专利名称:一种固液动力探空火箭箭载监控系统的制作方法
技术领域：
本发明属于控制系统领域，具体涉及一种固液动力探空火箭的箭载监控系统。
背景技术：
固液动力探空火箭是一种采用固液火箭发动机作为动力装置的、推力可调、可重复启动的新型飞行器。相较于固体和液体火箭发动机，固液火箭发动机的整个燃烧过程更容易控制，但也有着氧化剂和燃料的配比变化更难稳定的难题。配比对于固液火箭发动机的燃烧效率、比冲等固液火箭发动机工作性能有着重要影响。目前，针对固液动力探空火箭实际推力的调节、监控和流量调节监控、采集记录的研究十分匮乏。为使固液火箭发动机工作在最佳配比，需要对箭上推进剂流量控制相关阀门进行状态监测和控制。因此，固液动力探空火箭箭载监控系统对于固液动力探空火箭的进一步设计和研究具有着重要意义。
发明内容
针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种固液动力探空火箭的箭载监控系统。该系统由箭载推力调节控制器和箭载数据监控器组成。
一种固液动力探空火箭的箭载监控系统，包括箭载推力调节控制器、箭载供电系统、箭载数据监控器、箭上X轴加速度计、箭上I轴加速度计、箭上Z轴加速度计、忙箱压力传感器、气瓶压力传感器、增压阀门、辅路吹除阀门、主路吹除阀门；
箭载推力调节控制器包括供电转换模块、单片机控制阀门动作模块、控制阀门电压的反馈模块和单片机复位和存储模块；
箭载推力调节控制器的供电转换模块与箭载供电系统连接，用于实现箭载监控系统的供电电源由地面供电转换为箭载供电；当固液动力探空火箭进行地面测试时，地面电源给箭载监控系统提供电源；当火箭进入发射前准备状态时，地面控制系统发出“转电控制信号”，供电转换模块接收到此信号后驱动其内部的继电器，使得地面电源和箭载供电系统共同供电；断开地面电源后，箭载供电系统单独为箭载监控提供电源；
增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门的供电正负端均接入单片机控制阀门动作模块，同时，他们的正负端也接入控制阀门电压的反馈模块；
通过单片机控制阀门动作模块对液体推进剂的增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门的状态进行控制，单片机控制阀门动作模块按照控制要求输出三路控制信号，三路控制信号经过3-8译码器后，再由达林顿管分别驱动控制增压阀门、辅路吹除阀门、主路吹除阀门的三个继电器的常闭触点断开、常开触点吸合，进而使得三个阀门按控制时序要求动作；控制阀门电压的反馈模块实现对三个阀门供电电压信号进行分压、隔离的处理，经处理后的信号反馈给单片机控制阀门动作模块，如果单片机控制阀门动作模块没有监测到符合设计要求的阀门电压值信号，则重新发出触发信号，重新驱动阀门动作，直至成功监测到符合设计要求的阀门电压值；单片机控制阀门动作模块记录的阀门电压值以及阀门动作时刻值等数据均存储在单片机复位和存储模块中；[0009]在箭载监控系统出现异常，单片机复位和存储模块产生一个复位信号，使得箭载推力调节控制器和STM32微控制器复位；
箭载数据监控器包括数字电路板和模拟电路板，数字电路板直插于模拟电路板上，两块电路板间通过双列矩形针式连接器连接；
模拟电路板上的模块包括总供电模块、调压模块、加速度计输出转换模块、电磁阀开关量转化模块、压力传感器输出信号的调理模块以及滤波模块；
箭载数据监控器的总供电模块与箭载供电系统相连；当箭载推力调节控制器的供电转换模块接收到地面控制系统发出的“转电控制信号”，并成功实现由地面供电转为箭载供电时，箭载供电系统将为箭载数据监控器供电；
箭载数据监控器的调压模块内包含电平转换芯片，将箭载供电系统提供的电压进行转换、分配，为箭载数据监控器上的其他模块以及液体推进剂的贮箱压力传感器、气瓶压力传感器增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门提供有效的供电电压；
加速度计输出转换模块接收箭上X轴加速度计、箭上Y轴加速度计、箭上Z轴加速度计分别输出的X轴加速度、Y轴加速度、Z轴加速度信号，将加速度计的输出为集中于+2. 5V的±4V的差分输出转换为集中于O. OV的单端输出，转换后的信号输入至数字电路板的数据采集模块；
液体推进剂的增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门三个阀门的供电正负端接入箭载数据监控器的电磁阀开关量转化模块；电磁阀开关量转化模块根据增压阀门、辅路吹除阀门、主路吹除阀门两端的电压，将电磁阀通电情况转换为“O”表示关闭、“I”表示开启的数字量，数字量输出至滤波模块，滤波模块对数字量信号进行滤波处理，然后输出至数字电路板的STM32微控制器模块内的flash缓存中；
压力传感器输出信号的调理模块接收贮箱压力传感器、气瓶压力传感器分别输出的贮箱压力值、气瓶压力值，压力传感器的输出均为Γ20πιΑ的电流信号；将贮箱压力传感 器、气瓶压力传感器的输出信号接入调理模块，以将电流信号调整为适宜STM32微控制器采集的电压信号；经调理后的信号输出至数字电路板的STM32微控制器模块，STM32微控制器模块内部的AD转换模块将调理后的模拟信号转换为数字信号，并将得到的数字信号缓存在其flash缓存中；
数字电路板上的模块包括数据采集、数据存储模块、数据传输电路、数字电路板供电模块以及STM32微控制器模块；
数据采集模块用于接收加速度计输出转换模块调理后的加速度计信号，以将模拟信号转换为数字信号；同时，数据采集模块的输出还直接与STM32微控制器的I/O引脚直接相连，使得转换后的数字信号直接输入至STM32微控制器模块内的flash缓存中；
数字电路板供电模块与模拟电路板的总供电模块相连，其内包括电平转换芯片，对从总供电模块得到的电压进行电平转换、分配，为数字电路板上的各个用电模块；
在固液动力探空火箭进行地面测试时，STM32微控制器模块内的flash缓存中的缓存数据包括对箭上X轴加速度计、箭上Y轴加速度计、箭上Z轴加速度计、贮箱压力传感器、气瓶压力传感器、增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门输出信号进行采集处理后的信号；实时信号合成一个数组，按控制时序要求传输到数据存储模块中；
贮箱压力传感器用于测量液体推进剂贮箱的压力，由模拟电路板的总供电模块对其供电，将贮箱压力值传输出至箭载数据监控器中的压力传感器输出信号的调理模块；
气瓶压力传感器用于测量高压挤压气体气瓶的压力，由模拟电路板的总供电模块对其供电，将气瓶压力值传输出至箭载数据监控器中的压力传感器输出信号的调理模块；
增压阀门用于控制固液动力探空火箭的液体推进剂贮箱压力，由模拟电路板的总供电模块对其供电；当仅有增压阀门开启时，液体推进剂贮箱压力增加；当只有其闭合时，液体推进剂贮箱压力停止增加；增压阀门的供电正负两端还需接入模拟电路板的电磁阀开关量转化模块和箭载推力调节控制器的单片机控制阀门动作模块、控制阀门电压的反馈模块；
辅路吹除阀门用于控制固液探空火箭推进剂的辅路供给系统内的推进剂，由模拟电路板的总供电模块对其供电；当其开启时，辅路供给系统内残余的推进剂会被吹除出固液发动机；辅路吹除阀门的供电正负两端还需接入模拟电路板的电磁阀开关量转化模块和箭载推力调节控制器的单片机控制阀门动作模块、控制阀门电压的反馈模块；
主路吹除阀门用于控制固液探空火箭推进剂的主路供给系统内的推进剂，由模拟电路板的总供电模块对其供电；当其开启时，辅路供给系统内残余的推进剂会被吹除出固液发动机；主路吹除阀门的供电正负两端还需接入模拟电路板的电磁阀开关量转化模块和箭载推力调节控制器的单片机控制阀门动作模块、控制阀门电压的反馈模块；
箭上X轴加速度计位于固液动力探空火箭的X轴方向上，X轴即箭体中段横截面的横向方向，测量固液动力探空火箭X轴的加速度，将固液动力探空火箭X轴的加速度输出至箭载数据监控器中的加速度计输出转换模块；
箭上Y轴加速度计位于固液动力探空火箭的Y轴方向上，Y轴即箭体中段横截面的纵向方向，测量固液动力探空火箭Y轴的加速度，将固液动力探空火箭Y轴的加速度输出至箭载数据监控器中的加速度计输出转换模块；
箭上Z轴加速度计位于固液动力探空火箭的Z轴方向上，Z轴即箭体中段横截面垂直的方向，测量固液动力探空火箭Z轴的加速度，将固液动力探空火箭Z轴的加速度输出至箭载数据监控器中的加速度计输出转换模块。
本发明的优点在于
I)本发明提出一种固液动力探空火箭的箭载监控系统，箭载监控系统的供电具有地面供电和箭载供电两种模式，并且在进行地面试验时，两种供电模式间可以自由转换。
2)本发明提出一种固液动力探空火箭箭载监控系统的箭载推力调节控制器，可以控制液体推进剂的辅路吹除阀门和主路吹除阀门，以将输送推进剂的辅助通道和主路通道中的推进剂残留吹除，保障输送系统安全。
3)本发明提出一种固液动力探空火箭的箭载监控系统，可以实现固液动力探空火箭在飞行过程中的变推力控制。
4)本发明提出一种固液动力探空火箭箭载监控系统的箭载数据监控器，可以实现对箭载设备状态进行监控、采集和记录的功能。
5)本发明提出一种固液动力探空火箭箭载监控系统的箭载数据监控器，可以实现对箭载重要阀门状态的控制，在阀门动作之前，阀门的供电控制端是短路的，避免了由于干扰造成阀门的误开启。
6)本发明提出一种固液动力探空火箭的箭载监控系统，在对其箭载推力调节控制器的单片机89C51和箭载数据监控器的STM32微控制器中的程序进行适当修改后，可以应用于不同控制时序要求的固液动力探空火箭。
7)本发明提出一种固液动力探空火箭的箭载推力调节控制器，可以实现对箭载推力调节控制器的单片机89C51和箭载数据监控器的STM32微控制器的复位操作。
8)本发明提出一种固液动力探空火箭的箭载监控系统，由箭载推力调节控制器和箭载数据监控器组成，两部分控制器均由多个监控、测试模块构成，各个模块的结构简单、安全可靠、成本低、研制周期短，能够承受恶劣的飞行力学环境。
图1 :固液动力探空火箭箭载监控系统的结构图；
图2 :固液动力探空火箭箭载监控系统的箭载数据监控器结构图；
图3 :固液动力探空火箭箭载监控系统对阀门控制的时序图。
图中
1-箭载推力调节控制器2-箭载供电系统3-箭载数据监控器
4-箭上X轴加速度计5-箭上y轴加速度计 6_箭上z轴加速度计
7-贮箱压力传感器8-气瓶压力传感器9-增压阀门
10-辅路吹除阀门11-主路吹除阀门
101-供电转换模块102-单片机控制阀门动作模块
103-控制阀门电压的反馈模块
104-单片机复位和存储模块
301-数字电路板302-模拟电路板303-矩形针式连接器
3011-数据采集模块3012-数据存储模块3013-数据传输模块
3014-数字电路板供电模块3015-STM32微控制器模块
3021-总供电模块3022-调压模块
3023-加速度计输出转换模块
3024-电磁阀开关量转化模块
3025-压力传感器输出信号的调理模块
3026-滤波模块
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
本发明提出的一种固液动力探空火箭的箭载监控系统，如图1所示，包括箭载推力调节控制器1、箭载供电系统2、箭载数据监控器3、箭上X轴加速度计4、箭上y轴加速度计5、箭上z轴加速度计6、贮箱压力传感器7、气瓶压力传感器8、增压阀门9、辅路吹除阀门10、主路吹除阀门11。
箭载推力调节控制器I包括供电转换模块101、单片机控制阀门动作模块102、控制阀门电压的反馈模块103和单片机复位和存储模块104。其中，箭载推力调节控制器I采用单片机89C51。
箭载推力调节控制器I的供电转换模块101与箭载供电系统2连接，用于实现箭载监控系统的供电电源由地面供电转换为箭载供电。当固液动力探空火箭进行地面测试时，地面电源给箭载监控系统提供电源；当火箭进入发射前准备状态时，地面控制系统发出“转电控制信号”，供电转换模块101接收到此信号后驱动其内部的继电器，使得地面电源和箭载供电系统2共同供电；断开地面电源后，箭载供电系统2单独为箭载监控提供电源。
增压阀门9、辅路吹除阀门10和主路吹除阀门11的供电正负端均接入单片机控制阀门动作模块102，同时，他们的正负端也接入控制阀门电压的反馈模块103。
通过单片机控制阀门动作模块102对液体推进剂的增压阀门9、辅路吹除阀门10和主路吹除阀门11的状态进行控制，单片机控制阀门动作模块102按照控制要求输出三路控制信号，三路控制信号经过3-8译码器后，再由达林顿管分别驱动控制增压阀门9、辅路吹除阀门10、主路吹除阀门11的三个继电器的常闭触点断开、常开触点吸合，进而使得三个阀门按控制时序要求动作。控制阀门电压的反馈模块103可以实现对三个阀门供电电压信号进行分压、隔离的处理，经处理后的信号反馈给单片机控制阀门动作模块102，如果单片机控制阀门动作模块102没有监测到符合设计要求的阀门电压值信号，则重新发出触发信号，重新驱动阀门动作，直至成功监测到符合设计要求的阀门电压值。单片机控制阀门动作模块102记录的阀门电压值以及阀门动作时刻值等数据均存储在单片机复位和存储模块104中。
在固液动力探空火箭进行飞行试验时，单片机控制阀门动作模块102对三个阀门控制的时序如附图3所示。在地面控制系统发出的“转电控制信号”从高电平变为低电平时，箭载推力调节控制器的单片机89C51开始计时；单片机89C51计时Is后，进入点火发射状态，标定此时为点火零点，地面向点火器提供持续400ms的“点火信号”;在点火零点后的800ms时，将“液路电磁阀”开启400ms后闭合，同时将“增压阀门”9开启；在点火零点后的3800ms时，“增压阀门”9闭合，“辅路吹除阀门”10开启4s后闭合；在点火零点后的48000ms时，“主路吹除阀门”11开启400ms后闭合，至此固液动力探空火箭完成有动力飞行任务。
在箭载监控系统的上电、掉电或者出现异常情况时，可能会导致缓存在箭载推力调节控制器I中的单片机89C51和箭载数据监控器3中的STM32微控制器的运行程序中断、缓存数据丢失等情况。为使系统重新有序进行，当系统出现异常，单片机复位和存储模块104产生一个复位信号，使得单片机89C51和STM32微控制器复位。单片机控制阀门动作模块102进行延时控制所需的一些数据(包括总时间、当前时间和控制状态)都存储在单片机复位和存储模块104的存储器中，供单片机89C51单片机读取和存储；STM32微控制器记录的相关信息存储在箭载数据监控器3的数据存储电路3012中，不会因电路上电、掉电或异常情况发生而造成数据的丢失。
箭载数据监控器3包括数字电路板301和模拟电路板302，数字电路板301直插于模拟电路板302上，两块电路板间通过双列矩形针式连接器303连接。数字电路与模拟电路分开设计的优势在于一方面可以将大功率器件与重要芯片隔离，可在保证系统散热的基础上保证各芯片的正常工作；另一方面，将数字电路与模拟电路隔离开来，可以有效防止数字电路与模拟电路之间的相互干扰。[0066]模拟电路板302上的模块包括总供电模块3021、调压模块3022、加速度计输出转换模块3023、电磁阀开关量转化模块3024、压力传感器输出信号的调理模块3025以及滤波模块3026 ；
箭载数据监控器3的总供电模块3021与箭载供电系统2相连。当箭载推力调节控制器I的供电转换模块101接收到地面控制系统发出的“转电控制信号”，并成功实现由地面供电转为箭载供电时，箭载供电系统2将为箭载数据监控器3供电。
箭载数据监控器3的调压模块3022内包含多种型号的电平转换芯片，以将箭载供电系统2提供的电压进行转换、分配，为箭载数据监控器3上的其他模块以及液体推进剂的贮箱压力传感器6、气瓶压力传感器增压阀门9、辅路吹除阀门10和主路吹除阀门11提供有效的供电电压。
加速度计输出转换模块3023接收箭上X轴加速度计4、箭上Y轴加速度计5、箭上Z轴加速度计6分别输出的X轴加速度、Y轴加速度、Z轴加速度信号，以将加速度计的输出为集中于+2. 5V的±4V的差分输出转换为集中于O. OV的单端输出，转换后的信号输入至数字电路板301的数据采集模块3011。
液体推进剂的增压阀门9、辅路吹除阀门10和主路吹除阀门11三个阀门的供电正负端接入箭载数据监控器3的电磁阀开关量转化模块3024。由于电磁阀(增压阀门9、辅路吹除阀门10、主路吹除阀门11)本身无法输出开关量，电磁阀开关量转化模块3024根据增压阀门9、辅路吹除阀门10、主路吹除阀门11两端的电压，将电磁阀通电情况转换为“O”表示关闭、“I”表示开启的数字量，数字量输出至滤波模块3026，滤波模块3026对数字量信号进行滤波处理，然后输出至数字电路板301的STM32微控制器模块3015内的flash缓存中。
压力传感器输出信号的调理模块3025接收贮箱压力传感器7、气瓶压力传感器8分别输出的忙箱压力值、气瓶压力值，压力传感器的输出均为4 20mA的电流信号。这种低量级的电流信号不适宜用STM32微控制器模块进行模数转换，故将贮箱压力传感器7、气瓶压力传感器8的输出信号接入调理模块3025，以将电流信号调整为适宜STM32微控制器采集的电压信号；经调理后的信号输出至数字电路板301的STM32微控制器模块3015，STM32微控制器模块3015内部的AD转换模块可将调理后的模拟信号转换为数字信号，并将得到的数字信号缓存在其flash缓存中。。
数字电路板301上的模块包括数据采集3011、数据存储模块3012、数据传输电路3013、数字电路板供电模块3014以及STM32微控制器模块3015 ；
数据采集模块3011用于接收加速度计输出转换模块3023调理后的加速度计信号，以将模拟信号转换为数字信号；同时，数据采集模块3011的输出还直接与STM32微控制器的I/O引脚直接相连，使得转换后的数字信号可以直接输入至STM32微控制器模块3015内的flash缓存中。
数字电路板供电模块3014与模拟电路板302的总供电模块3021相连，其内也包括多种型号的电平转换芯片，以对从总供电模块3021得到的电压进行电平转换、分配，为数字电路板301上的各个用电模块。
在固液动力探空火箭进行地面测试时，STM32微控制器模块3015内的flash缓存中的缓存数据包括对箭上X轴加速度计4、箭上Y轴加速度计5、箭上Z轴加速度计6、贮箱压力传感器7、气瓶压力传感器、增压阀门9、辅路吹除阀门10和主路吹除阀门11输出信号进行采集处理后的信号。这些实时信号将会合成一个数组，按控制时序要求传输到数据存储模块3012中，以对采集的数据进行记录。
贮箱压力传感器7用于测量液体推进剂贮箱的压力，由模拟电路板302的总供电模块3021对其供电，将贮箱压力值传输出至箭载数据监控器3中的压力传感器输出信号的调理模块3025 ；
气瓶压力传感器8用于测量高压挤压气体气瓶的压力，由模拟电路板302的总供电模块3021对其供电，将气瓶压力值传输出至箭载数据监控器3中的压力传感器输出信号的调理模块3025 ；
增压阀门9用于控制固液动力探空火箭的液体推进剂贮箱压力，由模拟电路板302的总供电模块3021对其供电。当仅有增压阀门9开启时，液体推进剂贮箱压力增加；当只有其闭合时，液体推进剂贮箱压力停止增加。增压阀门9的供电正负两端还需接入模拟电路板302的电磁阀开关量转化模块3024和箭载推力调节控制器I的单片机控制阀门动作模块102、控制阀门电压的反馈模块103。
辅路吹除阀门10用于控制固液探空火箭推进剂的辅路供给系统内的推进剂，由模拟电路板302的总供电模块3021对其供电。当其开启时，辅路供给系统内残余的推进剂会被吹除出固液发动机，以保障火箭系统的安全。辅路吹除阀门10的供电正负两端还需接入模拟电路板302的电磁阀开关量转化模块3024和箭载推力调节控制器I的单片机控制阀门动作模块102、控制阀门电压的反馈模块103。
主路吹除阀门11用于控制固液探空火箭推进剂的主路供给系统内的推进剂，由模拟电路板302的总供电模块3021对其供电。当其开启时，辅路供给系统内残余的推进剂会被吹除出固液发动机，以排除固液动力探空火箭在结束飞行任务后的安全隐患。主路吹除阀门11的供电正负两端还需接入模拟电路板302的电磁阀开关量转化模块3024和箭载推力调节控制器I的单片机控制阀门动作模块102、控制阀门电压的反馈模块103。
箭上X轴加速度计4位于固液动力探空火箭的X轴方向(即箭体中段横截面的横向方向)上，测量固液动力探空火箭X轴的加速度，将固液动力探空火箭X轴的加速度输出至箭载数据监控器3中的加速度计输出转换模块3023 ；
箭上Y轴加速度计5位于固液动力探空火箭的Y轴方向(即箭体中段横截面的纵向方向)上，测量固液动力探空火箭Y轴的加速度，将固液动力探空火箭Y轴的加速度输出至箭载数据监控器3中的加速度计输出转换模块3023 ；
箭上Z轴加速度计6、位于固液动力探空火箭的Z轴方向(即箭体中段横截面垂直的方向)上，测量固液动力探空火箭Z轴的加速度，将固液动力探空火箭Z轴的加速度输出至箭载数据监控器3中的加速度计输出转换模块3023 ；
本发明在固液动力飞行器发射前，实现箭载监控系统的供电由地面供电转换为箭载供电系统2供电，并在飞行过程中，按照控制的要求，对固液动力探空火箭的发动机的推力进行调节。同时，要对反应固液火箭发动机的推力和推进剂流量变化的量，即箭上X轴加速度计4、箭上y轴加速度计5、箭上z轴加速度计6、测量液体推进剂忙箱压力的忙箱压力传感器7、测量高压挤压气体气瓶压力的气瓶压力传感器8以及液体推进剂的增压阀门9、辅路吹除阀门10和主路吹除阀门11的状态进行监控、采集和记录。[0085]本发明的箭载监控系统主要完成以下四项功能
一 实现箭载监控系统的供电由地面供电转为箭载供电。
箭载监控系统有两种供电方式一是地面供电；二是箭载供电。箭载监控系统的供电转换状态由地面控制系统提供的“转电控制信号”、“复位与紧急断电信号”、“地面供电信号地”三种信号进行控制，这三种信号直接输入至箭载推力调节控制器的供电转换模块。
当固液动力探空火箭进行地面测试时，箭载监控系统采用地面供电方式；当固液动力探空火箭进行发射前准备状态时，由箭载推力调节控制器的供电转换模块实现供电方式转换，实现地面供电转为箭载供电。
二 依据推力调节控制的要求，完成相关阀门动作的控制。
为使固液动力火箭发动机工作在最佳状态，实现推进剂流量进行精确控制，就需要按照控制的要求开启增压阀门；同时，在飞行任务结束后，为实现安全防护，对液体推进剂主路、辅路通道进行吹除，就需要按照控制的要求开启辅路吹除阀门和主路吹除阀门。其中，液体推进剂的增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门都为电磁阀，可以实现多次重复开启，以配合完成固液动力探空火箭的地面测试。
三个阀门的动作都由箭载推力调节控制器的单片机89C51控制阀门动作模块控制；三个阀门的供电电压经箭载推力调节控制器的控制阀门电压的反馈模块分压和隔离后分别反馈到单片机89C51。
三对箭载设备工作状态进行监控记录。
固液动力火箭发动机的特点之一在于，在固液动力探空火箭飞行中，使得推力可调，而推力改变的原因之一在于推进剂流量的改变，不但液体推进剂的增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门的状态可以反映固液火箭发动机的工作状态，而且对箭载三个轴向加速度计、测量液体推进剂贮箱压力的压力传感器和测量高压挤压气体气瓶压力的压力传感器的状态值进行监控、记录，也将为固液动力飞行器的飞行过程分析和飞行器的改进提供重要资料
在固液动力探空火箭飞行进行测试、飞行试验时，箭载数据监控器的输出转换模块、数据采集模块、数据传输等模块共同工作，，以对电磁阀、加速度计和压力传感器等部件的状态进行实时地监控、采集和记录工作；在结束测试、飞行任务后，通过对数据存储模块中的数据进行分析，可得到整个测试、飞行过程的实时推力以及相关箭载设备的状态值。
四实现箭载设备的复位控制。
箭载推力调节控制器的单片机复位和存储模块在系统上电、掉电及异常时产生一个复位信号，以实现箭载推力调节控制器中的单片机89C51和箭载数据监控器中的STM32微控制器的复位，并由数据存储模块对重要数据进行保护。
权利要求
1.一种固液动力探空火箭的箭载监控系统，包括箭载推力调节控制器、箭载供电系统、 箭载数据监控器、箭上X轴加速度计、箭上I轴加速度计、箭上Z轴加速度计、忙箱压力传感器、气瓶压力传感器、增压阀门、辅路吹除阀门、主路吹除阀门；箭载推力调节控制器包括供电转换模块、单片机控制阀门动作模块、控制阀门电压的反馈模块和单片机复位和存储模块；箭载推力调节控制器的供电转换模块与箭载供电系统连接，用于实现箭载监控系统的供电电源由地面供电转换为箭载供电；当固液动力探空火箭进行地面测试时，地面电源给箭载监控系统提供电源；当火箭进入发射前准备状态时，地面控制系统发出“转电控制信号”，供电转换模块接收到此信号后驱动其内部的继电器，使得地面电源和箭载供电系统共同供电；断开地面电源后，箭载供电系统单独为箭载监控提供电源；增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门的供电正负端均接入单片机控制阀门动作模块，同时，他们的正负端也接入控制阀门电压的反馈模块；通过单片机控制阀门动作模块对液体推进剂的增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门的状态进行控制，单片机控制阀门动作模块按照控制要求输出三路控制信号，三路控制信号经过3-8译码器后，再由达林顿管分别驱动控制增压阀门、辅路吹除阀门、主路吹除阀门的三个继电器的常闭触点断开、常开触点吸合，进而使得三个阀门按控制时序要求动作； 控制阀门电压的反馈模块实现对三个阀门供电电压信号进行分压、隔离的处理，经处理后的信号反馈给单片机控制阀门动作模块，如果单片机控制阀门动作模块没有监测到符合设计要求的阀门电压值信号，则重新发出触发信号，重新驱动阀门动作，直至成功监测到符合设计要求的阀门电压值；单片机控制阀门动作模块记录的阀门电压值以及阀门动作时刻值等数据均存储在单片机复位和存储模块中；在箭载监控系统出现异常，单片机复位和存储模块产生一个复位信号，使得箭载推力调节控制器和STM32微控制器复位；箭载数据监控器包括数字电路板和模拟电路板，数字电路板直插于模拟电路板上，两块电路板间通过双列矩形针式连接器连接；模拟电路板上的模块包括总供电模块、调压模块、加速度计输出转换模块、电磁阀开关量转化模块、压力传感器输出信号的调理模块以及滤波模块；箭载数据监控器的总供电模块与箭载供电系统相连；当箭载推力调节控制器的供电转换模块接收到地面控制系统发出的“转电控制信号”，并成功实现由地面供电转为箭载供电时，箭载供电系统将为箭载数据监控器供电；箭载数据监控器的调压模块内包含电平转换芯片，将箭载供电系统提供的电压进行转换、分配，为箭载数据监控器上的其他模块以及液体推进剂的贮箱压力传感器、气瓶压力传感器增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门提供有效的供电电压；加速度计输出转换模块接收箭上X轴加速度计、箭上Y轴加速度计、箭上Z轴加速度计分别输出的X轴加速度、Y轴加速度、Z轴加速度信号，将加速度计的输出为集中于+2. 5V的 ±4V的差分输出转换为集中于O. OV的单端输出，转换后的信号输入至数字电路板的数据采集模块；液体推进剂的增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门三个阀门的供电正负端接入箭载数据监控器的电磁阀开关量转化模块；电磁阀开关量转化模块根据增压阀门、辅路吹除阀门、主路吹除阀门两端的电压，将电磁阀通电情况转换为“O”表示关闭、“I”表示开启的数字量，数字量输出至滤波模块，滤波模块对数字量信号进行滤波处理，然后输出至数字电路板的STM32微控制器模块内的flash缓存中；压力传感器输出信号的调理模块接收贮箱压力传感器、气瓶压力传感器分别输出的贮箱压力值、气瓶压力值，压力传感器的输出均为Γ20πιΑ的电流信号；将贮箱压力传感器、气瓶压力传感器的输出信号接入调理模块，以将电流信号调整为适宜STM32微控制器采集的电压信号；经调理后的信号输出至数字电路板的STM32微控制器模块，STM32微控制器模块内部的AD转换模块将调理后的模拟信号转换为数字信号，并将得到的数字信号缓存在其 flash缓存中；数字电路板上的模块包括数据采集、数据存储模块、数据传输电路、数字电路板供电模块以及STM32微控制器模块；数据采集模块用于接收加速度计输出转换模块调理后的加速度计信号，以将模拟信号转换为数字信号；同时，数据采集模块的输出还直接与STM32微控制器的I/O引脚直接相连，使得转换后的数字信号直接输入至STM32微控制器模块内的flash缓存中；数字电路板供电模块与模拟电路板的总供电模块相连，其内包括电平转换芯片，对从总供电模块得到的电压进行电平转换、分配，为数字电路板上的各个用电模块；在固液动力探空火箭进行地面测试时，STM32微控制器模块内的flash缓存中的缓存数据包括对箭上X轴加速度计、箭上Y轴加速度计、箭上Z轴加速度计、贮箱压力传感器、气瓶压力传感器、增压阀门、辅路吹除阀门和主路吹除阀门输出信号进行采集处理后的信号； 实时信号合成一个数组，按控制时序要求传输到数据存储模块中；贮箱压力传感器用于测量液体推进剂贮箱的压力，由模拟电路板的总供电模块对其供电，将贮箱压力值传输出至箭载数据监控器中的压力传感器输出信号的调理模块；气瓶压力传感器用于测量高压挤压气体气瓶的压力，由模拟电路板的总供电模块对其供电，将气瓶压力值传输出至箭载数据监控器中的压力传感器输出信号的调理模块； 增压阀门用于控制固液动力探空火箭的液体推进剂贮箱压力，由模拟电路板的总供电模块对其供电；当仅有增压阀门开启时，液体推进剂贮箱压力增加；当只有其闭合时，液体推进剂贮箱压力停止增加；增压阀门的供电正负两端还需接入模拟电路板的电磁阀开关量转化模块和箭载推力调节控制器的单片机控制阀门动作模块、控制阀门电压的反馈模块； 辅路吹除阀门用于控制固液探空火箭推进剂的辅路供给系统内的推进剂，由模拟电路板的总供电模块对其供电；当其开启时，辅路供给系统内残余的推进剂会被吹除出固液发动机；辅路吹除阀门的供电正负两端还需接入模拟电路板的电磁阀开关量转化模块和箭载推力调节控制器的单片机控制阀门动作模块、控制阀门电压的反馈模块；主路吹除阀门用于控制固液探空火箭推进剂的主路供给系统内的推进剂，由模拟电路板的总供电模块对其供电；当其开启时，辅路供给系统内残余的推进剂会被吹除出固液发动机；主路吹除阀门的供电正负两端还需接入模拟电路板的电磁阀开关量转化模块和箭载推力调节控制器的单片机控制阀门动作模块、控制阀门电压的反馈模块；箭上X轴加速度计位于固液动力探空火箭的X轴方向上，X轴即箭体中段横截面的横向方向，测量固液动力探空火箭X轴的加速度，将固液动力探空火箭X轴的加速度输出至箭载数据监控器中的加速度计输出转换模块；箭上Y轴加速度计位于固液动力探空火箭的Y轴方向上，Y轴即箭体中段横截面的纵向方向，测量固液动力探空火箭Y轴的加速度，将固液动力探空火箭Y轴的加速度输出至箭载数据监控器中的加速度计输出转换模块；箭上Z轴加速度计位于固液动力探空火箭的Z轴方向上，Z轴即箭体中段横截面垂直的方向，测量固液动力探空火箭Z轴的加速度，将固液动力探空火箭Z轴的加速度输出至箭载数据监控器中的加速度计输出转换模块。
2.根据权利要求
1所述的一种固液动力探空火箭的箭载监控系统，所述的箭载推力调节控制器采用单片机89C51。
专利摘要
本发明公开了一种固液动力探空火箭箭载监控系统，由箭载推力调节控制器和箭载数据监控器组成，两部分控制器均由多个监控、测试模块构成。箭载监控系统主要完成四项任务一是实现箭载监控系统的供电由地面供电转为箭载供电；二是依据推力调节控制的要求，完成相关阀门动作的控制；三是对箭载设备工作状态进行监控记录；四是实现箭载设备的复位控制。本发明提出的一种固液动力探空火箭箭载监控系统实现了火箭飞行过程中按控制要求对液体推进剂增压阀门、主路以及辅路通道阀门进行控制，完成推力调节功能，并保证了输送系统的安全；数据监测结果能够有效地反映固液火箭发动机的实时工作状态。
文档编号F42B15/01GKCN102997762SQ201210548799
公开日2013年3月27日 申请日期2012年12月17日
发明者宋佳, 蔡国飙, 辛洁, 陈辰, 王鹏 申请人:北京航空航天大学导出引文BiBTeX, EndNote, RefMan