CN109795720B - 航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，包括步骤：a.设计航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路；b.基于所述a步骤中的控制电路，设计冗余控制电路。根据本发明的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，安全性高，可以有效防止火工品误引爆；同时，整个供电通道及控制电路采用降额设计及双冗余设计，可靠性高，可以在一重故障下完成舱段分离功能，可有力确保航天器主任务顺利完成。

Description

航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法

技术领域

本发明涉及航天电气领域，尤其涉及一种航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法。

背景技术

随着航天器飞行任务需求的日益复杂，大型复杂航天器往往采用多舱段设计，各个舱段分别实现不同的功能，国内外载人飞船多数设计通过舱段分离实现载人单舱返回；同时，随着未来在轨服务需求的不断增多，舱段分离设计也是实现在轨飞行器功能重构的基础技术之一。

舱段分离是航天器在轨任务中的关键任务，事关任务成败，一般应进行全过程、全路径的可靠冗余设计以确保任务成功。航天器在轨实现舱段分离多通过引爆火工装置实现，现有资料对于火工装置的设计论文、专利较多，较少涉及火工装置引爆控制设计相关内容，如主要电路构成、关键元器件、冗余可靠设计措施等。

发明内容

本发明的目的在于解决上述问题，提供一种航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法。

为实现上述发明目的，本发明提供一种航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，包括以下步骤：

a.设计航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路；

b.基于所述a步骤中的控制电路，设计冗余控制电路。

根据本发明的一个方面，航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路采用多级串联控制电路，其中至少包括：火工母线负控制电路、火工母线正控制电路和引爆控制电路。

根据本发明的一个方面，所述航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路中的火工母线供电采用电池供电、直流稳压供电或者恒流源供电。

根据本发明的一个方面，所述火工母线负控制电路和所述火工母线正控制电路中的火工母线负开关器件和火工母线正开关器件采用磁保持继电器；

所述引爆控制电路中的引爆控制开关器件采用电磁继电器或者MOS管。

根据本发明的一个方面，所述引爆控制电路中包括与所述引爆控制开关器件串联的用于恒压源供电或者电池供电时对引爆电流大小进行控制的限流电阻；

所述限流电阻采用TRY-A型专用电阻。

根据本发明的一个方面，在所述b步骤中，设计冗余控制电路的方法包括以下步骤：

b1.基于延时器件的冗余控制电路设计方法；

b2.基于发令设备软件自延时的冗余控制电路设计方法。

根据本发明的一个方面，在所述b1步骤中，为实现引爆控制开关器件闭合，采用以下两种不同的路径进行指令控制：

第一，在航天器中央计算机的飞行软件中编写代码，在指定的飞行时间发送引爆指令，由发令设备驱动开关器件控制电路工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆；

第二，由于航天器舱段分离时刻安排在地面测控站可见范围内，可由地面测控站上行给出触发信号，由延时器件驱动开关器件工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆。

根据本发明的一个方面，在所述b2步骤中，为实现引爆控制开关器件闭合，采用以下两种不同的路径进行指令控制：

第一，在航天器中央计算机的飞行软件中编写代码，在指定的飞行时间发送引爆指令，由发令设备驱动开关器件控制电路工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆；

第二，由于航天器舱段分离时刻安排在地面测控站可见范围内，可由地面测控站上行给出指令，发令设备收到信号后内部软件自延时后驱动开关器件工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆。

根据本发明的一个方面，在所述b步骤中，设计冗余控制电路的方法还包括：

1)所述火工母线负控制电路和所述火工母线正控制电路中的火工母线负开关器件和火工母线正开关器件采用双继电器多触点并联设计；

所述引爆控制电路中的引爆控制开关器件采用双继电器触点串并联设计或者MOS管串并联设计；

2)所述航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路采用双点双线设计；

3)所述航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路中各元器件均降额设计。

根据本发明的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，安全性高，可以有效防止火工品误引爆；同时，整个供电通道及控制电路采用降额设计及双冗余设计，可靠性高，可以在一重故障下完成舱段分离功能，可有力确保航天器主任务顺利完成。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示意性表示根据本发明的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法的流程图；

图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路采用多级串联控制电路图；

图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的基于延时器件的冗余控制电路图；

图4示意性表示根据本发明的一种实施方式的基于发令设备软件自延时的冗余控制电路图；

图5示意性表示根据本发明的一种实施方式的并联设计后的引爆控制连接电路图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

图1示意性表示根据本发明的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法的流程图。如图1所示，根据本发明的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法包括以下步骤：

a.设计航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路；

b.基于a步骤中的控制电路，设计冗余控制电路。

在本发明中，航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路采用多级串联控制电路，其中至少包括火工母线负控制电路、火工母线正控制电路和引爆控制电路。

图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路采用多级串联控制电路图。如图2所示，在本实施方式中，航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路采用三级串联控制电路，即图2中所示的火工母线负控制电路、火工母线正控制电路和引爆控制电路。如图2所示，引爆火工品桥丝n时，依次发送指令闭合“火工母线负”开关、闭合“火工母线正”开关，发送指令闭合“引爆控制n”，火工品桥丝n构成供电回路，通过设定的电压或者电流，火工品桥丝n完成引爆。

在本实施方式中，航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路中的火工母线供电采用电池供电、直流稳压供电或者恒流源供电。火工母线负控制电路和火工母线正控制电路中的火工母线负开关器件和火工母线正开关器件采用磁保持继电器；引爆控制电路中的引爆控制开关器件采用电磁继电器或者MOS管。

在本实施方式中，如图2所示，引爆控制电路中包括与引爆控制开关器件串联的用于恒压源供电或者电池供电时对引爆电流大小进行控制的限流电阻。在本实施方式中，限流电阻采用TRY-A型专用电阻。

根据本发明的一种实施方式，在上述b步骤中，设计冗余控制电路的方法包括以下步骤：

b1.基于延时器件的冗余控制电路设计方法(如图3所示)；

b2.基于发令设备软件自延时的冗余控制电路设计方法(如图4所示)。

根据本发明的一种实施方式，在上述b1步骤中，为实现引爆控制开关器件闭合，采用以下两种不同的路径进行指令控制：

第一，在航天器中央计算机的飞行软件中编写代码，在指定的飞行时间发送引爆指令，由发令设备驱动开关器件控制电路工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆；

第二，由于航天器舱段分离时刻安排在地面测控站可见范围内，可由地面测控站上行给出触发信号，由延时器件驱动开关器件工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆，从而实现引爆控制电路的冗余设计。

在上述b2步骤中，为实现引爆控制开关器件闭合，采用以下两种不同的路径进行指令控制：

第一，在航天器中央计算机的飞行软件中编写代码，在指定的飞行时间发送引爆指令，由发令设备驱动开关器件控制电路工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆；

第二，由于航天器舱段分离时刻安排在地面测控站可见范围内，可由地面测控站上行给出指令，发令设备收到信号后内部软件自延时后驱动开关器件工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆，从而实现引爆控制电路的冗余设计。

除此之外，设计冗余控制电路的方法还包括：

1)为保证可靠性，火工母线负控制电路和火工母线正控制电路中的火工母线负开关器件和火工母线正开关器件采用双继电器多触点并联设计；

所述引爆控制电路中的引爆控制开关器件采用双继电器触点串并联设计或者MOS管串并联设计。如图5所示，其为并联设计后的引爆控制连接电路图。

2)整个供电通路不允许使用单根导线，航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路采用双点双线设计；

3)航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路中各元器件均降额设计，包括开关器件额定电流降额、接插件触点电流降额、传输导线额定电流降额等。

因此，为确保舱段分离火工装置可靠引爆，应设计冗余的控制电路，确保在一重故障下仍能完成舱段分离。

由上可知，本发明的设计思路在于：首先，按照图2可完成舱段分离火工装置引爆供电通路原理图初步设计，包括供电通路连接关系的确定、关键元器件的选型等；其次，按照上文冗余设计中的1)～3)条可以实施电路原理图的详细设计；再次，根据航天器飞行方案及地面测控站特点，综合考虑设备配套情况，可以选择一种冗余控制电路设计方法，按照图3或者图4的原理，实现控制电路的详细设计，并最终完成整个舱段分离火工装置的引爆控制设计。

根据本发明的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，安全性高，可以有效防止火工品误引爆；同时，整个供电通道及控制电路采用降额设计及双冗余设计，可靠性高，可以在一重故障下完成舱段分离功能，可有力确保航天器主任务顺利完成。

以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，包括以下步骤：

a.设计航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路，其采用多级串联控制电路，包括引爆控制电路；

所述引爆控制电路中的引爆控制开关器件采用电磁继电器，所述电磁继电器采用多触点串并联组合连接方式；

所述引爆控制电路中包括与所述引爆控制开关器件串联的用于恒压源供电或者电池供电时对引爆电流大小进行控制的限流电阻；

所述限流电阻采用TRY-A型专用电阻；

b.基于所述a步骤中的控制电路，设计冗余控制电路，设计方法包括以下步骤：

b1.基于延时器件的冗余控制电路设计方法；

b2.基于发令设备软件自延时的冗余控制电路设计方法；

在所述b1步骤中，为实现引爆控制开关器件闭合，采用以下路径进行指令控制：

由于航天器舱段分离时间安排在地面测控站可见范围内，可由地面测控站上行给出触发信号，由延时器件驱动开关器件工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆；

在所述b1步骤中，为实现引爆控制开关器件闭合，还采用以下路径进行指令控制：

在航天器中央计算机的飞行软件中编写代码，在指定的飞行时间发送引爆指令，由发令设备驱动开关器件控制电路工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆；

在所述b2步骤中，为实现引爆控制开关器件闭合，采用以下路径进行指令控制：

由于航天器舱段分离时间安排在地面测控站可见范围内，可由地面测控站上行给出指令，发令设备收到信号后内部软件自延时后驱动开关器件工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆；

在所述b2步骤中，为实现引爆控制开关器件闭合，还采用以下路径进行指令控制：

在航天器中央计算机的飞行软件中编写代码，在指定的飞行时间发送引爆指令，由发令设备驱动开关器件控制电路工作，开关闭合实现舱段分离火工装置引爆。

2.根据权利要求1所述的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，其特征在于，航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路中至少还包括：火工母线负控制电路和火工母线正控制电路。

3.根据权利要求2所述的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，其特征在于，所述航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路中的火工母线供电采用电池供电、直流稳压供电或者恒流源供电。

4.根据权利要求2所述的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，其特征在于，所述火工母线负控制电路和所述火工母线正控制电路中的火工母线负开关器件和火工母线正开关器件采用磁保持继电器。

5.根据权利要求1至4之一所述的航天器舱段分离用火工装置引爆控制设计方法，其特征在于，在所述b步骤中，设计冗余控制电路的方法还包括：

1)所述火工母线负控制电路和所述火工母线正控制电路中的火工母线负开关器件和火工母线正开关器件采用双继电器多触点并联设计；

所述引爆控制电路中的引爆控制开关器件采用双继电器触点串并联设计或者MOS管串并联设计；

2)所述航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路采用双点双线设计；

3)所述航天器舱段分离用火工装置引爆控制电路中各元器件均降额设计。

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