CN102680240B - 一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，涉及用于固体火箭发动机实验装置的点火驱动系统，特别涉及用于固体火箭发动机在高过载旋转试验条件下的点火驱动系统，属于航空航天领域。本发明包括远程综合控制台、点火电源控制模块、试验控制器、继电器驱动模块、固体火箭发动机和点火具。继电器驱动模块固定在旋转试验台中心轴面的分线盘上，继电器驱动模块中继电器动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切。本发明能减小或避免点火电源回路中继电驱动模块在高过载试验环境下受到径向离心惯性和切向加速冲击的不利影响。本发明动态工作精准度高，能在高过载旋转情况下对固体火箭发动机进行可靠和安全的连续点火试验。

Description

一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统

技术领域

本发明涉及用于固体火箭发动机实验装置的点火驱动系统，特别涉及一种用于固体火箭发动机在高过载旋转试验条件下的点火驱动系统，属于航空航天领域。

背景技术

现代导弹飞行过程中的高机动和高速旋转会导致其上的固体火箭发动机承受很高的过载，这对固体火箭发动机的设计和研制提出了相应的要求。一方面，过载加速度会导致推进剂燃速增加，诱发燃烧室压强升高和燃烧时间缩短，并最终导致发动机内弹道性能发生变化；另一方面，高过载会严重影响凝相粒子的运动规律，恶化发动机绝热层的工作环境，严重时可导致绝热防护失效，甚至发动机被烧穿而解体。高过载试验装置为固体火箭发动机的设计和研制提供了试验环境，可在地面模拟大多数型号发动机在高过载苛刻条件下点火和性能测试，保证发动机具有优良的品质指标，并使导弹获得最佳的机动性能。

点火驱动系统是固体火箭发动机进行点火和性能测试的前提和核心组成部分。点火驱动系统的本质是通过继电器接通或断开点火电源回路，实现发动机点火测试。然而在高过载(0～100g)的试验要求下，目前常用的两种点火驱动系统分别存在以下缺点：

第一种点火驱动系统为基于微机械电磁式继电器的点火驱动器，由于结构简单、体积小、成本低、可靠性较高等特点广泛应用于固体火箭发动机在静态和低转速条件下的点火通断测试中。一般继电器集成于试验控制器中并固定在旋转试验台。当高过载转动时，由于大离心力的惯性作用会使得继电器的触点自动闭合或者拉开，继而无法有效控制点火电源的接通和断开，导致试验失败；

第二种点火驱动系统为基于固态继电器的点火驱动器，由于没有运动的机械触点功能，能在高过载、冲击和振动环境下工作。但是固态继电器不能实现理想的断态电隔离，大功率半导体器件关断后仍可有数微安或更高的漏电流存在，容易引起点火回路检测故障，不适用于固体火箭发动机点火试验；此外固态继电器对过载有较大的敏感性，存在通态压降大、触点组数少、过电流和电压等指标差，电子线路的抗干扰能力不强的特点。大功率固态继电器的体积远远大于同容量的电磁继电器，成本也较高。

发明内容

本发明公开的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，要解决的技术问题是减小或避免点火电源回路中继电驱动模块在高过载(0～100g)试验环境下受到径向离心惯性和切向加速冲击的不利影响。本发明动态工作精准度高，能在高过载旋转(0～100g)情况下对固体火箭发动机进行可靠和安全的连续点火试验。

本发明突出改进特点在于：将容易受到高过载环境作用的点火驱动回路从试验控制电路板中剥离出来，建立独立的继电器驱动模块，可以灵活方便继电器在旋转台面的空间布置。通过调整继电驱动模块的空间位置和其内部触点布局有效解决高过载环境下径向离心惯性和切向加速冲击对正常点火的不利影响。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的：

一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，主要包括远程综合控制台、点火电源控制模块、试验控制器、继电器驱动模块、固体火箭发动机和点火具。继电器驱动模块与固体火箭发动机相连。试验控制器、继电器驱动模块、固体火箭发动机安装在旋转试验台上。旋转试验台用于为试验提供必要的旋转条件和承受发动机工作时产生的高过载荷，主要包括变频器、电机、传动轴组件、承载轴组件、集电环组件。试验控制器和固体火箭发动机固定在旋转试验台的旋转台面的外侧。点火电源控制模块连接直流稳压电源和试验控制器的电源输入端。试验控制器输出端与继电器驱动模块输入端相连，继电器驱动模块中继电器的动触点C和静触点D分别与直流电源和放入固体火箭发动机壳体内的点火具端点A、B连接。本发明可进行连续点火试验。继电器驱动模块固定在旋转试验台中心轴面的分线盘上，继电器驱动模块中继电器动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切。本发明的创新之处正是通过调整继电驱动模块的空间位置和其内部触点布局有效解决高过载环境下径向离心惯性和切向加速冲击对正常点火的不利影响。一方面，由于将继电器驱动模块从位于旋转试验台的外侧台面转移至中心轴面的分线盘处，减少旋转半径，继而极大降低了高过载试验环境下径向离心力对继电器驱动模块中机械和电子元器件的不利作用；另一方面，继电器驱动模块中继电器的布局采用动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切的形式，完全消除了径向离心作用对触点开、闭的直接影响。动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切的布局虽然能够消除径向离心作用，但是在旋转试验台的启动加速阶段，继电器触点闭合状态容易受到切向加速冲击作用的影响。为了解决这一问题，本发明在旋转试验台加速启动阶段，通过点火电源控制模块，关闭点火电源，切断点火回路，使得切向加速冲击对继电器触点影响无法产生点火输出电流。当转速达到高过载试验所需的转速条件，并且保持稳定恒速时，切向冲击作用消失，再通过点火电源控制模块闭合点火电源。当试验控制器输入端接收来自远程综合控制台的点火指令后，其输出端通过继电器驱动模块中电磁阀闭合继电器闭合动触点C和静触点D，形成点火电源回路，产生大的输出电流，引燃点火具，实现固体火箭发动机在高过载试验环境下的点火试验。

所述的继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。

所述的试验控制器的控制端与远程综合控制台通过集电环和线缆建立以晶体管输入/输出方式通信。

所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统还包括配重发动机组件，所述的配重发动机组件的重量为固体火箭发动机加上二分之一的装药重量，其作用是在过载试验中，平衡固体火箭发动机的重量，有效减小偏心载荷的影响。

点火电源控制模块连接的直流电源电压为27V。

一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统的工作过程为：首先将试验用过载固体火箭发动机、试验控制器、继电器驱动模块固定安装于旋转试验台相应位置，并启动旋转台转动。在转台启动加速阶段，通过点火电源控制模块关闭点火电源，切断点火电源，保证切向加速冲击对继电器触点作用无法形成点火回路和产生点火输出电流；当达到高过载试验所需的转速条件，并保持稳态转速时，再通过点火电源控制模块闭合点火电源。当试验控制器输入端接收来自远程综合控制台的点火指令后，其输出端通过继电器驱动模块中电磁阀闭合继电器闭合动触点C和静触点D，形成点火电源回路，产生大的输出电流，引燃点火具，实现固体火箭发动机在高过载试验环境下的点火试验。

有益效果：

1、继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。由于继电器驱动模块安装在位于旋转试验台中心轴面，减少旋转半径，继而极大降低了高过载试验环境下径向离心惯性对继电器驱动模块中机械和电子元器件的不利作用。

2、继电器驱动模块中继电器的布局，采用动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切的形式，完全消除了径向离心作用对触点开、闭的直接影响。

3、通过点火电源控制模块，在转台启动加速阶段关闭点火电源，使得切向加速冲击对继电器触点影响无法闭合点火回路，保证加速阶段不会促发点火，有效解决了切向加速冲击作用的影响。

附图说明

图1是本发明的高过载旋转试验台；

图2是本发明的高过载旋转试验台安装示意图；

图3是本发明的继电器驱动模块与台面安装示意图；

图4是本发明的继电器驱动模块与台面安装主视图；

图5是本发明的继电器驱动模块与台面安装俯视图；

图6是本发明的点火驱动系统模块连接示意框图；

其中：1-旋转台面、2-承载轴组件、3-轴承组件、4-机架、5-传动轴组件、6-集电环组件、7-试验控制器、8-固体火箭发动机台架、9-固体火箭发动机、10-分线盘、11-继电器驱动模块、12-配重发动机组件。

具体的实施方式

下面结合附图和实施例对本发明做进一步的说明：

整个高过载试验系统由机械系统和电气系统两部分组成。旋转试验台是高过载试验装置的机械系统主体，用于为试验提供必要的旋转条件和承受发动机工作时产生的载荷。如图1所示，旋转试验台采用立式结构，包括旋转台面1、承载轴组件2、轴承组件3、机架4和传动轴组件5以及集电环组件6。其工作原理为：电机通过联轴器与传动轴组件5相连，为旋转试验台提供旋转所需的动力；旋转试验台的载荷主要由承载轴组件2承受；承载轴组件2通过胀套与旋转台面1固连为一体；旋转台面1的转速调节依靠电气系统中的变频调速器和电机来完成。集电环组件6主要用于实现地面远程综合控制台和转台之间电源和点火控制信号的传递。

本发明中电气系统主要模拟高过载试验环境和点火控制的实现等工作，电气系统主要由变频调速器、电机和点火驱动系统组成。

本发明的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，能实现转台上以高转速范围内加减速和恒速速率下连续旋转以及相应高过载(0～100g)情况下进行固体火箭发动机多次点火试验。

一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，主要包括远程综合控制台、点火电源控制模块、试验控制器7、继电器驱动模块11、固体火箭发动机9和点火具。继电器驱动模块11与固体火箭发动机9相连。试验控制器7、继电器驱动模块11、固体火箭发动机9均安装在旋转试验台上。点火具放入固体火箭发动机9的壳体内。旋转试验台用于为试验提供必要的旋转条件和承受发动机工作时产生的高过载荷，主要包括变频器、电机、传动轴组件5、承载轴组件2、集电环组件6。试验控制器7和固体火箭发动机9固定在旋转试验台的旋转台面1的外侧。点火电源控制模块连接27V直流电源和试验控制器7的电源输入端。试验控制器7输出端与继电器驱动模块11输入端相连，继电器驱动模块11中继电器的动触点C和静触点D分别与27V直流电源和放入固体火箭发动机9壳体内的点火具端点A、B连接。本发明可进行连续点火试验。继电器驱动模块11固定在旋转试验台中心轴面的分线盘10上，继电器驱动模块11中继电器动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切。本发明的创新之处正是通过调整继电驱动模块11的空间位置和其内部触点布局有效解决高过载环境下径向离心惯性和切向加速冲击对正常点火的不利影响。一方面，由于将继电器驱动模块11从旋转台面1的外侧转移至中心轴面的分线盘10处，减少旋转半径，继而极大降低了高过载试验环境下径向离心力对继电器驱动模块11中机械和电子元器件的不利作用；另一方面，继电器驱动模块11中继电器的布局采用动触点C和静触点D间轴线与旋转台面1相切的形式，完全消除了径向离心作用对触点开、闭的直接影响。动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切的布局虽然能够消除径向离心作用，但是在旋转试验台的启动加速阶段，继电器触点闭合状态容易受到切向加速冲击作用的影响。为了解决这一问题，本发明在旋转试验台加速启动阶段，通过点火电源控制模块，关闭点火电源，切断点火回路，使得切向加速冲击对继电器触点影响无法产生点火输出电流。当转速达到高过载试验所需的转速条件，并且保持稳定恒速时，切向冲击作用消失，再通过点火电源控制模块闭合点火电源。当试验控制器7输入端接收来自远程综合控制台的点火指令后，其输出端通过继电器驱动模块11中电磁阀闭合继电器闭合动触点C和静触点D，形成点火电源回路，产生点火输出电流，引燃点火具，实现固体火箭发动机9在高过载试验环境下的点火试验。

如图2、3、4、5所示，本发明中将易受到冲击作用的驱动电路从试验控制电路板中剥离出来，建立独立的继电器驱动模块11，并通过螺钉安装在位于旋转试验台中心轴面的分线盘10上。当高过载连续转动时，旋转半径从725mm减少到125mm，继电器驱动模块11相比于原先设计于试验控制器中的驱动电路，降低了约83％的离心力作用，从而为高过载苛刻环境下可靠点火创造条件。

如图6所示，通过继电器驱动模块11中继电器触点的布局消除离心力作用。动触点C和静触点D间轴线与旋转速度方向相切，转台的离心力方向与触点轴线相交，不能直接作用于动触点C，即进一步消除了高过载离心力对动触点C和静触点D之间的关、闭状态的影响。

所述的继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。

所述的远程综合控制台通过集电环和埋入地下0.5mm²的多芯控制电缆与点火驱动系统建立基于晶体管输入/输出方式测控网络。

所述的配重发动机组件12的重量为固体火箭发动机9加上二分之一的装药重量，其作用是在过载试验中，平衡固体火箭发动机9的重量，有效减小偏心载荷的影响。

本发明的点火驱动系统模块连接示意框图如图6所示，一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统的工作过程为：当转台加速启动时，通过点火电源控制模块关闭27V直流点火电源，保证切向加速冲击对继电器触点作用无法形成点火回路，不能产生点火输出电流，避免点火误促；当转速达到高过载试验条件，并且保持恒速速率下连续旋转状态时，通过点火电源控制模块开启27V直流点火电源；试验控制器7内的控制芯片选用Altera公司的主流FPGA芯片，以满足实时性要求和调试过程反复修改的需求。为提高控制信号的抗干扰能力，除了对试验控制器7内的二次电源进行了隔离保护外，所有与远程综合控制台相关的控制信号均为数字信号，并采用光电耦合器进行了隔离。当试验控制器7接收到远程综合控制台的点火指令后，其输出端通过继电器驱动模块11中电磁阀闭合继电器闭合动触点C和静触点D，形成点火电源回路，产生5A的输出电流，引燃点火具，实现固体火箭发动机在高过载试验环境下的点火试验。本发明中继电器驱动模块11可实现三通道的程控点火。

本发明包括但不局限于本实施方式，凡是在本发明的精神和原则之下进行的任何修改、删减，都将视为在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，主要包括远程综合控制台、点火电源控制模块、试验控制器（7）、继电器驱动模块（11）、固体火箭发动机（9）和点火具；继电器驱动模块（11）与固体火箭发动机（9）相连；试验控制器（7）、继电器驱动模块（11）、固体火箭发动机（9）均安装在旋转试验台上；旋转试验台用于为试验提供必要的旋转条件和承受发动机工作时产生的高过载荷，主要包括变频器、电机、传动轴组件（5）、承载轴组件（2）、集电环组件（6）；试验控制器（7）和固体火箭发动机（9）固定在旋转试验台的旋转台面（1）的外侧；点火电源控制模块连接直流电源和试验控制器（7）的电源输入端；试验控制器（7）输出端与继电器驱动模块（11）输入端相连；继电器驱动模块（11）中继电器的动触点C和静触点D分别与直流电源和放入固体火箭发动机（9）壳体内的点火具端点A、B连接；其特征在于：继电器驱动模块（11）固定在旋转试验台中心轴面的分线盘（10）上，继电器驱动模块（11）中继电器动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切。

2.根据权利要求1所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于：在旋转试验台的启动加速阶段，继电器触点闭合状态容易受到切向加速冲击作用的影响，通过电源控制模块控制点火电源开关，具体过程如下，

在旋转试验台加速启动阶段，通过点火电源控制模块，关闭点火电源，切断点火回路，使得切向加速冲击对继电器触点影响无法产生点火输出电流；当转速达到高过载试验所需的转速条件，并且保持稳定恒速时，切向冲击作用消失，再通过点火电源控制模块闭合点火电源；当试验控制器（7）输入端接收来自远程综合控制台的点火指令后，其输出端通过继电器驱动模块（11）中电磁阀闭合继电器闭合动触点C和静触点D，形成点火电源回路，产生点火输出电流，引燃点火具，实现固体火箭发动机在高过载试验环境下的点火试验。

3.根据权利要求1或2所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于：所述的继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。

4.根据权利要求1或2所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于：所述的试验控制器（7）的控制端与远程综合控制台通过集电环和线缆建立以晶体管输入/输出方式通信。

5.根据权利要求4所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于：所述的继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。

6.根据权利要求1或2所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于：点火电源控制模块连接的直流电源电压为27V。

7.根据权利要求3所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于：所述的点火具有三个点火通道。

8.根据权利要求4所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于：所述的点火具有三个点火通道。

9.根据权利要求5所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于：所述的点火具有三个点火通道。