探空火箭发射装置高精度控制系统制造方法及图纸

本发明专利技术提供一种探空火箭发射装置高精度控制系统，能够实现探空火箭发射装置全自动起竖回转功能，且具有操作简单、精度高、响应快、可靠性高、安全性能好等特点。该控制系统对发射装置的起竖装置和回转装置均采取闭环控制，避免液压系统压降产生的起竖角偏差以及造价大，安全性差、维护保养困难问题。使用时，首先由倾角传感器进行初始俯仰角标定，而后由控制单元赋给俯仰编码器相对转角，闭环控制发射装置达到设定的目标俯仰角，俯仰角定向精度达到0.1°。回转装置由伺服电机驱动，使用时，首先由双GPS系统实现初始自主定向，而后由控制单元赋给方位编码器相对转角，由伺服电机带动回转装置实现方位调整，方位角定向精度达到0.2°；由此实现发射装置在范围为0°～90°的俯仰角以及范围为±180°的方位角的高精度控制。

High precision control system for sounding rocket launcher

The invention provides a high precision control system for a sounding rocket launcher, which can realize the automatic erection and rotation function of the sounding rocket launcher, and has the characteristics of simple operation, high precision, fast response, high reliability and good safety performance. The control system adopts closed-loop control for the erecting device and the rotary device of the launcher to avoid the erecting angle deviation caused by the pressure drop of the hydraulic system and the problems of large cost, poor safety and difficult maintenance. When in use, the initial pitch angle is calibrated by the inclination sensor, and then the relative rotation of the pitch encoder is assigned by the control unit. The closed-loop control transmitter achieves the set target pitch angle, and the pitch angle orientation accuracy reaches 0.1 degree. The rotating device is driven by a servo motor. When it is used, the initial autonomous orientation is realized by a dual GPS system, and then the relative rotation angle of the azimuth encoder is assigned by a control unit. The azimuth orientation precision is 0.2 degrees when the rotating device is driven by a servo motor. Angle and high precision control of azimuth angle of + 180 degrees.

【技术实现步骤摘要】
探空火箭发射装置高精度控制系统
本专利技术涉及一种控制系统，具体涉及一种探空火箭发射装置高精度控制系统。
技术介绍
传统火箭发射执行机构是液压系统中的液压缸，推动起竖臂完成起竖动作。需要配备液压系统，而且发射准备过程中液压缸会发生负载大小和方向变化，造成发射抖动，容易损坏设备。且传统的火箭起竖采用象限仪观察俯仰角变化，当接近发射俯仰角时，采用人工操作微调的方式使其达到发射俯仰角；火箭射向采用经纬仪测量确定；不具备自动调整功能。为了满足更大、更快、更准、更安全的新型探空火箭任务，需要设计具有高精度远程控制功能的新型探空火箭发射装置及其控制系统。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供一种探空火箭发射装置高精度控制系统，能够实现探空火箭发射装置全自动起竖回转功能，且具有操作简单、精度高、响应快、可靠性高、安全性能好等特点。所述的探空火箭发射装置高精度控制系统包括：动力单元、信号采集单元、信号处理单元和运动控制单元；其执行机构为用于改变发射装置俯仰角的起竖装置和用于改变发射装置方位角的回转装置；所述动力单元包括：用于为所述起竖装置提供动力的起竖动力装置和用于为所述回转装置提供动力的回转动力装置；所述信号采集单元包括：俯仰编码器、方位编码器、倾角传感器和双GPS系统；所述俯仰编码器用于实时采集发射装置的俯仰角；所述倾角传感器用于测量所述发射装置的初始俯仰角；所述方位编码器用于实时采集发射装置的方位角；所述双GPS系统用于实现所述发射装置的初始自主定向；当所述探空火箭发射装置起竖时：初始时，所述倾角传感器测量发射装置的初始俯仰角，并输出给信号处理单元；所述信号处理单元比对设定的目标状态的理论俯仰角和所接收到的初始俯仰角，通过所述运动控制单元控制起竖动力装置，以改变发射装置俯仰角，使所述发射装置起竖至目标状态；发射装置起竖过程中，所述俯仰编码器实时测量发射装置当前俯仰角并发送给信号处理单元，信号处理单元将当前俯仰角与所述理论俯仰角进行对比，并将比对结果反馈给运动控制单元，通过运动控制单元控制起竖动力装置，直至当前俯仰角与理论俯仰角一致；当所述探空火箭发射装置回转时：初始时，所述双GPS系统完成所述发射装置的初始自主定向后，将初始方位角并发送给信号处理单元；所述信号处理单元比对设定的目标状态的理论方位角和所接收到的初始方位角，通过所述运动控制单元控制回转动力装置，以改变发射装置方位角，使所述发射装置回转至目标状态；发射装置回转过程中，所述方位编码器实时测量发射装置当前方位角并发送给信号处理单元，信号处理单元将当前方位角与所述理论方位角进行对比，并将比对结果反馈给运动控制单元，通过运动控制单元控制回转动力装置，直至当前方位角与理论方位角一致。还包括限位单元，所述限位单元包括：起竖限位开关和俯仰限位开关；所述起竖限位开关用于实现发射装置俯仰角限位，俯仰限位开关用于实现发射装置回转角限位。有益效果：(1)该控制系统中起竖装置采取闭环控制，避免液压系统压降产生的起竖角偏差以及造价大，安全性差、维护保养困难问题。使用时，由倾角传感器进行初始俯仰角标定，而后由控制单元赋给俯仰编码器相对转角，闭环控制起竖臂达到设定的目标俯仰角，俯仰角定向精度达到0.1°。回转装置同样采用闭环控制，由伺服电机驱动旋转；使用时，首先由双GPS系统实现初始自主定位定向，而后由控制单元赋给方位编码器相对转角，由伺服电机带动回转装置实现方位调整，方位角定向精度达到0.2°；由此实现发射装置在范围为0°～90°的俯仰角以及范围为±180°的方位角的高精度控制。(2)采用电动螺旋升降机作为起竖执行机构，配合伺服电机作为起竖动力装置实现起竖位置精密伺服控制，解决了俯仰负载变化稳定性问题；采用蜗轮蜗杆传动机构作为回转执行机构，配合伺服电机作为回转动力装置，实现回转位置精密伺服控制。且由于伺服电机具备抱闸功能，螺旋升降机、蜗轮蜗杆传动机构具有自锁功能，能够保证控制系统突然断电后仍然能维持状态，具有极高安全性。(4)设置有俯仰角限位开关和方位角限位开关，可以根据实际需要调整俯仰角和方位角范围。(5)设置有电子手轮，能够实现方位角和俯仰角的微调，保障发生任务，具有极高可靠性。附图说明图1为发射装置水平状态的结构示意图；图2为发射装置起竖状态的结构示意图；图3为探空火箭发射装置上电气元件安装位置图；图4为该控制系统的原理图。其中：1-基座、2-回转装置、3-螺旋升降机、4-起竖臂、5-耳轴支座、6-探空火箭、7-俯仰编码器、8-起竖限位开关、9-方位编码器、10-俯仰限位开关、11-回转电机、12-倾角传感器、13-GPS天线。具体实施方式下面结合附图并举实施例，对本专利技术进行详细描述。本实施例提供一种适用于探空火箭发射装置的高精度控制系统，采用该控制系统能够实现发射装置0°～90°、精度为0.1°的俯仰角调整及±180°、精度为0.2°的方位角调整。所述的探空火箭发射装置包括：基座1、回转装置2、螺旋升降机3、起竖臂4和耳轴支座5；其中基座1与发射场坪的地基基础板固接；耳轴支座5通过回转装置2安装在基座1上。起竖臂4的一端与所述耳轴支座5上的支耳通过俯仰轴销接，当起竖臂4起竖升起或下降时，绕俯仰轴转动；所述耳轴支座5和起竖臂4能够在所述回转装置2的带动下绕竖直方向转动，以改变发射装置的方位角。螺旋升降机3为螺杆螺母配合机构，其螺杆的一端与起竖臂4铰接，且在该端设置有用于驱动所述螺杆转动的起竖电机；另一端与螺母螺纹连接，所述螺母与耳轴支座5的上支耳铰接。起竖臂4在螺旋升降机3的带动下实现水平状态与起竖状态之间的转换，具体为：当起竖电机带动螺杆正向转动时，螺母沿着螺杆做直线运动，螺杆与起竖臂4相连接的一端与螺母的距离变小，由于螺母铰接在上支耳上，因此距离变小实际上是螺杆拉起起竖臂4，完成起竖升起动作。反转时，螺杆与起竖臂4相连接的一端与螺母的距离变大，完成下降动作。回转装置2采用蜗轮蜗杆传动机构作为回转执行机构。待发射的探空火箭6采用下挂式装填，即水平安装在起竖臂4的下方，在螺旋升降机的带动下转动，使发射装置实现0°到90°之间任意角度的瞄准；如图1和图2所示。在火箭发射时，为了能够实现探空火箭发射装置全自动起竖回转功能，提供一种高精度控制系统，如图4所示，该控制系统包括：动力单元、信号采集单元、限位单元以及控制单元。其中动力单元包括：起竖动力装置和回转动力装置；信号采集单元包括：俯仰编码器7、方位编码器9、倾角传感器12和双GPS系统；限位单元包括：起竖限位开关8和俯仰限位开关10。该控制系统的执行机构为螺旋升降机3和回转装置2，用于通过控制螺旋升降机3和回转装置2实现起竖臂0°～90°、精度为0.1°的俯仰角调整及回转装置±180°，精度为0.2°的方位角调整。其中动力单元中：起竖动力装置和回转动力装置均采用伺服电机，从而实现起竖位置以及回转位置的精密伺服控制。起竖电机(即起竖动力装置)安装于螺旋升降机3前端，回转电机11(即回转动力装置)安装于回转装置2后端。信号采集单元中：俯仰编码器7用于实时采集起竖臂4的转角，并输出给控制单元。俯仰编码器7进行角度采集的原理为：俯仰编码器7由两部分组成，一部分安装在俯仰轴上，一部分安装在起竖臂4上，当起竖臂4相对俯仰轴转动时，俯本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.探空火箭发射装置高精度控制系统，其特征在于，包括：动力单元、信号采集单元、信号处理单元和运动控制单元；其执行机构为用于改变发射装置俯仰角的起竖装置和用于改变发射装置方位角的回转装置；所述动力单元包括：用于为所述起竖装置提供动力的起竖动力装置和用于为所述回转装置提供动力的回转动力装置；所述信号采集单元包括：俯仰编码器、方位编码器、倾角传感器和双GPS系统；所述俯仰编码器用于实时采集发射装置的俯仰角；所述倾角传感器用于测量所述发射装置的初始俯仰角；所述方位编码器用于实时采集发射装置的方位角；所述双GPS系统用于实现所述发射装置的初始自主定向；当所述探空火箭发射装置起竖时：初始时，所述倾角传感器测量发射装置的初始俯仰角，并输出给信号处理单元；所述信号处理单元比对设定的目标状态的理论俯仰角和所接收到的初始俯仰角，通过所述运动控制单元控制起竖动力装置，以改变发射装置俯仰角，使所述发射装置起竖至目标状态；发射装置起竖过程中，所述俯仰编码器实时测量发射装置当前俯仰角并发送给信号处理单元，信号处理单元将当前俯仰角与所述理论俯仰角进行对比，并将比对结果反馈给运动控制单元，通过运动控制单元控制起竖动力装置，直至当前俯仰角与理论俯仰角一致；当所述探空火箭发射装置回转时：初始时，所述双GPS系统完成所述发射装置的初始自主定向后，将初始方位角并发送给信号处理单元；所述信号处理单元比对设定的目标状态的理论方位角和所接收到的初始方位角，通过所述运动控制单元控制回转动力装置，以改变发射装置方位角，使所述发射装置回转至目标状态；发射装置回转过程中，所述方位编码器实时测量发射装置当前方位角并发送给信号处理单元，信号处理单元将当前方位角与所述理论方位角进行对比，并将比对结果反馈给运动控制单元，通过运动控制单元控制回转动力装置，直至当前方位角与理论方位角一致。...

【技术特征摘要】
1.探空火箭发射装置高精度控制系统，其特征在于，包括：动力单元、信号采集单元、信号处理单元和运动控制单元；其执行机构为用于改变发射装置俯仰角的起竖装置和用于改变发射装置方位角的回转装置；所述动力单元包括：用于为所述起竖装置提供动力的起竖动力装置和用于为所述回转装置提供动力的回转动力装置；所述信号采集单元包括：俯仰编码器、方位编码器、倾角传感器和双GPS系统；所述俯仰编码器用于实时采集发射装置的俯仰角；所述倾角传感器用于测量所述发射装置的初始俯仰角；所述方位编码器用于实时采集发射装置的方位角；所述双GPS系统用于实现所述发射装置的初始自主定向；当所述探空火箭发射装置起竖时：初始时，所述倾角传感器测量发射装置的初始俯仰角，并输出给信号处理单元；所述信号处理单元比对设定的目标状态的理论俯仰角和所接收到的初始俯仰角，通过所述运动控制单元控制起竖动力装置，以改变发射装置俯仰角，使所述发射装置起竖至目标状态；发射装置起竖过程中，所述俯仰编码器实时测量发射装置当前俯仰角并发送给信号处理单元，信号处理单元将当前俯仰角与所述理论俯仰角进行对比，并将比对结果反馈给运动控制单元，通过运动控制单元控制起竖动力装置，直至当前俯仰角与理论俯仰角一致；当所述探空火箭发射装置回转时：初始时，所述双GPS系统完成所述发射装置的初始自主定向后，将初始方位角并发送...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵宪斌，杨军，曾志，张乐，尤军峰，杨森，管莉，刘伟凯，许宏涛，张佳兴，孙帷科，金少英，池峰，
申请(专利权)人：西安航天动力技术研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61