固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统技术方案

本发明专利技术公开的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统，属于固体火箭发动机旋转试验领域。本发明专利技术包括控制系统、测量系统、数据采集与存储系统及安全系统。当试验所需高速自旋试验台转速小于等于2000rpm时，通过低速信号传输模块采用现有技术中的滑环进行控制信号和试验数据的传输，实现控制高速自旋试验台；当试验所需高速自旋试验台转速为2000‑20000rpm时，高速控制信号和试验数据传输通过无线传输模块进行控制信号的传输，实现控制高速自旋试验台和传输试验数据。本发明专利技术能够对固体火箭发动机高速自旋试验台进行控制，并能够实现高速自旋条件下试验数据的采集和存储，从而满足控制台对高速自旋台上试验装置的控制以及其测试数据的有效传输。所述的高速速度范围指2000‑20000rpm。

Measurement and Control System of High Speed Spin Test-bed for Solid Rocket Motor

The invention discloses a measurement and control system for a solid rocket motor high-speed spin test bed, which belongs to the field of solid rocket motor rotation test. The invention comprises a control system, a measurement system, a data acquisition and storage system and a safety system. When the speed of the high-speed spin test-bed is less than or equal to 2000 rpm, the sliding ring in the existing technology is used to control the transmission of signal and test data to realize the control of the high-speed spin test-bed. When the speed of the high-speed spin test-bed is 2000 to 20 000 rpm, the high-speed control signal and test data transmission are controlled by the wireless transmission module. Signal transmission, control of high-speed spin test bench and transmission of test data. The invention can control the high-speed spin test bed of solid rocket motor, and can realize the collection and storage of test data under high-speed spin condition, thereby satisfying the control of the console to the high-speed spin test device and the effective transmission of test data. The high-speed speed range refers to 2000 20000rpm.

【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统
：本专利技术属于固体火箭发动机旋转试验领域，尤其涉及高速自旋转条件下试验系统的控制和测量。
技术介绍
：旋转试验系统是航空、航天、汽车等领域的重要试验装备，能够在实验室模拟飞机、导弹、汽车等在实际工作条件下高速旋转部件的运动状态，从而开展飞机、导弹、汽车等整机及其相关部件在高速旋转条件下的试验研究。可以极大的提高航空、航天、汽车等领域试验技术的发展。高速自旋条件下的航空发动机、导弹、固体火箭发动机、推进剂性能的试验研究手段，对提高航空发动机、固体火箭发动机等装备的性能有非常重要的作用。开展固体火箭发动机内弹道性能和固体推进剂在高速自旋条件下燃烧性能研究，对改进固体推进剂装药的加工工艺和改善装药的力学性能具有重要影响，是装备型号研制的技术支撑，对提高固体发动机性能具有重要的理论意义和工程应用价值。固体火箭发动机高速自旋试验台是开展自旋试验的基础，现有试验台的测量控制方案未能满足高达20000rpm转速下控制信号和测量数据的有效、稳定的传输。中国技术专利(专利申请号：201720667933.5)公开了一种“多功能测控试验装置及多功能测控系统”，该技术的多功能测控试验装置将基于PLC控制器的检测、控制等功能集于一体，能够对压力、温度等检测，且能够对变频器、步进电机等进行控制。该测控系统仅可用于一般试验装置控制和测量，不能满足于高速旋转条件下的测控信号数据的传输。
技术实现思路
：本专利技术公开的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统目的在于：提供一种应用于固体火箭发动机高速自旋试验台的测控系统，能够对固体火箭发动机高速自旋试验台进行控制，并能够实现高速自旋条件下试验数据的采集和存储，从而满足控制台对高速自旋台上试验装置的控制以及其测试数据的有效传输。所述的高速速度范围指2000-20000rpm。本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的。本专利技术公开的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统，包括控制系统、测量系统、数据采集与存储系统及安全系统。被测对象为固体火箭发动机，被控对象为高速自旋试验台面，被测对象和被控对象统称工作部分。所述高速自旋试验台包括驱动部分、传动部分和工作部分。所述的驱动部分主要由变频电机为高速自旋试验台提供动力。所述的传动部分与所述的驱动部分相连，所述的传动部分主要由传动轴和增速箱组成。变频电机用于将增速器前段带动到千转量级，固体火箭发动机固定在工作部分的高速自旋试验台面上进行试验，利用增速箱将工作部分带到20000rpm以上所需的转速。控制系统用于控制变频电机，从而控制高速自旋试验台面启动、停止、运转转速以及控制固体火箭发动机点火时序。控制系统包括远端控制台、点火电路。测量系统用于对固体火箭发动机及高速自旋试验台面所产生的数据信号进行测量。测量系统根据测试需要选用相应类型传感器和信号调理传输电路，所述的传感器包括压力传感器、温度传感器、推力传感器、转速传感器、振动传感器。信号传输模块实现下述功能：①传输控制系统发出的控制信号，并将控制信号传输至高速自旋试验台；②传回测量系统采集的试验数据给数据采集与存储系统。信号传输模块包括低速信号传输模块和高速信号传输模块。低速信号传输模块采用现有技术中的滑环进行控制信号和试验数据的传输。高速信号传输模块根据使用需要包括非保密工作方式和保密工作方式两种工作模式；当非保密工作方式时，高速信号传输模块为无线传输模块，无线传输模块将远端控制台的控制信号传至高速自选试验台，并传回试验数据给数据采集与存储系统。当保密工作方式时，无线传输不能保证测量数据的安全传输，考虑信号传输安全和数据保密的要求，高速控制信号用无线传输模块进行控制信号的传输，集成测控模块将试验数据传回数据采集与存储系统。并采集存储测量系统的测试数据，待试验结束后，通过有线的方式将试验数据转移出来。所述的低速速度范围：转速≤2000rpm；所述的高速速度范围：2000rpm＜转速≤20000rpm。所述的数据采集与存储系统主要有集成测控模块，集成测控模块包括采集数据所需的程控电源、采集和存储卡，所述集成测控模块集成在高速自旋试验台面上，跟随高速自旋试验台面转动，用于接收信号传输模块传输的试验数据，对试验数据进行采集并存储。所述试验数据包括时序及测量系统测得的试验数据，测量系统测得的试验数据包括压力数据、推力数据、转速数据、点火时间数据。安全系统与控制系统配合工作，用于在安全系统满足安全要求的情况下启动控制系统，共同保证全试验过程的安全性。安全系统包括发动机点火电路检测电路、试验现场监测电路以及门机连锁电路。点火电路检测用于在旋转台旋转前对旋转台上固体火箭发动机的点火器控制电路通路进行检测。所述点火电路包括点火控制、点火执行两部分。在解锁装置状态检测点火电路通路和门机连锁电路闭合时，点火控制输出发出点火指令，点火装置工作后点或电流输出到固体火箭发动机的点火丝上，点火控制检测点火装置状态，在此同时数据采集与存储系统对点火控制时统信号采集并存储。作为优选，控制系统通过直接通过手动开关对变频器进行设置从而对变频电机的启停和转速进行控制，变频器通过串口与计算机系统连接，由计算机直接控制变频器从而对电机的启停和转速进行控制，通过控制变频器来实现驱动部分变频电机的启停和转速控制。作为优选，还包括数据分析系统，分析系统用于对数据采集与存储系统得到试验数据进行分析，形成可视化数据统计及分析。作为优选，控制系统发出的控制信号和返回的输出信号需要经过采集系统的前端调理和长线调理模块进行信号调理。作为优选，所述的集成测控模块部分做成旋转轴直径大小的圆柱形器件，内部用密封胶封灌，确保集成测控模块电子元器件的可靠性，同时圆柱形器件固定在自旋轴的顶端，减少对高速自旋实验台动平衡的影响。本专利技术公开的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统的工作方法，包括如下步骤：步骤一：控制系统和测量系统上电，控制系统和测量系统均返回正常工作信号，安全系统通电自检，点火电路检测电路达到通路，试验现场监测无人员在试验现场，门机连锁电路闭合检测；步骤二：设定所需转速，控制系统发出控制信号，通过信号传输模块将控制信号传输至高速自旋试验台的变频电机，控制高速自旋试验台启动、停止、运转转速和固体火箭发动机点火。当试验所需高速自旋试验台转速小于等于2000rpm时，通过低速信号传输模块采用现有技术中的滑环进行控制信号和试验数据的传输，实现控制高速自旋试验台。当试验所需高速自旋试验台转速为2000-20000rpm时，高速信号传输通过无线传输模块进行控制信号的传输，实现控制高速自旋试验台。步骤三：变频电机用于将增速器前段带动到千转量级，利用增速箱将工作部分带到20000rpm以内所需的转速，固体火箭发动机固定在工作部分的高速自旋试验台面上，控制系统发出固体火箭发动机点火控制信号，控制固体火箭发动机点火时序，固体火箭发动机点火工作。步骤四：测量系统对固体火箭发动机所产生的数据信号进行测量，试验数据包括时序及测量系统测得的试验数据，测量系统测得的试验数据包括压力数据、推力数据、转速数据、点火时间数据。步骤五：高速信号传输模块根据使用需要包括非保密工作方式和两种保密工作方式工作模式；当非保密工作方式时，高速信号传输模块通过无线本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统，其特征在于：包括控制系统、测量系统、数据采集与存储系统及安全系统；被测对象为固体火箭发动机，被控对象为高速自旋试验台面，被测对象和被控对象统称工作部分；所述高速自旋试验台包括驱动部分、传动部分和工作部分；所述的驱动部分主要由变频电机(1)为高速自旋试验台提供动力；所述的传动部分与所述的驱动部分相连，所述的传动部分主要由传动轴(2)和增速箱(3)组成；变频电机(1)用于将增速器(3)前段带动到千转量级，固体火箭发动机(5)固定在工作部分的高速自旋试验台面(6)上进行试验，利用增速箱将工作部分带到所需的转速；控制系统用于控制变频电机(1)，从而控制高速自旋试验台面(6)启动、停止、运转转速以及控制固体火箭发动机(5)点火时序；控制系统包括远端控制台(9)、点火电路(4‑3)；测量系统用于对固体火箭发动机所产生的数据信号进行测量；测量系统根据测试需要选用相应类型传感器(7)和信号调理传输电路(8)，所述的传感器(7)包括压力传感器、温度传感器、推力传感器、转速传感器、振动传感器；信号传输模块实现下述功能：①传输控制系统发出的控制信号，并将控制信号传输至高速自旋试验台；②传回测量系统采集的试验数据给数据采集与存储系统；信号传输模块包括低速信号传输模块和高速信号传输模块；低速信号传输模块采用现有技术中的滑环(11)进行控制信号和试验数据的传输；高速信号传输模块根据使用需要包括非保密工作方式和保密工作方式两种工作模式；当非保密工作方式时，高速信号传输模块为无线传输模块(10)，无线传输模块(11)将远端控制台(9)的控制信号传至高速自选试验台，并传回试验数据给数据采集与存储系统；当保密工作方式时，无线传输不能保证测量数据的安全传输，考虑信号传输安全和数据保密的要求，高速控制信号用无线传输模块(10)进行控制信号的传输，集成测控模块(4)将试验数据传回数据采集与存储系统；并采集存储测量系统的测试数据，待试验结束后，通过有线的方式将试验数据转移出来。...

【技术特征摘要】
1.固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统，其特征在于：包括控制系统、测量系统、数据采集与存储系统及安全系统；被测对象为固体火箭发动机，被控对象为高速自旋试验台面，被测对象和被控对象统称工作部分；所述高速自旋试验台包括驱动部分、传动部分和工作部分；所述的驱动部分主要由变频电机(1)为高速自旋试验台提供动力；所述的传动部分与所述的驱动部分相连，所述的传动部分主要由传动轴(2)和增速箱(3)组成；变频电机(1)用于将增速器(3)前段带动到千转量级，固体火箭发动机(5)固定在工作部分的高速自旋试验台面(6)上进行试验，利用增速箱将工作部分带到所需的转速；控制系统用于控制变频电机(1)，从而控制高速自旋试验台面(6)启动、停止、运转转速以及控制固体火箭发动机(5)点火时序；控制系统包括远端控制台(9)、点火电路(4-3)；测量系统用于对固体火箭发动机所产生的数据信号进行测量；测量系统根据测试需要选用相应类型传感器(7)和信号调理传输电路(8)，所述的传感器(7)包括压力传感器、温度传感器、推力传感器、转速传感器、振动传感器；信号传输模块实现下述功能：①传输控制系统发出的控制信号，并将控制信号传输至高速自旋试验台；②传回测量系统采集的试验数据给数据采集与存储系统；信号传输模块包括低速信号传输模块和高速信号传输模块；低速信号传输模块采用现有技术中的滑环(11)进行控制信号和试验数据的传输；高速信号传输模块根据使用需要包括非保密工作方式和保密工作方式两种工作模式；当非保密工作方式时，高速信号传输模块为无线传输模块(10)，无线传输模块(11)将远端控制台(9)的控制信号传至高速自选试验台，并传回试验数据给数据采集与存储系统；当保密工作方式时，无线传输不能保证测量数据的安全传输，考虑信号传输安全和数据保密的要求，高速控制信号用无线传输模块(10)进行控制信号的传输，集成测控模块(4)将试验数据传回数据采集与存储系统；并采集存储测量系统的测试数据，待试验结束后，通过有线的方式将试验数据转移出来。2.如权利要求1所述的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统，其特征在于：所述的数据采集与存储系统主要有集成测控模块(4)，集成测控模块(4)包括采集数据所需的程控电源(4-1)、采集和存储卡(4-2)，所述集成测控模块(4)集成在高速自旋试验台面(6)上，跟随高速自旋试验台面(6)转动，用于接收信号传输模块传输的试验数据，对试验数据进行采集并存储；所述试验数据包括时序及测量系统测得的试验数据，测量系统测得的试验数据包括压力数据、推力数据、转速数据、点火时间数据。3.如权利要求2所述的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统，其特征在于：安全系统与控制系统配合工作，用于在安全系统满足安全要求的情况下启动控制系统，共同保证全试验过程的安全性；安全系统包括发动机点火电路检测电路、试验现场监测电路以及门机连锁电路；点火电路检测电路用于在旋转台旋转前对旋转台上的点火器的控制电路通路进行检测；试验现场监测电路用于监测现场人员状态；门机连锁电路用于确定高速自旋试验台和实验室安全。4.如权利要求3所述的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统，其特征在于：所述点火电路(4-3)包括点火控制、点火执行两部分；在解锁装置状态检测...

【专利技术属性】
技术研发人员：李军伟，韩磊，顾兴鹏，王向港，王宁飞，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京,11