CN112764380B - 一种基于继电器的飞行器自毁控制系统及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于继电器的飞行器自毁控制系统及其设计方法。该系统包括自毁逻辑处理模块、自毁启始时间设置模块、解保引爆时间间隔设置模块和点火引爆执行模块，自毁驱动信号经过自毁逻辑判断模块，经逻辑判断逻辑信号符合自毁条件后传递给自毁启始时间设置模块；自毁启始时间设置模块在收到安全启控零秒信号后经预设时间延时后再将自毁驱动信号传递出去，其中一路传递给点火引爆执行模块的解保模块执行火工品解除保护，另一路传递给解保引爆时间间隔设置模块，解保引爆时间间隔设置模块按照预置的设置时间延迟后再将自毁驱动信号最终传递给点火引爆执行模块的引爆模块执行自毁。本发明通过硬件结构可以实现安全可靠的飞行器自毁控制。

Description

一种基于继电器的飞行器自毁控制系统及其设计方法

技术领域

本发明属于电子设备应用技术领域，更具体地，涉及一种基于继电器的飞行器自毁控制系统及其设计方法。

背景技术

飞行器在发射或升空后一般都按照预定程序正常飞行，然而当飞行器自身出现故障时其飞行状态将不受控，可能对地面人员或设施造成危险，此时需要飞行器自身完成自毁逻辑判断并实施自毁，因此设计一种可靠性高的自毁控制电路至关重要。在大多数飞行器系统中，控制自毁的方式都是先通过飞控计算机上的处理器进行自毁条件逻辑判断后再发出自毁指令执行自毁动作，然而若此时处理器处在失控状态，将无法完成自毁。

发明内容

针对现有技术的至少一个缺陷或改进需求，本发明提供了一种基于继电器的飞行器自毁控制系统及其设计方法，通过硬件结构来实现控制，安全可靠。

为实现上述目的，按照本发明的第一方面，提供了一种基于继电器的飞行器自毁控制系统，应用于飞行器自毁系统，所述飞行器自毁控制系统包括：自毁逻辑处理模块、自毁启始时间设置模块、解保引爆时间间隔设置模块和点火引爆执行模块，所述自毁逻辑处理模块用于根据输入的自毁驱动信号和逻辑信号输出第一控制信号，所述自毁启始时间设置模块用于自接收到安全启控零秒信号起的第一预设时间后接收所述第一控制信号并输出第二控制信号，所述解保引爆时间间隔设置模块用于自接收到所述第二控制信号的第二预设时间后输出第三控制信号，所述点火引爆执行模块根据所述第二控制信号和所述第三控制信号控制所述飞行器自毁系统，所述自毁逻辑处理模块、所述自毁启始时间设置模块、所述解保引爆时间间隔设置模块和所述点火引爆执行模块都采用继电器实现。

优选的，所述飞行器自毁系统包括引爆装置和保护装置，所述引爆装置工作时用于控制飞行器自毁，所述保护装置工作时用于使得所述引爆装置不工作，所述点火引爆执行模块包括解保模块和引爆模块，所述解保模块用于根据所述第二控制信号输出解保信号，所述解保信号用于控制所述保护装置不工作，所述引爆模块用于根据所述第三控制信号输出引爆信号，所述引爆信号用于控制所述引爆装置工作。

优选的，所述自毁逻辑处理模块包括多个并联或串联的继电器。

优选的，所述自毁逻辑处理模块包括第一继电器(K11)、第二继电器(K21)和第三继电器(K22)，所述第二继电器(K21)和所述第三继电器(K22)串联，所述第二继电器(K21)和所述第三继电器(K22)组成的串联电路与所述第一继电器(K11)并联，所述第一继电器(K11)和所述第二继电器(K21)的共用端用于输入所述自毁驱动信号，所述第一继电器(K11)和所述第三继电器(K22)的共用端用于输出所述第一控制信号，所述第一继电器(K11)的线圈控制端用于输入第一逻辑信号，所述第二继电器(K21)的线圈控制端用于输入第二逻辑信号，所述第三继电器(K22)的线圈控制端用于输入第三逻辑信号。

优选的，所述自毁启始时间设置模块包括第一延时继电器(K31)，所述第一延时继电器(K31)的常开触点用于输入所述第一控制信号，所述第一延时继电器(K31)的公共触点用于输出所述第二控制信号，所述第一延时继电器(K31)的线圈控制端用于输入所述安全启控零秒信号。

优选的，所述解保引爆时间间隔设置模块包括第二延时继电器(K32)，所述第二延时继电器(K32)的的公共触点用于输出所述第三控制信号，所述第二延时继电器(K32)的线圈控制端用于输入所述第二控制信号。

优选的，所述解保模块包括第四继电器(K41)和第五继电器(K42)，所述第四继电器(K41)和所述第五继电器(K42)串并联。

优选的，所述引爆模块包括第六继电器(K43)和第七继电器(K44)，所述第六继电器(K43)和所述第七继电器(K44)串并联。

按照本发明的第二方面，提供了一种基于继电器的飞行器自毁控制系统的设计方法，包括步骤：

获取飞行器自毁条件，根据所述飞行器自毁条件确定所述自毁逻辑处理模块的结构；

获取自毁启动时间要求，根据所述自毁启动时间要求确定所述自毁启始时间设置模块的结构；

获取据解保引爆时间间隔要求，根据所述解保引爆时间间隔要求确定所述解保引爆时间间隔设置模块的结构；

根据所述自毁系统的引爆条件确定所述点火引爆执行模块的结构。

优选的，所述飞行器自毁条件包括多个子条件，部分子条件存在根据逻辑与关系，部分子条件存在根据逻辑与关系，每个子条件采用一个继电器实现，将存在逻辑与关系的子条件对应的继电器串联，将存在逻辑或关系的子条件对应的继电器并联。

总体而言，本发明与现有技术相比，具有有益效果：

(1)使用简单，自毁条件的逻辑判断不需要处理器的参与，而是全部采用纯硬件电路实现，既满足了飞行器自毁控制电路的简单有效原则，又保证了自毁控制的安全可靠，易于移植到其它设备。

(2)能够适应于任意飞行器产品上的自毁控制，电路原理简单、工作稳定、安全可靠、使用方便，允许自毁时刻相对零秒信号时间可调，能适应于各种电子产品。

附图说明

图1是本发明实施例的飞行器自毁控制系统的模块结构示意图；

图2是本发明另一实施例的自毁逻辑处理模块的电路图；

图3是本发明另一实施例的自毁启始时间设置模块的电路图；

图4是本发明另一实施例的解保引爆时间间隔设置模块的电路图；

图5是本发明另一实施例的解保模块的电路图；

图6是本发明另一实施例的引爆模块的电路图；

图7是本发明另一实施例的飞行器自毁控制系统的设计方法流程示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

如图1所示，本发明实施例提供的一种基于继电器的飞行器自毁控制系统，包括：自毁逻辑判断模块，自毁启始时间设置模块，解保引爆时间间隔设置模块和点火引爆执行模块。自毁逻辑处理模块、自毁启始时间设置模块、解保引爆时间间隔设置模块和点火引爆执行模块都采用继电器实现。

自毁逻辑处理模块用于根据输入的自毁驱动信号和逻辑信号输出第一控制信号，自毁启始时间设置模块用于自接收到零秒信号起的第一预设时间后接收第一控制信号并输出第二控制信号，解保引爆时间间隔设置模块用于自接收到第二控制信号的第二预设时间后输出第三控制信号，点火引爆执行模块根据第二控制信号和第三控制信号控制飞行器自毁系统。

优选的，飞行器自毁系统包括引爆装置和保护装置，引爆装置工作时用于控制飞行器自毁，保护装置工作时用于使得引爆装置不工作，点火引爆执行模块包括对应的解保模块和引爆模块。解保模块用于第二控制信号输出解保信号，解保信号用于控制保护装置不工作，引爆模块用于根据第三控制信号输出引爆信号，引爆信号用于控制引爆装置工作。

飞行器自毁控制系统的工作原理：自毁驱动信号首先经过自毁逻辑判断模块，经逻辑判断逻辑信号符合自毁条件后传递给自毁启始时间设置模块；自毁启始时间设置模块只有在收到安全启控零秒信号后经预设时间(可调)延时后再将自毁驱动信号传递出去。其中一路自毁驱动信号直接传递给点火引爆执行模块的解保部分执行火工品解除保护，另一路自毁驱动信号传递给解保引爆时间间隔设置模块。解保引爆时间间隔设置模块按照预置的设置时间延迟后再将自毁驱动信号最终传递给点火引爆执行模块的引爆部分执行自毁，从而实现飞行器的自毁。

图2至图6为本发明另一实施例的一种基于继电器的飞行器自毁控制系统的模块的具体电路图，其中-B为自毁驱动信号。+BB对-B为飞行器上的一组28V供电电源，用于控制系统供电；+BF对-BF为飞行器上的另一组28V电源，用于火工品供电。

如图2所示，自毁逻辑处理模块包括第一继电器(K11)、第二继电器(K21)和第三继电器(K22)。第二继电器(K21)和第三继电器(K22)串联，第二继电器(K21)和第三继电器(K22)组成的串联电路与第一继电器(K11)并联，第一继电器(K11)和第二继电器(K21)的共用端用于输入自毁驱动信号，第一继电器(K11)和第三继电器(K22)的共用端用于输出第一控制信号，第一继电器(K11)的线圈控制端用于输入第一逻辑信号，第二继电器(K21)线圈控制端用于输入第二逻辑信号，第三继电器(K22)的线圈控制端用于输入第三逻辑信号。本实施例中逻辑信号采用负端信号驱动上述电磁继电器的线圈一端，线圈另一端直接接正信号。

如图3所示，自毁启始时间设置模块包括第一延时继电器(K31)。第一延时继电器(K31)的常开触点用于输入第一控制信号，第一延时继电器(K31)的公共触点用于输出第二控制信号，第一延时继电器(K31)的线圈控制端用于输入安全启控零秒信号。

如图4所示，解保引爆时间间隔设置模块包括第二延时继电器(K32)。第二延时继电器(K32)的公共触点用于输出第三控制信号，第二延时继电器(K32)的线圈由第一延时继电器(K31)输出的第二控制信号进行控制。

如图5所示，解保模块包括第四继电器(K41)和第五继电器(K42)。第四继电器(K41)和第五继电器(K42)串并联连接，第四继电器(K41)和第五继电器(K42)的线圈均由第一延时继电器(K31)输出的第二控制信号进行控制，解保信号分别通过第四继电器(K41)自身的两组触点串联后输出，同时解保信号也通过第五继电器(K42)自身的两组触点串联后输出。

如图6所示，引爆模块包括第六继电器(K43)和第七继电器(K44)。第六继电器(K43)和第七继电器(K44)串并联连接，第六继电器(K43)和第七继电器(K44)的线圈控制均由第二延时继电器(K32)输出的第三控制信号进行控制，引爆信号分别通过第六继电器(K43)自身的两组触点串联后输出，同时引爆信号也通过第七继电器(K44)自身的两组触点串联后输出。

第一继电器(K11)、第二继电器(K21)、第三继电器(K22)、第四继电器(K41)、第五继电器(K42)、第六继电器(K43)和第七继电器(K44)为电磁继电器，电磁继电器的电磁铁线圈连接在控制回路中,共用触点和常开触点/常闭合触点连接在主回路中，通过控制流经电磁铁线圈的电流，来实现常开触点、常闭合触点的转换。

图2至图6的电路的工作原理详述如下：

-B作为自毁驱动信号，直接接入自毁逻辑判断模块的继电器触点，其中自毁逻辑判断模块是由K21与K22串联后再与K11并联，其输入逻辑信号为无线自毁预令(WXZHYL-)、无线自毁动令(WXZHDL-)和姿控失稳(ZKSW_K)，无线自毁预令和无线自毁动令是由遥测系统安控接收机给出，2个信号同时有效时可执行自毁；姿态失稳信号为箭机给出，收到姿态失稳信号后可执行自毁。上述两种方式只要满足任意一种条件均可执行自毁，因此通过K21、K22将无线自毁预令和无线自毁动令串接，只有同时有效时才将-B自毁驱动信号传递到JBQD；另外，通过并联K11，在K11接收到姿控失稳后同样能将-B自毁驱动信号传递到JBQD(第一控制信号)。

JBQD直接接入自毁启始时间设置模块K31,在本实施例中K31为延时继电器，假设设置延时时间为4s，精度5％。K31只有在接收到由箭机开出零秒信号(AQQK_K)后经4s延时才接通，目的是只有在零秒之后的4s±0.2s之后才允许接收自毁信号，将JBQD传递到AQJB_K(第二控制信号)。

AQJB_K分开两路，一路直接接入点火引爆执行模块的解保部分(由K41、K42进行串并联组成)，当接收到AQJB_K信号，继电器K41、K42动作，+BF与AQJB(安全解保信号)接通，安全解保信号将使火工品短路保护解除，形成引爆回路；AQJB_K另一路传递给解保、引爆时间间隔设置模块(由K32组成)，本实施例中K32为延时继电器，假设延时时间为1s，精度5％。K32在接受到AQJB_K信号后，经1s的延时后接通，使-B接入AQYB_K(第三控制信号)。

AQYB_K直接接入点火引爆执行模块的引爆部分(由K43、K44进行串并联组成)，当接收到AQYB_K信号，继电器K43、K44动作，+BF与AQYB(引爆信号)接通，引爆信号将点爆火工品最终完成自毁。

如图7所示，本发明实施例提供的一种基于继电器的飞行器自毁控制系统的设计方法，包括步骤：

(1)获取飞行器自毁条件，根据飞行器自毁条件确定自毁逻辑处理模块的结构。

自毁逻辑处理模块采用多个并联或串联的继电器实现，首先应根据系统自身的自毁条件的逻辑判断来确定继电器的串并联电路。结合系统自身的要求，清理出飞行器自毁条件有哪些，飞行器自毁条件包括多个子条件，部分子条件存在根据逻辑与关系，部分子条件存在根据逻辑与关系，每个子条件采用一个继电器实现，将存在逻辑与关系的子条件对应的继电器串联，将存在逻辑或关系的子条件对应的继电器并联。

(2)获取自毁启动时间要求，根据自毁启动时间要求确定自毁启始时间设置模块的结构。

根据自毁启动时间要求对延时继电器选型。结合系统自身的要求，需要在零秒之后多长时间才能自毁，根据这个时间选定延时继电器，该继电器只有在接收到零秒后延时固定时间再接通，使自毁驱动信号通道打开，这时只要自毁逻辑判断条件成立，将直接完成解保、引爆。

(3)获取据解保引爆时间间隔要求，根据解保引爆时间间隔要求确定解保引爆时间间隔设置模块的结构。

根据解保、引爆时间间隔要求对延时继电器选型。结合系统自身的要求，一般是在火工品解除保护后才进行引爆，解保动作执行需要一定的时间，因此在执行解保后延时一定时间再进行引爆，因此根据这个时间选定延时继电器。

(4)根据自毁系统的引爆条件确定点火引爆执行模块的结构。

根据引爆路数确定点火电路。结合系统自身的要求，清理出自毁时需引爆几路火工品，一般单路点火电路采用两个继电器串并联进行冗余设计，若系统需引爆多路火工品，只需将单路点火电路横向扩展即可。

在上面控制系统的实施例中，点火电路包括2路，即解保模块和引爆模块。

必须说明的是，上述任一实施例中，方法并不必然按照序号顺序依次执行，只要从执行逻辑中不能推定必然按某一顺序执行，则意味着可以以其他任何可能的顺序执行。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种基于继电器的飞行器自毁控制系统，其特征在于，应用于飞行器自毁系统，所述飞行器自毁控制系统包括：自毁逻辑处理模块、自毁启始时间设置模块、解保引爆时间间隔设置模块和点火引爆执行模块，所述自毁逻辑处理模块用于根据输入的自毁驱动信号和逻辑信号输出第一控制信号，所述自毁启始时间设置模块用于自接收到安全启控零秒信号起的第一预设时间后接收所述第一控制信号并输出第二控制信号，所述解保引爆时间间隔设置模块用于自接收到所述第二控制信号的第二预设时间后输出第三控制信号，所述点火引爆执行模块根据所述第二控制信号和所述第三控制信号控制所述飞行器自毁系统，所述自毁逻辑处理模块、所述自毁启始时间设置模块、所述解保引爆时间间隔设置模块和所述点火引爆执行模块都采用继电器实现；

所述自毁逻辑处理模块包括第一继电器(K11)、第二继电器(K21)和第三继电器(K22)，所述第二继电器(K21)和所述第三继电器(K22)串联，所述第二继电器(K21)和所述第三继电器(K22)组成的串联电路与所述第一继电器(K11)并联，所述第一继电器(K11)和所述第二继电器(K21)的共用端用于输入所述自毁驱动信号，所述第一继电器(K11)和所述第三继电器(K22)的共用端用于输出所述第一控制信号，所述第一继电器(K11)的线圈控制端用于输入第一逻辑信号，所述第二继电器(K21)的线圈控制端用于输入第二逻辑信号，所述第三继电器(K22)的线圈控制端用于输入第三逻辑信号。

2.如权利要求1所述的一种基于继电器的飞行器自毁控制系统，其特征在于，所述飞行器自毁系统包括引爆装置和保护装置，所述引爆装置工作时用于控制飞行器自毁，所述保护装置工作时用于使得所述引爆装置不工作，所述点火引爆执行模块包括解保模块和引爆模块，所述解保模块用于根据所述第二控制信号输出解保信号，所述解保信号用于控制所述保护装置不工作，所述引爆模块用于根据所述第三控制信号输出引爆信号，所述引爆信号用于控制所述引爆装置工作。

3.如权利要求1所述的一种基于继电器的飞行器自毁控制系统，其特征在于，所述自毁启始时间设置模块包括第一延时继电器(K31)，所述第一延时继电器(K31)的常开触点用于输入所述第一控制信号，所述第一延时继电器(K31)的公共触点用于输出所述第二控制信号，所述第一延时继电器(K31)的线圈控制端用于输入所述安全启控零秒信号。

4.如权利要求1所述的一种基于继电器的飞行器自毁控制系统，其特征在于，所述解保引爆时间间隔设置模块包括第二延时继电器(K32)，所述第二延时继电器(K32)的公共触点用于输出所述第三控制信号，所述第二延时继电器(K32)的一线圈控制端用于输入所述第二控制信号。

5.如权利要求2所述的一种基于继电器的飞行器自毁控制系统，其特征在于，所述解保模块包括第四继电器(K41)和第五继电器(K42)，所述第四继电器(K41)和所述第五继电器(K42)串并联。

6.如权利要求2所述的一种基于继电器的飞行器自毁控制系统，其特征在于，所述引爆模块包括第六继电器(K43)和第七继电器(K44)，所述第六继电器(K43)和所述第七继电器(K44)串并联。

7.如权利要求1至6任一项所述的一种基于继电器的飞行器自毁控制系统的设计方法，其特征在于，包括步骤：

获取飞行器自毁条件，根据所述飞行器自毁条件确定所述自毁逻辑处理模块的结构；

获取自毁启动时间要求，根据所述自毁启动时间要求确定所述自毁启始时间设置模块的结构；

获取据解保引爆时间间隔要求，根据所述解保引爆时间间隔要求确定所述解保引爆时间间隔设置模块的结构；

根据所述自毁系统的引爆条件确定所述点火引爆执行模块的结构。

8.如权利要求7所述的一种设计方法，其特征在于，所述飞行器自毁条件包括多个子条件，部分子条件存在根据逻辑与关系，部分子条件存在根据逻辑与关系，每个子条件采用一个继电器实现，将存在逻辑与关系的子条件对应的继电器串联，将存在逻辑或关系的子条件对应的继电器并联。

Images