CN114879570A - 基于dsp的三冗余运载火箭故检控制器 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，包括主控处理单元、电源供电单元和接口输出单元；所述主控处理单元分别与电源供电单元和接口输出电源相连接；所述主控处理单元、电源供电单元和接口输出单元分别配置有三套功能相同的功能电路。本发明可以通过故检控制器对火箭芯级发动机进行故障诊断，在点火后，发动机推力未完全建立起来之前，使得有故障的发动机紧急关机，整个火箭不进入起飞流程，最终阻止故障发动机带病起飞，避免星箭损毁，挽救巨大的经济损失；本发明可以在火箭整个飞行过程中，实时对发动机参数进行采集遥测，不断积累发动机参数飞行值，为后续发动机性能改进提供数据支撑。
Description
技术领域
本发明涉及火箭故障检查的技术领域，具体地，涉及基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器。
背景技术
某运载火箭是一款芯级采用液氧煤油发动机，捆绑四个固体发动机作为助推器的火箭。固体发动机虽然工作可靠、使用维护简单，但却存在一旦点火就无法实施紧急关机的情况；相反，芯级液体发动机则可以通过紧急关机系统实现关机。因此此款火箭在固体助推器发动机点火前，需要对芯级液体发动机的健康状态进行诊断，在确保芯级发动机健康无虞的前提下，固体助推发动机才能执行点火程序。
在公开号为CN112539678A的相关文献中公开了一种运载火箭低温动力系统自动发射控制方法，根据发射日不同时段流程的特点对整个发射流程进行阶段规划。每个阶段按工作内容的独立程度划分为若干项工作，每项工作由独立的自动控制程序控制执行。由于判读数据多，算法复杂，故障检测定位难度大且处置要求高，所以在执行自动发射控制的同时，构建故障诊断的数据处理知识库，对流程中的重要数据进行判读，实现故障快速定位，并自动执行故障处置。
因此，需要提出一种新的技术方案以改善上述技术问题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器。
根据本发明提供的一种基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，包括主控处理单元、电源供电单元和接口输出单元；
所述主控处理单元分别与电源供电单元和接口输出电源相连接；
所述主控处理单元、电源供电单元和接口输出单元分别配置有三套功能相同的功能电路。
优选地，所述主控处理单元采用国产CPU器件，所述国产CPU器件负责数据处理和算法实现；所述主控处理单元采用国产AD芯片完成发动机各项参数采样。
优选地，所述主控处理单元是故检控制器的核心，所述主控处理单元由三个完全一致的采样子模块组成。
优选地，所述主控处理单元对发动机的若干个输入参数进行采集，输入参数为转速和压力，输入参数首先经过运算放大器进行模拟信号调理，然后信号输入至AD采样芯片进行AD采样，CPU芯片DSP读取AD芯片采集值，然后CPU软件执行相关应用程序。
优选地，所述电源供电单元采用国产滤波器，所述国产滤波器主要完成电源输入滤波；所述电源供电单元采用国产DC/DC模块完成二次电压转换，为主控处理单元以及接口输出单元提供二次电压。
优选地，所述电源供电单元由三个完全一致的电源子模块组成。
优选地，所述接口输出单元采用国产电磁继电器，所述国产电磁继电器完成三取二表决紧急关机信号冗余输出。
优选地，所述接口输出单元由三个完全一致的接口输出子模块组成。
优选地，所述接口输出单元接收地面设备的点火指令、发送紧急关机指令给其它执行单机和地面设备，并通过RS422接口将本机状态消息发送给其它执行单机。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明可以通过故检控制器对火箭芯级发动机进行故障诊断，在点火后，发动机推力未完全建立起来之前，使得有故障的发动机紧急关机，整个火箭不进入起飞流程，最终阻止故障发动机带病起飞，避免星箭损毁，挽救巨大的经济损失；
2、本发明可以在火箭整个飞行过程中，实时对发动机参数进行采集遥测，不断积累发动机参数飞行值，为后续发动机性能改进提供数据支撑。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明所述的基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器的功能框图；
图2为本发明所述的单个主控处理子模块功能框图；
图3为本发明所述的继电器三取二表决电路功能框图；
图4为本发明所述的应用软件中健康诊断策略示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1：
根据本发明提供的一种基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，包括主控处理单元、电源供电单元和接口输出单元；主控处理单元分别与电源供电单元和接口输出电源相连接；主控处理单元、电源供电单元和接口输出单元分别配置有三套功能相同的功能电路。
主控处理单元采用国产CPU器件，国产CPU器件负责数据处理和算法实现；主控处理单元采用国产AD芯片完成发动机各项参数采样；主控处理单元是故检控制器的核心，主控处理单元由三个完全一致的采样子模块组成；主控处理单元对发动机的若干个输入参数进行采集，输入参数为转速和压力，输入参数首先经过运算放大器进行模拟信号调理，然后信号输入至AD采样芯片进行AD采样，CPU芯片DSP读取AD芯片采集值，然后CPU软件执行相关应用程序。
电源供电单元采用国产滤波器，国产滤波器主要完成电源输入滤波；电源供电单元采用国产DC/DC模块完成二次电压转换，为主控处理单元以及接口输出单元提供二次电压；电源供电单元由三个完全一致的电源子模块组成。
接口输出单元采用国产电磁继电器，国产电磁继电器完成三取二表决紧急关机信号冗余输出；接口输出单元由三个完全一致的接口输出子模块组成；接口输出单元接收地面设备的点火指令、发送紧急关机指令给其它执行单机和地面设备，并通过RS422接口将本机状态消息发送给其它执行单机。
实施例2：
实施例2为实施例1的优选例，以更为具体地对本发明进行说明。
本发明要解决的技术问题是对运载火箭芯级液体发动机的参数进行采集，并根据相关参数的阈值，在芯级液体发动机点火13.5S后对各项参数采集并进行诊断，依据一定的算法，决定最终是否输出紧急关机信号。若检测到发动机工作异常，则发出紧急关机信号，将已经点火的芯级液体发动机关机，这样能够避免故障发动机带病起飞，最终挽救整枚火箭，避免巨大损失。
本发明组成包括硬件产品和配套软件，其中硬件部分由主控处理单元、电源供电单元和接口输出单元组成；软件部分包括应用软件。且每一个功能单元中均配置三套相同的功能电路，形成三模冗余。
主控处理单元采用国产CPU器件(DSP芯片JDSP320F2812)，该器件主要负责数据处理和算法实现；采用国产AD芯片(DSP芯片SAD025AMQ)完成发动机各项参数采样。主控处理单元是故检控制器的核心，由三个完全一致的采样子模块组成，形成三模冗余。主控处理单元需对发动机若干个输入参数进行采集，输入参数为转速和压力，输入参数首先经过运算放大器进行模拟信号调理，然后信号输入至AD采样芯片进行AD采样，CPU芯片DSP读取AD芯片采集值，然后CPU软件执行相关应用程序。
电源供电单元采用国产滤波器(滤波器HSFH28-461F)，该器件主要完成电源输入滤波；采用国产DC/DC模块(HSDF28S5F、HSDF28D15F)完成二次电压转换，为主控处理单元以及接口输出单元提供二次电压。电源供电单元同样由三个完全一致的电源子模块组成，形成三模冗余。
接口输出单元采用国产电磁继电器(电磁继电器JRC-071M/005-01-II)，该器件主要完成三取二表决紧急关机信号冗余输出。接口输出单元同样由三个完全一致的接口输出子模块组成，形成三模冗余。接口输出单元主要接收地面设备的点火指令、发送紧急关机指令给其它执行单机和地面设备，并通过RS422接口将本机状态等消息发送给其它执行单机。
应用软件运行于主控处理单元上，三个主控处理单元运行应用软件一致。该软件主要功能为：以点火信号为时间基准，在13.5s-13.8s之间通过AD采样模块对发动机传感器输出的各参数进行采集、处理、滤波，参数为转速和压力，并根据各参数安全带范围对各参数进行判断。最终根据诊断算法，判别发动机是否正常工作，若出现异常，则向接口模块发出紧急关机指令。
本领域技术人员可以将本实施例理解为实施例1的更为具体的说明。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (9)
1.一种基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，其特征在于，包括主控处理单元、电源供电单元和接口输出单元；
所述主控处理单元分别与电源供电单元和接口输出电源相连接；
所述主控处理单元、电源供电单元和接口输出单元分别配置有三套功能相同的功能电路。
2.根据权利要求1所述的基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，其特征在于，所述主控处理单元采用国产CPU器件，所述国产CPU器件负责数据处理和算法实现；所述主控处理单元采用国产AD芯片完成发动机各项参数采样。
3.根据权利要求2所述的基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，其特征在于，所述主控处理单元是故检控制器的核心，所述主控处理单元由三个完全一致的采样子模块组成。
4.根据权利要求3所述的基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，其特征在于，所述主控处理单元对发动机的若干个输入参数进行采集，输入参数为转速和压力，输入参数首先经过运算放大器进行模拟信号调理，然后信号输入至AD采样芯片进行AD采样，CPU芯片DSP读取AD芯片采集值，然后CPU软件执行相关应用程序。
5.根据权利要求1所述的基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，其特征在于，所述电源供电单元采用国产滤波器，所述国产滤波器主要完成电源输入滤波；所述电源供电单元采用国产DC/DC模块完成二次电压转换，为主控处理单元以及接口输出单元提供二次电压。
6.根据权利要求5所述的基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，其特征在于，所述电源供电单元由三个完全一致的电源子模块组成。
7.根据权利要求1所述的基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，其特征在于，所述接口输出单元采用国产电磁继电器，所述国产电磁继电器完成三取二表决紧急关机信号冗余输出。
8.根据权利要求7所述的基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，其特征在于，所述接口输出单元由三个完全一致的接口输出子模块组成。
9.根据权利要求8所述的基于DSP的三冗余运载火箭故检控制器，其特征在于，所述接口输出单元接收地面设备的点火指令、发送紧急关机指令给其它执行单机和地面设备，并通过RS422接口将本机状态消息发送给其它执行单机。
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Cited By (2)
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| CN117553631A (zh) * | 2023-02-22 | 2024-02-13 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种运载火箭助推飞行段的姿态控制方法、装置及设备 |
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