一种运载火箭冗余时序控制系统技术方案

本发明专利技术涉及一种运载火箭冗余时序控制系统，由箭载计算机、综合控制器、电阻盒、地面时序测试设备、显示终端及地面发控设备组成，综合控制器接收来自箭载计算机和地面发控设备的时间基准指令，根据预先装订的飞行时序数据控制相应的通路输出经电阻盒后至外部时序控制负载，电阻盒向地面时序测试设备提供时串测试信号、电磁阀波形采样信号、电爆电路监测信号和通路阻值信号接口，地面时序测试设备采样后通过显示终端进行显示供用户进行监视和判读。本发明专利技术的运载火箭冗余时序控制系统充分考虑了不同型号的通用性，可根据不同运载火箭构型进行灵活配置综合控制器和电阻盒的数量，具有高可靠性、高智能化和快速测试的特点。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及运载火箭控制系统领域，具体涉及一种运载火箭冗余时序控制系统。
技术介绍
运载火箭是航天活动的基础，时序控制系统是运载火箭的重要组成部分，用于完成各级发动机点火、关机、级间分离和星箭分离等关键动作控制，时序控制系统的可靠性对运载火箭是至关重要的。传统的运载火箭时序控制系统通过箭载计算机向电子程序配电器发送地址码，电子程序配电器进行地址码译码控制相应时序通路输出，箭载计算机与电子程序配电器采用模拟电缆连接，主要存在以下缺点：1）可靠性不高，存在单点失效电子程序配电器采用功率场效应管分立器件作为时序控制的执行器件，由于时序控制负载电流较大，所需使用的功率场效应管分立器件提交大所占的空间较多，造成在单机体积限制的前提下难以实现单机的冗余设计，存在单点失效模式，使得可靠性水平难以提升。2）智能化程度不够电子程序配电器无自主控制功能，所有时序控制信息均存储于箭载计算机中，电子程序配电器对箭载计算机的地址码译码后进行对应时序通路输出，电子程序配电器智能化程度低，加重箭载计算机工作负担。3）时序测试复杂由于时序控制的重要性和对应的火工品负载的特殊性，时序控制的测试覆盖愈显重要，传统的测试设备较为庞大，不易移动和搬运，测试时需要进行状态切换，相关测试较为复杂，不利于系统的一体化测试。随着人类对太空探索步伐的加快，对运载火箭的可靠性和快速测试要求越来越高，因此有必要研制一种高可靠性、高智能化、适应快速测试的运载火箭时序控制系统。
技术实现思路
为了解决现有技术的不足，本专利技术的目的在于提供一种运载火箭冗余时序控制系统，以提高时序控制系统的可靠性、智能化和快速测试水平。为了实现上述目的，本专利技术提供一种运载火箭冗余时序控制系统，包括：箭载计算机、综合控制器、电阻盒、地面时序测试设备、显示终端及地面发控设备组成，其中，所述箭载计算机通过1553B总线与所述综合控制器进行数据通信，所述电阻盒与外部时序控制负载连接。所述地面发控设备向所述综合控制器发出点火或紧急关机指令，所述箭载计算机根据箭体实时飞行数据进行计算通过1553B总线向所述综合控制器发出各级关机指令，所述综合控制器接收到所述地面发控设备和所属箭载计算机的指令后，依据预先装订的飞行时序控制内部对应时序控制通路固态继电器接通或断开，完成对外部时序控制负载的通断电控制，实现各级发动机的点火、关机、级间分离和星箭分离；进一步，所述综合控制器内固态继电器采用串并联冗余设计。优选地，所述电阻盒内包含两种时序负载控制电路：电磁阀控制电路、火工品控制电路，其中：所述电磁阀控制电路用于外部时序控制负载中电磁阀的消反向电动势，用于在外部时序控制负载中电磁阀断开瞬间向感性负载产生的反向电动势提供释放回路；所述火工品控制电路用于外部时序控制负载中火工品的限流设计，用于通过调整限流电阻阻值以使外部时序控制负载中火工品两端通过的电流满足发火要求。所述地面时序测试设备包括时序测试终端、电磁阀测试终端、电爆电路监测终端和时序通路阻值测试系统，其中：所述时序测试终端与所述电阻盒时串测试信号接口相连，采集所述电阻盒接收到的时串测试信号并发送给所述显示终端进行显示；所述电磁阀测试终端与所述电阻盒电磁阀波形采样信号接口相连，采集所述电阻盒电磁阀控制电路中串联的采样电阻两端电压并发送给所述显示终端进行显示；所述电爆电路监测终端与所述电阻盒电爆电路监测信号接口相连，采集所述电阻盒中火工品控制输出信号并发送给所述显示终端进行显示；所述时序通路阻值测试系统与所述电阻盒通路阻值信号接口相连，采集所述电阻盒至外部时序控制负载回路阻值并与预设的理论范围进行比对。本专利技术由于采用以上技术方案，使之与现有技术相比，具有以下的优点和积极效果：1）本专利技术采用固态继电器作为综合控制器的执行器件，较之传统采用功率场效应管体积大难以实现冗余设计，采用了两并两串等冗余设计手段，消除相应的单点模式，提高了时序控制的可靠性；2）本专利技术中的综合控制器通过1553B总线与箭载计算机进行通信，内置CPU具有独立自主控制的能力，减少了箭载计算机的功能负担，提高了时序控制系统的智能化水平，便于系统的维护和升级；3）本专利技术将电磁阀工作曲线的采样电阻内置在电阻盒中，较之传统的外接内置采样电阻的转接盒，简化了测试过程中的操作和地面设备组成；4）本专利技术对各相关时序测试终端进行小型化、集成化设计，各测试终端均可独立工作，并且方便携带和搬运，测试快速便捷；5）本专利技术中的综合控制器和电阻盒的数量可根据运载火箭的构型和时序负载的数量进行配置，以适应不同种类的运载火箭；6）本专利技术的运载火箭冗余时序控制系统具有高可靠性、高智能化、适应快速测试的特点，具有较强的灵活性和可扩展性。附图说明图1是本专利技术实施例的时序控制系统的结构框图；图2是本专利技术实施例的综合控制器内固态继电器冗余结构示意图；图3是本专利技术实施例的电阻盒内控制电路结构示意图。具体实施方式以下将结合附图和具体实施例对本专利技术的运载火箭冗余时序控制系统作进一步的详细描述。根据下面说明和权利要求书，本专利技术的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用于方便、明晰地辅助说明本专利技术实施例的目的。图1所示，本专利技术提供的一种运载火箭冗余时序控制系统，包括箭载计算机100、综合控制器200、电阻盒300、地面时序测试设备、地面发控设备500和显示终端600，其中箭载计算机100与综合控制器200依据1553B总线协议进行数据通信，地面时序测试设备与显示终端600依据TCP/IP网络协议进行数据通信；所述地面发控设备500根据测试发射流程，向所述综合控制器200发出点火指令；当一级发动机点火出现故障时，所述地面发控设备500根据逻辑要求或现场决策要求，自动或手动向所述综合控制器200发出紧急关机指令，点火和紧急关机指令为无电触点信号，触点闭合时指令信号发出；所述箭载计算机100接收外部设备提供的起飞信号，采样后向所述综合控制器200发送起飞指令；所述箭载计算机100根据火箭飞行数据进行实时计算得出各级关机时间，向所述综合控制器200发送各级关机指令；所述综合控制器200接收到所述地面发控设备500的点火、紧急关机指令或所述箭载计算机100的起飞、各级关机指令后，依据预先装订的飞行时序控制内部对应时序控制通路固态继电器接通或断开，完成对外部时序控制负载的通断电控制，实现各级发动机的点火、关机、级间分离和星箭分离。所述地面时序测试设备包括时序测试终端501、电磁阀测试终端502、电爆电路监测终端503和时序通路阻值测试系统504；所述时序测试终端501与所述电阻盒300时串测试信号接口相连，采集所述电阻盒300接收到的时串测试信号并发送给所述显示终端600进行显示；所述电磁阀测试终端502与所述电阻盒300电磁阀波形采样信号接口相连，采集所述电阻盒300电磁阀控制电路中串联的采样电阻两端电压并发送给所述显示终端600进行显示；所述电爆电路监测终端503与所述电阻盒300电爆电路监测信号接口相连，采集所述电阻盒300中火工品控制输出信号并发送给所述显示终端600进行显示；所述时序通路阻值测试系统504与所述电阻盒300通路阻值信号接口相连，采集所述电阻盒300至外部时序控制负载回路本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种运载火箭冗余时序控制系统，其特征在于，包括：箭载计算机、综合控制器、电阻盒、地面时序测试设备、显示终端及地面发控设备；所述电阻盒通过模拟电缆与外部时序控制负载连接；所述箭载计算机与所述综合控制器通过1553B总线进行通信；所述综合控制器接收所述箭载计算机和所述地面发控设备发送的时间基准指令，根据预先装订的飞行时序数据控制相应的通路输出；所述电阻盒对外部时序控制负载进行消反电势和限流控制；所述地面时序测试设备从所述电阻盒相应接口采集时序信号，通过所述显示终端进行显示供用户进行监视和判读。

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭冗余时序控制系统，其特征在于，包括：箭载计算机、综合控制器、电阻盒、地面时序测试设备、显示终端及地面发控设备；所述电阻盒通过模拟电缆与外部时序控制负载连接；所述箭载计算机与所述综合控制器通过1553B总线进行通信；所述综合控制器接收所述箭载计算机和所述地面发控设备发送的时间基准指令，根据预先装订的飞行时序数据控制相应的通路输出；所述电阻盒对外部时序控制负载进行消反电势和限流控制；所述地面时序测试设备从所述电阻盒相应接口采集时序信号，通过所述显示终端进行显示供用户进行监视和判读。2.如权利要求1所述的一种运载火箭冗余时序控制系统，其特征在于，所述综合控制器内采用了固态继电器串并联冗余设计。3.如权利要求1所述的一种运载火箭冗余时序控制系统，其特征在于，所述电阻盒内包括电磁阀控制电路、火工品控制电路；所述电磁阀控制电路用于外部时序控制负载中电磁阀的消反向电动势，用于在外部时序控制负载中电磁阀断开瞬间向感性负...

【专利技术属性】
技术研发人员：周恒保，辛高波，丁秀峰，高莉，王猛，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31