[发明专利]固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统

说明书

本发明公开的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统，属于固体火箭发动机旋转试验领域。本发明包括控制系统、测量系统、数据采集与存储系统及安全系统。当试验所需高速自旋试验台转速小于等于2000rpm时，通过低速信号传输模块采用现有技术中的滑环进行控制信号和试验数据的传输，实现控制高速自旋试验台；当试验所需高速自旋试验台转速为2000‑20000rpm时，高速控制信号和试验数据传输通过无线传输模块进行控制信号的传输，实现控制高速自旋试验台和传输试验数据。本发明能够对固体火箭发动机高速自旋试验台进行控制，并能够实现高速自旋条件下试验数据的采集和存储，从而满足控制台对高速自旋台上试验装置的控制以及其测试数据的有效传输。所述的高速速度范围指2000‑20000rpm。

技术领域：

本发明属于固体火箭发动机旋转试验领域，尤其涉及高速自旋转条件下试验系统的控制和测量。

背景技术：

旋转试验系统是航空、航天、汽车等领域的重要试验装备，能够在实验室模拟飞机、导弹、汽车等在实际工作条件下高速旋转部件的运动状态，从而开展飞机、导弹、汽车等整机及其相关部件在高速旋转条件下的试验研究。可以极大的提高航空、航天、汽车等领域试验技术的发展。

高速自旋条件下的航空发动机、导弹、固体火箭发动机、推进剂性能的试验研究手段，对提高航空发动机、固体火箭发动机等装备的性能有非常重要的作用。

开展固体火箭发动机内弹道性能和固体推进剂在高速自旋条件下燃烧性能研究，对改进固体推进剂装药的加工工艺和改善装药的力学性能具有重要影响，是装备型号研制的技术支撑，对提高固体发动机性能具有重要的理论意义和工程应用价值。

固体火箭发动机高速自旋试验台是开展自旋试验的基础，现有试验台的测量控制方案未能满足高达20000rpm转速下控制信号和测量数据的有效、稳定的传输。

中国实用新型专利(专利申请号：201720667933.5)公开了一种“多功能测控试验装置及多功能测控系统”，该实用新型的多功能测控试验装置将基于PLC控制器的检测、控制等功能集于一体，能够对压力、温度等检测，且能够对变频器、步进电机等进行控制。该测控系统仅可用于一般试验装置控制和测量，不能满足于高速旋转条件下的测控信号数据的传输。

发明内容：

本发明公开的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统目的在于：提供一种应用于固体火箭发动机高速自旋试验台的测控系统，能够对固体火箭发动机高速自旋试验台进行控制，并能够实现高速自旋条件下试验数据的采集和存储，从而满足控制台对高速自旋台上试验装置的控制以及其测试数据的有效传输。所述的高速速度范围指2000-20000rpm。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的固体火箭发动机高速自旋试验台测控系统，包括控制系统、测量系统、数据采集与存储系统及安全系统。

被测对象为固体火箭发动机，被控对象为高速自旋试验台面，被测对象和被控对象统称工作部分。所述高速自旋试验台包括驱动部分、传动部分和工作部分。所述的驱动部分主要由变频电机为高速自旋试验台提供动力。所述的传动部分与所述的驱动部分相连，所述的传动部分主要由传动轴和增速箱组成。变频电机用于将增速器前段带动到千转量级，固体火箭发动机固定在工作部分的高速自旋试验台面上进行试验，利用增速箱将工作部分带到20000rpm以上所需的转速。

控制系统用于控制变频电机，从而控制高速自旋试验台面启动、停止、运转转速以及控制固体火箭发动机点火时序。控制系统包括远端控制台、点火电路。

测量系统用于对固体火箭发动机及高速自旋试验台面所产生的数据信号进行测量。测量系统根据测试需要选用相应类型传感器和信号调理传输电路，所述的传感器包括压力传感器、温度传感器、推力传感器、转速传感器、振动传感器。