输出线与供电线相同)。信号隔离器13的信号输出端正负极(OUT+和OUT-)通过标准数据接口22分别与数据采集与控制卡2的测量信号输入端正负极(AI和AI GND)相连。上述的数据采集与控制卡2、测量电源开关10、信号隔离器13和传感器15之间的连接构成测量通道，该测量通道可设置多路，每一路测量通道连接有一个信号隔离器13。当设置16路测量通道时，共设置有16个信号隔离器13，每一路测量通道的连接方法均相同。传感器15测得的电信号由测控线缆23进入测控箱3，经信号隔离器13转换为满足要求的电压信号，并经数据采集与控制卡2采集后由计算机1读取，实现系统的测量功能。

所述的功率放大芯片16的基极(B)和公共地(GND)分别通过标准数据接口22与数字采集与控制卡2的一路数字信号输出端(P)和数字信号公共地(D GND)相连，功率放大芯片16的相应集电极(1C)与继电器A18的控制负极(P-)相连。所述的继电器A18的控制正极(P+)与点火电源开关11输出端正极相连，继电器A18的输入端正负极(IN+和IN-)分别与点火电源开关11输出端的正负极相连，继电器A18的输出端正负极(OUT+和OUT-)通过航空插头14分别与点火器20的正负极相连。上述的数据采集与控制卡2、功率放大芯片16、点火电源开关11、继电器A18和点火器20之间的连接构成点火通道。该点火通道最多可设置多路，每一路的连接方式与上述点火通道的连接方式相同，每一路点火通道连接有一个继电器A18。当点火通道设置为2路时，2路点火通道的连接方式相同，每一路连接有一个继电器A18，计算机1给出的点火信号由数据采集与控制卡2输出，经功率放大芯片16后通过继电器A18对发动机中的点火器20进行控制，实现发动机的点火。

所述的功率放大芯片16的基极(B)和公共地(GND)通过标准数据接口22分别与数字采集与控制卡2的一路数字信号输出端(P)和数字信号公共地(D GND)相连，功率放大芯片16的相应集电极(C)与继电器B24的控制负极(P-)相连，功率放大芯片16的公共端(COM)与控制电源开关12的输出端正极相连。所述的继电器B24的控制正极(P+)通过急停开关17与控制电源开关12输出端正极相连，继电器B24的输入端正负极(IN+和IN-)分别与控制电源开关12输出端正负极相连，继电器B24的输出端正负极(OUT+和OUT-)通过航空插头14分别与发动机控制元件21的正负极相连。所述的手动开关19两端分别与继电器B24的输入端(IN+和IN-)和输出端(OUT+的OUT-)相连，实现继电器B24的输入端IN+与输出端OUT+、输入端IN-与输出端OUT-的连通与断开手动控制。上述的数字采集与控制卡2、功率放大芯片16、控制电源开关12、继电器B24和发动机控制元件21之间的连接构成控制通道，该控制通道可设置多路，每一路的连接方式与上述控制通道的连接方法一致，每一路控制通道均设置有继电器B24和手动开关19。当设置14路控制通道时，设置14个继电器B24和14个手动开关19实现14路控制通道的连接，而急停开关17在14路控制通道中只选用一个，作为公共的急停开关。计算机1给出的控制信号由数据采集与控制卡2输出，经功率放大芯片16后通过继电器B24实现对发动机控制元件20的控制。所述的功率放大芯片16优选ULN-2803A，其基极最大电流为25mA，集电极最大电流500mA，最大输出电压50V，放大通道数8个，满足24V小型继电器的使用需求。当所述的点火通道设置为2路，控制通道设置为14路时，通过使用2个功率放大芯片16实现上述16路通道的连接。当所述测量通道、点火通道和控制通道的通道个数分别为16、2和14路时，航空插头对应设置为32个。

所述的数据采集与控制卡2和测控箱3之间采用标准数据接口22(如D型)连接，所述的测控箱3和试验所用的传感器15、点火器20及发动机控制元件21之间的测控线缆23采用航空插头14连接，数据采集与控制卡2、测控箱3和测控线缆23在非试验状态时可分离开来。

Claims

1.一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，其特征在于：包括计算机、数据采集与控制卡和测控箱；所述的测控箱的前面板设置有交流电源接口；所述的测控箱的右面板设置有标准数据接口；所述的测控箱的上面板设置有测控箱电源开关、测量电源开关、点火电源开关、控制电源开关、急停开关、手动控制开关、继电器A和继电器B；所述的测控箱的后面板设置有航空插头；直流电源、信号隔离器和功率放大芯片安装于测控箱的内部；

所述的交流电源接口、测控箱电源开关和直流电源输入端顺次相连；所述的测量电源开关输出端正负极分别与信号隔离器供电端正负极相连接；所述的测量电源开关输出端正极通过航空插头与传感器的正极相连接，测量电源开关输出端负极与信号隔离器的信号输入端的负极相连接，所述的信号隔离器的信号输入端的正极通过航空插头与传感器的负极相连接；信号隔离器的信号输出端正负极通过标准数据接口分别与数据采集与控制卡的测量信号输入端正负极相连；所述的数据采集与控制卡、测量电源开关、信号隔离器和传感器之间的连接构成测量通道；

所述的功率放大芯片的基极和公共地分别通过标准数据接口与数字采集与控制卡的一路数字输出端和数字公共地相连，功率放大芯片的相应集电极与继电器A的控制负极相连；所述的继电器A的控制正极与点火电源开关输出端正极相连，继电器A的输入端正负极分别与点火电源开关的输出端正负极相连，继电器A的输出端正负极通过航空插头分别与点火器的正负极相连；所述的数据采集与控制卡、功率放大芯片、点火电源开关、继电器A和点火器之间的连接构成点火通道；

所述的功率放大芯片的基极和公共地通过标准数据接口分别与数字采集与控制卡的一路数字输出端和数字公共地相连，功率放大芯片的相应集电极与继电器B的控制负极相连，功率放大芯片的公共端与控制电源开关的输出端正极相连；所述的继电器B的控制正极通过急停开关与控制电源开关输出端正极相连，继电器B的输入端正负极分别与控制电源开关输出端正负极相连，继电器B的输出端正负极通过航空插头分别与发动机控制元件的正负极相连；所述的手动开关两端分别与继电器B的输入端和输出端相连；所述的数字采集与控制卡、功率放大芯片、控制电源开关、继电器B和发动机控制元件之间的连接构成控制通道。

2.根据权利要求1所述的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，其特征在于：所述的数据采集与控制卡为NI USB系列高速多功能数据采集与控制卡。

3.根据权利要求1所述的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，其特征在于：所述的直流电源输出端连接有电流显示表和电压显示表。

4.根据权利要求1所述的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，其特征在于：所述的测量电源开关、点火电源开关和控制电源开关的两路输入端分别与测控箱内直流电源及外部备用电源接口相连接。

5.根据权利要求1所述的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，其特征在于：所述的测量通道设置多路，每一路测量通道的连接方式均相同，每一路测量通道均设置有一个信号隔离器。

6.根据权利要求1所述的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，其特征在于：所述的点火通道设置多路，每一路点火通道的连接方式均相同，每一路均设置有继电器A。

7.根据权利要求1所述的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，其特征在于：所述的控制通道设置多路，每一路控制通道的连接方式均相同，每一路控制通道均设置有继电器B和手动开关，所有通道设置一个急停开关。

8.根据权利要求1所述的一种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，其特征在于：所述的功率放大芯片为ULN-2803A。

9.根据权利要求1所述的-种便携式火箭发动机地面试验测量与控制系统，其特征在于：所述的标准数据接口为D型接口。