本发明专利技术提出了一种固体火箭发动机一类不连续参数测量装置，包括机箱，带有输入接口插座、电源开关和状态指示的输入面板，带有输出接口插座、供电插座和供电切换开关的输出面板，供电转接线和电路板；电路板中的限流电路由n个通道测量电路并联后，再与总限流电阻R0串联组成；电路板中的电源指示电路由普通发光二极管L和电源指示电路电阻R1串联组成；单通道测量电路由高亮发光二极管Li、单刀开关K和单路分流电阻R串联组成。本实施例使用发光二极管观测每路信号，采取限流措施确保每路信号电流为毫安级，使用BNC接头来统一化和简化转接环节，具有电池和电源两种供电方式，实现对固体火箭发动机试验中的一类不连续参数进行测量。
【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术提出了一种固体火箭发动机一类不连续参数测量装置，包括机箱，带有输入接口插座、电源开关和状态指示的输入面板，带有输出接口插座、供电插座和供电切换开关的输出面板，供电转接线和电路板；电路板中的限流电路由n个通道测量电路并联后，再与总限流电阻R0串联组成；电路板中的电源指示电路由普通发光二极管L和电源指示电路电阻R1串联组成；单通道测量电路由高亮发光二极管Li、单刀开关K和单路分流电阻R串联组成。本实施例使用发光二极管观测每路信号，采取限流措施确保每路信号电流为毫安级，使用BNC接头来统一化和简化转接环节，具有电池和电源两种供电方式，实现对固体火箭发动机试验中的一类不连续参数进行测量。【专利说明】固体火箭发动机一类不连续参数测量装置
本专利技术属于固体火箭发动机试验测控
，具体为一种固体火箭发动机一类不连续参数测量装置。
技术介绍
在多种型号固体火箭发动机地面试验中需要测量喷管堵盖打开的时刻，并与推力、压强数据对应起来分析以获得喷管堵盖打开特性；在采用反向喷管来实现推力终止的试验中，也需要测量关机指令发出后每个反向喷管上的堵盖被炸开，火焰从反向喷管开始喷出的时刻，或者在堵盖抛出轨道上布置多个测点，用来研究终止机构的性能；在考核燃气舵烧蚀情况的试验中，要在规定的时间控制舵片退出尾焰区，测量舵片退出时间，并计算各舵片退出时间的同步性。上述几种参数被归类成一类不连续参数，其测量原理是在测量位置安装信号线或传感器，将被测量的信号按一定方法接入电路，当电路中某一部分接通或断开时，电路中的某些参数将发生瞬时变化，用高速数字采集设备实时记录信号线由接通变断开或者由断开变接通的状态变化，实现对该类不连续参数的测量。现用测量装置包括:电阻网络；信号传输电缆；7芯航空接插件、BNC接头、鳄鱼夹和O型接插件等多种转接器；稳压源。线路检查时，接通或断开信号线或传感器，通过磁带机屏幕上的柱状图或者采集设备实时监测电压信号来判断测量线路是否正常。测量时使用高速数字采集设备实时记录信号，分析信号中电压瞬时变化的时刻来获得被测的不连续参数。现用测量装置虽然可以满足固体火箭发动机试验使用要求，但存在转接环节过多、可靠性差、问题排查复杂、使用灵活性差、观测不直观必须借助采集或记录设备等诸多缺点。
技术实现思路
要解决的技术问题为解决现有技术存在的问题，本专利技术提出了一种固体火箭发动机一类不连续参数测量装置。技术方案本专利技术的技术方案为:所述一种固体火箭发动机一类不连续参数测量装置，其特征在于:包括机箱，带有输入接口插座、电源开关和状态指示的输入面板，带有输出接口插座、供电插座和供电切换开关的输出面板，供电转接线和电路板；输入面板和输出面板固定在机箱上，电路板安装在机箱内；所述输入接口插座、输出接口插座和供电插座均为BNC接口插座；供电切换开关采用双刀双掷开关，用于切换电池或外部电源供电； 电路板中的限流电路由η个通道测量电路并联后，再与总限流电阻Rtl串联组成；电路板中的电源指示电路由普通发光二极管L和电源指示电路电阻Rl串联组成；单通道测量电路由闻売发光二极管L1、单刀开关K和单路分流电阻R串联组成，其中i=l，2,..., η ；单通道测量电路中的电流满足I= (U-U1) / (R+n X Rtl)，要求I为毫安级，外部供电电压U满足5V ≤U≤ 10V,高亮发光二极管分压电压U1 ( 3V，单路分流电阻R满足2k Ω ≤ 5k Ω,总限流电阻R。满足2k Ω ≤R0≤5k Ω ,通道数η满足I≤η≤10。有益效果本专利技术提出的固体火箭发动机一类不连续参数测量装置使用简单，线路检查时观测直观；转接接插件统一化，转接环节少；重量轻、体积小、供电方式灵活，可用于便携测量场合；问题排查简单；成本低。【专利附图】【附图说明】图1:本专利技术测量原理图；图2:本专利技术装置输入面板示意图；图3:本专利技术装置输出面板示意图；图4:本专利技术装置输入、输出面板与内部接线示意图。【具体实施方式】下面结合具体实施例描述本专利技术:参照附图4，本实施例中的固体火箭发动机一类不连续参数测量装置包括机箱，带有输入接口插座、电源开关和状态指示的输入面板，带有输出接口插座、供电插座和供电切换开关的输出面板，供电转接线和电路板。输入面板和输出面板通过螺钉固定在机箱上，电路板通过安装槽安装在机箱内。输入接口插座、输出接口插座和供电插座均为BNC接口插座。输入面板如图2所示，设计了 10个通道，BNC接口插座和状态指示灯均布在面板上。输出面板如图3所示，通道数与输入相对应，各BNC接口插座均布在面板上。供电切换开关采用双刀双掷开关,用于切换电池或外部电源供电。装置输入、输出面板与内部接线如图4所示，各BNC接口插座的芯线接正端，外壳接负端。电路板中的限流电路由10个通道测量电路并联后，再与总限流电阻Rtl串联组成；电路板中的电源指示电路由普通发光二极管L和电源指示电路电阻Rl串联组成，使用普通发光二极管L指示电源供电；单通道测量电路由高亮发光二极管L1、单刀开关K和单路分流电阻R串联组成，其中i=l，2，…，10，使用高亮发光二极管Li指示各被测通道接通或断开状态；单通道测量电路中的电流满足I=(U-U1VOHnXRtl),为了保证I为毫安级，测量电压Uoutl在单端或差分两种测量方式下电压变化明显，外部供电电压U满足5V < U < 10V,高亮发光二极管分压电压U1 ( 3V，单路分流电阻R满足2k Ω < R < 5k Ω，总限流电阻Rci满足2k Ω ≤ R0≤ 5k Ω，通道数η满足I≤η≤10。本实施例中电源指示电路中的Rl=4.7k Ω，总限流电阻RQ=3k Ω，单路分流电阻R=4.7kQ，所用高亮发光二极管分压电压仏=2.5V。使用9V锂电池或直流稳压源供电，输入端只有一路接通时，单路信号电流1=0.844mA，测量电压Uwtl=3.967V，输入端全部接通时，单路信号电流1=0.187mA，测量电压Utjutl=0.879V。本实施例使用发光二极管观测每路信号，采取限流措施确保每路信号电流为毫安级，使用BNC接头来统一化和简化转接环节，具有电池和电源两种供电方式，实现对固体火箭发动机试验中的一类不连续参数进行测量，测量时，将信号线或被测传感器接到信号输入端，将信号输出连接到高速数字采集设备，电池或外部电源通过供电专用转接线连接到机箱。【权利要求】1.一种固体火箭发动机一类不连续参数测量装置，其特征在于:包括机箱，带有输入接口插座、电源开关和状态指示的输入面板，带有输出接口插座、供电插座和供电切换开关的输出面板，供电转接线和电路板；输入面板和输出面板固定在机箱上，电路板安装在机箱内；所述输入接口插座、输出接口插座和供电插座均为BNC接口插座；供电切换开关采用双刀双掷开关，用于切换电池或外部电源供电； 电路板中的限流电路由η个通道测量电路并联后，再与总限流电阻R0串联组成；电路板中的电源指示电路由普通发光二极管L和电源指示电路电阻Rl串联组成；单通道测量电路由闻売发光二极管L1、单刀开关K和单路分流电阻R串联组成，其中i=l，2,...,]!;单通道测量电路中的电流满足I=(U-U1VOHnXRtl),要求I本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种固体火箭发动机一类不连续参数测量装置，其特征在于：包括机箱，带有输入接口插座、电源开关和状态指示的输入面板，带有输出接口插座、供电插座和供电切换开关的输出面板，供电转接线和电路板；输入面板和输出面板固定在机箱上，电路板安装在机箱内；所述输入接口插座、输出接口插座和供电插座均为BNC接口插座；供电切换开关采用双刀双掷开关，用于切换电池或外部电源供电；电路板中的限流电路由n个通道测量电路并联后，再与总限流电阻R0串联组成；电路板中的电源指示电路由普通发光二极管L和电源指示电路电阻R1串联组成；单通道测量电路由高亮发光二极管Li、单刀开关K和单路分流电阻R串联组成，其中i=1，2，…，n；单通道测量电路中的电流满足I=(U?U1)/(R+n×R0)，要求I为毫安级，外部供电电压U满足5V≤U≤10V，高亮发光二极管分压电压U1≤3V，单路分流电阻R满足2kΩ≤R≤5kΩ，总限流电阻R0满足2kΩ≤R0≤5kΩ，通道数n满足1≤n≤10。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：贺晓芳，陈宁芳，李会婷，佟力波，张荣，郭李艳，王智勇，丁佐琳，李蔚，刘洁，冯旭，
申请(专利权)人：中国航天科技集团公司第四研究院四零一所，
类型：发明
国别省市：
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