航天运载器测量系统的制作方法

本实用新型涉及航天运载器的测量技术领域，具体涉及一种航天运载器测量系统。

背景技术：

为了确保航天运载器工作正常，需要对其飞行过程中的各类参数进行检测。例如，这些参数可以包括电量参数和非电量参数。其中，非电量参数包括温度、压力、振动和噪声等。在非电量参数的检测中，通常采用电测传感器对非电量参数进行敏感，并将其变换为0-5V的标准电压信号。航天运载器对非电量参数的采集一般采用分级就近采编的系统架构。即各子级配置换流器和采编器，以分别用于对本级的各传感器进行供电和参数采编。经过采编后的非电量参数通过遥测设备无线下传。

为了简化线路，传感器一般采用不平衡的单端信号输出模式，即二次电源和非电量信号共地。例如，换流采编器可以同时具有二次电源输出和信号采编功能，且各传感器和换流器之间通过电缆网电气连接。

然而，现有的航天运载器测量系统架构不灵活，且对于不同火箭，常常需要对测量系统的电缆网进行重新设计与布置，从而延长了研制周期，增加了生产成本。

技术实现要素：

针对相关技术中的上述技术问题，本实用新型提出一种航天运载器的测量系统。该测量系统架构灵活、维修方便，可以方便的进行测量点的扩充以及故障电缆的更换。

本实用新型提供了一种航天运载器测量系统。该航天运载器测量系统包括处理器和多个检测装置；其中所述处理器和所述多个检测装置之间通过电缆彼此串联以形成环形网络结构，从而在所述环形网络结构的通信正常时，所述处理器和所述多个检测装置的任一个发送的信号均可被配置于所述环形网络结构中的其余设备所接收；其中，所述多个检测装置用于检测航天运载器的状态参数信号，所述处理器用于向所述多个检测装置发送信号获取指令，其中所述信号获取指令中包含对应所述多个检测装置至少之一的地址信息；所述多个检测装置接收所述信号获取指令，并且与所述地址信息匹配的检测装置向所述处理器返回所检测的状态参数信号。

在一个实施例中，所述检测装置包括传感器和模数转换器；其中所述传感器用于检测航天运载器的状态参数信号，所述模数转换器用于将所述状态参数信号转化为数字量。

在一个实施例中，所述处理器包括分设于其两个连接端口的主收发器和辅助收发器；所述处理器通过所述两个连接端口接入至所述环形网络结构；从而所述环形网络结构的信号传输方向包括从所述主收发器向所述辅助收发器的第一方向以及从所述辅助收发器向所述主收发器的第二方向；所述主收发器用于沿所述第一方向上向所述多个检测装置发送信号获取指令；所述辅助收发器在无法接收到所述主收发器发送的信号获取指令时，沿所述第二方向上向所述多个检测装置发送信号获取指令。

在一个实施例中，所述多个检测装置至少包括第一检测装置和第二检测装置，所述电缆包括第一段电缆、第二段电缆和第三段电缆；其中所述第一检测装置的一个接口通过第一段电缆连接至所述第二检测装置的一个接口，所述第二检测装置的另一接口通过所述第二段电缆连接至所述处理器的一个接口，所述处理器的另一接口通过所述第三段电缆连接至所述第一检测装置的另一个接口。

在一个实施例中，所述第一检测装置、所述第二检测装置和所述处理器的接口分别由三个集线器提供。

在一个实施例中，所述三个集线器分别与所述第一检测装置、所述第二检测装置和所述处理器为一体结构。

在一个实施例中，所述处理器用于对所述检测装置进行等时同步控制。

在以上一些实施例中，所述处理器为换流采编器。

在一个实施例中，所述状态参数信号包括非电量信号，所述非电量信号包括温度、压力、振动和噪声的至少之一。

本实用新型的航天运载器测量系统，至少具有如下之一的技术效果：

(1)本实用新型的航天运载器测量系统，通过使检测装置与处理器之间形成环形网络结构，可以确保在任一设备的发送的信号均可由其余设备接收，提高了航天运载器测量系统的可靠性。

(2)本实用新型的航天运载器测量系统，其处理器的两个连接端口分别设置收发器，从而一方面可以确保在环形网络结构发生断路时，仍然可以获取所有(或大多数)检测装置的检测信号；另一方面，也可以实时检测测量系统的通信状况，且在环形网络结构发生断路时，方便地开展故障维修。

(3)本实用新型的航天运载器测量系统，通过使收发器发送的信号包含对应传感器的地址信息，且传感器在与该地址信息匹配的情况下，向收发器发送状态参数，可以节省资源，避免信号干扰。

(4)本实用新型的航天运载器测量系统，通过使处理器与每个检测装置分别与集线器一体设置，可以使设备之间方便的连接，从而提高系统的维修效率。

在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是根据本实用新型实施例的测量系统的示意图。

图2为根据本实用新型实施例的检测装置的结构示意图。

图3是根据本实用新型实施例的测量系统中处理器、检测装置结构，以及与电缆的电连接示意图。

图4是本实用新型的测量系统的网络节点式连接结构的示意图。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本实用新型的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

典型的航天运载器测量系统通常采用树形连接结构。例如，各个传感器或者传感器组件分别连接至主电缆，主电缆连接至换流采编器的连接端口。即主电缆的一端通过多个分电缆分别连接各个传感器或传感器组件的一端，传感器或传感器组件的另一端与航天运载器的待检测部位连接。

然而，这种树形航天运载器测量系统例如可能存在如下弊端：

一是系统的电性能较差。例如，传统的航天运载器非电量测量系统属于模拟信号系统，只有经过采编器采编后的信号才属于数字传输信号。航天运载器在飞行期间，会不可避免的面临复杂的电磁环境。因此，如果进入换流采编器之前的信号为模拟信号，则很有可能收到电磁环境的干扰而失真，即在复杂电磁环形下，模拟信号的可靠性要小于数字信号。

二是系统的架构不灵活，模块化程度低。例如，在运载火箭等航天运载器的研制过程中，特别是在研制初期，几乎每一发火箭的非电量参数都可能不相同。如果采用传统的非电量测量系统，则需要段对每一发都电缆网进行重新布置设计。例如，重新计算各分支电缆的长度，并且还需要重新生产、重新出总装工艺文件，从而可能导致航天运载器研制初期的成本过高、研制周期增加。

三是在航天运载器测量系统出现问题时，维修困难。通常情况下，航天运载器电气系统的问题大多发生于电缆。如果问题发生在总装厂及总装后的测试环节，则会因为航天运载器的拆装困难以及不允许使用烙铁等工具的因素，而导致型号研制进度的推迟。

针对现有航天运载器测量系统的问题，本实用新型提出了一种类似互联网的“化网为线”的系统架构，从而使系统的电性能增强。且可以在系统架构中的任意位置增减测点，同时，在测量系统出现故障时，可以方便的更换故障电缆，从而提高了非电量测量系统的维修性。

本实用新型提供了一种用于航天运载器检测的测量系统。参见图 1，该测量系统包括处理器1和多个检测装置2。其中所述处理器1 和所述多个检测装置2之间通过电缆1-10彼此串联以形成环形网络结构，从而在所述环形网络结构的通信正常时，所述处理器1和所述多个检测装置2的任一个发送的信号均可被配置于所述环形网络结构中的其余设备所接收。其中，所述多个检测装置2用于检测航天运载器的状态参数信号，所述处理器1用于向所述多个检测装置2发送信号获取指令。其中所述信号获取指令中包含对应所述多个检测装置 2至少之一的地址信息。所述多个检测装置2接收所述信号获取指令，并且与所述地址信息匹配的检测装置2向所述处理器1返回所检测的状态参数信号。本实用新型的航天运载器测量系统，通过使处理器和多个检测装置形成环形网状连接，使得测点的增加及故障电缆的更换变得简单易行，提高了测量系统的可靠性和维修性，也降低了航天运载器测量系统的生产成本。

继续参见图1，例如，处理器1可以至少具有两个连接端口A1,A2，且每个检测装置也都至少具有两个连接端口A1,A2，从而通过电缆 1-10将这些端口依次连接，使这些设备形成环形网状连接。例如，如图1所示，多个检测装置2和处理器1彼此连接时，其中一个设备的端口A1通过电缆连接另一设备的端口A2，从而多个检测设备和处理器形成上述环形网络结构。

例如，当航天运载器测量系统包括两个检测装置和一个处理器时，可以采用三根电缆将三个设备连接。具体地，处理器的其中一个连接端口通过一个电缆连接至其中一个检测设备的一个连接端口，该检测设备的另一个连接端口通过第二根电缆连接至另一个检测设备的一个端口，另一个检测设备的另一个端口通过第三根电缆连接至处理器的另一个端口。从而三根电缆和三个设备共同形成环形网络结构。例如，连接到环形网络结构中每个设备构成环形连接的电缆网上的一个结点，从而在测量系统需要额外的测量节点时，可以针对地将额外的检测设备接入环形网络中。例如，如前所述，每个额外的设备可以至少包括端口A1和A2，从而这些额外的设备可以通过电缆与其它设备连接。例如，如上所述，其中一个设备的A1连接另一个设备的A2，使这些额外的设备也构成环形连接网络中的节点。

可以理解的是，如果处理器的数量和检测设备的数量进一步增加，可以按照上述实施例的连接方式彼此连接，从而形成设备(节点) 更多，规模更大的环形网络测量系统(例如，如图1所示的测量系统)。例如，在一些实施例中，环形网络结构的可以支持30个以上传感器结点，环内数据传输速率例如不低于10Mbps。例如，由电缆构成的环的长度可以不小于500米，以满足发送机试车时测量装置与发动机的距离要求。

例如，处理器1和各个检测装置2可以采用集线器(HUB)彼此连接，从而任一设备发送的信号均可以被环形网络结构中的其它设备所接收。例如，处理器1和多个检测装置2也可以采用其它的连接件连接，但处理器1和多个检测设备2之间的连接以环形网络结构中的每个节点设备发送的信号均可以被其余设备接收到为原则。

如上所述，在环形网络结构的通信正常时，环形网络结构中的任一节点设备发送的信号均可以由其它设备接收。但由处理器1发送的信号获取指令中包含对应其中至少一个检测装置2的地址信息，从而尽管多个检测装置2均收到该信号获取指令，但只有与信号获取指令中的地址信息匹配的检测装置2才返回相应的参数信号，进而不仅提高了信号传输的有效率，同时也能避免信号之间的相互干扰。

参见图2，在一个实施例中，例如，所述检测装置包括传感器21 和模数转换器22。其中所述传感器21用于检测航天运载器的状态参数信号，所述模数转换器22用于将所述状态参数信号转化为数字量。本实用新型的实施例通过使传感器的检测信号转变为数字量，从而进一步提高了在复杂电磁环境下信号传输的可靠性。

需要指出，不同型号的传感器检测的信号不同，对于自身检测出来的值就是数字量的传感器，无须设置模数转换器。

例如，多个检测装置可以为传感器或传感器组件。这些传感器可以包括温度传感器、压力传感器、噪声传感器、过载传感器和加速度传感器等。例如，这些传感器可以设置于各个舱体的待测量位置。

参见图3，例如，在一个实施例中，所述处理器1包括分设于其两个连接端口的主收发器11和辅助收发器12。主收发器11和辅助收发器12分别接入环形网络结构。所述处理器1通过所述两个连接端口接入至所述环形网络结构；从而所述环形网络结构的信号传输方向包括从所述主收发器11向所述辅助收发器12的第一方向以及从所述辅助收发器12向所述主收发器11的第二方向。所述主收发器11 用于沿所述第一方向上向所述多个检测装置2发送信号获取指令。所述辅助收发器12在无法接收到所述主收发器11发送的信号获取指令时，沿所述第二方向上向所述多个检测装置2发送信号获取指令。本实用新型的实施例通过在处理器的两个端口分别设置主收发器和辅助收发器，可以更好的确认环状网络的通信状态，并且在辅助收发器无法接收到主收发器的信号时，从相反方向发送信号获取指令，从而可以在环状网络中出现断路时，仍然可以实现对环形网络结构中大多数设备的参数采集，提高了检测系统的可靠性。

在该实施例中，如果主收发器11在第一方向发送的信号无法被辅助收发器12接收，则在该第一方向上存在通信障碍。该障碍既可能是由环形网络结构中的电缆导致，也可能是由辅助收发器自身的故障所致。如果该故障是由电缆的断路所导致，则在辅助收发器12无法接收到主收发器的信号获取指令时，通过从辅助收发器12沿第二方向发送信号获取指令，可以确保信号获取指令在第二方向上到达设置在辅助收发器和故障电缆的断点之间的检测装置。此外，通过主收发器沿第一方向发送的信号获取指令可以到达设置在主收发器和故障电缆断点之间的检测装置。因此，这种环形网络结构可以实现即使在环形网络结构中出现故障电缆的情况下，仍然可以获取所有检测设备的参数。另外，如果是辅助收发器出现故障，例如，辅助收发器的收发信号异常，其无法接收主收发器的信号，也无法发送信号，从而主收发器也无法接收辅助收发器的信号。在主收发器和辅助收发器之一收发信号出现异常时，通过双向发送信号获取指令，可以保证由主收发器在第一方向上发送的信号获取指令或由辅助收发器在第二方向上发送的信号获取指令可以到达主收发器和辅助收发器之间的检测装置，从而显著地提高了航天运载器测量系统的冗余能力。

继续参见图3，检测装置可以通过收发器23接收主收发器11或辅助收发器12的信号获取指令，且通过电源连接件24被供电。位于图3上端的电源线和位于图3下端的信号线彼此分开，仅仅是为了功能示意。例如，电源线和信号线可以位于同一根电缆内。

在一个实施例中，所述第一检测装置、所述第二检测装置和所述处理器的接口分别由三个集线器提供。同样，如果检测系统包括多个检测装置和处理器，则集线器的数量可以与这些检测装置和处理器的数量之和相等且一一对应。这些集线器既可作为独立的连接件，也可以与对应的检测装置或处理器为一体结构。且优选地，所述三个集线器分别与所述第一检测装置、所述第二检测装置和所述处理器为一体结构，从而使检测系统更加紧凑，力学性能更好。

在一个实施例中，所述处理器用于对所述检测装置进行等时同步控制。

例如，在本实用新型的航天运载器测量系统中，网络总线的物理层为IEEE 802.3以太网100BASE-TX，MAC层符合GB/T 15629.3，MAC 层之上的各层采用符合GB/T 27960以太网POWERLINK协议。网络采用基于2类集线器的共享信道，使用半双工等时传输模式。

参见图4，例如，在以上一些实施例中，所述处理器为换流采编器。该换流采编器可以作为该网络的MN(管理节点)，各传感器分别作为CN(受控节点)，所有设备(包括换流采编器和传感器)均通过 HUB(集线器)彼此连接。MN对CN采用等时同步控制。关于等时同步控制，可以详见GB/T 27960。

在如图4所示的测量系统示意图中，MN发送取数命令，该命令在网络中传播，所有CN均可以接收到该取数命令。同样地，任一CN 发送的送数命令，也可以由所有其余设备接收。也就是说，MN的取数命令(PReq)和各CN的送数回令(PRes)都在该网络内广播，由 MN发送的取数命令通过MAC地址区分各CN。各CN实时监听网络状态，收到和本MAC地址匹配的命令后才发送送数回令(传感器测量的参数值)。本实用新型的实施例，通过采用MN和CN的网络模式，使测量系统架构的灵活性高，从而提高了测量系统的适应性。

需要说明的是，本实用新型所用的航天运载器可以包括运载火箭或导弹或具有类似功能的产品。

本实用新型的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。