适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统技术方案

本发明专利技术提供了一种适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统，包括推进线路盒、低压屏蔽电缆和双组元推力器，双组元推力器包括推力室、集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀；推进线路盒通过各低压屏蔽电缆和散布在空间飞行器各方位的双组元推力器连接，将飞行器控制中心下发的推进工作指令进行解析并触发相应双组元推力器的集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀按照调制时序进行开/关工作，控制推力室完成稳态与脉冲点火进而输出推力冲量。本发明专利技术简化了采用双组元非自燃推进剂的轨姿控推进系统对发动机点火控制的要求，具有结构质量轻、火花能量高、总体能耗小、使用寿命长、力学环境适应性好、可靠性高等应用优势。可靠性高等应用优势。可靠性高等应用优势。

【技术实现步骤摘要】
适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统


[0001]本专利技术涉及液体火箭发动机
，具体地，涉及一种适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统。

技术介绍

[0002]随着低成本、重复使用、大规模月球/火星开发等需求牵引，基于液氧/甲烷等低温推进剂组合的液体火箭发动机以及轨姿控推进系统，因具有较高的综合性能(比冲性能、重复使用性能、操作维护性和原位资源生产等)，在可重复使用运载火箭、高性能空间飞行器、行星上升/下降与星表飞跃器等领域存在广阔的应用前景。
[0003]然而，不同于采用四氧化二氮/肼类推进剂组合的常规自燃或催化分解发动机，采用液氧/甲烷等低温推进剂组合的发动机需要专门的点火系统才能实现发动机的工作，因此可靠的点火控制系统成为双组元非自燃发动机工作的核心关键。尤其针对具有十几台甚至几十台轨姿控发动机的空间推进系统，每台发动机均需要一套点火系统来实现上万次脉冲点火工作，并且轨姿控发动机常散布于飞行器的各个方位，以及长达几个月或几年的使用寿命等特殊需求对发动机点火控制系统提出了更高的要求。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统。
[0005]根据本专利技术提供的适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统，包括：推进线路盒、低压屏蔽电缆和双组元推力器；
[0006]所述推进线路盒包括指令解析&触发模块、时序调制模块、控制门电路模块、火花塞推动模块、氧阀恒流调制模块、燃阀恒流调制模块、噪声抑制模块、电压调节模块、振荡器和操控数据采集与存储模块；
[0007]所述指令解析&触发模块分别与时序调制模块和电压调节模块连接；所述时序调制模块、火花塞推动模块、氧阀恒流调制模块、燃阀恒流调制模块和振荡器分别与控制门电路模块连接；所述电压调节模块分别与噪声抑制模块、振荡器和操控数据采集与存储模块连接；所述操控数据采集与存储模块还分别与控制门电路模块、火花塞推动模块和燃阀恒流调制模块连接；
[0008]所述双组元推力器包括推力室、集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀；
[0009]所述推进线路盒通过所述低压屏蔽电缆和散布在空间飞行器各方位的所述双组元推力器连接，将飞行器控制中心下发的推进工作指令进行解析并触发相应所述双组元推力器的集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀按照调制时序进行开/关工作，控制所述推力室完成稳态与脉冲点火进而输出推力冲量。
[0010]所述指令解析&触发模块由所述电压调节模块进行供电，接收飞行器控制中心下发的数字信号指令，通过内部运算确定各所述双组元推力器的触发时机、工作模式和工作
时长信息，然后触发相应所述时序调制模块工作；
[0011]所述时序调制模块接收所述指令解析&触发模块下发的推力器工作信息，完成相应推力器所述集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀开/关时间的PLC编程，并驱动所述控制门电路模块工作；
[0012]所述控制门电路模块包括火花塞控制门、氧阀控制门和燃阀控制门，基于CMOS模拟开关原理根据所述时序调制模块下发的PLC指令分别控制火花塞脉冲控制电流、氧阀电流和燃阀电流通/断，进而控制所述集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀工作；
[0013]所述火花塞推动模块基于点火线圈专用功率三级管V3040s构建，由所述振荡器经所述火花塞控制门提供脉冲控制电流，将所述电压调节模块供电转换为点火线圈脉冲推动电流；
[0014]所述振荡器由时基电路构建，将所述电压调节模块供电转换为脉冲频率200Hz/脉宽2ms的火花塞脉冲控制电流；
[0015]所述氧阀恒流调制模块和燃阀恒流调制模块分别将所述氧路电磁阀回路电流和燃路电磁阀回路电流控制在额定工作电流
±
5％以内，抑制所述双组元推力器因工作温度大幅变化导致阀门线圈绕组大幅变化进而带来的阀门工作电流超限现象；
[0016]所述噪声抑制模块由共模电感和电容器构建，抑制来自飞行器电源供电线路的噪声；
[0017]所述电压调节模块具有多路电压调节及稳压功能，给各模块提供所需供电电压；
[0018]所述操控数据采集与存储模块采集各所述双组元推力器的集成式火花塞、氧路电磁阀和燃路电磁阀实时工作电流信号以及所述推进线路盒内埋的温度传感器信号，转换为数字信号进行存储，并提供给飞行器的健康监测与故障诊断系统。
[0019]优选的，所述低压屏蔽电缆内含带屏蔽层的点火线圈推动电流输送线芯、氧阀电流输送线芯和燃阀电流输送线芯，电缆屏蔽层与所述推进线路盒金属壳体、所述集成式火花塞金属壳体良好导通，采用线芯和电缆内/外双屏蔽层设计有效隔离各线芯间、电缆与外界环境间的电磁干扰。
[0020]优选的，所述双组元推力器通过所述氧路电磁阀控制氧化剂的供应/切断，通过所述燃路电磁阀控制燃料的供应/切断，通过所述集成式火花塞将经所述低压屏蔽电缆传输的点火线圈脉冲推动电流转换为2万伏特的脉冲激励电压，在所述推力室内击穿氧化剂形成高温点火等离子体流，诱发氧化剂和燃料掺混燃烧，进而产生喷气推力。
[0021]优选的，所述集成式火花塞包括一体化金属壳体、铁芯、低压初级线圈、高压次级线圈、弹簧压片、中心电极、定制陶瓷件和金属盖板，所述低压初级线圈和高压次级线圈采用电感效率高、结构尺寸小的闭磁路线圈结构，并在所述铁芯磁回路上添加稀土永磁体，使得所述铁芯偏磁，以充分利用磁滞回路曲线达到磁场变化率最大，进而达到线圈感应电压最大。所述中心电极、所述定制陶瓷件与所述一体化金属壳体通过机械连接固定在一起，并在三者间空隙处涂覆低温无机胶，经高温固化后形成一个整体；所述弹簧压片由导电性能良好的金属定制而成，连接所述高压次级线圈和所述中心电极传输2万伏特的高压脉冲电流，利用所述弹簧压片伸缩弹性提高在运载火箭飞行过程中各种严酷力学环境下的连接可靠性；所述高压次级线圈、弹簧压片和中心电极装配固定好后安装上所述金属盖板，并在所述一体化金属壳体内部真空灌封低温无机胶，经高温固化后使得所述集成式火花塞成为一
个整体。所述一体化金属壳体根据需要定制法兰接口或者螺纹接口与所述推力室安装固定，所述中心电极与所述推力室壁面间形成最小放电间隙，根据所述双组元发动机具体结构尺寸大小定制所述中心电极规格，进而确保火花击穿位置总是位于所述推力室内部。
[0022]优选的，所述推进线路盒采用全密封铝合金壳体实现电磁屏蔽，将内部功率元件加装散热器并紧贴铝合金壳体增强散热能力，真空灌封环氧树脂胶并高温固化以提高内部绝缘及力学环境适应性。
[0023]优选的，所述振荡器根据所述集成式火花塞不同的电火花放电频率、火花能量需求，调整火花塞脉冲控制电流的脉冲频率和脉冲宽度。
[0024]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0025](1)点火控制系统采用一个推进线路盒接收、解析飞行器控制中心指令，同时控制散布于飞行器各方位的双组元推力器进行稳态本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适用于分布式轨姿控发动机的点火控制系统，其特征在于，包括：推进线路盒(1)、低压屏蔽电缆(2)和双组元推力器(3)；所述推进线路盒(1)包括指令解析&触发模块(11)、时序调制模块(12)、控制门电路模块(13)、火花塞推动模块(14)、氧阀恒流调制模块(15)、燃阀恒流调制模块(16)、噪声抑制模块(17)、电压调节模块(18)、振荡器(19)和操控数据采集与存储模块(20)；所述双组元推力器(3)包括推力室(31)、集成式火花塞(32)、氧路电磁阀(33)和燃路电磁阀(34)；所述推进线路盒(1)通过所述低压屏蔽电缆(2)和散布在空间飞行器各方位的所述双组元推力器(3)连接，将飞行器控制中心下发的推进工作指令进行解析并触发相应所述双组元推力器(3)的集成式火花塞(32)、氧路电磁阀(33)和燃路电磁阀(34)按照调制时序进行开/关工作，控制所述推力室(31)完成稳态与脉冲点火进而输出推力冲量；所述指令解析&触发模块(11)由所述电压调节模块(18)进行供电，接收飞行器控制中心下发的数字信号指令，通过内部运算确定各所述双组元推力器(3)的触发时机、工作模式和工作时长信息，然后触发相应所述时序调制模块(12)工作；所述时序调制模块(12)接收所述指令解析&触发模块(11)下发的推力器工作信息，完成相应推力器所述集成式火花塞(32)、氧路电磁阀(33)和燃路电磁阀(34)开/关时间的PLC编程，并驱动所述控制门电路模块(13)工作；所述控制门电路模块(13)包括火花塞控制门(131)、氧阀控制门(132)和燃阀控制门(133)，基于CMOS模拟开关原理根据所述时序调制模块(12)下发的PLC指令分别控制火花塞脉冲控制电流、氧阀电流和燃阀电流通/断，进而控制所述集成式火花塞(32)、氧路电磁阀(33)和燃路电磁阀(34)工作；所述火花塞推动模块(14)基于点火线圈专用功率三级管V3040s构建，由所述振荡器(19)经所述火花塞控制门(131)提供脉冲控制电流，将所述电压调节模块(18)供电转换为点火线圈脉冲推动电流；所述振荡器(19)由时基电路构建，将所述电压调节模块(18)供电转换为脉冲频率200Hz/脉宽2ms的火花塞脉冲控制电流；所述氧阀恒流调制模块(15)和燃阀恒流调制模块(16)分别将所述氧路电磁阀(33)回路电流和燃路电磁阀(34)回路电流控制在额定工作电流
±
5％以内，抑制所述双组元推力器(3)因工作温度大幅变化导致阀门线圈绕组大幅变化进而带来的阀门工作电流超限现象；所述噪声抑制模块(17)由共模电感和电容器构建，抑制来自飞行器电源供电线路的噪声；所述电压调节模块(18)具有多路电压调节及稳压功能，给各模块提供所需供电电压；所述操控数据采集与存储模块(20)采集各所述双组元推力器(3)的集成式火花塞(32)、氧路电磁阀(33)和燃路电磁阀(34)实时工作电流信号以及所述推进线路盒(1)内埋的温度传感器信号，转换为数字信号进行存储，并提供给飞行器的健康监测与故障诊断系统。...

【专利技术属性】
技术研发人员：程诚，周海清，熊靖宇，黄浩然，曾夜明，杨明磊，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：