CN116927978A - 一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法 - Google Patents

一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法 Download PDF

Info

Publication number
CN116927978A
CN116927978A CN202310889303.2A CN202310889303A CN116927978A CN 116927978 A CN116927978 A CN 116927978A CN 202310889303 A CN202310889303 A CN 202310889303A CN 116927978 A CN116927978 A CN 116927978A
Authority
CN
China
Prior art keywords
control signal
safety mechanism
electrically connected
power supply
resistor
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.)
Granted
Application number
CN202310889303.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN116927978B (zh
Inventor
郭文正
布向伟
彭昊旻
姚颂
史圣卿
魏凯
王坐鹏
于彪
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd
Orienspace Hainan Technology Co Ltd
Orienspace Technology Beijing Co Ltd
Orienspace Xian Aerospace Technology Co Ltd
Original Assignee
Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd
Orienspace Hainan Technology Co Ltd
Orienspace Technology Beijing Co Ltd
Orienspace Xian Aerospace Technology Co Ltd
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd, Orienspace Hainan Technology Co Ltd, Orienspace Technology Beijing Co Ltd, Orienspace Xian Aerospace Technology Co Ltd filed Critical Dongfang Space Technology Shandong Co Ltd
Priority to CN202310889303.2A priority Critical patent/CN116927978B/zh
Publication of CN116927978A publication Critical patent/CN116927978A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN116927978B publication Critical patent/CN116927978B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/38—Safety devices, e.g. to prevent accidental ignition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P90/00—Enabling technologies with a potential contribution to greenhouse gas [GHG] emissions mitigation
    • Y02P90/02—Total factory control, e.g. smart factories, flexible manufacturing systems [FMS] or integrated manufacturing systems [IMS]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Electronic Switches (AREA)

Abstract

本发明提供一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法，控制系统包括：现场可编程门阵列控制电路，用于提供预设电压供电控制信号；与所述现场可编程门阵列控制电路电连接的安全机构控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号，控制安全机构处于工作状态，所述安全机构与所述安全机构控制电路电连接；在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述安全机构由工作状态切换为保险状态。本发明的方案实现了自动控制火箭发动机安全机构的加电时间，保证了安全机构的正常运行，避免了加电时间过长烧毁安全机构。

Description

一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法
技术领域
本发明涉及火箭发动机安全机构控制技术领域，特别是指一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法。
背景技术
近年来，固体火箭由于其发射灵活性、快速性和良好的维护性，在航天领域得到快速发展。固体火箭发动机是固体火箭的核心产品，为了保证其安全性、可靠性，固体发动机通常采用安全机构以防止误操作和误点火。安全机构在测试时处于保险状态，在发射时处于安全状态，保险状态和安全状态的相互切换需要执行严格的时序。
现有技术中，控制安全机构加电时间一般由应用软件自动执行，应用软件在执行过程中会因为看门狗复位、数组越界、中断服务缺失等各种代码缺陷而发生程序跑飞的故障。若程序跑飞发生在安全机构加电时间内，则会因为无法给安全机构断电而烧毁安全机构。更为严重的是人为因素的影响，在应用软件调试阶段，代码经常修改，状态不稳定，安全机构加电时间容易出现加电后没有断开的情况，直接导致安全机构烧毁。
发明内容
本发明提供一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法，以解决因为程序跑飞或代码状态不稳定，导致控制安全机构加电后不能及时断开，进而烧毁火箭发动机安全控制机构的问题。
为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：
一种火箭发动机安全机构的控制系统，包括：
现场可编程门阵列控制电路，用于提供预设电压供电控制信号；
与所述现场可编程门阵列控制电路电连接的安全机构控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号，控制安全机构处于工作状态，所述安全机构与所述控制电路电连接；
在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述安全机构由工作状态切换为保险状态。
可选的，所述安全机构控制电路包括：
与所述现场可编程门阵列控制电路电连接的第一控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号，控制解锁电机处于工作状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制解锁电机处于停止状态，所述解锁电机与所述第一控制电路电连接。
可选的，所述安全机构控制电路包括：
与所述现场可编程门阵列控制电路电连接的第二控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号控制电磁销处于落销状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述电磁销处于拔销状态，所述电磁销与所述第二控制电路电连接。
可选的，所述第一控制电路包括：
第一三极管，所述第一三极管的基极通过第一电阻与所述现场可编程门阵列控制电路电连接，用于接收预设电压供电控制信号，并输出第一控制信号；
所述第一三极管的集电极与第一电源电连接；
所述第一三极管的发射极通过第二电阻接地；
第一开关电路，与所述第一三极管的发射极电连接，用于接收所述第一控制信号，并输出第二控制信号；
第一异或门，所述第一异或门的输入端与所述第一三极管的发射极和所述第一开关电路电连接，用于接收所述第一控制信号与所述第二控制信号，并输出第三控制信号；
第二开关电路，通过第一反相器与所述第一异或门的输出端电连接，用于接收通过所述第一反相器输出的第四控制信号，根据所述第四控制信号控制解锁电机处于工作状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述解锁电机处于停止状态，所述解锁电机与所述第一反相器电连接。
可选的，所述第一开关电路包括：
第一金属氧化物MOS管，第一MOS管的源极通过第一电容的第二端、第二电容的第二端、第五电阻的第二端与所述第一三极管的发射极电连接；
所述第一MOS管的栅极与第四电阻、第三电阻、第五电阻串联，且所述第三电阻的一端接地；
所述第一电容、所述第二电容与所述第五电阻并联；
所述第一MOS管的漏极与所述第一异或门的输入端电连接，用于向所述第一异或门输出第二控制信号；
所述第一MOS管的栅极和源极接收所述第一控制信号，通过所述第一电容和所述第二电容控制所述第一MOS管的导通或截止，并输出第二控制信号。
可选的，所述第二开关电路包括：
第二MOS管，所述第二MOS管的栅极通过第八电阻与所述第一反相器的输出端电连接，用于接收第四控制信号，控制所述第二MOS管导通或截止；
所述第二MOS管的源极与所述解锁电机连接，并与第二电源电连接；
所述第二MOS管的漏极接地。
可选的，所述第二控制电路包括：
第二三极管，所述第二三极管的基极通过第十一电阻与所述现场可编程门阵列控制电路电连接，用于接收预设电压供电控制信号，并输出第五控制信号；
所述第二三极管的集电极与第三电源电连接；
所述第二三极管的发射极通过第十二电阻接地；
第三开关电路，与所述第二三极管的发射极电连接，用于接收所述第一控制信号，并输出第六控制信号；
第二异或门，所述第二异或门的输入端与所述第二三极管的发射极和所述第三开关电路电连接，用于接收所述第五控制信号和所述第六控制信号，并输出第七控制信号；
第四开关电路，通过第二反相器与所述第二异或门的输出端电连接，用于接收通过所述第二反相器输出的第八控制信号，根据所述第八控制信号控制电磁销处于工作状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述电磁销处于停止状态，所述电磁销与所述第二反相器电连接。
可选的，所述第三开关电路包括：
第三MOS管，所述第三MOS管的源极通过第三电容的第二端、第四电容的第二端、第十五电阻的第二端与所述第二三极管的发射极电连接；
所述第三MOS管的栅极与第十四电阻、第十三电阻、第十五电阻串联，且所述第十三电阻的一端接地；
所述第三电容、所述第四电容与所述第十五电阻并联；
所述第三MOS管的漏极与所述第二异或门的输入端电连接，用于向所述第二异或门输出第六控制信号；
所述第三MOS管的栅极和源极接收所述第五控制信号，通过所述第三电容和所述第四电容控制所述第三MOS管的导通或截止，并输出第六控制信号。
可选的，所述第四开关电路包括：
第四MOS管，所述第四MOS管的栅极通过第十八电阻与所述第二反相器的输出端电连接，用于接收第八控制信号，控制所述第四MOS管导通或截止；
所述第四MOS管的源极与所述电磁销连接，并与第四电源电连接；
所述第四MOS管的漏极接地。
本发明的实施例还提供一种火箭发动机安全机构的控制方法，应用于如上所述的火箭发动机安全机构的控制系统，所述方法包括：
接收现场可编程门阵列控制电路输出的预设电压供电控制信号；
根据所述预设电压供电控制信号，控制安全机构处于工作状态；
在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述安全机构由工作状态切换为保险状态。
本发明的上述方案至少包括以下有益效果：
本发明的上述方案，包括：现场可编程门阵列控制电路，用于提供预设电压供电控制信号；与所述现场可编程门阵列控制电路电连接的安全机构控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号，控制安全机构处于工作状态，所述安全机构与所述安全机构控制电路电连接；在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述安全机构由工作状态切换为保险状态。本发明的方案实现了自动控制火箭发动机安全机构的加电时间，保证了安全机构的正常运行，避免了加电时间过长烧毁安全机构。
附图说明
图1是本发明的实施例提供的火箭发动机安全机构的控制系统的架构示意图；
图2是本发明的实施例提供的火箭发动机安全机构的控制系统的电路结构示意图；
图3是本发明的实施例提供的火箭发动机安全机构的控制方法的流程图。
附图标记说明：
1、现场可编程门阵列控制电路；21、第一开关电路；22、第二开关电路；23、第三开关电路；24、第四开关电路。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
如图1所示，本发明的实施例提出一种火箭发动机安全机构的控制系统，包括：
现场可编程门阵列控制电路1，用于提供预设电压供电控制信号；
与所述现场可编程门阵列控制电路1电连接的安全机构控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号，控制安全机构处于工作状态，所述安全机构与所述安全机构控制电路电连接；
在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述安全机构由工作状态切换为保险状态。
该实施例中，安全机构有两个状态：保险状态和工作状态。从保险状态转换为工作状态的过程为解锁流程；从工作状态转换为保险状态的过程为拔销流程；
其中，解锁流程为：安全机构处于保险状态，给所述解锁电机M1通电，所述电磁销X1自动落销，安全机构处于工作状态；
拔销流程为：安全机构处于工作状态，给所述电磁销X1通电，所述电磁销X1拔销，安全机构处于保险状态；
所述解锁电机M1和所述电磁销X1的连续加电时间范围为0.2～1.5s。
通过现场可编程门阵列控制电路1提供控制信号，输出到安全机构控制电路中，进而控制安全机构在允许的连续加电时间范围内，使安全机构在工作状态与保险状态之间自动切换。不依赖于软件，不会因为程序跑飞或代码状态不稳定，导致控制安全机构加电后不能及时断开，进而烧毁安控机构的问题，安全性高。
本发明的一可选的实施例中，所述安全机构控制电路包括：
与所述现场可编程门阵列控制电路1电连接的第一控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号，控制解锁电机M1处于工作状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制解锁电机M1处于停止状态，所述解锁电机M1与所述第一控制电路电连接。
本实施例中，所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平，通过所述第一控制电路控制所述解锁电机M1工作，使所述解锁电机M1处于工作状态0.2至1.5秒，后所述第一控制电路控制所述解锁电机M1停止，并于1.5秒后所述现场可编程门阵列控制电路1停止输出，安全机构回到保险状态。
本实施例中，所述解锁电机M1的解锁时间由硬件电路提供第一重保护，由FPGA软件实现第二重备份保护，可靠性高，能够保证为所述解锁电机M1提供正常工作的加电时间和加电后及时断开，避免所述解锁电机M1因加电时间过长烧毁。
本发明的一可选的实施例中，所述安全机构控制电路包括：
与所述现场可编程门阵列控制电路1电连接的第二控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号控制电磁销X1处于落销状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述电磁销X1处于拔销状态，所述电磁销X1与所述第二控制电路电连接。
本实施例中，所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平，通过所述第二控制电路控制所述电磁销X1落销，使所述电磁销X1处于落销状态0.2至1.5秒，后所述第一控制电路控制所述解锁电机M1拔销，并于1.5秒后所述现场可编程门阵列控制电路1停止输出，安全机构回到保险状态。
本实施例中，所述电磁销X1的解锁时间由硬件电路提供第一重保护，由FPGA软件实现第二重备份保护，可靠性高，能够保证为所述电磁销X1提供正常工作的加电时间和加电后及时断开，避免所述电磁销X1因加电时间过长烧毁。
本发明的一可选的实施例中，所述第一控制电路包括：
第一三极管Q1，所述第一三极管Q1的基极通过第一电阻R1与所述现场可编程门阵列控制电路1电连接，用于接收预设电压供电控制信号，并输出第一控制信号；
所述第一三极管Q1的集电极与第一电源电连接；
所述第一三极管Q1的发射极通过第二电阻R2接地；
第一开关电路21，与所述第一三极管Q1的发射极电连接，用于接收所述第一控制信号，并输出第二控制信号；
第一异或门U1，所述第一异或门U1的输入端与所述第一三极管Q1的发射极和所述第一开关电路21电连接，用于接收所述第一控制信号与所述第二控制信号，并输出第三控制信号；
第二开关电路22，通过第一反相器U2与所述第一异或门U1的输出端电连接，用于接收通过所述第一反相器U2输出的第四控制信号，根据所述第四控制信号控制解锁电机M1处于工作状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述解锁电机M1处于停止状态，所述解锁电机M1与所述第一反相器U2电连接。
本实施例中，所述第一三极管Q1接收所述现场可编程门阵列控制电路1的输出信号，当所述现场可编程门阵列控制电路1无输出时，所述第一三极管Q1不导通，输出低电平信号，所述第一开关电路21接收所述第一三极管Q1的低电平信号并输出低电平信号，所述第一异或门U1接收所述第一三极管Q1和所述第一开关电路21输出的低电平信号，并输出低电平信号，该信号通过所述第一反相器U2反相并输出为高电平信号，所述第二开关电路22接收高电平信号后处于关闭状态，所述解锁电机M1不工作；
当所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平信号时，所述第一三极管Q1导通，输出高电平信号，所述第一开关电路21接收所述第一三极管Q1的高电平信号后处于截止状态，所述第一三极管Q1的发射极输出的高电平信号，通过通路上阻值为1000欧姆的第七电阻R7，转换为低电平输出，所述第一异或门U1接收该低电平信号和所述第一开关电路21输出的高电平信号，输出高电平信号并通过第一反相器U2反相并输出为低电平信号，所述第二开关电路22接收低电平信号并导通，所述解锁电机M1开始工作；
当所述解锁电机M1工作0.2至1.5秒后，所述第一开关电路21输出低电平信号，所述第一异或门U1接收所述第一三极管Q1的高电平信号和所述第一开关电路21输出的低电平信号，并输出高电平信号，通过所述第一反相器U2反相并输出为高电平信号，所述第二开关电路22接收高电平信号后处于关闭状态，所述解锁电机M1停止工作。
本发明的一可选的实施例中，所述第一开关电路21包括：
第一MOS(金属氧化物)管Q2，所述第一MOS管Q2的源极通过第一电容C1的第二端、第二电容C2的第二端、第五电阻R5的第二端与所述第一三极管Q1的发射极电连接；
所述第一MOS管Q2的栅极与第四电阻R4、第三电阻R3、第五电阻R5串联，且所述第三电阻R3的一端接地；
所述第一电容C1、所述第二电容C2与所述第五电阻R5并联；
所述第一MOS管Q2的漏极与所述第一异或门U1的输入端电连接，用于向所述第一异或门U1输出第二控制信号；
所述第一MOS管Q2的栅极和源极接收所述第一控制信号，通过所述第一电容C1和所述第二电容C2控制所述第一MOS管Q2的导通或截止，并输出第二控制信号。
本发明的一可选的实施例中，所述第二开关电路22包括：
第二MOS管Q3，所述第二MOS管Q3的栅极通过第八电阻R8与所述第一反相器U2的输出端电连接，用于接收第四控制信号，控制所述第二MOS管Q3导通或截止；
所述第二MOS管Q3的源极与所述解锁电机M1连接，并与第二电源电连接；
所述第二MOS管Q3的漏极接地。
上述实施例中，如图2所示，当所述第一三极管Q1输出低电平信号时，所述第一MOS管Q2的栅极为低电平，处于导通状态，漏极输出为低电平信号；第一异或门U1输出为低电平信号；经第一反相器U2反相后变为高电平信号，所述第二MOS管Q3处于截止状态，所述解锁电机M1没有加电，所述解锁电机M1不工作；
当所述第一三极管Q1输出高电平信号时，所述第一MOS管Q2的栅极为高电平，所述第一MOS管Q2处于截止状态，漏极输出为高电平信号；所述第一异或门U1输出为高电平信号；经第一反相器U2反相后变为低电平信号，所述第二MOS管Q3导通，所述解锁电机M1加电，开始工作；
之后通过所述第三电阻R3给所述第一电容C1、所述第二电容C2充电，电容两端的电压逐渐升高，随着电容两端的电压升高，所述第一MOS管Q2的栅极电压逐渐减小，当所述第一MOS管Q2的栅源极电压小于开启电压时，所述第一MOS管Q2导通，漏极输出为低电平；经所述第一异或门U1后输出为低电平，经所述第一反相器U2反相后输出为高电平，所述第二MOS管Q3截止，所述解锁电机M1停止工作。
其中，所述解锁电机M1与所述第一反相器U2通过第九电阻R9电连接，所述第一MOS管Q2和所述第二MOS管Q3为P沟道MOS管。
本实施例中，所述解锁电机M1开始工作的时刻为所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平的时刻，此时所述第一电容C1、所述第二电容C2两端的初始电压为0，之后通过所述第三电阻R3给所述第一电容C1和所述第二电容C2充电，电容两端的电压逐渐升高，在任一时刻，所述第二MOS管Q3的栅极电压Vg可表示为：
Vg＝VCC-VCC*[1–exp(-t/R4*C)]
其中，Vg为所述第二MOS管Q3的栅极电压；VCC为电源电压；t为所述第一MOS管Q2从截止状态到开启状态的时间；R4为第四电阻的阻值；C为所述第一电容C1和所述第二电容C2的容值和。
所述第一MOS管Q2的栅极电压Vgs可表示为：
Vgs＝Vg–Vs＝Vg–VCC＝-VCC*[1–exp(-t/R3*C)]
其中，Vgs为所述第一MOS管Q2的栅极电压；Vs为所述第一MOS管Q2的源极电压；VCC为电源电压；R3为第三电阻的阻值；C为所述第一电容C1和所述第二电容C2的容值和。
所述第一MOS管Q2选型为国际整流器公司的IRF7240，根据其芯片手册可知，其开启电压的最小值为-3V，即Vgs＝-3V；电源电压VCC为28V；R3阻值为470KΩ；C1容值为10uF；C2容值为10uF；C容值为20uF；带入上述公式可得：
t＝1.056s
即所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平1.056s后，所述第一MOS管Q2开启，所述解锁电机M1停止工作，满足断电时间要求。
本实施例中，所述第一开关电路21和所述第二开关电路22配合，能够实现根据现场可编程门阵列控制电路1的信号开启所述解锁电机M1，并且可以在1.5秒内，将所述解锁电机M1停止。不依赖于软件，仅依靠控制电路系统，能够满足安全机构的工作要求，保证所述解锁电机M1可以及时断电，避免因加电时间过长烧毁，同时解锁时间由电阻、电容和其它元器件决定，通过调整电阻阻值、电容容值和MOS管的选型就可以调整解锁和拔销时间，设计灵活。
本发明的一可选的实施例中，所述第一控制电路还包括：
与所述第一三极管Q1的发射极电连接的第一指示灯Lamp1；
所述第一开关电路21输出第一控制信号时，控制所述第一指示灯Lamp1点亮或熄灭。
本实施例中，所述第一指示灯Lamp1的第一端通过第三十一电阻R31与所述第一三极管Q1的发射极电连接，所述第一指示灯Lamp1的第二端接地；
当所述现场可编程门阵列控制电路1没有输出时，所述第一三极管Q1输出为低电平，所述第一指示灯Lamp1两端没有压差，所述第一指示灯Lamp1不亮，显示所述解锁电机M1处于停止状态；
当所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平时，所述第一三极管Q1导通，输出高电平，所述第一指示灯Lamp1两端有压差，所述第一指示灯Lamp1电亮，显示所述解锁电机M1处于工作状态。
本实施例中，所述第一指示灯Lamp1亮的时间与所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平信号的时间一致，能够警示所述解锁电机M1开启状态；若出现指示灯持续点亮，即可提醒操作人员采取紧急措施，避免所述解锁电机M1烧毁。
本发明的一可选的实施例中，所述第二控制电路包括：
第二三极管Q11，所述第二三极管Q11的基极通过第十一电阻R11与所述现场可编程门阵列控制电路1电连接，用于接收预设电压供电控制信号，并输出第五控制信号；
所述第二三极管Q11的集电极与第三电源电连接；
所述第二三极管Q11的发射极通过第十二电阻R12接地；
第三开关电路23，与所述第二三极管Q11的发射极电连接，用于接收所述第一控制信号，并输出第六控制信号；
第二异或门U11，所述第二异或门U11的输入端与所述第二三极管Q11的发射极和所述第三开关电路23电连接，用于接收所述第五控制信号和所述第六控制信号，并输出第七控制信号；
第四开关电路24，通过第二反相器U12与所述第二异或门U11的输出端电连接，用于接收通过所述第二反相器U12输出的第八控制信号，根据所述第八控制信号控制电磁销X1处于工作状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述电磁销X1处于拔销状态，所述电磁销X1与所述第二反相器U12电连接。
本实施例中，所述第二三极管Q11接收所述现场可编程门阵列控制电路1的输出信号，当所述现场可编程门阵列控制电路1无输出时，所述第二三极管Q11不导通，输出低电平信号，所述第三开关电路23接收所述第二三极管Q11的低电平信号并输出低电平信号，所述第一异或门U1接收所述第二三极管Q11和所述第三开关电路23输出的低电平信号，并输出低电平信号，该信号通过所述第一反相器U2反相并输出为高电平信号，所述第二开关电路22接收高电平信号后处于关闭状态，所述电磁销X1处于拔销状态；
当所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平信号时，所述第二三极管Q11导通，输出高电平信号，所述第三开关电路23接收所述第二三极管Q11的高电平信号后处于截止状态，所述第二三极管Q11的发射极输出的高电平信号通过通路上阻值为1000欧姆的第十六电阻R16，转换为低电平输出，所述所述第二异或门U11接收该低电平信号和所述第二三极管Q11输出的高电平信号，输出高电平信号并通过第二反相器U12反相并输出为低电平信号，所述第四开关电路24接收低电平信号并导通，所述电磁销X1落销；
当所述电磁销X1落销0.2至1.5秒后，所述第三开关电路23输出低电平信号，所述第一异或门U1接收所述第二三极管Q11的高电平信号和所述第三开关电路23输出的低电平信号，并输出高电平信号，通过所述第二反相器U12反相并输出为高电平信号，所述第四开关电路24接收高电平信号后处于关闭状态，所述电磁销X1拔销。
本发明的一可选的实施例中，所述第三开关电路23包括：
第三MOS管Q12，所述第三MOS管Q12的源极通过第三电容C11的第二端、第四电容C12的第二端、第十五电阻R15的第二端与所述第二三极管Q11的发射极电连接；
所述第三MOS管Q12的栅极与第十四电阻R14、第十三电阻R13、第十五电阻R15串联，且所述第十三电阻R13的一端接地；
所述第三电容C11、所述第四电容C12与所述第十五电阻R15并联；
所述第三MOS管Q12的漏极与所述第二异或门U11的输入端电连接，用于向所述第二异或门U11输出第六控制信号；
所述第三MOS管Q12的栅极和源极接收所述第五控制信号，通过所述第三电容C11和所述第四电容C12控制所述第三MOS管Q12的导通或截止，并输出第六控制信号。
本发明的一可选的实施例中，所述第四开关电路24包括：
第四MOS管Q13，所述第四MOS管Q13的栅极通过第十八电阻R18与所述第二反相器U12的输出端电连接，用于接收第八控制信号，控制所述第四MOS管Q13导通或截止；
所述第四MOS管Q13的源极与所述电磁销X1连接，并与第四电源电连接；
所述第四MOS管Q13的漏极接地。
上述实施例中，如图2所示，当所述第二三极管Q11输出低电平信号时，所述第三MOS管Q12的栅极为低电平，处于导通状态，漏极输出为低电平信号；第二异或门U11输出为低电平信号；经第二反相器U12反相后变为高电平信号，所述第四MOS管Q13处于截止状态，所述电磁销X1两端没有加电，所述电磁销X1处于拔销状态；
当所述第二三极管Q11输出高电平信号时，所述第三MOS管Q12的栅极为高电平，所述第三MOS管Q12截止，漏极输出为高电平信号；所述第二异或门U11输出为高电平信号；经所述第二反相器U12反相后变为低电平信号，所述第四MOS管Q13导通，所述电磁销X1两端加电，所述电磁销X1处于落销状态；
之后通过所述第十三电阻R13给所述第三电容C11、所述第四电容C12充电，电容两端的电压逐渐升高，随着电容两端的电压升高，所述第三MOS管Q12的栅极电压逐渐减小，当所述第三MOS管Q12的栅源极电压小于开启电压时，所述第三MOS管Q12导通，漏极输出为低电平；经所述第二异或门U11后输出为低电平，经所述第二反相器U12反相后输出为高电平，所述第四MOS管Q13截止，所述电磁销X1处于拔销状态。
其中，所述电磁销X1与所述第二反相器U12通过第十九电阻R19电连接，所述第三MOS管Q12和所述第四MOS管Q13为P沟道MOS管。
本实施例中，所述电磁销X1处于拔销状态的时刻为所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平的时刻，此时所述第三电容C11、所述第四电容C12两端的初始电压为0，之后通过所述第十三电阻R13给所述第三电容C11和所述第四电容C12充电，电容两端的电压逐渐升高，任一时刻，所述第三MOS管Q12的栅极电压Vg1可表示为：
Vg1＝VCC-VCC*[1–exp(-T/R14*C’)]
其中，Vg1为所述第三MOS管Q12的栅极电压；VCC为电源电压；T为所述第三MOS管Q12从截止状态到开启状态的时间；R14为第十四电阻的阻值；C’为所述第三电容C11和所述第四电容C12的容值和。
所述第三MOS管Q12的栅极电压Vgs1可表示为：
Vgs1＝Vg1–Vs1＝Vg1–VCC＝-VCC*[1–exp(-T/R13*C’)]
其中，Vgs1为所述第三MOS管Q12的栅极电压；Vs1为所述第三MOS管Q12的源极电压；VCC为电源电压；R13为第十三电阻的阻值；C’为所述第三电容C11和所述第四电容C12的容值和。
所述第三MOS管Q12选型为国际整流器公司的IRF7240，根据其芯片手册可知，其开启电压的最小值为-3V，即Vgs1＝-3V；电源电压VCC为28V；R13阻值为470KΩ；C11容值为10uF；C12容值为10uF；C’容值为20uF；带入上述公式可得：
T＝1.056s
即所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平1.056s后，所述第三MOS管Q12开启，所述电磁销X1处于拔销状态，满足断电时间要求。
本实施例中，所述第三开关电路23和所述第四开关电路24配合，能够实现根据现场可编程门阵列控制电路1的信号控制所述电磁销X1落销，并且可以在1.5秒内，控制所述电磁销X1落销。不依赖于软件，仅依靠控制电路系统，能够满足安全机构的工作要求，保证所述电磁销X1可以及时断电，避免因加电时间过长烧毁，同时拔销时间由电阻、电容和其它元器件决定，通过调整电阻阻值、电容容值和MOS管的选型就可以调整解锁和拔销时间，设计灵活。
本发明的一可选的实施例中，所述第二控制电路还包括：
与所述第二三极管Q11电连接的第二指示灯Lamp2；
所述第二三极管Q11输出第五控制信号时，控制所述第二指示灯Lamp2电亮或熄灭。
本实施例中，所述第二指示灯Lamp2的第一端通过第四十一电阻R41与所述第二三极管Q11的发射极电连接，所述第二指示灯Lamp2的第二端接地；
当所述现场可编程门阵列控制电路1没有输出时，所述第二三极管Q11输出为低电平，所述第二指示灯Lamp2两端没有压差，所述第二指示灯Lamp2不亮，显示所述电磁销X1处于拔销状态；
当所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平时，所述第二三极管Q11导通，输出高电平，所述第二指示灯Lamp2两端有压差，所述第二指示灯Lamp2电亮，显示所述电磁销X1处于落销状态。
本实施例中，所述第二指示灯Lamp2亮的时间与所述现场可编程门阵列控制电路1输出高电平信号的时间一致，能够警示所述电磁销X1落销状态；若出现指示灯持续点亮，即可提醒操作人员采取紧急措施，避免所述电磁销X1烧毁。
如图3所示，本发明的实施例还提供一种火箭发动机安全机构的控制方法，应用于如上所述的火箭发动机安全机构的控制系统，所述方法包括：
步骤31，接收现场可编程门阵列控制电路1输出的预设电压供电控制信号；
步骤32，根据所述预设电压供电控制信号，控制安全机构处于工作状态；
步骤33，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述安全机构由工作状态切换为保险状态。
本实施例中，安全机构控制电路接收所述现场可编程门阵列控制电路1输出的预设电压供电控制信号，并根据所述预设电压供电控制信号，控制与所述安全机构控制电路电连接的安全机构启动，进入工作状态；在所述预设电压供电控制信号持续0.2至1.5秒后，所述安全机构控制电路自动控制所述安全机构停止，进入保险状态。
该实施例通过上述方法，对所述安全机构的控制，不依赖于软件，不会因为程序跑飞或代码状态不稳定，导致控制安全机构加电后不能及时断开，进而烧毁安全机构，保证了火箭发动机安全机构的正常安全工作。
需要说明的是，该方法是应用于上述火箭发动机安全机构控制系统对应的方法，上述装置实施例中的所有实现方式均适用于该方法的实施例中，也能达到相同的技术效果。
本发明的上述实施例，针对因为程序跑飞或代码状态不稳定，导致控制安全机构加电后不能及时断开的问题，设计了火箭发动机安全机构控制系统及方法，通过解锁和拔销电路控制，不依赖于软件，不会因为程序跑飞或代码状态不稳定，导致控制安全机构加电后不能及时断开，进而烧毁安全机构的问题，安全性高；解锁和拔销时间由电阻、电容和其它元器件决定，通过调整电阻阻值、电容值和MOS管的选型就可以调整解锁和拔销时间，设计灵活；解锁和拔销时间由硬件电路提供第一重保护，由FPGA软件实现第二重备份保护，由外部指示灯提供第三重备份保护，可靠性高。
以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种火箭发动机安全机构的控制系统，其特征在于，包括：
现场可编程门阵列控制电路(1)，用于提供预设电压供电控制信号；
与所述现场可编程门阵列控制电路(1)电连接的安全机构控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号，控制安全机构处于工作状态，所述安全机构与所述安全机构控制电路电连接；
在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述安全机构由工作状态切换为保险状态。
2.根据权利要求1所述的火箭发动机安全机构的控制系统，其特征在于，所述安全机构控制电路包括：
与所述现场可编程门阵列控制电路(1)电连接的第一控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号，控制解锁电机(M1)处于工作状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制解锁电机(M1)处于停止状态，所述解锁电机(M1)与所述第一控制电路电连接。
3.根据权利要求1或2所述的火箭发动机安全机构的控制系统，其特征在于，所述安全机构控制电路包括：
与所述现场可编程门阵列控制电路(1)电连接的第二控制电路，用于根据所述预设电压供电控制信号控制电磁销(X1)处于落销状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述电磁销(X1)处于拔销状态，所述电磁销(X1)与所述第二控制电路电连接。
4.根据权利要求2所述的火箭发动机安全机构的控制系统，其特征在于，所述第一控制电路包括：
第一三极管(Q1)，所述第一三极管(Q1)的基极通过第一电阻(R1)与所述现场可编程门阵列控制电路(1)电连接，用于接收预设电压供电控制信号，并输出第一控制信号；
所述第一三极管(Q1)的集电极与第一电源电连接；
所述第一三极管(Q1)的发射极通过第二电阻(R2)接地；
第一开关电路(21)，与所述第一三极管(Q1)的发射极电连接，用于接收所述第一控制信号，并输出第二控制信号；
第一异或门(U1)，所述第一异或门(U1)的输入端与所述第一三极管(Q1)的发射极和所述第一开关电路(21)电连接，用于接收所述第一控制信号与所述第二控制信号，并输出第三控制信号；
第二开关电路(22)，通过第一反相器(U2)与所述第一异或门(U1)的输出端电连接，用于接收通过所述第一反相器(U2)输出的第四控制信号，根据所述第四控制信号控制解锁电机(M1)处于工作状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述解锁电机(M1)处于停止状态，所述解锁电机(M1)与所述第一反相器(U2)电连接。
5.根据权利要求4所述的火箭发动机安全机构的控制系统，其特征在于，所述第一开关电路(21)包括：
第一金属氧化物MOS管(Q2)，第一MOS管(Q2)的源极通过第一电容(C1)的第二端、第二电容(C2)的第二端、第五电阻(R5)的第二端与所述第一三极管(Q1)的发射极电连接；
所述第一MOS管(Q2)的栅极与第四电阻(R4)、第三电阻(R3)、第五电阻(R5)串联，且所述第三电阻(R3)的一端接地；
所述第一电容(C1)、所述第二电容(C2)与所述第五电阻(R5)并联；
所述第一MOS管(Q2)的漏极与所述第一异或门(U1)的输入端电连接，用于向所述第一异或门(U1)输出第二控制信号；
所述第一MOS管(Q2)的栅极和源极接收所述第一控制信号，通过所述第一电容(C1)和所述第二电容(C2)控制所述第一MOS管(Q2)的导通或截止，并输出第二控制信号。
6.根据权利要求4所述的火箭发动机安全机构的控制系统，其特征在于，所述第二开关电路(22)包括：
第二MOS管(Q3)，所述第二MOS管(Q3)的栅极通过第八电阻(R8)与所述第一反相器(U2)的输出端电连接，用于接收第四控制信号，控制所述第二MOS管(Q3)导通或截止；
所述第二MOS管(Q3)的源极与所述解锁电机(M1)连接，并与第二电源电连接；
所述第二MOS管(Q3)的漏极接地。
7.根据权利要求3所述的火箭发动机安全机构的控制系统，其特征在于，所述第二控制电路包括：
第二三极管(Q11)，所述第二三极管(Q11)的基极通过第十一电阻(R11)与所述现场可编程门阵列控制电路(1)电连接，用于接收预设电压供电控制信号，并输出第五控制信号；
所述第二三极管(Q11)的集电极与第三电源电连接；
所述第二三极管(Q11)的发射极通过第十二电阻(R12)接地；
第三开关电路(23)，与所述第二三极管(Q11)的发射极电连接，用于接收第一控制信号，并输出第六控制信号；
第二异或门(U11)，所述第二异或门(U11)的输入端与所述第二三极管(Q11)的发射极和所述第三开关电路(23)电连接，用于接收所述第五控制信号和所述第六控制信号，并输出第七控制信号；
第四开关电路(24)，通过第二反相器(U12)与所述第二异或门(U11)的输出端电连接，用于接收通过所述第二反相器(U12)输出的第八控制信号，根据所述第八控制信号控制电磁销(X1)处于工作状态，在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述电磁销(X1)处于停止状态，所述电磁销(X1)与所述第二反相器(U12)电连接。
8.根据权利要求7所述的火箭发动机安全机构的控制系统，其特征在于，所述第三开关电路(23)包括：
第三MOS管(Q12)，所述第三MOS管(Q12)的源极通过第三电容(C11)的第二端、第四电容(C12)的第二端、第十五电阻(R15)的第二端与所述第二三极管(Q11)的发射极电连接；
所述第三MOS管(Q12)的栅极与第十四电阻(R14)、第十三电阻(R13)、第十五电阻(R15)串联，且所述第十三电阻(R13)的一端接地；
所述第三电容(C11)、所述第四电容(C12)与所述第十五电阻(R15)并联；
所述第三MOS管(Q12)的漏极与所述第二异或门(U11)的输入端电连接，用于向所述第二异或门(U11)输出第六控制信号；
所述第三MOS管(Q12)的栅极和源极接收所述第五控制信号，通过所述第三电容(C11)和所述第四电容(C12)控制所述第三MOS管(Q12)的导通或截止，并输出第六控制信号。
9.根据权利要求7所述的火箭发动机安全机构的控制系统，其特征在于，所述第四开关电路(24)包括：
第四MOS管(Q13)，所述第四MOS管(Q13)的栅极通过第十八电阻(R18)与所述第二反相器(U12)的输出端电连接，用于接收第八控制信号，控制所述第四MOS管(Q13)导通或截止；
所述第四MOS管(Q13)的源极与所述电磁销(X1)连接，并与第四电源电连接；
所述第四MOS管(Q13)的漏极接地。
10.一种火箭发动机安全机构的控制方法，其特征在于，应用于如权利要求1至9任一项所述的火箭发动机安全机构的控制系统，所述方法包括：
接收现场可编程门阵列控制电路(1)输出的预设电压供电控制信号；
根据所述预设电压供电控制信号，控制安全机构处于工作状态；
在所述预设电压供电控制信号持续一预设时间段后，控制所述安全机构由工作状态切换为保险状态。
CN202310889303.2A 2023-07-19 2023-07-19 一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法 Active CN116927978B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310889303.2A CN116927978B (zh) 2023-07-19 2023-07-19 一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202310889303.2A CN116927978B (zh) 2023-07-19 2023-07-19 一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN116927978A true CN116927978A (zh) 2023-10-24
CN116927978B CN116927978B (zh) 2024-02-13

Family

ID=88385733

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202310889303.2A Active CN116927978B (zh) 2023-07-19 2023-07-19 一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN116927978B (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105422315A (zh) * 2015-11-27 2016-03-23 湖北三江航天红峰控制有限公司 一种固体火箭发动机安全机构控制电路及控制方法
WO2017128113A1 (zh) * 2016-01-27 2017-08-03 深圳市大疆创新科技有限公司 电源控制电路、电子调速器、无人飞行器及控制方法
CN109854414A (zh) * 2018-12-11 2019-06-07 西安航天动力测控技术研究所 一种安全点火机构单元测试仪
DE102018006228B3 (de) * 2018-06-05 2019-10-10 Diehl Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren zum zweistufigen Abbrennen eines Festbrennstoff-Raketenmotors
CN112066798A (zh) * 2020-07-30 2020-12-11 中国航天空气动力技术研究院 一种固体火箭无线测发控供配电与安全管制系统
CN116241386A (zh) * 2023-03-28 2023-06-09 北京星际防务科技有限公司 一种火箭发动机控制系统及控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105422315A (zh) * 2015-11-27 2016-03-23 湖北三江航天红峰控制有限公司 一种固体火箭发动机安全机构控制电路及控制方法
WO2017128113A1 (zh) * 2016-01-27 2017-08-03 深圳市大疆创新科技有限公司 电源控制电路、电子调速器、无人飞行器及控制方法
DE102018006228B3 (de) * 2018-06-05 2019-10-10 Diehl Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren zum zweistufigen Abbrennen eines Festbrennstoff-Raketenmotors
CN109854414A (zh) * 2018-12-11 2019-06-07 西安航天动力测控技术研究所 一种安全点火机构单元测试仪
CN112066798A (zh) * 2020-07-30 2020-12-11 中国航天空气动力技术研究院 一种固体火箭无线测发控供配电与安全管制系统
CN116241386A (zh) * 2023-03-28 2023-06-09 北京星际防务科技有限公司 一种火箭发动机控制系统及控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN116927978B (zh) 2024-02-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20230132537A1 (en) An undervoltage protection circuit for a dc/dc converter and method thereof
CN110932539A (zh) 高压驱动器开关系统及其开关方法
US5637980A (en) Battery charging/discharging switching control protective circuit
CN116927978B (zh) 一种火箭发动机安全机构的控制系统及方法
CN109787596B (zh) 过流保护电路、开关管驱动电路以及电动设备
US5293299A (en) Fuel pump control circuit
CN111984104A (zh) 一种主板冷备供电电路及存储服务器
US5151854A (en) Integrated low voltage detect and watchdog circuit
US5568342A (en) Apparatus and method for protecting an amplifier circuit
US4998520A (en) Redundant reset for electronic throttle control
US5375027A (en) Fail safe cartridge fire unit
US7107957B2 (en) Protected control apparatus
US6441556B1 (en) Integrated fault protection for switched electronic systems for satellite applications
CN103982306A (zh) 柴油机的电熄火器及其电路板控制系统、方法
CN210286373U (zh) 电梯停电应急平层装置的电池电源模块
CA3031648C (en) Switching mode front end surge protection circuit
CN111367338B (zh) 一种基于反馈控制的自复式开关电路及控制方法
CN107463460B (zh) 一种基于硬件看门狗的电源供电系统及供电方法
CN111245214A (zh) 快速启动电路及开关电源
JPH01301432A (ja) 自動車電装品用インテリジェントパワーｉｃ
CN114111472B (zh) 一种延时点火引信电路
CN219041625U (zh) 缓启动电路
CN220985311U (zh) 高边开关输出电路
CN109236095B (zh) 可实现电动闭门器上电和掉电启动的控制电路及实现方法
CN220673988U (zh) 一种具有电路保护功能的车辆控制器及车辆控制系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information
CB02 Change of applicant information

Country or region after: China

Address after: 264000 No.1, Haixiang Middle Road, Fengcheng Street, Haiyang City, Yantai City, Shandong Province

Applicant after: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd.

Applicant after: Dongfang Space (Jiangsu) Aerospace Power Co.,Ltd.

Applicant after: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd.

Applicant after: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd.

Address before: 264000 No.1, Haixiang Middle Road, Fengcheng Street, Haiyang City, Yantai City, Shandong Province

Applicant before: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd.

Country or region before: China

Applicant before: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd.

Applicant before: Dongfang Space (Jiangsu) Aerospace Power Co.,Ltd.

Applicant before: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd.

Country or region after: China

Address after: 264000 No.1, Haixiang Middle Road, Fengcheng Street, Haiyang City, Yantai City, Shandong Province

Applicant after: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd.

Applicant after: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd.

Applicant after: Dongfang Space (Jiangsu) Aerospace Power Co.,Ltd.

Applicant after: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd.

Address before: 264000 No.1, Haixiang Middle Road, Fengcheng Street, Haiyang City, Yantai City, Shandong Province

Applicant before: Dongfang space technology (Shandong) Co.,Ltd.

Country or region before: China

Applicant before: Oriental space technology (Beijing) Co.,Ltd.

Applicant before: Oriental space (Xi'an) Aerospace Technology Co.,Ltd.

Applicant before: Orient Space (Hainan) Technology Co.,Ltd.

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant