CN104390528B - 火箭时序控制器及控制方法 - Google Patents
火箭时序控制器及控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN104390528B CN104390528B CN201410474276.3A CN201410474276A CN104390528B CN 104390528 B CN104390528 B CN 104390528B CN 201410474276 A CN201410474276 A CN 201410474276A CN 104390528 B CN104390528 B CN 104390528B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- signal
- control chip
- circuit
- sequential
- rocket
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Direct Current Feeding And Distribution (AREA)
- Safety Devices In Control Systems (AREA)
Abstract
本发明涉及火箭控制技术，具体涉及对火箭的时序控制。火箭时序控制器，其技术方案是，它包括：供配电电路、时序控制电路以及点火电路；本发明采取了多种安全性保护措施，硬件上主要靠火工品“保护”电路确保火箭储存、运输和测试过程中火工品的安全，时序控制输出靠双备份并联提高可靠性；软件上采用事件触发机制，即时序控制器每收到相应的控制指令，硬件上将会执行相应的动作，执行动作被判定正确后，反馈该动作已经执行完的状态信号，FPGA控制流程时检测相应的状态反馈信号，确定该动作已执行才进行下一步动作。本发明火箭时序控制器满足火箭发射前的火工品阻值测试及时序测试要求，且在测试过程中确保了火工品的安全性。
Description
技术领域
本发明涉及火箭控制技术，具体涉及对火箭的时序控制。
背景技术
我国小型运载器和无控火箭的时序控制主要采用单片机或可编程逻辑器件(FPGA、CPLD等)内部的定时器实现。采用单片机时往往采用硬件定时器与软件计数器相结合的方式；采用可编程逻辑器件时，通常采用多比特计数器实现。当计数器的计数值与所装定的时序值一致时，输出时序信号至驱动电路，由驱动电路驱动配电器(主要为供配电及继电器点火电路)，接通火工品点火回路。
以往的时序控制器设计存在如下不足：
(1)无时序参数装定功能，不能灵活适应发射需求。当需要修改时序参数时，只能拆开时序控制器，重新烧写时序控制器程序，且重新烧写程序后缺乏试验考核，降低了可靠性。
(2)计数器采用二进制累加计数，若主控芯片为FPGA，在计数器累加过程中，存在数个寄存器门电路同时翻转的亚稳态现象，一旦与设定的时序相同，就会误动作，非正常点爆火工品。
(3)未设计火工品安全保护电路，导致整箭运输或火箭测试过程中火工品两端一直处于悬空状态，不安全。
发明内容
本发明的目的是：提供一种克服以上不足，可灵活装定时序参数，可靠性、安全性高的火箭时序控制器及控制方法。
本发明的技术方案之一是：火箭时序控制器，它包括：供配电电路、时序控制电路以及点火电路；
供配电电路包括：分时为火箭时序控制器供电的地面供电电路以及箭载电池；将地面供电电路以及箭载电池输出的12V电压转换为5V电压和3.3V电压的两级稳压电源LD0；将箭载电池电压转换为数字量并提供给时序控制电路的电压检测电路AD，电压检测电路AD接收来自两级稳压电源LD0输出的5V电压；接收和放大时序控制电路给出的“转电”信号的第一场效应管；受第一场效应管输出“转电”信号或由地面发控系统人为给出“紧急断电”信号驱动的第一双路触点磁保持继电器J1，第一双路触点磁保持继电器J1收到“转电”信号后，接通其常开点K1，使得箭载电池通过两级稳压电源LD0向时序控制电路供电，第一双路触点磁保持继电器J1收到“紧急断电”信号后，断开其常开点K1切断箭载电池的供电；
时序控制电路包括：基于Flash架构的FPGA控制芯片，其内部采用累加过程仅有一位寄存器的门电路逻辑发生翻转的格雷码计数器；FPGA控制芯片与上位机之间的串行通讯接口；接收分离插头脱落信号的TO调理电路，TO调理电路接入FPGA控制芯片；存放装定时序参数的高可靠性EEPROM，装定时序参数由上位机给出，经由串行通讯接口和FPGA控制芯片存入EEPROM，由EEPROM加载至FPGA控制芯片内部的定时器；当FPGA控制芯片接收到“时序测试”或“发射准备”指令后，若判断分离插头脱落信号有效，将启动格雷码计数器从0开始计时，当计数值与加载的装定时序参数相等时，时序控制电路向点火电路发出“时序”信号；
点火电路包括：接收和放大时序控制电路给出“保险”信号的第二场效应管；接收和放大时序控制电路给出“解保”信号的第三场效应管；受第二场效应管输出“保险”信号或第三场效应管输出“解保”信号驱动的第二双路触点磁保持继电器J2，第二双路触点磁保持继电器J2收到“保险”信号后，接通其常闭接点K2-1使火工品两端接地线，断开其常开接点K2-2使点火电路与火工品之间的通路断开，使火工品处于安全状态；第二双路触点磁保持继电器J2收到“解保”信号后，断开其常闭接点K2-1，接通其常开接点K2-2，使火工品处于待发状态；接收和放大时序控制电路给出“时序”信号的第四场效应管；受第四场效应管输出“时序”信号驱动的第一触点电磁继电器J3，第一触点电磁继电器J3收到“时序”信号后，接通其常开接点K3和限流电阻R向火工品施加起爆电压；点火电路的连接关系为：第三场效应管的栅极接入FPGA控制芯片，漏极接入第二双路触点磁保持继电器J2的一路，第二场效应管的栅极接入FPGA控制芯片，漏极接入第二双路触点磁保持继电器J2的另一路，第四场效应管的栅极接入FPGA控制芯片，漏极接入第一触点电磁继电器J3；第二双路触点磁保持继电器J2与第一触点电磁继电器J3的另一端连接后通过限流电阻R、第一触点电磁继电器J3的常开接点K3以及第二双路触点磁保持继电器J2的常开接点K2-2接入火工品的一端，火工品的另一端接地；第二双路触点磁保持继电器J2的常闭接点K2-1一端接地，另一端接入常开接点K2-2与火工品之间；在常开接点K3以及常开接点K2-2间引出有时序/阻值测试端。
本发明的技术方案之二是：一种火箭时序控制方法，它使用上述火箭时序控制器，并包括以下步骤：
A.火箭时序控制器上电后，向FPGA控制芯片内部的定时器加载EEPROM存放的装定时序参数；FPGA控制芯片向上位机反馈包括火箭时序控制器设备型号、编号、批次、状态信息及当前加载的装定时序参数的自检信息；
B.FPGA控制芯片等待和检测串行通讯接口传来的地面发控指令；地面发控指令包括“转电”、“电池电压检测”、“时序参数装定”、“保险”、“解保”、“时序测试”及“发射准备”，指令的接收采用应答机制；
C.FPGA控制芯片接收到“转电”指令后，通过第一场效应管，第一双路触点磁保持继电器J1及其常开接点K1，将由地面供电切换为由箭载电池向时序控制电路及点火电路供电；
D.FPGA控制芯片接收到“电池电压检测”指令后，将电压检测电路AD的输出值通过串行通讯接口传送给上位机；
E.FPGA控制芯片接收到“时序参数装定”指令后，通过串行通讯接口接收上位机给出的装定时序参数，写入EEPROM，重新向FPGA控制芯片内部的定时器加载EEPROM存放的装定时序参数；FPGA控制芯片向上位机反馈当前加载的装定时序参数；
F.在“时序/阻值测试”流程中，所述FPGA控制芯片接收到“解保”指令后，向所述第二双路触点磁保持继电器J2发送“解保”信号，所述第二双路触点磁保持继电器J2的常开接点K2-2闭合，常闭接点K2-1断开，通过时序/阻值测试接口及GND接口将所述火工品接入地面发控设备进行阻值测试；FPGA控制芯片接收到“时序测试”指令后，向第二双路触点磁保持继电器J2发送“保险”信号，保持火工品处于安全状态，启动格雷码计数器从0开始计时，当计数值与当前加载的装定时序参数相等时，通过第四场效应管，第一触点电磁继电器J3及其常开接点K3和限流电阻R，通过时序/阻值测试接口及GND接口向地面发控设备输出时序信号；
G.在“发射”流程中，所述FPGA控制芯片接收到“发射准备”指令后，判断火工品是否解保处于待发状态；
H.火箭起飞其分离插头脱落时刻，FPGA控制芯片通过T0调理电路接收到分离插头脱落信号，启动格雷码计数器从0开始计时，当计数值与当前加载的装定时序参数相等时，通过第四场效应管，第一触点电磁继电器J3及其常开接点K3，向火工品施加起爆电压；
火箭起飞前，若火箭时序控制器接收到地面发控系统人为给出“紧急断电”信号，则通过第一双路触点磁保持继电器J1断开其常开接点K1，切断电池的供电。
本发明的有益效果是：(1)可现场装定时序参数，适应性强，不需要重新烧写固件程序，通过“时序测试”即可验证装定的时序参数是否正确；
(2)所采用的格雷码计数器属于高可靠性计数器，保证了时序信号的可靠性和准确性；
(3)点火电路中的“保护”电路，确保了火箭运输过程、装配过程及地面测试过程中火工品处于短路接地保护状态，提高了安全性，“解保”电路，满足了火箭发射前火工品阻值的测试要求。
(4)软件和硬件上易扩展，时序信号路数增加对体积、成本、研制周期无太大影响，满足通用化设计要求。
附图说明
图1为火箭时序控制器电路原理框图；
图2为火箭时序控制方法流程框图。
具体实施方式
实施例1，参见附图1，火箭时序控制器，它包括：供配电电路、时序控制电路以及点火电路；
供配电电路包括：分时为火箭时序控制器供电的地面供电电路以及箭载电池1；将地面供电电路以及箭载电池1输出的12V电压转换为5V电压和3.3V电压的两级稳压电源LD0；将箭载电池1电压转换为数字量并提供给时序控制电路的电压检测电路AD，电压检测电路AD接收来自两级稳压电源LD0输出的5V电压；接收和放大时序控制电路给出的“转电”信号的第一场效应管2；受第一场效应管2输出“转电”信号或由地面发控系统人为给出“紧急断电”信号驱动的第一双路触点磁保持继电器J1，第一双路触点磁保持继电器J1收到“转电”信号后，接通其常开点K1，使得箭载电池1通过两级稳压电源LD0向时序控制电路供电，第一双路触点磁保持继电器J1收到“紧急断电”信号后，断开其常开点K1切断箭载电池1的供电；
时序控制电路包括：基于Flash架构的FPGA控制芯片3，其内部采用累加过程仅有一位寄存器的门电路逻辑发生翻转的格雷码计数器；FPGA控制芯片3与上位机之间的串行通讯接口；接收分离插头脱落信号的TO调理电路10，TO调理电路10接入FPGA控制芯片3；存放装定时序参数的高可靠性EEPROM4，装定时序参数由上位机给出，经由串行通讯接口5和FPGA控制芯片3存入EEPROM4，由EEPROM4加载至FPGA控制芯片3内部的定时器；当FPGA控制芯片3接收到“时序测试”或“发射准备”指令后，若判断分离插头脱落信号有效，将启动格雷码计数器从0开始计时，当计数值与加载的装定时序参数相等时，时序控制电路向点火电路发出“时序”信号；
点火电路包括：接收和放大时序控制电路给出“保险”信号的第二场效应管6；接收和放大时序控制电路给出“解保”信号的第三场效应管7；受第二场效应管6输出“保险”信号或第三场效应管7输出“解保”信号驱动的第二双路触点磁保持继电器J2，第二双路触点磁保持继电器J2收到“保险”信号后，接通其常闭接点K2-1使火工品8两端接地线，断开其常开接点K2-2使点火电路与火工品8之间的通路断开，使火工品8处于安全状态；第二双路触点磁保持继电器J2收到“解保”信号后，断开其常闭接点K2-1，接通其常开接点K2-2，使火工品8处于待发状态；接收和放大时序控制电路给出“时序”信号的第四场效应管9；受第四场效应管9输出“时序”信号驱动的第一触点电磁继电器J3，第一触点电磁继电器J3收到“时序”信号后，接通其常开接点K3和限流电阻R向火工品8施加起爆电压；点火电路的连接关系为：第三场效应管7的栅极接入FPGA控制芯片3，漏极接入第二双路触点磁保持继电器J2的一路，第二场效应管6的栅极接入FPGA控制芯片3，漏极接入第二双路触点磁保持继电器J2的另一路，第四场效应管9的栅极接入FPGA控制芯片3，漏极接入第一触点电磁继电器J3；第二双路触点磁保持继电器J2与第一触点电磁继电器J3的另一端连接后通过限流电阻R、第一触点电磁继电器J3的常开接点K3以及第二双路触点磁保持继电器J2的常开接点K2-2接入火工品8的一端，火工品8的另一端接地；第二双路触点磁保持继电器J2的常闭接点K2-1一端接地，另一端接入常开接点K2-2与火工品8之间；在常开接点K3以及常开接点K2-2间引出有时序/阻值测试端。
实施例2，参见附图2，一种火箭时序控制方法，它使用如实施例1所述火箭时序控制器，并包括以下步骤：
A.火箭时序控制器上电后，向FPGA控制芯片3内部的定时器加载EEPROM4存放的装定时序参数；FPGA控制芯片3向上位机反馈包括火箭时序控制器设备型号、编号、批次、状态信息及当前加载的装定时序参数的自检信息；
B.FPGA控制芯片3等待和检测串行通讯接口5传来的地面发控指令；地面发控指令包括“转电”、“电池电压检测”、“时序参数装定”、“保险”、“解保”、“时序测试”及“发射准备”，指令的接收采用应答机制；
C.FPGA控制芯片3接收到“转电”指令后，通过第一场效应管2，第一双路触点磁保持继电器J1及其常开接点K1，将由地面供电切换为由箭载电池1向时序控制电路及点火电路供电；
D.FPGA控制芯片3接收到“电池电压检测”指令后，将电压检测电路AD的输出值通过串行通讯接口5传送给上位机；
E.FPGA控制芯片3接收到“时序参数装定”指令后，通过串行通讯接口5接收上位机给出的装定时序参数，写入EEPROM4，重新向FPGA控制芯片3内部的定时器加载EEPROM4存放的装定时序参数；FPGA控制芯片3向上位机反馈当前加载的装定时序参数；
F.在“时序/阻值测试”流程中，所述FPGA控制芯片3接收到“解保”指令后，向所述第二双路触点磁保持继电器J2发送“解保”信号，所述第二双路触点磁保持继电器J2的常开接点K2-2闭合，常闭接点K2-1断开，通过时序/阻值测试接口及GND接口将所述火工品8接入地面发控设备进行阻值测试；FPGA控制芯片3接收到“时序测试”指令后，向第二双路触点磁保持继电器J2发送“保险”信号，保持火工品8处于安全状态，启动格雷码计数器从0开始计时，当计数值与当前加载的装定时序参数相等时，通过第四场效应管9，第一触点电磁继电器J3及其常开接点K3和限流电阻R，通过时序/阻值测试接口及GND接口向地面发控设备输出时序信号；
G.在“发射”流程中，所述FPGA控制芯片3接收到“发射准备”指令后，判断火工品是否解保处于待发状态；
H.火箭起飞其分离插头脱落时刻，FPGA控制芯片3通过T0调理电路10接收到分离插头脱落信号，启动格雷码计数器从0开始计时，当计数值与当前加载的装定时序参数相等时，通过第四场效应管9，第一触点电磁继电器J3及其常开接点K3，向火工品8施加起爆电压；
火箭起飞前，若火箭时序控制器接收到地面发控系统人为给出“紧急断电”信号，则通过第一双路触点磁保持继电器J1断开其常开接点K1，切断电池1的供电。
Claims (2)
1.火箭时序控制器，它包括：供配电电路、时序控制电路以及点火电路；其特征在于：
所述供配电电路包括：分时为所述火箭时序控制器供电的地面供电电路以及箭载电池(1)；将所述地面供电电路以及所述箭载电池(1)输出的12V电压转换为5V电压和3.3V电压的两级稳压电源LD0；将所述箭载电池(1)电压转换为数字量并提供给所述时序控制电路的电压检测电路AD，所述电压检测电路AD接收来自所述两级稳压电源LD0输出的5V电压；接收和放大所述时序控制电路给出的“转电”信号的第一场效应管(2)；受所述第一场效应管(2)输出“转电”信号或由地面发控系统人为给出“紧急断电”信号驱动的第一双路触点磁保持继电器J1，所述第一双路触点磁保持继电器J1收到所述“转电”信号后，接通其常开点K1，使得所述箭载电池(1)通过两级稳压电源LD0向所述时序控制电路供电，所述第一双路触点磁保持继电器J1收到所述“紧急断电”信号后，断开其常开点K1切断所述箭载电池(1)的供电；
所述时序控制电路包括：基于Flash架构的FPGA控制芯片(3)，其内部采用累加过程仅有一位寄存器的门电路逻辑发生翻转的格雷码计数器；所述FPGA控制芯片(3)与上位机之间的串行通讯接口(5)；接收分离插头脱落信号的TO调理电路(10)，所述TO调理电路(10)接入所述FPGA控制芯片(3)；存放装定时序参数的高可靠性EEPROM(4)，所述装定时序参数由所述上位机给出，经由所述串行通讯接口(5)和所述FPGA控制芯片(3)存入所述EEPROM(4)，由所述EEPROM(4)加载至所述FPGA控制芯片(3)内部的定时器；当所述FPGA控制芯片(3)接收到“时序测试”指令或“发射准备指令”后，若判断分离插头脱落信号有效，将启动所述格雷码计数器从0开始计时，当计数值与加载的所述装定时序参数相等时，所述时序控制电路向所述点火电路发出“时序”信号；
所述点火电路包括：接收和放大所述时序控制电路给出“保险”信号的第二场效应管(6)；接收和放大所述时序控制电路给出“解保”信号的第三场效应管(7)；受所述第二场效应管(6)输出“保险”信号或所述第三场效应管(7)输出“解保”信号驱动的第二双路触点磁保持继电器J2，所述第二双路触点磁保持继电器J2收到所述“保险”信号后，接通其常闭接点K2-1使火工品(8)两端接地线，断开其常开接点K2-2使所述点火电路与所述火工品(8)之间的通路断开，使所述火工品(8)处于安全状态；所述第二双路触点磁保持继电器J2收到所述“解保”信号后，断开其常闭接点K2-1，接通其常开接点K2-2，使所述火工品(8)处于待发状态；接收和放大所述时序控制电路给出“时序”信号的第四场效应管(9)；受所述第四场效应管(9)输出“时序”信号驱动的第一触点电磁继电器J3，所述第一触点电磁继电器J3收到所述“时序”信号后，接通其常开接点K3和限流电阻R向所述火工品(8)施加起爆电压；所述点火电路的连接关系为：所述第三场效应管(7)的栅极接入所述FPGA控制芯片(3)，漏极接入所述第二双路触点磁保持继电器J2的一路，所述第二场效应管(6)的栅极接入所述FPGA控制芯片(3)，漏极接入所述第二双路触点磁保持继电器J2的另一路，所述第四场效应管(9)的栅极接入所述FPGA控制芯片(3)，漏极接入所述第一触点电磁继电器J3；所述第二双路触点磁保持继电器J2与所述第一触点电磁继电器J3的另一端连接后通过所述限流电阻R、所述第一触点电磁继电器J3的常开接点K3以及所述第二双路触点磁保持继电器J2的常开接点K2-2接入所述火工品(8)的一端，所述火工品(8)的另一端接地；所述第二双路触点磁保持继电器J2的常闭接点K2-1一端接地，另一端接入所述常开接点K2-2与所述火工品(8)之间；在所述常开接点K3以及所述常开接点K2-2间引出有时序/阻值测试接口。
2.一种火箭时序控制方法，它使用如权利要求1所述火箭时序控制器，并包括以下步骤：
A.火箭时序控制器上电后，向所述FPGA控制芯片(3)内部的定时器加载所述EEPROM(4)存放的所述装定时序参数；所述FPGA控制芯片(3)向所述上位机反馈包括火箭时序控制器设备型号、编号、批次、状态信息及当前加载的所述装定时序参数的自检信息；
B.所述FPGA控制芯片(3)等待和检测所述串行通讯接口(5)传来的地面发控指令；所述地面发控指令包括“转电”、“电池电压检测”、“时序参数装定”、“保险”、“解保”、“时序测试”及“发射准备”，指令的接收采用应答机制；
C.所述FPGA控制芯片(3)接收到“转电”指令后，通过所述第一场效应管(2)，所述第一双路触点磁保持继电器J1及其常开接点K1，将由地面供电切换为由所述箭载电池(1)向所述时序控制电路及所述点火电路供电；
D.所述FPGA控制芯片(3)接收到“电池电压检测”指令后，将所述电压检测电路AD的输出值通过所述串行通讯接口(5)传送给所述上位机；
E.所述FPGA控制芯片(3)接收到“时序参数装定”指令后，通过所述串行通讯接口(5)接收所述上位机给出的所述装定时序参数，写入所述EEPROM(4)，重新向所述FPGA控制芯片(3)内部的定时器加载所述EEPROM(4)存放的所述装定时序参数；所述FPGA控制芯片(3)向所述上位机反馈当前加载的所述装定时序参数；
F.在“时序/阻值测试”流程中，所述FPGA控制芯片(3)接收到“解保”指令后，向所述第二双路触点磁保持继电器J2发送“解保”信号，所述第二双路触点磁保持继电器J2的常开接点K2-2闭合，常闭接点K2-1断开，通过时序/阻值测试接口及GND接口将所述火工品(8)接入地面发控设备进行阻值测试；所述FPGA控制芯片(3)接收到“时序测试”指令后，向所述第二双路触点磁保持继电器J2发送“保险”信号，保持所述火工品(8)处于安全状态，启动所述格雷码计数器从0开始计时，当计数值与当前加载的所述装定时序参数相等时，通过所述第四场效应管(9)，所述第一触点电磁继电器J3及其常开接点K3和限流电阻R，通过时序/阻值测试接口及GND接口向地面发控设备输出时序信号；
G.在“发射”流程中，所述FPGA控制芯片(3)接收到“发射准备”指令后，判断火工品是否解保处于待发状态；
H.火箭起飞其分离插头脱落时刻，所述FPGA控制芯片(3)通过所述T0调理电路(10)接收到分离插头脱落信号，启动所述格雷码计数器从0开始计时，当计数值与当前加载的所述装定时序参数相等时，通过所述第四场效应管(9)，所述第一触点电磁继电器J3及其常开接点K3，向所述火工品(8)施加起爆电压；
火箭起飞前，若所述火箭时序控制器接收到地面发控系统人为给出“紧急断电”信号，则通过所述第一双路触点磁保持继电器J1断开其常开接点K1，切断所述电池(1)的供电。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410474276.3A CN104390528B (zh) | 2014-09-17 | 2014-09-17 | 火箭时序控制器及控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201410474276.3A CN104390528B (zh) | 2014-09-17 | 2014-09-17 | 火箭时序控制器及控制方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN104390528A CN104390528A (zh) | 2015-03-04 |
| CN104390528B true CN104390528B (zh) | 2015-12-02 |
Family
ID=52608463
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201410474276.3A Active CN104390528B (zh) | 2014-09-17 | 2014-09-17 | 火箭时序控制器及控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN104390528B (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2801840C1 (ru) * | 2022-08-22 | 2023-08-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Устройство для подготовки к пуску ракеты |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105300205B (zh) * | 2015-12-01 | 2016-11-30 | 中国航天科技集团公司第四研究院第四十一研究所 | 一种应用于电爆器件的点火电路 |
| CN106406076B (zh) * | 2016-07-06 | 2019-06-28 | 上海宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭冗余时序控制系统 |
| CN106483880B (zh) * | 2016-09-22 | 2019-04-09 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种可重复使用运载器火工品保护电路 |
| CN106468761B (zh) * | 2016-09-22 | 2019-03-26 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种飞行器火工品短路保护电路及状态切换方法 |
| CN106325292B (zh) * | 2016-10-17 | 2019-04-12 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种航天运载火箭通用控制器 |
| CN106523189A (zh) * | 2016-10-20 | 2017-03-22 | 南京理工大学 | 一种火箭点火控制系统 |
| CN107368020B (zh) * | 2017-06-19 | 2019-09-06 | 北京航天发射技术研究所 | 一种高可靠的射前时序动作触发方法 |
| CN108928505B (zh) * | 2018-06-28 | 2021-04-27 | 上海卫星工程研究所 | 利用星箭脱落插头信号进行控制的卫星主动段排气方法 |
| CN108919730B (zh) * | 2018-08-31 | 2020-10-30 | 西安航天动力技术研究所 | 一种便携式火箭飞行时序测试仪 |
| CN110873544A (zh) * | 2018-09-03 | 2020-03-10 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 基于can总线的导弹地面测试与发控装置及工作方法 |
| CN109204893B (zh) * | 2018-09-07 | 2021-01-05 | 北京空间技术研制试验中心 | 高可靠航天器与运载火箭电接口的设计方法 |
| CN109795720B (zh) * | 2018-10-24 | 2021-06-18 | 北京空间技术研制试验中心 | 航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法 |
| CN109916247B (zh) * | 2019-04-01 | 2021-04-06 | 中国工程物理研究院化工材料研究所 | 监视火工品起爆过程的智能安保系统及方法 |
| CN110285975A (zh) * | 2019-07-19 | 2019-09-27 | 桂林航天电子有限公司 | 固体集成时序控制点火装置 |
| CN111854543A (zh) * | 2020-07-07 | 2020-10-30 | 深圳零壹空间电子有限公司 | 一种火箭控制装置 |
| CN111780626A (zh) * | 2020-07-10 | 2020-10-16 | 北京星途探索科技有限公司 | 一种使用简控台进行分离试验点火的方法 |
| CN112361897B (zh) * | 2020-11-03 | 2023-01-31 | 西安航天动力技术研究所 | 一种用于导弹系统的飞行时序产生系统及方法 |
| CN112531682A (zh) * | 2020-11-18 | 2021-03-19 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种飞行器控制系统母线供电电路及供电方法 |
| CN114576042B (zh) * | 2022-03-11 | 2023-06-20 | 中国工程物理研究院总体工程研究所 | 一种适用于固体火箭发动机远程点火装置及点火方法 |
| CN114815901B (zh) * | 2022-06-24 | 2022-09-20 | 东方空间技术(北京)有限公司 | 运载火箭的箭上电气系统 |
| CN116379846B (zh) * | 2023-06-06 | 2023-09-05 | 北京星河动力装备科技有限公司 | 火箭的飞行时序验证设备以及系统 |
| CN116989621B (zh) * | 2023-08-01 | 2024-05-07 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种运载火箭分离试验系统及方法 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA1254289A (en) * | 1986-02-06 | 1989-05-16 | Henry P. Hudema | Rocket boosted target |
| CN102072817B (zh) * | 2010-11-25 | 2012-05-16 | 西北工业大学 | 一种恒流式时序控制点火装置及控制方法 |
| US8925462B2 (en) * | 2012-06-27 | 2015-01-06 | Raytheon Company | Intermediate voltage arming |
| CN103122807B (zh) * | 2013-01-16 | 2014-11-12 | 西北工业大学 | 一种多通道固体火箭发动机点火时序控制方法 |
| CN103090724B (zh) * | 2013-01-21 | 2015-02-04 | 北京航空航天大学 | 一种固液动力探空火箭地面发射时序控制系统 |
-
2014
- 2014-09-17 CN CN201410474276.3A patent/CN104390528B/zh active Active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2801840C1 (ru) * | 2022-08-22 | 2023-08-16 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Устройство для подготовки к пуску ракеты |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN104390528A (zh) | 2015-03-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN104390528B (zh) | 火箭时序控制器及控制方法 | |
| CN105698617B (zh) | 一种通过起爆控制器控制的电子雷管及其控制方法 | |
| CN105932749B (zh) | 一种园林工具专用锂电池供电装置 | |
| CN110562498B (zh) | 一种星箭分离自上电电路 | |
| CN203225576U (zh) | 双路火工品点火电路 | |
| CN103326313B (zh) | 智能火工品点火控制器 | |
| CN107246828A (zh) | 一种电子雷管组网结构及控制方法 | |
| CN204215176U (zh) | 一种飞行器安全自毁控制电路 | |
| CN107239356A (zh) | 看门狗电路 | |
| CN110402517A (zh) | 电池组 | |
| CN102931628A (zh) | 适用于两级点火弹上火工品的保护电路 | |
| CN204586541U (zh) | 一种用于车辆的高压电路的监控系统 | |
| CN104361904B (zh) | 非易失性存储器的销毁装置 | |
| CN204243737U (zh) | 一种充电器保护电路 | |
| CN201488662U (zh) | 全备弹测试安全控制电路 | |
| CN111263892B (zh) | 一种适配器的功能检测方法及装置、设备、存储介质 | |
| US6371067B1 (en) | Capacitor assisted starter circuit | |
| CN106532809B (zh) | 一种民用拦截弹电起爆控制器 | |
| US10260851B2 (en) | System for controlling at least one electronic detonator | |
| CN102568586A (zh) | 一种利用后备电源执行数据销毁的电子盘及方法 | |
| CN201607179U (zh) | 一种控制引信解除保险的数字编码电路 | |
| CN103557754B (zh) | 一种多组火工品时序电爆控制装置 | |
| CN109753133A (zh) | 功率控制器 | |
| CN106143169A (zh) | 一种用于车辆高压电路的监控系统和方法 | |
| CN114136162A (zh) | 一种无线起爆控制系统 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |