[发明专利]火箭测量系统及故障检测方法

说明书

本发明公开了一种火箭测量系统及故障检测方法。火箭测量系统包括处理器和多个检测装置。其中处理器和多个检测装置之间通过电缆彼此串联以形成环形网状结构，从而处理器和多个检测装置的任一个发送的信号均可被配置于环形网络结构中的其余设备所接收。多个检测装置用于检测运载器的状态参数信号，处理器用于获取运载器所处飞行阶段的信号，并根据飞行阶段向所述多个检测装置发送信号获取指令，其中信号获取指令中包含对应多个检测装置至少之一的地址信息。多个检测装置接收信号获取指令，且与地址信息匹配的检测装置向处理器返回所检测的状态参数信号。本发明提出的火箭测量系统，可以方便的进行测量点的扩充以及故障电缆的更换，极大的提高了测量系统的通用性。

本申请为2018年5月28日提交的，名称为“航天运载器测量系统”，申请号为“201810521376.5”的发明专利的分案申请。

技术领域

本发明涉及火箭测量技术领域，具体涉及一种火箭测量系统及故障检测方法。

背景技术

为了确保航天运载器(例如，运载器可以为火箭或导弹)工作正常，需要对其飞行过程中的各类参数进行检测。例如，这些参数可以包括电量参数和非电量参数。其中，非电量参数包括温度、压力、振动和噪声等。在非电量参数的检测中，通常采用电测传感器对非电量参数进行敏感，并将其变换为0-5V的标准电压信号。运载器对非电量参数的采集一般采用分级就近采编的系统架构。即各子级配置换流器和采编器，以分别用于对本级的各传感器进行供电和参数采编。经过采编后的非电量参数通过遥测设备无线下传。

为了简化线路，传感器一般采用不平衡的单端信号输出模式，即二次电源和非电量信号共地。例如，换流采编器可以同时具有二次电源输出和信号采编功能，且各传感器和换流器之间通过电缆网电气连接。

然而，现有的运载器测量系统架构不灵活，且对于不同火箭，常常需要对测量系统的电缆网进行重新设计与布置，从而延长了研制周期，增加了生产成本。

此外，现有的测量系统在运载器的起飞阶段和加速阶段采样时，并没有根据运载器所处的飞行阶段对采样的频率和信号类别加以区分，从而会导致采样信号过多或者过杂，从而不利于对运载器状态的精确测量，甚至可能会造成采样参数信号的干扰。

发明内容

针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种火箭的测量系统及故障检测方法。该测量系统架构灵活、维修方便，可以方便的进行测量点的扩充以及故障电缆的更换。

本发明提供了一种火箭测量系统及故障检测方法。该火箭测量系统包括处理器和多个检测装置；其中所述处理器和所述多个检测装置之间通过电缆彼此串联以形成环形网状结构，从而在所述环形网状结构的通信正常时，所述处理器和所述多个检测装置的任一个发送的信号均可被配置于所述环形网络结构中的其余设备所接收；其中，所述多个检测装置用于检测运载器的状态参数信号，所述处理器用于根据运载器所处的飞行阶段选择向所述多个检测装置发送信号获取指令的类型和频率的至少之一，其中所述信号获取指令中包含对应所述多个检测装置至少之一的地址信息；所述多个检测装置接收所述信号获取指令，并且与所述地址信息匹配的检测装置向所述处理器返回所检测的状态参数信号。

在一个实施例中，所述飞行阶段包括起飞阶段和加速阶段；其中，在运载器处于起飞阶段时，所述信号获取指令包括用于获取针对运载器的发动机温度和压力的参数信号、用于获取针对运载器加速度和过载参数的信号；且所述处理器发送信号获取指令的频率在运载器点火后的起飞阶段内随时间的推移而减小；以及在运载器处于加速阶段时，所述信号获取指令包括用于获取针对运载器的速度、振动和噪声的参数信号。

在一个实施例中，在运载器处于起飞阶段时，所述处理器发送信号获取指令的采样频率f与时间t的关系满足：f＝a(1/t)ⁿ+b，其中，f为正数，0≤a≤1,0≤n≤1，0≤t≤1，b≥100。

在一个实施例中，在运载器处于加速阶段时，所述处理器发送的信号获取指令的采样频率随时间的推移先增加后减小。