一种飞行推进器安全控制系统及方法

技术领域

本申请属于飞机总体设计技术领域，特别涉及一种飞行推进器安全控制系统及方法。

背景技术

在航空领域，推进器广泛用于战斗设备的发射，具有结构简单、推力大、使用维护方便等优点。近年来，搭载推进器的小型技术验证飞机在超音速以及高超音速技术研究领域应用越来越广泛。使用推进器的小型飞机，可能存在如下起飞方式：第一，与涡轮发动机组合使用，起飞时使用涡轮发动机，空中飞行时使用推进器；第二，借助大型载机将小型飞机携带(助推)到高空进行投放(分离)，推进器空中点火后推动飞机持续飞行。

对于如上载机空中投放方式，推进器以及机载系统必须保证具有极高的安全性，保证在地面转运以及载机带飞过程中不会意外点火。目前机载攻击设备通用解决思路是：首先，地面转运及挂飞时攻击设备系统处于断电状态，投放前通过载机控制机载攻击设备系统上电并激活，尽量缩短机载攻击设备带电飞行时间；其次，在攻击设备投放后可以通过时序控制方法来保证先分离后点火。这种方案应用广泛，可以做到地面状态不会误触发，但是导弹系统上电后仍存在投放前误触发的可能性。

因此如何防止带有推进器的小型飞机在载机挂飞时误点火是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种飞行推进器安全控制系统及方法，以解决带有推进器的小型飞机在载机挂飞时存在的误点火的问题。

本申请的技术方案是：一种飞行推进器安全控制系统，包括飞控计算机、点火控制器、解锁及点火装置、机载蓄电池和推进装置；所述飞控计算机与点火控制器电连接，所述飞控计算机上还电连接有惯导组件和分离开关，所述机载蓄电池同时与惯导组件、飞控计算机和点火控制器电连接并供电，所述解锁及点火装置包括保险状态开关、保险状态切换作动器和点火通电回路，所述保险状态开关与飞控计算机电连接，所述推进装置与点火控制器之间设有并行设置的第一点火供电回路和第二点火供电回路，所述点火通电回路共有两组并且分别与两组保险状态切换作动器，所述第一点火供电回路和第二点火供电回路上均设有固定于载机挂架上的机械式保险销，形成点火回路开关，两组所述点火通电回路分别与推进装置上不同的点火器电连接；

当飞机处于挂飞状态时，机械式保险销插入载机挂架，控制第一点火供电回路和第二点火供电回路处于断开状态；当飞机从载机上投放后，机械式保险销与载机挂架分离，第一供电点火回路和第二供电点火回路同时接通；所述点火控制器能够向解锁及点火装置供电，所述保险状态开关能够采集两组保险状态切换作动器的状态参数并实时发送至飞控计算机。

优选地，所述机载蓄电池为恒压28V。

作为一种具体实施方式，一种飞行推进器安全控制方法，包括如下步骤：

对飞机状态进行实时判断，当飞机处于挂飞状态时，保持机械式保险销插入载机挂架，两个点火回路开关同时处于开路状态，控制第一点火供电回路和第二点火供电回路处于断开状态；

当飞机从载机投放后，机械式保险销与载机挂架自动分离，两个点火回路开关同时置于关路状态，第一点火供电回路和第二点火供电回路同时接通；

在机械式保险销与载机挂架分离后，分离开关触发，飞控计算机以低延时接收到“已分离”指令，形成‘推进器点火’指令的必要条件1；

当飞机从载机投放后，飞控计算机实时接收惯导组件传递来的飞机姿态信息，形成‘推进器点火’指令的必要条件2；

当必要条件1和2同时满足后，飞控计算机向点火控制器发出“解保险”指令，点火控制器向保险状态切换作动器供电，直至两组点火通电回路同时接通，在点火通电回路接通后，保险状态开关将“已解锁”回传至飞控计算机，形成‘推进器点火’指令的必要条件3；

飞控计算机接收到‘已分离’指令后开始计时，预定的分离后飞行时间为形成‘推进器点火’指令的必要条件4；

在推进器点火的必要条件1-4均满足后，飞控计算机向点火控制器发出“点火”指令，点火控制器向两组点火通电回路持续输出恒定电压、电流，两组点火器在电流作用下引爆并点燃推进器。

优选地，当必要条件1和2同时满足后，点火控制器向保险状态切换作动器持续供电1.5s；在推进器点火的必要条件1-4均满足后，点火控制器向两组点火通电回路持续输出恒定电压、电流的持续时间不小于0.2s。

优选地，在飞机与推进器分离前，飞控计算机实时检测保险状态信号，判断是否出现“已解锁”指令，若是，则飞控计算机即刻向点火控制器发出‘上保险’指令。

优选地，在飞机与推进器分离后，所述惯导组件能够实时获取飞机加速度信息，并通过飞机加速度信息来判断推进器是否已工作，如未工作，则飞控计算机重复依次发出‘解保险’、‘点火’指令；如依然未工作，则飞控计算机向点火控制器持续发出‘上保险’指令并使飞机进入返场回收流程。

优选地，所述点火器引爆后点火控制器采集点火通电回路内的信息并实时判断点火通电回路是否出现短路，若是则自动切断点火控制器。

本申请的一种飞行推进器安全控制系统及方法，包括飞控计算机、点火控制器、解锁及点火装置、机载蓄电池和推进装置。推进装置与点火控制器之间设有并行设置的第一点火供电回路和第二点火供电回路，点火通电回路共有两组并且分别与两组保险状态切换作动器，第一点火供电回路和第二点火供电回路上均设有固定于载机挂架上的机械式保险销，形成点火回路开关；当飞机从载机上投放后，机械式保险销与载机挂架分离，第一供电点火回路和第二供电点火回路同时接通。在分离开关和惯导组件分别发出“已分离”指令和飞行姿态信息并发送点火控制器后，进行程序自动点火，从而有效实现点火的稳定性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为本申请整体结构示意图。

1、飞控计算机；2、点火控制器；3、解锁及点火装置；4、机载蓄电池；5、推进装置；6、惯导组件；7、分离开关；8、保险状态开关；9、保险状态切换作动器；10、机械式保险销；11、第一点火供电回路；12、第二点火供电回路；13、点火通电回路；14、点火器。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

一种飞行推进器安全控制系统，如图1所示，包括飞控计算机1、点火控制器2、解锁及点火装置3、机载蓄电池4和推进装置5。

飞控计算机1与点火控制器2电连接，飞控计算机1上还电连接有惯导组件6和分离开关7，机载蓄电池4同时与惯导组件6、飞控计算机1和点火控制器2电连接并供电，解锁及点火装置3包括保险状态开关8、保险状态切换作动器9和点火通电回路13，保险状态开关8与飞控计算机1电连接。

推进装置5与点火控制器2之间设有并行设置的第一点火供电回路11和第二点火供电回路12，点火通电回路13共有两组并且分别与两组保险状态切换作动器9，第一点火供电回路11和第二点火供电回路12上均设有固定于载机挂架上的机械式保险销10，形成点火回路开关，两组点火通电回路13分别与推进装置5上不同的点火器14电连接。

当飞机处于挂飞状态时，其挂载于运载飞机上，运载飞机即为载机，机械式保险销10插入载机挂架，控制第一点火供电回路11和第二点火供电回路12处于断开状态；当飞机从推进装置5上投放后，机械式保险销10与载机挂架分离，第一供电点火回路和第二供电点火回路同时接通；点火控制器2能够向解锁及点火装置3供电，保险状态开关8能够采集两组保险状态切换作动器9的状态参数并实时发送至飞控计算机1。

通过采用机械式保险销10作为第一供电点火回路和第二供电点火回路的点火回路开关，以飞机的挂载飞行状态和推进装置5上投放作为开关触发的节点，能够准确无误地判断飞机是否从推进装置5上投放。

这样在飞机处于挂载飞行状态时，通过对第一供电点火回路和第二供电点火回路内机械式保险销10状态的判断，也就完全防止了误点火的可能性。

分离开关7和惯导组件6在接收到飞机从推进装置5上投放的状态后，分别发出“已分离”指令和飞行姿态信息；点火控制器2在接收到“已分离”指令和飞行姿态信息后，控制点火通电回路13点火，并在预定的分离后飞行时间进行推进器点火，这样通过多重保险实现程序自动点火，从而有效实现点火的稳定性。

并且通过采用双开关控制的两组点火回路，在一组点火回路发生少量异常时通过功率的调配也能够稳定地实现程序自动点火，从而提升可靠性和安全性。

优选地，机载蓄电池4为恒压28V，以保证供电稳定。

作为一种具体实施方式，还包括一种飞行推进器安全控制方法，具体包括如下步骤：

步骤S100，对飞机状态进行实时判断，当飞机处于挂飞状态时，保持机械式保险销10插入载机挂架，两个点火回路开关同时处于开路状态，控制第一点火供电回路11和第二点火供电回路12处于断开状态；

步骤S200，当飞机从载机投放后，机械式保险销10与载机挂架自动分离，两个点火回路开关同时置于关路状态，第一点火供电回路11和第二点火供电回路12同时接通；

步骤S300，在机械式保险销10与载机挂架分离后，分离开关7触发，飞控计算机1以低延时接收到“已分离”指令，形成‘推进器点火’指令的必要条件1；

步骤S400，当飞机从载机投放后，飞控计算机1实时接收惯导组件6传递来的飞机姿态信息，形成‘推进器点火’指令的必要条件2；

步骤S500，当必要条件1和2同时满足后，飞控计算机1向点火控制器2发出“解保险”指令，点火控制器2向保险状态切换作动器9供电，直至两组点火通电回路13同时接通，在点火通电回路13接通后，保险状态开关8将“已解锁”回传至飞控计算机1，形成‘推进器点火’指令的必要条件3；

步骤S600，飞控计算机1接收到‘已分离’指令后开始计时，预定的分离后飞行时间为形成‘推进器点火’指令的必要条件4；

步骤S700，在推进器点火的必要条件1-4均满足后，飞控计算机1向点火控制器2发出“点火”指令，点火控制器2向两组点火通电回路13持续输出恒定电压、电流，两组点火器14在电流作用下引爆并点燃推进器。

通过设置4个必要条件作为点火的必要条件，在任一必要条件不满足时，均无法实现推进器的点火，从而有效提升了安全性和可靠性。

优选地，当必要条件1和2同时满足后，点火控制器2向保险状态切换作动器9持续供电1.5s，保证供电充足。在推进器点火的必要条件1-4均满足后，点火控制器2向两组点火通电回路13持续输出恒定电压、电流的持续时间不小于0.2s，以保证点火的高效性。

优选地，在飞机与推进器分离前，飞控计算机1实时检测保险状态信号，判断是否出现“已解锁”指令，该指令代表机械式保险销10与机体脱离，也即是代表出现了异常，若是，则飞控计算机1即刻向点火控制器2发出‘上保险’指令，从而有效防止推进器的误点火。

优选地，在飞机与推进器分离后，惯导组件6能够实时获取飞机加速度信息，并通过飞机加速度信息来判断推进器是否已工作，如未工作，则飞控计算机1重复依次发出‘解保险’、‘点火’指令；如依然未工作，则飞控计算机1向点火控制器2持续发出‘上保险’指令并使飞机进入返场回收流程。通过双重判定的方式对推进器工作状态的检测，从而在推进器发生异常时能够及时停止点火流程，防止发生进一步的损失。

优选地，点火器14引爆后点火控制器2采集点火通电回路13内的信息并实时判断点火通电回路13是否出现短路，若是则自动切断点火控制器2，以防止在短路后造成进一步的损失。

最后应说明的几点是：首先，在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变，则相对位置关系可能发生改变；

其次：本发明公开实施例附图中，只涉及到与本公开实施例涉及到的结构，其他结构可参考通常设计，在不冲突情况下，本发明同一实施例及不同实施例可以相互组合；

最后：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。