火箭发动机便携测控系统箱的制作方法

本发明涉及火箭发动机测控系统技术领域，具体涉及一种火箭发动机便携测控系统箱。

背景技术：

火箭发动机试验，是火箭发动机从开始研制到交付使用前所进行的各类试验。为保证火箭发动机在实际使用下运行良好，需在地面对其各项性能进行测试。火箭发动机是在高温、高压和强烈振动等苛刻的条件下工作，为检验发动机是否达到设计指标，交付使用前必须通过一系列严格的试验，对其结构可靠性、性能参数、使用寿命和适应性等作出评价。

为保证对研究发动机新结构、新系统、新推进剂、新工艺等进行试验。需要有一套完整的测控系统，对相关数据进行采集已为后续计算提供坚实支持。现有相关测控设备存在测试参数单一、响应速度慢、设备庞大、计算方法老旧等特点。

技术实现要素：

针对现有技术的不足，本发明提供一种火箭发动机便携测控系统箱。

本发明所采用的技术方案是火箭发动机便携测控系统箱，包括箱体部分和测控系统部分，所述的箱体部分包括上箱体、下箱体、合页和拉杆，所述的上箱体和下箱体通过合页连接，所述的下箱体主板面上上端依次布置压力信号输入端、温度信号输出端、脉冲输出端和电源开关；下端左侧布置键盘，右侧布置usb总线口；所述的下箱体内置测控系统部分，所述的测控系统部分包括采集测量系统和控制输出系统所述的采集测量系统用于终端设备信号采集，所述的控制输出系统用于输出脉冲信号。

进一步地，所述的下箱体背面安装拉杆，所述的上箱体打开后上箱体主板面上设置液晶显示屏。

进一步地，所述的上箱体边缘处设置有轮子和锁扣，锁扣用于闭合上下箱体。

进一步地，所述的下箱体边缘设置电源外接口和风扇。

进一步地，所述的测控系统包括转接端子，第一稳压直流开关电源，第二稳压直流开关电源，热电偶隔离调理模块，传感器，电流隔离调理模块，采集卡，信号放大器，采用稳压直流电源供电保证为设备供电的同时，为脉冲供电。

本发明的有益效果是：该系统可实现对多测试参数的实时记录与分析，通过软硬件的合理使用可实现对变占空比的测控。对后续数据的处理上方便省力，提高工作效率，降低劳动者工作强度，采用固态信号放大器提升对信号的响应速度，提高对数据采集的精准性，通过数据后续的分析可实现对发动机推力、推进剂消耗量以及确定发动机效率。人机交互的显示控制界面，方便及时对数据进行监控以及后续数据处理，结构紧凑，方便拆卸，便于携带与运输。

附图说明

图1为分立集成系统原理图。

图2为本发明火箭发动机便携测控系统箱结构示意图。

图3为本发明火箭发动机便携测控系统箱正面结构示意图。

图4为本发明火箭发动机便携测控系统箱背面结构示意图。

图5为本发明火箭发动机便携测控系统箱面板结构示意图。

图6为本发明火箭发动机便携测控系统箱局部剖解示意图。

图中标记：1-上箱体；2-轮子；3-锁扣；4-液晶显示屏；5-电源外接口；6-风扇；7-下箱体；8-转接端子；9-稳压直流开关电源1；10-稳压直流开关电源2；11-热电偶隔离调理模块；12-传感器；13-电流隔离调理模块；14-采集卡；15-信号放大器；16-导轨；17-合页；18-拉杆；19-压力信号输入端；20-温度信号输出端；21-脉冲输出端；22-电源开关；23-usb总线口；24-键盘。

具体实施方式

现结合附图1至附图6对发明做进一步的说明，本发明的地面单机试验台控制系统主要为完成单台发动机试验而建立的小型化控制复记系统，该套控制系统主要完成单台发动机的高精度时序控制。同时具有启动、紧急关机、程序复记、阀电流采集等功能。发动机参数测量系统用于发动试验工程中温度、压力、流量等参数的测量、采集与数据处理工作。

火箭发动机测控系统箱分为两部份，该控制箱分为箱体部分和测控系统部分，箱体包括上箱体1和下箱体7，箱体部分由轮子2、液晶显示屏4、拉杆18、合页17、锁扣3、液晶显示屏4、键盘24组成。合页17通过螺钉连接固定上下两部份箱体,为保证两箱体闭合箱体外侧安装固定箱锁扣3；下箱体背面螺丝安装外置拉杆18；为方便移动在箱体外侧安装轮子2；为方便显示与操控配装液晶显示屏4与键盘24。

测控系统由转接端子8，第一稳压直流开关电源9，第一稳压直流开关电源10，热电偶隔离调理模块11，霍尔传感器12，电流隔离调理模块13，采集卡14，为art-usb2861采集卡，信号放大器15。采用稳压直流电源供电保证为设备供电的同时，为脉冲供电。控制输出系统包括压力信号输入端19、温度信号输出端20、脉冲输出端、usb总线口23。

采集控制系统实现了一种根据试验要求，结合当前先进的计算机测控技术，利用基于虚拟仪器数据采集、控制系统.设计实现了集信号采集、记录存贮等多功能为一体的测控系统。

该系统包含依托windows系统的上位机系统(labview)、信号采集卡、fpga数字控制器+ssr继电器驱动电路。该系统包含采集测量部分和控制输出两部分。其工作原理如附图1所示：采集测量部分主要功能为采集终端设备弱电流信号(4-20ma)，并将信号转化为实际压力、电流等，并显示到上位机界面(labview)。用户可通过尚上位机界面，可进行观察数据、选取通道、保存数据等操作。传感器12(霍尔压力传感器)将压力等信号转化为4-20ma电流或1-5v电压，并传输给采集板卡。采集卡14将得到的模拟信号转化为数字信号，传输给上位机系统。上位机通过daqmx驱动，将数字信号进行还原处理，得到用户需要的数据类型，例如压力(mpa)、回采电流(a)等。

控制输出系统中，labview上位机将试车脉冲时序预先加载到fpga缓存队列，根据试车指令输出脉冲信号。fpga输出高电平信号为5v电压，通过固态继电器(ssr)驱动板，实现24v/36v脉冲信号输出。

采集测量系统参数如下：

信号类型：4-20ma/2-10v模拟信号；

通道数：24ai(差分)；

分辨率：16bit；

测量精度：0.1％fs；

采样率：不小于2ks/s；

保存数据格式：tdms；

数据处理：配套软件可回放截取数据，生成excel文件；

控制输出系统参数：

通道数：8do；

最小步长：1ms(理想状态下高低电平最小周期为2ms)；

控制精度：0.2ms；

供电方式：dc5v/24v；

输出电压：dc24v/36v。

技术特征：

1.火箭发动机便携测控系统箱，其特征在于：包括箱体部分和测控系统部分，所述的箱体部分包括上箱体、下箱体、合页和拉杆，所述的上箱体和下箱体通过合页连接，所述的下箱体主板面上上端依次布置压力信号输入端、温度信号输出端、脉冲输出端和电源开关；下端左侧布置键盘，右侧布置usb总线口；所述的下箱体内置测控系统部分，所述的测控系统部分包括采集测量系统和控制输出系统所述的采集测量系统用于终端设备信号采集，所述的控制输出系统用于输出脉冲信号。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机便携测控系统箱，其特征在于：所述的下箱体背面安装拉杆，所述的上箱体打开后上箱体主板面上设置液晶显示屏。

3.根据权利要求1所述的火箭发动机便携测控系统箱，其特征在于：所述的上箱体边缘处设置有轮子和锁扣，锁扣用于闭合上下箱体。

4.根据权利要求1所述的火箭发动机便携测控系统箱，其特征在于：所述的下箱体边缘设置电源外接口和风扇。

5.根据权利要求1所述的火箭发动机便携测控系统箱，其特征在于：所述的测控系统包括转接端子，第一稳压直流开关电源，第二稳压直流开关电源，热电偶隔离调理模块，传感器，电流隔离调理模块，采集卡，信号放大器，采用稳压直流电源供电保证为设备供电的同时，为脉冲供电。

技术总结
本发明公开了一种火箭发动机便携测控系统箱，包括箱体部分和测控系统部分，所述的箱体部分包括上箱体、下箱体、合页和拉杆，所述的上箱体和下箱体通过合页连接，所述的下箱体主板面上上端依次布置压力信号输入端、温度信号输出端、脉冲输出端和电源开关；下端左侧布置键盘，右侧布置USB总线口；所述的下箱体内置测控系统部分。该系统可实现对多测试参数的实时记录与分析，通过软硬件的合理使用可实现对变占空比的测控。对后续数据的处理上方便省力，提高工作效率，降低劳动者工作强度。

技术研发人员：胡广;白龙;佟显义;陈祎航;高博;唐学来;徐微;李卓;汤崭
受保护的技术使用者：沈阳航天新光集团有限公司
技术研发日：2020.07.17
技术公布日：2020.11.27