CN110471364A - 一种运载火箭动力系统加注溢出信号装置 - Google Patents

一种运载火箭动力系统加注溢出信号装置 Download PDF

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张明亮
陈兴良
蔡珂
吴睫
丁宇
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Abstract

本发明公开了一种运载火箭动力系统加注溢出信号装置，包括机箱、电源模块、可编程逻辑控制器、若干继电器输出模块、若干数字量输入模块和若干模拟量输入模块，其中，所述电源模块、可编程逻辑控制器、若干继电器输出模块、若干数字量输入模块和若干模拟量输入模块均安装于所述机箱内；所述电源模块用于给整个装置供电；所述模拟量输入模块、数字量输入模块和继电器输出模块分别与所述可编程控制器电连接，且分别与外部设备连接，并从外部设备采集信号或向外部设备输出信号。本发明将运载火箭动力系统加注溢出信号装置的体积压缩在3U高度的机箱内，适用多种型号运载火箭的动力系统加注溢出信号处理应用。

Description

一种运载火箭动力系统加注溢出信号装置
技术领域
本申请涉及运载火箭地面测发控系统，特别涉及一种运载火箭动力系统加注溢出信号装置。
背景技术
运载火箭动力系统加注溢出信号装置用于实现运载火箭在总装厂和发射厂的动力系统综合测试、燃料和氧料加注，并实现对运载火箭上的贮箱的液位传感器供电、信号采集和设备联网，是运载火箭测发控系统中的重要设备。
传统的运载火箭动力系统加注溢出信号装置基于简单的晶体管逻辑控制，由于分立元器件较多，体积庞大，只能采用机柜结构形式设计；内部连接关系复杂，人机操作不便，界面不友好；机柜外需设置各种通风、散热孔，一般只在室内使用，抗环境变化能力差，可靠性低；功能单一，通用性和可扩展性能力差，一般只能应用在特定型号运载火箭的动力系统加注溢出信号处理；不能实现联网，人力成本高，不能实现远程的监测和控制。
现代的运载火箭正往快速、机动、系列化的方向发展，庞大、复杂的地面测发控系统成为制约运载火箭快速机动发射的重大因素，但是，目前在运载火箭测发控系统领域没有发现相关技术及应用。
发明内容
本发明的目的在于提供一种高可靠、通用型的运载火箭动力系统加注溢出信号装置。
为了解决上述问题，本发明提供了一种运载火箭动力系统加注溢出信号装置，包括机箱、电源模块、可编程逻辑控制器、若干继电器输出模块、若干数字量输入模块和若干模拟量输入模块，其中，所述电源模块、可编程逻辑控制器、若干继电器输出模块、若干数字量输入模块和若干模拟量输入模块均安装于所述机箱内；所述电源模块用于给整个装置供电；所述模拟量输入模块、数字量输入模块和继电器输出模块分别与所述可编程控制器电连接，且分别与外部设备连接，并从外部设备采集信号或向外部设备输出信号。
较佳地，还包括串口通信模块和液晶触摸显示屏，所述串口通信模块安装于所述机箱内，所述液晶触摸显示屏设置于所述机箱外表面，所述液晶触摸显示屏通过所述串口通信模块与所述可编程逻辑控制器通信。
较佳地，还包括面板按钮，所述面板按钮设置于所述机箱外表面，所述面板按钮通过所述数字量输入模块与所述可编程逻辑控制器通信。
较佳地，所述面板按钮包含总电源按钮、传感器供电按钮、库房通路选择按钮和动力指挥口令按钮，所述总电源按钮、传感器供电按钮、库房通路选择按钮和动力指挥口令按钮均带指示灯和防误触保护盖。
较佳地，所述机箱为3U高度的机箱。
较佳地，还包括两个散热扇，所述散热扇呈对角设置于所述机箱内。
较佳地，所述模拟量输入模块、数字量输入模块和继电器输出模块从外部设备采集信号或向外部设备输出信号时，均采用双路输入或双路输出的通道设计。
较佳地，还包括箭上一级、二级、三级燃料贮箱、氧料贮箱的航插件接口。
较佳地，还包括以太网接口模块，所述可编程逻辑控制器通过所述以太网接口模块与上位机进行组播通信。
与现有技术相比，本发明存在以下技术效果：
1、本发明实施例采用工业中可靠性高的可编程逻辑控制器(Programmable LogicController，PLC)的CPU作为控制逻辑单元，结合各种IO模块、通信模块、AD模块(数字量输入模块和模拟量输入模块)和触摸液晶显示屏，将运载火箭动力系统加注溢出信号装置的体积压缩在3U高度的机箱内，适用多种型号运载火箭的动力系统加注溢出信号处理应用。
2、本发明实施例通过行接口设计和双路输入或双路输出的通道设计，提高装置的通用性和可靠性，实现装置的联网监控，达到运载火箭快速机动发射、高可靠性燃料加注和装置对火箭型号通用化的目的。
3、本发明实施例装置高可靠、小体积、通用型、可联网的运载火箭动力系统加注溢出信号装置具备体积小巧、成本低廉、可靠性高、通用性强等优势，为运载火箭的低成本、快速测试发射、多系列发展、测发控系统联网化打下基础。
当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见，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。附图中：
图1为本发明实施例运载火箭动力系统加注溢出信号装置的结构示意图；
图中：1-机箱、2-电源模块、3-可编程逻辑控制器、4-继电器输出模块、5-数字量输入模块、6-模拟量输入模块、7-串口通信模块、8-液晶触摸显示屏、9-面板按钮、10-散热扇、11-以太网接口模块、12-过流保护模块。
具体实施方式
以下将结合附图对本发明提供的一种运载火箭动力系统加注溢出信号装置进行详细的描述，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例，本领域技术人员在不改变本发明精神和内容的范围内，能够对其进行修改和润色。
为了解决传统运载火箭动力系统加注溢出信号装置体积庞大，布局复杂，功能单一，通用性差，可靠性不强，不能联网监控的弱点，本发明实施例提供一种体积小巧、机动灵活、成本低廉、可靠性高、通用性强的运载火箭动力系统加注溢出信号装置，可以实现大大降低动力系统加注溢出信号装置的体积和成本，提高装置的通用性和可靠性，实现装置的联网监控，达到运载火箭快速机动发射、高可靠性燃料加注和装置对火箭型号通用化的目的。
请参考图1，一种运载火箭动力系统加注溢出信号装置，以高可靠的可编程逻辑控制器为核心，包括机箱1、电源模块2、可编程逻辑控制器3、若干继电器输出模块4、若干数字量输入模块5和若干模拟量输入模块66，其中，所述电源模块2、可编程逻辑控制器3、若干继电器输出模块4、若干数字量输入模块5和若干模拟量输入模块6均安装于所述机箱1内；所述电源模块2用于给整个装置供电；所述模拟量输入模块6、数字量输入模块5和继电器输出模块4分别与所述可编程控制器电连接，且分别与外部设备连接，并从外部设备采集信号或向外部设备输出信号。
本实施例中，电源模块2前端还设置有过流保护模块12；
外部设备包括贮箱、动力显示台、库房和信号转接箱等。模拟量输入模块6、数字量输入模块5和继电器输出模块4从外部设备采集信号或向外部设备输出信号时，均采用双路输入或双路输出的通道设计，通过双路冗余设计，实现对箭上贮箱、动力显示台、库房和信号转接箱等外部设备的信号控制的可靠性，使设备具备高可靠性和环境适应性，经过装置的环境试验和实际火箭发射测试工作验证，本装置耐受了高温(45℃)、低温(0℃)、运输颠簸等环境的考验，一切工作正常；
同时，装置内的继电器输出模块4、数字量输入模块5采用光电隔离器件实现与外部输入/输出接口的电气隔离，确保地面设备的故障不会对外部产品造成影响。
作为一种优选实施例，还包括串口通信模块7和液晶触摸显示屏8，触摸液晶显示屏作为人机操作界面，所述串口通信模块7安装于所述机箱1内，所述液晶触摸显示屏8设置于所述机箱1外表面，使其位于装置的前部，所述液晶触摸显示屏8通过所述串口通信模块7与所述可编程逻辑控制器3通信，使设备具备本地操作控制和显示的功能，液晶触摸显示屏8显示箭上传感器电压值、显示采集的信号状态、含有模拟信号控制输入。
作为一种优选实施例，还包括面板按钮9，面板按钮9作为人机操作界面，所述数字量输入模块5安装于所述机箱1内，所述面板按钮9设置于所述机箱1外表面，使其位于装置的前部，所述面板按钮9通过一所述数字量输入模块5与所述可编程逻辑控制器3通信；
本实施例中，所述面板按钮9包含总电源按钮、传感器供电按钮、库房通路选择按钮和动力指挥口令按钮，所述总电源按钮、传感器供电按钮、库房通路选择按钮和动力指挥口令按钮均带指示灯和防误触保护盖。
作为一种优选实施例，所述机箱1为标准19英寸宽度的3U高机箱，该机箱1体积比传统的加注溢出信号装置减少一半以上。为了适应小体积的机箱，运载火箭动力系统加注溢出信号装置的所有模块均设置于该机箱1内，所有的模块分两列布局，可编程逻辑控制器3通过网线实现两列模块的通信。
作为一种优选实施例，还包括两个散热扇10，所述散热扇10呈对角设置于所述机箱1内，一进一出，实现了强进风和强出风功能,将机箱1内模块产生的热量排出。
作为一种优选实施例，还包括箭上一级、二级、三级燃料贮箱、氧料贮箱的航插件接口，并通过电缆实现了对三级(含)以下的大部分运载火箭型号动力系统加注溢出信号的测试和控制功能，通过电缆实现对箭上传感器的直流供电功能，通过更换电缆可实现对多型号、多系列火箭，多发射场地的适用性。
作为一种优选实施例，还包括以太网接口模块11，所述可编程逻辑控制器3通过所述以太网接口模块11与上位机进行组播通信，操作人员可通过上位机远距离监测装置进行动力系统加注溢出信号的处理。
以上公开的仅为本申请的一个具体实施例，但本申请并非局限于此，任何本领域的技术人员能思之的变化，都应落在本申请的保护范围内。

Claims (9)

1.一种运载火箭动力系统加注溢出信号装置，其特征在于，包括机箱、电源模块、可编程逻辑控制器、若干继电器输出模块、若干数字量输入模块和若干模拟量输入模块，其中，
所述电源模块、可编程逻辑控制器、若干继电器输出模块、若干数字量输入模块和若干模拟量输入模块均安装于所述机箱内；
所述电源模块用于给整个装置供电；
所述模拟量输入模块、数字量输入模块和继电器输出模块分别与所述可编程控制器电连接，且分别与外部设备连接，并从外部设备采集信号或向外部设备输出信号。
2.根据权利要求1所述的运载火箭动力系统加注溢出信号装置，其特征在于，还包括串口通信模块和液晶触摸显示屏，所述串口通信模块安装于所述机箱内，所述液晶触摸显示屏设置于所述机箱外表面，所述液晶触摸显示屏通过所述串口通信模块与所述可编程逻辑控制器通信。
3.根据权利要求1所述的运载火箭动力系统加注溢出信号装置，其特征在于，还包括面板按钮，所述面板按钮设置于所述机箱外表面，所述面板按钮通过一所述数字量输入模块与所述可编程逻辑控制器通信。
4.根据权利要求3所述的运载火箭动力系统加注溢出信号装置，其特征在于，所述面板按钮包含总电源按钮、传感器供电按钮、库房通路选择按钮和动力指挥口令按钮，所述总电源按钮、传感器供电按钮、库房通路选择按钮和动力指挥口令按钮均带指示灯和防误触保护盖。
5.根据权利要求1所述的运载火箭动力系统加注溢出信号装置，其特征在于，所述机箱为3U高度的机箱。
6.根据权利要求1所述的运载火箭动力系统加注溢出信号装置，其特征在于，还包括两个散热扇，所述散热扇呈对角设置于所述机箱内。
7.根据权利要求1所述的运载火箭动力系统加注溢出信号装置，其特征在于，所述模拟量输入模块、数字量输入模块和继电器输出模块从外部设备采集信号或向外部设备输出信号时，均采用双路输入或双路输出的通道设计。
8.根据权利要求1所述的运载火箭动力系统加注溢出信号装置，其特征在于，还包括箭上一级、二级、三级燃料贮箱、氧料贮箱的航插件接口。
9.根据权利要求1所述的运载火箭动力系统加注溢出信号装置，其特征在于，还包括以太网接口模块，所述可编程逻辑控制器通过所述以太网接口模块与上位机进行组播通信。
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