一种用于飞行器发射时的起飞零点检测电路及控制系统的制作方法

1.本技术涉及飞行器发射控制技术领域，更具体地，涉及一种用于飞行器发射时的起飞零点检测电路及控制系统。


背景技术：

2.在火箭等飞行器发射领域，起飞零点时刻至关重要，不但火箭等飞行器需要采集起飞零点时刻用于飞行控制、时间同步和解除保护等功能，地面发控系统以及地面测控站同样需要采集起飞零点，用于遥测时间同步、高速摄影同步和判断是否起飞等功能。
3.现有火箭点火发射飞行零秒检测方法为在脱落插座内部和脱落插头内部分别设计一组短接点，火箭等飞行器和地面发控系统/测控系统实时采集短接点状态，当火箭起飞时，脱落插座与脱落插头分离，短接点处可以采集到通
→
断的变化信号，该信号即为飞行零点时刻。
4.在火箭等飞行器地面测试、某些单项功能测试或地面系统联试时，均需要获取模拟的起飞零点时刻，但对于某些大型火箭或者重型火箭等飞行器来说，脱落插头的机械分离操作十分复杂，且需要频繁地物理拔插脱落插头，十分不便。因此，现有方法并不适用于频繁地模拟测试。


技术实现要素：

5.针对现有技术的至少一个缺陷或改进需求，本实用新型提供了一种用于飞行器发射时的起飞零点检测电路，用以解决如何既能适配实际发射又能适配频繁的模拟发射从而可在脱落插座和插头不分离的情况下获取起飞零点时刻的技术问题。
6.为实现上述目的，本实用新型提供了一种用于飞行器发射时的起飞零点检测电路，包括：第一检测电路和第二检测电路；
7.所述第一检测电路包括第一电磁继电器和第一固态继电器；
8.所述第一电磁继电器包括第一常闭触点和第二常闭触点，所述第一常闭触点能够分别连接脱落插座的第一触点和第二触点，所述第二常闭触点能够分别连接所述脱落插座的第三触点和第四触点；
9.所述第一固态继电器用于控制所述第一常闭触点和所述第二常闭触点的开闭；所述第一常闭触点和所述第二常闭触点的开闭检测用于在所述飞行器侧获取所述飞行器的起飞零点时刻；
10.所述第二检测电路包括第二电磁继电器和第二固态继电器；
11.所述第二电磁继电器包括第三常闭触点和第四常闭触点，所述第三常闭触点能够分别连接所述脱落插座的第五触点和第六触点，所述第四常闭触点能够分别连接所述脱落插座的第七触点和第八触点；
12.所述第二固态继电器用于控制所述第三常闭触点和所述第四常闭触点的开闭；所述第三常闭触点和所述第四常闭触点的开闭检测用于在发射控制系统侧获取所述飞行器
的起飞零点时刻。
13.进一步地，所述第一固态继电器和所述第二固态继电器的控制信号为5v/悬空。
14.进一步地，所述第一检测电路包括第一续流二极管和/或所述第二检测电路包括第二续流二极管；
15.所述第一续流二极管与所述第一电磁继电器并联，所述第二续流二极管与所述第二电磁继电器并联；
16.所述第一续流二极管和所述第二续流二极管用于在对应并联的电磁继电器关断时消除控制线包端的反向感应电动势。
17.进一步地，所述第一常闭触点和所述第二常闭触点的开闭检测用于在所述飞行器侧获取所述飞行器的起飞零点时刻具体为：
18.所述第一常闭触点和所述第二常闭触点的开闭状态变化的信号中先到达的信号的时刻作为飞行器侧获取的所述飞行器的起飞零点时刻。
19.进一步地，所述第三常闭触点和所述第四常闭触点的开闭检测用于在发射控制系统侧获取所述飞行器的起飞零点时刻具体为：
20.所述第三常闭触点和所述第四常闭触点的开闭状态变化的信号中先到达的信号的时刻作为发射控制系统侧获取的所述飞行器的起飞零点时刻。
21.本实用新型还提供了一种用于飞行器发射时的控制系统，所述控制系统包括上述任一项所述的检测电路，所述控制系统用于控制所述飞行器的发射。
22.总体而言，通过本实用新型所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
23.本技术公开的一种用于飞行器发射时的起飞零点检测电路采用了继电器逻辑控制的方式来实现飞行器发射飞行的零秒检测以及模拟产生飞行零秒。该检测电路既满足了正式发射时脱落插座和脱落插头分离时零秒检测应用的需求，又能在脱落插座和脱落插头不分离的情况下通过继电器逻辑模拟产生飞行零点，从而避免了为获取某些飞行器在发射时的起飞零点而需要分离操作复杂的频繁拔插脱落插头的情形，便于多种测试流程的频繁使用，扩展了起飞零点检测电路的适配范围。
附图说明
24.为了更清楚地说明本技术实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术中所需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技术的一些实施例，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。
25.图1为本技术实施例提供的用于飞行器发射时的起飞零点检测电路的电路示意图；
26.图2为本技术实施例提供的脱落插座和脱落插头的触点排布示意图。
具体实施方式
27.为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释
本实用新型，并不用于限定本实用新型。此外，下面所描述的本实用新型各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
28.本技术的说明书、权利要求书或上述附图中的术语“第一”、“第二”或“第三”等是用于区别不同对象，而不是用于描述特定的顺序。此外，术语“包括”和“具有”以及它们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。例如包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备并没有限定于已列出的步骤或单元，而是可选地还可以包括没有列出的步骤或单元，或可选地还可以包括对于这些过程、方法、产品或设备固有的其他步骤或单元。
29.结合图1和图2，在一个实施例中，以火箭这种飞行器为例，一种用于火箭发射时的起飞零点检测电路包括位于图1上半部分的第一检测电路和位于图1下半部分的第二检测电路。更具体的，包括电磁继电器k1和k2,固态继电器k3和k4，续流二极管v1和v2,电阻r1、r2、r3和r4，如图1所示。
30.结合图1和图2可以看出，电磁继电器k1含有两个常闭触点(图1上半部分连接bb1-和bb2-的两个常闭触点)，两个常闭触点通过开关可分别将脱落插座的1，2触点连接、将脱落插座的3，4触点连接。
31.电磁继电器k2含有两个常闭触点(图1下半部分连接dc1-和dc2-的两个常闭触点)，两个常闭触点通过开关可分别将脱落插座的5，6触点连接、将脱落插座的7，8触点连接。
32.固态继电器k3控制电磁继电器k1的两个常闭触点的开闭，即控制触点1与2、触点3与4的闭合与关断；固态继电器k4控制电磁继电器k2的两个常闭触点的开闭，即控制触点5与6、触点7与8的闭合与关断。固态继电器k3与k4的控制信号为5v/悬空。
33.v1为电磁继电器k1的续流二极管，v2为电磁继电器k2的续流二极管，用于在对应并联的电磁继电器关断时消除继电器控制线包端的反向感应电动势。
34.地面的测试发射控制系统上电后，固态继电器k3与k4的控制信号为悬空，各电磁继电器处于图1所示的常闭触点位置。当火箭点火起飞发射时，脱落插座与脱落插头分离，火箭端检测1、2触点之间，3、4触点之间通断状态的变化，经过防抖处理后，通过判断最先到达的信号即为起飞零点时刻。
35.地面的测试发射控制系统端检测5、6触点之间，7、8触点之间通断状态的变化，经过防抖处理后，通过判断最先到达的信号即为起飞零点时刻。
36.以上为火箭正式点火起飞的情形下火箭点火发射飞行零秒的获取过程。
37.在某些单项功能测试时、某些系统合练状态中或者大型重型火箭脱落插头插座不方便分离的系统应用中，可在地面进行模拟测试，在模拟起飞时刻通过地面的测试发射控制系统发送控制信号io1与io2，电磁继电器k1、k2的常闭触点起初是闭合态，进而令常闭触点断开来模拟火箭的起飞零点，此时，脱落插座与脱落插头不用分离。火箭端检测1、2触点之间，3、4触点之间通断状态的变化，经过防抖处理后，通过判断最先到达的信号即为起飞零点时刻。地面的测试发射控制系统端检测5、6触点之间，7、8触点之间通断状态的变化，经过防抖处理后，通过判断最先到达的信号即为起飞零点时刻。
38.在一个实施例中，还提供一种用于飞行器发射时的测试发射控制系统，所述测试发射控制系统包括上述的用于飞行器发射时的起飞零点检测电路，所述测试发射控制系统处于地面，用于控制所述飞行器的发射。
39.本技术的检测电路通过电磁继电器通断的模拟方式，模拟了飞行零点时刻的通断信号，用于火箭和地面测试发控系统采集飞行零点，十分方便地应用于脱落插座机构复杂以及大型重型火箭等机械分离繁琐的系统应用中。该检测电路不影响正常点火发射时飞行零秒的检测，同时避免了地面多次模拟测试需要频繁开展火箭机械分离的繁琐过程，大大简化了地面测试过程中的复杂程度。
40.以上所述仅为本公开的示例性实施例，不能以此限定本公开的范围。即但凡依本公开教导所作的等效变化与修饰，皆仍属本公开涵盖的范围内。本领域技术人员在考虑说明书及实践这里的公开后，将容易想到本公开的其他实施方案。本技术旨在涵盖本公开的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本公开的一般性原理并包括本公开未记载的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本公开的范围和精神由权利要求限定。
41.以上实施例的各技术特征可以进行任意地组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行详细描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
42.本领域的技术人员容易理解，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、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。