一种飞行器舵机舵锁解锁控制电路的制作方法

1.本发明属于飞行器舵锁控制技术领域，涉及一种飞行器舵机舵锁解锁控制电路。


背景技术：

2.飞行器因安全需要，通常需要舵机有一个固定的初始位置，舵机需要通过舵锁来维持固定的初始位置。飞行器处于测试模式(如地面测试模式、战备执行任务等工况)，需要舵机处于锁止状态；飞行器处于工作状态，需要舵锁处于解锁状态。舵锁可靠锁止、解锁和维持解锁状态，关系到飞行器执行任务成败。
3.工作模式：本发明所述工作模式是指飞行器依靠自身能源系统完成工作任务的模式。
4.测试模式：本发明所述测试模式是指飞行器依靠外部能源(如地面电源或者飞机机载电源)系统完成功能测试的模式。
5.舵锁通常是通过电磁吸合力完成解锁，舵锁在电路中通常等效为电阻和电感，需要通过电流产生电磁吸合力，在电气设计中需要根据飞行器实际工况确定舵锁类型。舵锁启动解锁时，为克服负载力矩需要较大电流，一旦解锁完成，只需要较低电流克服振动等工况维持解锁状态。舵机处于测试状态，不用考虑较大负载力矩解锁工况，对电流需求相对较低。根据舵锁这一特性，舵锁控制电路设计需要考虑其使用工况、发热、飞行器能源等因素。
6.根据飞行器自身能源系统特点，通常可以选择采用低压解锁(控制电压解锁)或者高压解锁(功率电源解锁)。低压解锁和维持解锁状态通常需要较大电流，对飞行器上控制电源要求较高，而且大电流长期工作带来舵锁发热问题。高压解锁和维持解锁状态可以借用飞行器上高压功率电源，因高压功率电源能量较为充足，能够满足飞行器在执行任务时舵机可靠解锁和维持解锁状态，同时测试模式高电压对测试人员和测试设备要求较高，需要考虑避免测试设备或者测试人员引入安全隐患。


技术实现要素：

7.针对上述问题，本发明提出一种飞行器舵机舵锁解锁控制电路，充分利用飞行器上能源系统特点，兼顾飞行器测试模式和工作模式特点，满足飞行器舵机可靠且安全解锁。
8.本发明的技术方案是：一种飞行器舵机舵锁解锁控制电路，包括舵锁电压采集电路，外部指令接收电路，逻辑运算电路，隔离dc/dc及其控制端电路，多能源自动识别电路；其中，
9.所述舵锁电压采集电路与舵锁并联，其采集信号输出至所述逻辑运算单元，用于采集舵锁两端电压或者电阻r1两端电压，并通过模拟数字转换器转化为数字信号传递给所述逻辑运算电路，该电路需要实现舵锁和舵锁电压采集电路隔离；
10.所述外部指令接收电路用于接收外部测试指令，采用通用rs422串行通信接口，其一端和所述逻辑运算电路相连；
11.所述逻辑运算电路，通过读取所述舵锁电压采集电路采集的电压信号和外部指令
信号，并进行逻辑运算，实时判定隔离dc/dc控制端是否给定打开控制信号；所述逻辑运算电路用于逻辑计算舵锁是否需要控制电源参与控制；
12.所述隔离dc/dc及其控制端电路和外部控制电源相连接，并受控制端电路控制，并输出电压u1；隔离dc/dc和控制端电路相连；所述隔离dc/dc及其控制端电路实现控制电源与舵锁驱动电路之间隔离和供电；
13.所述多能源自动识别电路，通过二极管v1和v2和飞行器上功率电源实现连接，通过二极管v3和v4和飞行器上控制电源实现连接；所述多能源自动识别电路包含一个电路r1，用于电路中静电释放；所述多能源自动识别电路包含一个二极管v5，用于电路中储存电能释放；所述多能源自动识别电路现舵锁自动选择供电能源；
14.所述控制电源、控制电源回线为飞行器上能源系统提供的控制电源；所述功率电源、功率电源回线为飞行器上能源系统提供的功率电源；两种电源为飞行器提供本舵锁解锁控制电路使用。
15.优选地，基于现有飞行器能源特点，兼顾飞行器测试模式和工作模式不同需求，优先自动判别工作模式，在工作模式下自动采用飞行器上功率电源能源实现舵锁电路解锁和维持解锁状态，保证飞行器执行任务安全性和可靠性；其在测试模式下，能够根据需要决定舵锁是否打开，采用控制电源实现飞行器舵机舵锁可控解锁和维持解锁状态，降低飞行器测试时对测试设备和人员高要求。
16.优选地，所述舵锁电压采集电路，包含r10和r11组成的分压电路，实现将舵锁较高电压按比例调整为较低电压，分压后电压通过r12连接至线性隔离电路n10器件2号引脚；线性隔离电路n10通过线性隔离变换将采集的舵锁电压变为同比例的差分电压，然后通过n11运算放大器电路按比例运算得到采集电压模拟量，通过r17和c13构成的rc铝箔网络给到ad转换器，通过ad转换器将舵锁电压采集电路采集的模拟电压信号转化为数字信号。
17.优选地，该电路包含逻辑运算电路，决定舵锁控制端状态，从而决定是否需要控制电源参与舵锁解锁；其基本流程为：逻辑运算电路接收外部指令功能模式说明，同时读取舵锁两端电压，当得到舵锁两端电压高于u1+δu其中，u1为n1模块输出额定电压，δu为设定误差量，为防止电路误判，且没有收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于工作模式，该模式下，为减少舵锁对控制电源能源需求，需要通过控制端关闭隔离dc/dc n1；当得到舵锁两端电压高于u1+δu且收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于测试模式，该模式下，需要通过控制端打开隔离dc/dc n1；当得到舵锁两端电压不高于u1+δu且收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于测试模式，该模式下，需要通过控制端打开隔离dc/dc n1；当得到舵锁两端电压不高于u1+δu且没有收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于测试模式，该模式下，为减少舵锁对控制电源能源需求，需要通过控制端关闭隔离dc/dc n1。
18.优选地，测试模式下，具备判定舵锁解锁电路输出电压是否成功，工作模式下能够实时监测舵锁两端电压。
19.优选地，所述隔离dc/dc及其控制端电路，其控制端受逻辑运算电路控制，并决定隔离dc/dc打开还是关闭；控制端电路为一个光电耦合器构成的电路，n2输入端为电流驱动信号，当逻辑运算电路输出高电平，电流通过n2内部发光二极管，导致n1控制端出现低电平，此时n1处于关闭状态，控制电源不对舵锁输出能源；当逻辑运算电路输出低电平，无电
流通过n2内部发光二极管，导致n1控制端出现高电平，此时n1处于打开状态，控制电源具备对舵锁输出能源条件。
20.优选地，所述逻辑运算电路为单片机，dsp，fpga或者arm运算芯片构成的电路。
21.与现有技术相比，本发明有以下优点：
22.(1)充分利用飞行器现有能源系统特点，采用功率电源作为舵锁解锁主控电源，满足飞行器在工作模式时，舵锁解锁控制安全性和可靠性。
23.(2)充分利用飞行器现有能源系统特点，采用控制电源作为舵锁解锁辅助电源，满足舵机舵锁在测试模式时，舵机具备解锁控制功能，满足飞行器功能测试或者自检需求。
24.(3)降低测试人员在飞行器测试和维护过程中因误操作引起飞行器安全隐患问题。同时因减少测试设备要求，规避因测试设备造成安全隐患问题，给用户测试带来方便。
25.(4)工作模式优先级别较高，电路具备自动识别工作模式功能，并优先保持舵锁解锁安全性和可靠性。
26.(5)测试模式优先级别较低，测试模式条件下，飞行器通常只进行功能测试和检查，降低对测试设备能源需求。同时测试模式舵锁处于受控状态，有利于测试条件受限条件下，有限能源合理利用。
27.(6)本发明充分利用飞行器现有能源系统特点，设计电路简单，易于实现，占用体积较小，便于飞行器内部安装或者集成到其他电路中使用。
附图说明
28.图1为本发明实施例的飞行器舵机舵锁解锁控制原理图；
29.图2为本发明实施例的舵锁解锁判定逻辑；
30.图3为本发明实施例的控制端电路设计；
31.图4为本发明实施例的舵锁电压采集电路。
具体实施方式
32.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
33.参考图1，本发明飞行器舵机舵锁解锁控制电路包含舵锁电压采集电路，外部指令接收电路，逻辑运算电路，隔离dc/dc及其控制端电路，多能源自动识别电路；其中：
34.舵锁电压采集电路输入为舵锁两端电压，并将采集到的模拟信号转化为数字信号，输出连接到逻辑运算电路。逻辑运算电路输入为外部指令接收电路输入指令和舵锁电压采集电路采集的舵锁两端电路，经过逻辑运算后，输出到隔离dc/dc及其控制端电路，决定隔离dc/dc开通和关闭。隔离dc/dc及其控制端电路其控制端输入为逻辑运算电路输出隔离dc/dc开通和关闭信号经过光电隔离后，输出状态决定隔离dc/dc开通和关闭。隔离dc/dc输入端连接控制电源，当隔离dc/dc开通后，控制电源具备对舵锁输出能源条件，当隔离dc/dc关闭后，控制电源将和舵锁电路实现隔离，无能源输出给舵锁。多能源自动识别电路主动识别隔离dc/dc电压和功率电源状态，并将能源输出给舵锁，决定舵锁开通或者关断。
35.舵锁电压采集电路实时采集舵锁两端电压(图1中r1或者舵锁两端电压)，并将采集电压信号反馈给逻辑运算电路。舵锁电压采集电路包含电阻分压电路(图4)，分压电路由
r10和r11组成，r10一端连接舵锁高电压一端(ds-u)，r10一端和r11直接相连，r11另外一端和舵锁低电压一端(ds-u-h)相连，该电路将舵锁两端高电压按照一定比例调整为适合电路处理的低电压。舵锁电压采集电路包含线性隔离电路(图4中n10、c10、c11)，将舵锁端电压和舵锁电压采集实现隔离，避免电路之间相互串扰，同时该电路采集舵锁电压(r12输出ds-u-s)转化为差分电压信号(图4中，ds-u-s+和ds-u-s-)。舵锁电压采集电路包含运算放大器构成的比例电路(图4中n11，r13，r14，r15，r16组成电力路)，将前级线性隔离器件输出差分信号按比例转化为同比例的单端信号通过r17和c13构成的rc滤波电路后给到模数转化器(ad)。模数转化器将得到的舵锁电压由模拟量转化为数字量，并输出给逻辑运算电路。
36.外部指令接收电路通过通信电路(本电路中使用串行rs422构成电路)接收舵机工作模式和测试模式说明。
37.逻辑运算电路(图1中)接收舵锁电压采集电路采集的舵锁电压和外部指令接收电路输入的工作模式说明，经过逻辑运算决定隔离dc/dc是否打开。具体判定逻辑为(参考图2)：当得到舵锁两端电压高于u1+δu(u1为n1模块输出额定电压，δu为设定误差量，为防止电路误判)且没有收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于工作模式，该模式下，为减少舵锁对控制电源能源需求，需要通过控制端关闭隔离dc/dc n1；当得到舵锁两端电压高于u1+δu且收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于测试模式，该模式下，需要通过控制端打开隔离dc/dc n1；当得到舵锁两端电压不高于u1+δu且收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于测试模式，该模式下，需要通过控制端打开隔离dc/dc n1；当得到舵锁两端电压不高于u1+δu且没有收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于测试模式，该模式下，为减少舵锁对控制电源能源需求，需要通过控制端关闭隔离dc/dc n1。
38.隔离dc/dc及其控制端电路由一个隔离dc/dc n1及其控制端电路组成，该电路开通关断受逻辑运算电路控制。当逻辑运算电路输出高电平，电流通过n2(图3)内部发光二极管，导致n1控制端出现低电平，此时n1处于关闭状态，控制电源不对舵锁输出能源。当逻辑运算电路输出低电平，无电流通过n2内部发光二极管，导致n1控制端出现高电平，此时n1处于打开状态，控制电源具备对舵锁输出能源条件。
39.多能源自动识别电路由多只二极管和电阻组成，通过二极管v1和v2和飞行器上功率电源实现连接，并能将功率电源能量输出给舵锁；通过二极管v3和v4和隔离dc/dc输出端相连，并能将隔离dc/dc(能量来自控制电源)能量输出给舵锁。舵锁两端能量具体来自那个电源，由逻辑运算电路最终决定。该电路包含一个电路r1，用于电路中静电释放。该电路包含一个二极管v5，用于舵锁中储存电能释放。
40.显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。

技术特征：
1.一种飞行器舵机舵锁解锁控制电路，其特征在于，包括舵锁电压采集电路，外部指令接收电路，逻辑运算电路，隔离dc/dc及其控制端电路，多能源自动识别电路；其中，所述舵锁电压采集电路与舵锁并联，其采集信号输出至所述逻辑运算单元，用于采集舵锁两端电压或者电阻r1两端电压，并通过模拟数字转换器转化为数字信号传递给所述逻辑运算电路，该电路需要实现舵锁和舵锁电压采集电路隔离；所述外部指令接收电路用于接收外部测试指令，采用通用rs422串行通信接口，其一端和所述逻辑运算电路相连；所述逻辑运算电路，通过读取所述舵锁电压采集电路采集的电压信号和外部指令信号，并进行逻辑运算，实时判定隔离dc/dc控制端是否给定打开控制信号；所述逻辑运算电路用于逻辑计算舵锁是否需要控制电源参与控制；所述隔离dc/dc及其控制端电路和外部控制电源相连接，并受控制端电路控制，并输出电压u1；隔离dc/dc和控制端电路相连；所述隔离dc/dc及其控制端电路实现控制电源与舵锁驱动电路之间隔离和供电；所述多能源自动识别电路，通过二极管v1和v2和飞行器上功率电源实现连接，通过二极管v3和v4和飞行器上控制电源实现连接；所述多能源自动识别电路包含一个电路r1，用于电路中静电释放；所述多能源自动识别电路包含一个二极管v5，用于电路中储存电能释放；所述多能源自动识别电路现舵锁自动选择供电能源；所述控制电源、控制电源回线为飞行器上能源系统提供的控制电源；所述功率电源、功率电源回线为飞行器上能源系统提供的功率电源；两种电源为飞行器提供本舵锁解锁控制电路使用。2.所述一种飞行器舵机舵锁解锁控制电路，其特征在于：基于现有飞行器能源特点，兼顾飞行器测试模式和工作模式不同需求，优先自动判别工作模式，在工作模式下自动采用飞行器上功率电源能源实现舵锁电路解锁和维持解锁状态，保证飞行器执行任务安全性和可靠性；其在测试模式下，能够根据需要决定舵锁是否打开，采用控制电源实现飞行器舵机舵锁可控解锁和维持解锁状态，降低飞行器测试时对测试设备和人员高要求。3.如权利要求1所述的飞行器舵机舵锁解锁控制电路，其特征在于，所述舵锁电压采集电路，包含r10和r11组成的分压电路，实现将舵锁较高电压按比例调整为较低电压，分压后电压通过r12连接至线性隔离电路n10器件2号引脚；线性隔离电路n10通过线性隔离变换将采集的舵锁电压变为同比例的差分电压，然后通过n11运算放大器电路按比例运算得到采集电压模拟量，通过r17和c13构成的rc铝箔网络给到ad转换器，通过ad转换器将舵锁电压采集电路采集的模拟电压信号转化为数字信号。4.如权利要求1所述的飞行器舵机舵锁解锁控制电路，其特征在于，该电路包含逻辑运算电路，决定舵锁控制端状态，从而决定是否需要控制电源参与舵锁解锁；其基本流程为：逻辑运算电路接收外部指令功能模式说明，同时读取舵锁两端电压，当得到舵锁两端电压高于u1+δu，其中，u1为n1模块输出额定电压，δu为设定误差量，为防止电路误判，且没有收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于工作模式，该模式下，为减少舵锁对控制电源能源需求，需要通过控制端关闭隔离dc/dc n1；当得到舵锁两端电压高于u1+δu且收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于测试模式，该模式下，需要通过控制端打开隔离dc/dc n1；当得到舵锁两端电压不高于u1+δu且收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需
要处于测试模式，该模式下，需要通过控制端打开隔离dc/dc n1；当得到舵锁两端电压不高于u1+δu且没有收到外部指令测试功能说明，判定舵锁需要处于测试模式，该模式下，为减少舵锁对控制电源能源需求，需要通过控制端关闭隔离dc/dc n1。5.根据权利要求4所述，本电路特征在于：测试模式下，具备判定舵锁解锁电路输出电压是否成功，工作模式下能够实时监测舵锁两端电压。6.如权利要求1所述的飞行器舵机舵锁解锁控制电路，其特征在于，所述隔离dc/dc及其控制端电路，其控制端受逻辑运算电路控制，并决定隔离dc/dc打开还是关闭；控制端电路为一个光电耦合器构成的电路，n2输入端为电流驱动信号，当逻辑运算电路输出高电平，电流通过n2内部发光二极管，导致n1控制端出现低电平，此时n1处于关闭状态，控制电源不对舵锁输出能源；当逻辑运算电路输出低电平，无电流通过n2内部发光二极管，导致n1控制端出现高电平，此时n1处于打开状态，控制电源具备对舵锁输出能源条件。7.如权利要求1所述的飞行器舵机舵锁解锁控制电路，其特征在于，所述逻辑运算电路为单片机，dsp，fpga或者arm运算芯片构成的电路。

技术总结
本发明提供了一种飞行器(如导弹、无人机等)舵机舵锁解锁控制电路。本发明电路适用于带舵机锁止力矩要求的飞行器。本发明电路包含舵锁电压采集电路，外部指令接收电路，逻辑运算电路，隔离DC/DC及其控制端电路，多能源自动识别电路。本发明根据飞行器能源系统特点，充分利用舵机控制电源和功率电源，设计舵机舵锁解锁和维持解锁状态电路：舵机在工作状态时，舵锁采用功率电源实现舵机解锁，提高舵锁工作可靠性，避免因舵锁失效导致飞行器发生意外；舵机处于测试状态时，舵机因测试需要使舵锁解除锁止状态，需要设计低压解锁电路，满足用户解锁需求。解锁需求。解锁需求。


技术研发人员：张波 褚衍超 刘雪峰 刘彪 尚晓辉 赵睿
受保护的技术使用者：上海航天控制技术研究所
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/6/27