运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统及方法技术方案

本发明专利技术提供了一种运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统及方法，该测试系统可适用于箭载大功率驱动电路的设计验证及批量测试任务。该系统集成在一套机柜式测试装置中，本发明专利技术通过控制软件的人机交互界面输入所需测试条件，下位机控制器单元综合上位机的信息并确认测试条件都具备后，自动完成测试工作。在测试完成后，上位机将自动读取示波器上捕获的电压和电流信息，并进行数据分析和处理，生成实验报告。本发明专利技术可根据航天型号测试需求，在系统功能范围之内的任意测试条件下，进行新研产品功能摸底测试、定型产品批量化生产测试等。产测试等。产测试等。

【技术实现步骤摘要】
运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统及方法


[0001]本专利技术涉及功率驱动模组的单双脉冲测试
，具体地，涉及一种运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统及方法。

技术介绍

[0002]大功率电动伺服控制器是火箭推力矢量控制系统中的核心单机，通过控制发动机主推力方向与箭体纵轴的夹角来产生控制力矩，改变发动机尾焰的喷出方向，调整火箭飞行方向和姿态，保证火箭正常入轨，电动伺服控制系统在我国新型运载火箭中得到越来越多的应用。伺服控制器是根据上位机指令，将箭载电池的直流电转换为三相交流电，实时控制伺服电机精确运动，IGBT功率驱动电路是控制器中的关键部分，起着至关重要的作用。
[0003]通过单双脉冲测试技术可以对IGBT功率驱动电路进行测试，测试不同工作温度、门极电阻、门极电压、母线电压和负载电流等条件下IGBT模块的工作特性及损耗，不单单能够评估半导体器件的开关特性，且能评估整个模组的电气可靠性，是产品交付前必不可少的测试项目。传统测试需要依靠人工手动测试，效率低，难以保证测试的一致性，危险性高，同时需要手记测试数据，难以满足批量化生产的出厂测试要求。
[0004]单双脉冲测试方法及装置在民品领域有一定的应用基础，但在航天运载领域尚未广泛普及。需根据航天型号发展的需要，针对航天产品测试标准及要求，开发适用于宇航产品的大功率驱动模组的单双脉冲测试系统。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统及方法。
[0006]根据本专利技术提供的一种运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统，包括上位PC机、下位机控制器单元、高压自稳压电源、可调电感负载、功率模组安装台、示波器以及探头，其中：
[0007]所述高压自稳压电源通过上位PC机的控制软件控制，将母线电压提升至所述直流电压；
[0008]控制软件对示波器进行控制及波形处理；
[0009]功率模组安装台用于安装功率驱动模组，可调电感负载用于连接功率驱动模组，探头安装在功率驱动模组的测试点上；
[0010]控制软件根据接收的测试条件设置示波器，并通过串口将测试条件发送给下位机控制器单元，下位机控制器单元综合上位PC机的信息并确认测试条件都具备后，自动完成测试工作；
[0011]测试完成后，控制软件读取示波器上捕获的电压和电流信息，并进行数据分析处理。
[0012]优选地，高压自稳压电源提供0～2000V的可调直流电压。
[0013]优选地，示波器、高压自稳压电源、可调电感负载、上位PC机均集成在设备柜体中，并通过绝缘板隔离。
[0014]优选地，上位PC机提供测试所需的单、双脉冲信号，脉宽可变，脉冲信号通过光纤输出。
[0015]优选地，还包括测试报表生成及上传系统，所述测试报表生成及上传系统将分析处理的数据生成测试报告，并上传至TDM数据系统。
[0016]优选地，可调电感负载的负载电感采用空心电感。
[0017]优选地，控制软件根据接收的测试条件设置示波器的时间轴、标尺大小、触发方式。
[0018]根据本专利技术提供的一种基于上述的运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统的测试方法，包括如下步骤：
[0019]步骤S1：测试系统开机自检；
[0020]步骤S2：将功率驱动模组放入功率模组安装台；
[0021]步骤S3：将直流母线接到功率驱动模组母排电容的正负极上，将负载电感线接到驱动模组输出端和正端或者负端，当进行短路实验时，将负载电感线替换为短接线；
[0022]步骤S4：根据示波器通道配置情况，将高压差分探头、罗斯线圈和普通电压探头接到相应测试点，选择光电转换器上的信号通道；
[0023]步骤S5：打开上位机用户测试界面，配置测试条件；
[0024]步骤S6：选择测试内容，点击开始测试；
[0025]步骤S7：测试完成后，查看自动生成的试验报告，判定是否合格，将测试数据自动上传航天TDM数据系统；
[0026]步骤S8：测试结束。
[0027]优选地，测试系统依次生成三相电路测试，每相驱动电路的测试，通过更改负载电感线的连接形式实现，短路试验时将负载电感线替换为短接线，包括以下连接型形式：
[0028](1)对U相上管进行测试时，负载电感线一端接U相输出端，一端接U相负母线端；
[0029](2)对U相下管进行测试时，负载电感线一端接U相输出端，一端接U相正母线端；
[0030](3)对V相上管进行测试时，负载电感线一端接V相输出端，一端接V相负母线端；
[0031](4)对V相下管进行测试时，负载电感线一端接V相输出端，一端接V相正母线端；
[0032](5)对W相上管进行测试时，负载电感线一端接W相输出端，一端接W相负母线端；
[0033](6)对W相下管进行测试时，负载电感线一端接W相输出端，一端接W相正母线端。
[0034]优选地，所述测试内容包括开关特性、二极管反向恢复特性、损耗分析、死区计算、母排杂散电感计算、短路电流测试和短路保护功能验证。
[0035]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0036]1、本专利技术针对航天产品测试标准及要求进行开发，适用于宇航产品的大功率驱动模组的单双脉冲测试。
[0037]2、本专利技术高压自稳压电源可提供0～2000V的可调直流电压，具有自动调压、远程监控及过压保护功能，满足箭载母线340V供电的测试需求。
[0038]3、本专利技术可提供测试所需的单、双脉冲信号，脉宽可变，且操作简便，信号通过光纤输出。
[0039]4、本专利技术负载为多路可调空心电感，6～520uH、10档可调，满足不同电流斜率需求，隔离电压高，过电流能力强，体积紧凑。
[0040]5、本专利技术将示波器、高压自稳压电源、负载电感和上位PC机等测试部件集成在设备柜体中，通过绝缘板隔离，保证了高压大电流工况下的安全性，符合《QJ2236A
‑
1999航天产品安全性保证要求》。
附图说明
[0041]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0042]图1为本专利技术测试系统自动测试平台的组成框图；
[0043]图2为本专利技术测试系统测试某相上管时的双脉冲测试电路结构图；
[0044]图3为本专利技术测试系统测试某相上管时双脉冲t 1结束阶段示意图；
[0045]图4为本专利技术测试系统测试某相上管时双脉冲t2阶段示意图；
[0046]图5为本专利技术测试系统测试某相上管时双脉冲t3开始阶段示意图；
[0047]图6为本专利技术测试系统测试某相上管时双脉冲t3结束阶段示意图；
[0048]图7为本专利技术测试系统测试某相上管的单脉冲短路测试电路结构图；
[0049]图8为本专利技术测试系统进本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统，其特征在于，包括上位PC机、下位机控制器单元、高压自稳压电源、可调电感负载、功率模组安装台、示波器以及探头，其中：所述高压自稳压电源通过上位PC机的控制软件控制，将母线电压提升至所述直流电压；控制软件对示波器进行控制及波形处理；功率模组安装台用于安装功率驱动模组，可调电感负载用于连接功率驱动模组，探头安装在功率驱动模组的测试点上；控制软件根据接收的测试条件设置示波器，并通过串口将测试条件发送给下位机控制器单元，下位机控制器单元综合上位PC机的信息并确认测试条件都具备后，自动完成测试工作；测试完成后，控制软件读取示波器上捕获的电压和电流信息，并进行数据分析处理。2.根据权利要求1所述的运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统，其特征在于，高压自稳压电源提供0～2000V的可调直流电压。3.根据权利要求1所述的运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统，其特征在于，示波器、高压自稳压电源、可调电感负载、上位PC机均集成在设备柜体中，并通过绝缘板隔离。4.根据权利要求1所述的运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统，其特征在于，上位PC机提供测试所需的单、双脉冲信号，脉宽可变，脉冲信号通过光纤输出。5.根据权利要求1所述的运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统，其特征在于，还包括测试报表生成及上传系统，所述测试报表生成及上传系统将分析处理的数据生成测试报告，并上传至TDM数据系统。6.根据权利要求1所述的运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统，其特征在于，可调电感负载的负载电感采用空心电感。7.根据权利要求1所述的运载火箭用大功率驱动模组的单双脉冲测试系统，其特征在于，控制软件根据接收的测试条件设置示波器的时间轴、标尺大小、触发方式。...

【专利技术属性】
技术研发人员：崔业兵，陈树恒，牟筱宁，蔡福门，姚尧，
申请(专利权)人：上海航天控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：