专利名称：一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统的制作方法
技术领域：
本实用新型涉及用于固体火箭发动机实验装置的点火驱动系统，特别涉及一种用于固体火箭发动机在高过载旋转试验条件下的点火驱动系统，属于航空航天领域。
背景技术：
现代导弹飞行过程中的高机动和高速旋转会导致其上的固体火箭发动机承受很高的过载，这对固体火箭发动机的设计和研制提出了相应的要求。一方面，过载加速度会导致推进剂燃速增加，诱发燃烧室压强升高和燃烧时间缩短，并最终导致发动机内弹道性能发生变化；另一方面，高过载会严重影响凝相粒子的运动规律，恶化发动机绝热层的工作环境，严重时可导致绝热防护失效，甚至发动机被烧穿而解体。高过载试验装置为固体火箭发动机的设计和研制提供了试验环境，可在地面模拟大多数型号发动机在高过载苛刻条件下点火和性能测试，保证发动机具有优良的品质指标，并使导弹获得最佳的机动性能。 点火驱动系统是固体火箭发动机进行点火和性能测试的前提和核心组成部分。点火驱动系统的本质是通过继电器接通或断开点火电源回路，实现发动机点火测试。然而在高过载(O IOOg)的试验要求下，目前常用的两种点火驱动系统分别存在以下缺点第一种点火驱动系统为基于微机械电磁式继电器的点火驱动器，由于结构简单、体积小、成本低、可靠性较高等特点广泛应用于固体火箭发动机在静态和低转速条件下的点火通断测试中。一般继电器集成于试验控制器中并固定在旋转试验台。当高过载转动时，由于大离心力的惯性作用会使得继电器的触点自动闭合或者拉开，继而无法有效控制点火电源的接通和断开，导致试验失败；第二种点火驱动系统为基于固态继电器的点火驱动器，由于没有运动的机械触点功能，能在高过载、冲击和振动环境下工作。但是固态继电器不能实现理想的断态电隔离，大功率半导体器件关断后仍可有数微安或更高的漏电流存在，容易引起点火回路检测故障，不适用于固体火箭发动机点火试验；此外固态继电器对过载有较大的敏感性，存在通态压降大、触点组数少、过电流和电压等指标差，电子线路的抗干扰能力不强的特点。大功率固态继电器的体积远远大于同容量的电磁继电器，成本也较高。
实用新型内容本实用新型公开的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，要解决的技术问题是减小或避免点火电源回路中继电驱动�？樵诟吖�(O IOOg)试验环境下受到径向离心惯性和切向加速冲击的不利影响。本实用新型动态工作精准度高，能在高过载旋转(O IOOg)情况下对固体火箭发动机进行可靠和安全的连续点火试验。本实用新型突出改进特点在于将容易受到高过载环境作用的点火驱动回路从试验控制电路板中剥离出来，建立独立的继电器驱动�？椋梢粤榛罘奖慵痰缙髟谛娴目占洳贾�。通过调整继电驱动�？榈目占湮恢煤推淠诓看サ悴季钟行Ы饩龈吖鼗肪诚戮断蚶胄墓咝院颓邢蚣铀俪寤鞫哉５慊鸬牟焕跋臁0008]本实用新型的目的是通过下述技术方案实现的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，主要包括远程综合控制台、点火电源控制模块、试验控制器、继电器驱动�？�、固体火箭发动机和点火具。继电器驱动�？橛牍烫寤鸺⒍嗔�。试验控制器、继电器驱动�？�、固体火箭发动机安装在旋转试验台上。旋转试验台用于为试验提供必要的旋转条件和承受发动机工作时产生的高过载荷，主要包括变频器、电机、传动轴组件、承载轴组件、集电环组件。试验控制器和固体火箭发动机固定在旋转试验台的旋转台面的外侧。点火电源控制�？榱又绷魑妊沟缭春褪匝榭刂破鞯牡缭词淙攵�。试验控制器输出端与继电器驱动�？槭淙攵讼嗔痰缙髑？橹屑痰缙鞯亩サ鉉和静触点D分别与直流电源和放入固体火箭发动机壳体内的点火具端点A、B连接。本实用新型可进行连续点火试验。继电器驱动�？楣潭ㄔ谛匝樘ㄖ行闹崦娴姆窒吲躺希痰缙髑？橹屑痰缙鞫サ鉉和静触点D间轴线与旋转台面相切。本实用新型的创新之处正是通过调整继电驱动�？榈目占湮恢煤推淠诓看サ悴季钟行Ы饩龈吖鼗肪诚戮断蚶胄墓咝院颓邢蚣铀俪寤鞫哉５慊鸬牟焕跋�。一方面，由于将继电器驱动�？榇游挥谛匝樘ǖ耐獠嗵孀浦林行闹崦娴姆窒吲檀Γ跎傩� 径，继而极大降低了高过载试验环境下径向离心力对继电器驱动�？橹谢岛偷缱釉骷牟焕饔茫涣硪环矫妫痰缙髑？橹屑痰缙鞯牟季植捎枚サ鉉和静触点D间轴线与旋转台面相切的形式，完全消除了径向离心作用对触点开、闭的直接影响。动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切的布局虽然能够消除径向离心作用，但是在旋转试验台的启动加速阶段，继电器触点闭合状态容易受到切向加速冲击作用的影响。为了解决这一问题，本实用新型在旋转试验台加速启动阶段，通过点火电源控制�？椋乇盏慊鸬缭矗卸系慊鸹芈罚沟们邢蚣铀俪寤鞫约痰缙鞔サ阌跋煳薹ú慊鹗涑龅缌鳌５弊俅锏礁吖厥匝樗璧淖偬跫⑶冶３治榷ê闼偈保邢虺寤髯饔孟В偻ü慊鸬缭纯刂颇？楸蘸系慊鸬缭础５笔匝榭刂破魇淙攵私邮绽醋栽冻套酆峡刂铺ǖ牡慊鹬噶詈螅涫涑龆送ü痰缙髑？橹械绱欧П蘸霞痰缙鞅蘸隙サ鉉和静触点D，形成点火电源回路，产生大的输出电流，引燃点火具，实现固体火箭发动机在高过载试验环境下的点火试验。所述的继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。所述的试验控制器的控制端与远程综合控制台通过集电环和线缆建立以晶体管输入/输出方式通信。所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统还包括配重发动机组件，所述的配重发动机组件的重量为固体火箭发动机加上二分之一的装药重量，其作用是在过载试验中，平衡固体火箭发动机的重量，有效减小偏心载荷的影响。点火电源控制�？榱拥闹绷鞯缭吹缪刮�27V。一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统的工作过程为首先将试验用过载固体火箭发动机、试验控制器、继电器驱动模块固定安装于旋转试验台相应位置，并启动旋转台转动。在转台启动加速阶段，通过点火电源控制模块关闭点火电源，切断点火电源，保证切向加速冲击对继电器触点作用无法形成点火回路和产生点火输出电流；当达到高过载试验所需的转速条件，并保持稳态转速时，再通过点火电源控制�？楸蘸系慊鸬缭�。当试验控制器输入端接收来自远程综合控制台的点火指令后，其输出端通过继电器驱动模块中电磁阀闭合继电器闭合动触点C和静触点D，形成点火电源回路，产生大的输出电流，引燃点火具，实现固体火箭发动机在高过载试验环境下的点火试验。有益效果I、继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。由于继电器驱动模块安装在位于旋转试验台中心轴面，减少旋转半径，继而极大降低了高过载试验环境下径向离心惯性对继电器驱动�？橹谢岛偷缱釉骷牟焕饔谩�2、继电器驱动�？橹屑痰缙鞯牟季郑捎枚� 点C和静触点D间轴线与旋转台面相切的形式，完全消除了径向离心作用对触点开、闭的直接影响。3、通过点火电源控制模块，在转台启动加速阶段关闭点火电源，使得切向加速冲击对继电器触点影响无法闭合点火回路，保证加速阶段不会促发点火，有效解决了切向加速冲击作用的影响。
图I是本实用新型的高过载旋转试验台；图2是本实用新型的高过载旋转试验台安装示意图；图3是本实用新型的继电器驱动�？橛胩姘沧笆疽馔迹煌�4是本实用新型的继电器驱动�？橛胩姘沧爸魇油迹煌�5是本实用新型的继电器驱动�？橛胩姘沧案┦油迹煌�6是本实用新型的点火驱动系统模块连接示意框图；其中1_旋转台面、2-承载轴组件、3-轴承组件、4-机架、5-传动轴组件、6_集电环组件、7-试验控制器、8-固体火箭发动机台架、9-固体火箭发动机、10-分线盘、11-继电器驱动模块、12-配重发动机组件。具体的实施方式
以下结合附图和实施例对本实用新型做进一步的说明整个高过载试验系统由机械系统和电气系统两部分组成。旋转试验台是高过载试验装置的机械系统主体，用于为试验提供必要的旋转条件和承受发动机工作时产生的载荷。如图I所示,旋转试验台采用立式结构,包括旋转台面I、承载轴组件2、轴承组件3、机架4和传动轴组件5以及集电环组件6。其工作原理为电机通过联轴器与传动轴组件5相连，为旋转试验台提供旋转所需的动力；旋转试验台的载荷主要由承载轴组件2承受；承载轴组件2通过胀套与旋转台面I固连为一体；旋转台面I的转速调节依靠电气系统中的变频调速器和电机来完成。集电环组件6主要用于实现地面远程综合控制台和转台之间电源和点火控制信号的传递。本实用新型中电气系统主要模拟高过载试验环境和点火控制的实现等工作，电气系统主要由变频调速器、电机和点火驱动系统组成。本实用新型的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，能实现转台上以高转速范围内加减速和恒速速率下连续旋转以及相应高过载(O IOOg)情况下进行固体火箭发动机多次点火试验。一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，主要包括远程综合控制台、点火电源控制�？�、试验控制器7、继电器驱动�？�11、固体火箭发动机9和点火具。继电器驱动�？�11与固体火箭发动机9相连。试验控制器7、继电器驱动�？�11、固体火箭发动机9均安装在旋转试验台上。点火具放入固体火箭发动机9的壳体内。旋转试验台用于为试验提供必要的旋转条件和承受发动机工作时产生的高过载荷，主要包括变频器、电机、传动轴组件5、承载轴组件2、集电环组件6。试验控制器7和固体火箭发动机9固定在旋转试验台的旋转台面I的外侧。点火电源控制�？榱�27V直流电源和试验控制器7的电源输入端。试验控制器7输出端与继电器驱动模块11输入端相连，继电器驱动�？�11中继电器的动触点C和静触点D分别与27V直流电源和放入固体火箭发动机9壳体内的点火具端点A、B连接。本实用新型可进行连续点火试验。继电器驱动�？�11固定在旋转试验台中心轴面的分线盘10上，继电器驱动�？�11中继电器动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切。本实用新型的创新之处正是通过调整继电驱动模块11的空间位置和其内部触点布局有效解决高过载环境下径向离心惯性和切向加速冲击对正常点火的不利影响。一方面，由于将继电器驱动模块11从旋转台面I的外侧转移至中心轴面的分线盘10处，减少旋转半径，继而极大降低了高过载试验环境下径向离心力对继电器驱动�？�11中机械和电子元器件的不利作用；另一方面，继电器驱动�？�11中继电器的布局采用动触点C和 静触点D间轴线与旋转台面I相切的形式，完全消除了径向离心作用对触点开、闭的直接影响。动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切的布局虽然能够消除径向离心作用，但是在旋转试验台的启动加速阶段，继电器触点闭合状态容易受到切向加速冲击作用的影响。为了解决这一问题，本实用新型在旋转试验台加速启动阶段，通过点火电源控制模块，关闭点火电源，切断点火回路，使得切向加速冲击对继电器触点影响无法产生点火输出电流。当转速达到高过载试验所需的转速条件，并且保持稳定恒速时，切向冲击作用消失，再通过点火电源控制�？楸蘸系慊鸬缭�。当试验控制器7输入端接收来自远程综合控制台的点火指令后，其输出端通过继电器驱动模块11中电磁阀闭合继电器闭合动触点C和静触点D，形成点火电源回路，产生点火输出电流，引燃点火具，实现固体火箭发动机9在高过载试验环境下的点火试验。如图2、3、4、5所示，本实用新型中将易受到冲击作用的驱动电路从试验控制电路板中剥离出来，建立独立的继电器驱动�？�11，并通过螺钉安装在位于旋转试验台中心轴面的分线盘10上。当高过载连续转动时，旋转半径从725mm减少到125mm，继电器驱动�？�11相比于原先设计于试验控制器中的驱动电路，降低了约83%的离心力作用，从而为高过载苛刻环境下可靠点火创造条件。如图6所示，通过继电器驱动模块11中继电器触点的布局消除离心力作用。动触点C和静触点D间轴线与旋转速度方向相切，转台的离心力方向与触点轴线相交，不能直接作用于动触点C，即进一步消除了高过载离心力对动触点C和静触点D之间的关、闭状态的影响。所述的继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。所述的远程综合控制台通过集电环和埋入地下O. 5mm2的多芯控制电缆与点火驱动系统建立基于晶体管输入/输出方式测控网络。所述的配重发动机组件12的重量为固体火箭发动机9加上二分之一的装药重量，其作用是在过载试验中，平衡固体火箭发动机9的重量，有效减小偏心载荷的影响。本实用新型的点火驱动系统�？榱邮疽饪蛲既缤�6所示，一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统的工作过程为当转台加速启动时，通过点火电源控制�？楣乇�27V直流点火电源，保证切向加速冲击对继电器触点作用无法形成点火回路，不能产生点火输出电流，避免点火误促；当转速达到高过载试验条件，并且保持恒速速率下连续旋转状态时，通过点火电源控制模块开启27V直流点火电源；试验控制器7内的控制芯片选用Altera公司的主流FPGA芯片，以满足实时性要求和调试过程反复修改的需求。为提高控制信号的抗干扰能力，除了对试验控制器7内的二次电源进行了隔离保护外，所有与远程综合控制台相关的控制信号均为数字信号，并采用光电耦合器进行了隔离。当试验控制器7接收到远程综合控制台的点火指令后，其输出端通过继电器驱动�？�11中电磁阀闭合继电器闭合动触点C和静触点D，形成点火电源回路，产生5A的输出电流，引燃点火具，实现固体火箭发动机在高过载试验环境下的点火试验。本实用新型中继电器驱动�？�11可实现三通道的程控点火。本实用新型包括但不局限于本实施方式，凡是在本实用新型的精神和原则之下进·行的任何修改、删减，都将视为在本实用新型的保护范围之内。
权利要求1.一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，主要包括远程综合控制台、点火电源控制�？�、试验控制器(7)、继电器驱动�？�(11)、固体火箭发动机(9)和点火具；继电器驱动�？�(11)与固体火箭发动机(9)相连；试验控制器(7)、继电器驱动模块(11)、固体火箭发动机(9)均安装在旋转试验台上；旋转试验台用于为试验提供必要的旋转条件和承受发动机工作时产生的高过载荷，主要包括变频器、电机、传动轴组件(5)、承载轴组件(2)、集电环组件￠);试验控制器(7)和固体火箭发动机(9)固定在旋转台面(I)的外侧；点火电源控制�？榱又绷鞯缭春褪匝榭刂破�(7)的电源输入端；试验控制器(7)输出端与继电器驱动�？�(11)输入端相连；继电器驱动�？�(11)中继电器的动触点C和静触点D分别与直流电源和放入固体火箭发动机(9)壳体内的点火具端点A、B连接；其特征在于继电器驱动�？�(11)固定在旋转试验台中心轴面的分线盘(10)上，继电器驱动�？�(11)中继电器动触点C和静触点D间轴线与旋转台面相切。
2.根据权利要求I所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于所述的继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。
3.根据权利要求I所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于所述的试验控制器(7)的控制端与远程综合控制台通过集电环和线缆建立以晶体管输入/输出方式通信。
4.根据权利要求3所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于所述的继电器选用小体积、结构简单和技术成熟的市售大功率输出电流的微机械电磁式继电器。
5.根据权利要求I所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于点火电源控制模块连接的直流电源电压为27V。
6.根据权利要求2所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于所述的点火具有三个点火通道。
7.根据权利要求3所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于所述的点火具有三个点火通道。
8.根据权利要求4所述的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，其特征在于所述的点火具有三个点火通道。
专利摘要本实用新型公开的一种用于固体火箭发动机高过载试验装置的点火驱动系统，涉及用于固体火箭发动机实验装置的点火驱动系统，特别涉及用于固体火箭发动机在高过载旋转试验条件下的点火驱动系统，属于航空航天领域。本实用新型包括远程综合控制台、点火电源控制�？�、试验控制器、继电器驱动�？�、固体火箭发动机和点火具。继电器驱动�？楣潭ㄔ谛匝樘ㄖ行闹崦娴姆窒吲躺希痰缙髑？橹屑痰缙鞫サ鉉和静触点D间轴线与旋转台面相切。本实用新型能减小或避免点火电源回路中继电驱动�？樵诟吖厥匝榛肪诚率艿骄断蚶胄墓咝院颓邢蚣铀俪寤鞯牟焕跋�。本实用新型动态工作精准度高，能在高过载旋转情况下对固体火箭发动机进行可靠和安全的连续点火试验。
文档编号G01M15/02GK202562747SQ201220239028
公开日2012年11月28日 申请日期2012年5月24日 优先权日2012年5月24日
发明者杨磊, 刘向阳, 李军伟, 王宁飞 申请人:北京理工大学
专业数控铣床产品供应商
20年生产经验，实力工厂，精工品质，质量有保障
