固液混合動(dòng)力火箭地面發(fā)射系統(tǒng)時(shí)序設(shè)計(jì)①

宋 佳，王 倫，蔡國飆，齊霄強(qiáng)

(1.北京航空航天大學(xué)宇航學(xué)院，北京 100191;2.北京機(jī)電工程研究所，北京 100074)

0 引言

固液混合動(dòng)力探空火箭是一種新型的、采用固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力裝置的、具有推力可調(diào)、可重復(fù)啟動(dòng)等特點(diǎn)的飛行器[1]。自蘇聯(lián)1933年設(shè)計(jì)并成功發(fā)射世界上第一個(gè)應(yīng)用固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行器“GRID-9”探空火箭以來，世界范圍內(nèi)發(fā)射固液混合動(dòng)力探空火箭20余次，探空火箭已經(jīng)成為固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用最多的飛行器，其主要的飛行目的是驗(yàn)證固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際飛行性能、驗(yàn)證飛行器各系統(tǒng)的實(shí)際飛行性能[2]，為低成本、安全性好、穩(wěn)定性高的固液動(dòng)力飛行器的研制積累經(jīng)驗(yàn)。2004年6月21日，世界上首次由私人投資建造的準(zhǔn)載人航天器“太空船一號”的成功發(fā)射，向全世界證明了混合動(dòng)力的發(fā)展?jié)摿Γ谌澜绶秶鷥?nèi)重新掀起了研究熱潮[3－4]。2008年12月 5日，北京航空航天大學(xué)成功發(fā)射國內(nèi)第1枚固液探空火箭“北航2號”，于2012年4月25日再次成功發(fā)射了固液探空火箭“北航3號”，并實(shí)現(xiàn)飛行過程中變推力[5]。

固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)是采用液體氧化劑和固體燃料的混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，主要由液體氧化劑供給系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)主體系統(tǒng)組成。其工作原理是采用擠壓式氧化劑供給系統(tǒng)，觸發(fā)點(diǎn)火器后打開液路閥門釋放液體氧化劑，氧化劑在燃燒室中與固體燃料接觸并燃燒，發(fā)動(dòng)機(jī)開始工作，由增壓閥門調(diào)節(jié)氧化劑流量，改變推進(jìn)劑的燃燒速率，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)的變推力控制[6－8]。其中，點(diǎn)火器、液路閥門和增壓閥門的精確時(shí)序控制是發(fā)動(dòng)機(jī)工作的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，時(shí)序的精確控制便是完成固液動(dòng)力探空火箭發(fā)射和實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)推力可變的關(guān)鍵技術(shù)。點(diǎn)火的可靠性直接關(guān)系發(fā)動(dòng)機(jī)工作的成敗，時(shí)序控制在發(fā)射過程中顯得尤為重要。

本文針對固液混合動(dòng)力探空火箭的總體結(jié)構(gòu)和工作特性，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了用于探空火箭發(fā)射的時(shí)序控制系統(tǒng)，系統(tǒng)包括地面PLC時(shí)序控制分系統(tǒng)，箭載單片機(jī)時(shí)序控制分系統(tǒng)，地面和箭載時(shí)序控制匹配分系統(tǒng)。主要完成發(fā)射前地面供電到箭載供電的轉(zhuǎn)換，數(shù)據(jù)采集設(shè)備的啟動(dòng)，點(diǎn)火器、液路電磁閥、增壓電磁閥、主路吹除電磁閥、輔路吹除電磁閥的按時(shí)序精確關(guān)閉和開啟。具有結(jié)構(gòu)簡單、安全可靠、研制周期短、現(xiàn)場可編程、對發(fā)射控制時(shí)序修改簡單易行、能夠在惡劣外界條件下穩(wěn)定工作的特點(diǎn)。本文主要簡述該系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)方法，以期對固液動(dòng)力探空火箭的發(fā)展起到促進(jìn)作用。

1 固液動(dòng)力火箭地面發(fā)射控制系統(tǒng)時(shí)序要求

本文所涉及的探空火箭屬于無控飛行器，即在火箭起飛后不再進(jìn)行地面操作人員的實(shí)時(shí)控制。因此，要求在發(fā)射時(shí)序控制系統(tǒng)中設(shè)計(jì)從發(fā)射前準(zhǔn)備到發(fā)射過程直至飛行過程中所需的所有時(shí)序控制，包括發(fā)射前準(zhǔn)備階段的時(shí)序控制、發(fā)射過程中的時(shí)序控制、火箭離開發(fā)射架飛行過程的時(shí)序控制。

如表1所示，發(fā)射前的準(zhǔn)備階段包括對復(fù)位信號、轉(zhuǎn)電信號、地面供電信號的開關(guān)進(jìn)行時(shí)序控制，系統(tǒng)應(yīng)嚴(yán)格按照信號的開啟順序?qū)嵤┛刂疲谟邢迺r(shí)間內(nèi)完成發(fā)射前的準(zhǔn)備過程及箭載控制電路轉(zhuǎn)電控制，此部分由主控計(jì)算機(jī)對PLC發(fā)出控制命令，PLC按程序?qū)d電路進(jìn)行控制。

發(fā)射過程中的時(shí)序控制包括對轉(zhuǎn)電信號、采集系統(tǒng)觸發(fā)信號、點(diǎn)火器控制信號、液路電磁閥控制信號、增壓電磁閥控制信號的開關(guān)進(jìn)行時(shí)序控制。其中，轉(zhuǎn)電信號關(guān)的時(shí)刻即為執(zhí)行發(fā)射命令按下發(fā)射按鈕的時(shí)刻，系統(tǒng)要求在點(diǎn)火器開啟前800 ms開啟采集系統(tǒng)觸發(fā)信號，使采集系統(tǒng)進(jìn)入工作狀態(tài)。對點(diǎn)火器要求提供400 ms的脈寬信號，點(diǎn)火器信號關(guān)閉600 ms后，液路電磁閥和增壓電磁閥同時(shí)開啟，液路電磁閥開啟后自鎖不關(guān)閉，增壓電磁閥開啟3 s，固液發(fā)動(dòng)機(jī)在此3 s內(nèi)實(shí)現(xiàn)變推力控制。但由于火箭總體設(shè)計(jì)要求，液路電磁閥由地面供電，并由地面PLC直接控制，增壓電磁閥由箭載供電，并箭載單片機(jī)直接控制。因此，出現(xiàn)了兩者時(shí)序匹配的關(guān)鍵問題。本文在地面箭載時(shí)序控制匹配分系統(tǒng)中詳細(xì)敘述了解決方案，并用示波器對時(shí)序匹配精度進(jìn)行了測量，平均誤差＜±300 ms，滿足火箭總體設(shè)計(jì)要求。

在固液混合動(dòng)力探空火箭離開發(fā)射架的飛行過程中，只包括對輔路吹除電磁閥控制信號和主路吹除電磁閥控制信號的開啟控制，系統(tǒng)要求在增壓閥門關(guān)閉的同時(shí)，輔路吹除電磁閥開啟并持續(xù)4 s，主路吹除電磁閥在輔路吹除電磁閥關(guān)閉40 s后，開啟并持續(xù)4 s，這2個(gè)電磁閥都由箭載單片機(jī)時(shí)序控制系統(tǒng)完成。

表1 總體控制時(shí)序Table 1 Overall sequence control

2 固液動(dòng)力火箭地面PLC時(shí)序控制分系統(tǒng)

地面PLC時(shí)序控制系統(tǒng)是整個(gè)控制系統(tǒng)的核心部分，現(xiàn)場操作人員通過主控計(jì)算機(jī)對PLC發(fā)出指令。一部分指令(復(fù)位信號、轉(zhuǎn)電信號、地面供電信號)是對箭載單片機(jī)的控制指令，繼而對增壓電磁閥、輔路吹除電磁閥、主路吹除電磁閥進(jìn)行間接控制;另一部分指令(點(diǎn)火器控制信號、液路電磁閥控制信號)是對箭載點(diǎn)火器和液路電磁閥的直接控制指令。兩部分指令關(guān)系到火箭發(fā)射整個(gè)流程，尤其點(diǎn)火器和液路閥門是固液動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)工作的關(guān)鍵所在，并直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能[9]。固液混合動(dòng)力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的重復(fù)啟動(dòng)能力是其優(yōu)點(diǎn)之一，美國火箭公司以及馬歇爾空間飛行中心已多次對其點(diǎn)火控制進(jìn)行了可行性研究[10]。可見，點(diǎn)火器控制的精確性是固液混合動(dòng)力探空火箭發(fā)射時(shí)序控制系統(tǒng)可靠性的重要標(biāo)志。

2.1 硬件控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

核心控制系統(tǒng)要求其控制裝置具有極高的控制精度、可靠性和穩(wěn)定性。因此，本系統(tǒng)選用以微處理器為基礎(chǔ)的通用工業(yè)控制裝置-可編程邏輯控制器PLC(西門子S7-200及EM222 RELAY擴(kuò)展模塊)作為控制裝置，它不僅可靠性高、穩(wěn)定性好、能適應(yīng)惡劣外界條件，而且低成本、高質(zhì)量、易編程、可擴(kuò)展性好，并通過232轉(zhuǎn)485通訊協(xié)議與主控計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)通訊[11]。

圖1 地面PLC控制分系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Ground PLC control subsystem structure

2.2 地面PLC對發(fā)射前準(zhǔn)備階段的時(shí)序控制

在固液動(dòng)力探空火箭正式點(diǎn)火前，需一系列準(zhǔn)備工作。其中，很重要一項(xiàng)是對箭載控制電路由地面供電向箭載鋰電池供電轉(zhuǎn)換。由于發(fā)射前需要長時(shí)間、多次對箭載電路進(jìn)行功能測試，為減少箭載鋰電池的使用，減輕火箭載荷，在發(fā)射前對箭載電路施行地面供電，直至發(fā)射前準(zhǔn)備過程完成，才轉(zhuǎn)換為箭載鋰電池供電。PLC輸出端子A、B、C分別控制箭載控制電路的復(fù)位信號、轉(zhuǎn)電信號、地面供電信號。每一步間隔時(shí)間為1 000 ms，由PLC程序編程控制。時(shí)序見圖2。

2.3 地面PLC對發(fā)射階段的時(shí)序控制

發(fā)射階段從轉(zhuǎn)電信號關(guān)閉時(shí)刻開始，200 ms后由PLC輸出端子D提供5 V觸發(fā)信號，采集系統(tǒng)開始工作，觸發(fā)信號開啟后自鎖不關(guān)閉。800 ms后，由PLC輸出端子E控制點(diǎn)火器開啟，開啟信號持續(xù)400 ms關(guān)閉，關(guān)閉同時(shí)由PLC輸出端子F控制的液路電磁閥和箭載單片機(jī)控制的增壓電磁閥同時(shí)開啟，液路電磁閥開啟后自鎖不關(guān)閉，增壓電磁閥開啟3 s后關(guān)閉。控制時(shí)序如圖3所示。

圖2 準(zhǔn)備過程時(shí)序Fig.2 Preparation process sequence

圖3 發(fā)射過程時(shí)序Fig.3 Em ission process sequence

為完成PLC對點(diǎn)火器和液路電磁閥的時(shí)序控制，需將PLC控制的繼電器分別接入點(diǎn)火器和液路電磁閥的開啟回路。原理如圖4所示，保護(hù)繼電器是確保在火箭點(diǎn)火器開啟之前點(diǎn)火器兩端短接，不與電源接觸，避免因?yàn)椴僮鞫说恼`操作而引起點(diǎn)火器誤開啟[12]。在點(diǎn)火命令發(fā)起之前，首先要打開保護(hù)繼電器，保護(hù)繼電器常閉觸電斷開，常開觸電閉合，使得點(diǎn)火器電源負(fù)極與點(diǎn)火器一端接通。此時(shí)，由PLC程序按時(shí)序控制PLC繼電器接通，使得點(diǎn)火器電源正極與點(diǎn)火器另一端接通，點(diǎn)火器電源與點(diǎn)火器構(gòu)成完整回路，從而觸發(fā)點(diǎn)火器開啟，開啟時(shí)刻及開啟脈寬由PLC程序設(shè)定。液路電磁閥時(shí)序控制原理與點(diǎn)火器時(shí)序控制原理相同，不再贅述。

3 固液火箭箭載單片機(jī)時(shí)序控制分系統(tǒng)設(shè)計(jì)

箭載單片機(jī)時(shí)序控制分系統(tǒng)是整個(gè)控制系統(tǒng)的重要部分，在發(fā)射過程中，它嚴(yán)格按照預(yù)定時(shí)序控制增壓電磁閥。文獻(xiàn)[13]表明，只要簡單改變氧化劑流量大小，就可使推力改變90%，性能只損失10%，而氧化劑流量大小通過增壓電磁閥改變壓力得到控制。因此，增壓電磁閥的精確開啟是實(shí)現(xiàn)火箭在飛行初期變推力控制關(guān)鍵環(huán)節(jié)。在飛行過程中，由于火箭為無控飛行，所以在火箭脫離發(fā)射架起的一切控制任務(wù)，均由箭載單片機(jī)按照預(yù)定時(shí)序控制完成，包括輔路吹除電磁閥和主路吹除電磁閥的時(shí)序控制，實(shí)現(xiàn)對火箭輔路通道和主路通道的氧化劑殘留的清除。

圖4 地面PLC時(shí)序控制原理Fig.4 Ground PLC sequential control principle

3.1 硬件控制裝置

箭載控制裝置是一次性使用產(chǎn)品，飛行中不可維修，而且在發(fā)射直至飛行過程結(jié)束環(huán)境變化劇烈，文獻(xiàn)[14]要求箭載控制系統(tǒng)具有足夠高的可靠性和穩(wěn)定性，能夠克服震動(dòng)、低溫等惡劣條件;又由于是箭載控制系統(tǒng)，為了減小火箭載荷，控制系統(tǒng)應(yīng)盡量選用可靠、重量輕、占用空間小的元器件進(jìn)行設(shè)計(jì)。因此，本系統(tǒng)選用AT89S52系列單片機(jī)作為箭載的時(shí)序控制裝置，達(dá)林頓驅(qū)動(dòng)器(UL2003)作為驅(qū)動(dòng)，通過C語言編寫軟件程序，運(yùn)用中斷方式，實(shí)現(xiàn)對箭載增壓電磁閥、輔路吹除電磁閥和主路吹除電磁閥的時(shí)序控制。其具有體積小、重量輕、價(jià)格低、易開發(fā)的優(yōu)點(diǎn)、并廣泛用于工業(yè)控制領(lǐng)域，具有較高的可靠性和穩(wěn)定性[15]。

3.2 單片機(jī)時(shí)序控制原理

圖5 箭載單片機(jī)時(shí)序控制原理Fig.5 The rocket MCU sequential control principle

對箭載控制電路而言，最關(guān)鍵的問題是增加電路邏輯上的可靠性和安全性，尤其是增壓電磁閥的控制，若增壓電磁閥誤開啟，會(huì)導(dǎo)致火箭儲(chǔ)箱壓力驟然增大，甚至?xí)a(chǎn)生爆炸[16]。因此，系統(tǒng)采用 3-8譯碼器(54LS138)，將控制線增加到了3條，只有3路控制信號同時(shí)正確，才會(huì)觸發(fā)控制信號，起到時(shí)序控制作用;另外，2路信號由復(fù)位與緊急斷電控制信號后反向得到，在火箭發(fā)射前起到安全保障作用。控制原理如圖5所示，3個(gè)電磁閥的動(dòng)作由AT89S52單片機(jī)的3路輸出信號控制，3路輸出控制信號經(jīng)過3-8譯碼器(54LS138)譯碼后，通54LS14反相器[17]再由達(dá)林頓管(ULN2003)[18]分別驅(qū)動(dòng)3個(gè)繼電器吸合，從而接通增壓電磁閥、輔路吹除電磁閥、主路吹除電磁閥的回路，控制電磁閥動(dòng)作。其中，閥門開啟的電源均由箭載鋰電池提供，控制時(shí)序由C語言編程實(shí)現(xiàn)。箭載單片機(jī)控制系統(tǒng)對增壓電磁閥、輔路吹除電磁閥、主路吹除電磁閥的控制時(shí)序如圖6所示。

4 固液火箭地面和箭載時(shí)序匹配控制設(shè)計(jì)

整個(gè)時(shí)序控制分為地面PLC時(shí)序控制和箭載單片機(jī)時(shí)序控制。前者完成發(fā)射前的準(zhǔn)備過程即箭載的電路的供電轉(zhuǎn)換和點(diǎn)火器、液路閥門的按時(shí)序精確開啟;后者完成增壓電磁閥、輔路吹除電磁閥、主路吹除電磁閥的按時(shí)序精確開啟。但火箭的總體設(shè)計(jì)要求由地面PLC控制的液路電磁閥和由箭載單片機(jī)控制的增壓電磁閥同時(shí)開啟，因此需要將2種時(shí)序控制器的時(shí)序相匹配，并達(dá)到ms級的匹配精度，才能保證火箭的整個(gè)發(fā)射控制任務(wù)順利完成。

圖6 箭載單片機(jī)控制時(shí)序Fig.6 Rocket MCU sequence

為完成地面時(shí)序控制和箭載時(shí)序控制的匹配，需設(shè)計(jì)一個(gè)將2個(gè)控制系統(tǒng)耦合起來的控制信號，考慮系統(tǒng)的簡潔性、可靠性，選擇轉(zhuǎn)電控制信號作為耦合控制信號。在整個(gè)時(shí)序控制系統(tǒng)中2次用到轉(zhuǎn)電信號，第1次是在發(fā)射前的準(zhǔn)備過程中，完成對箭載電路的供電轉(zhuǎn)換;第2次是在發(fā)射過程中，以轉(zhuǎn)電信號關(guān)作為發(fā)射過程開始的標(biāo)識(shí)。如圖7所示轉(zhuǎn)電控制信號關(guān)這一動(dòng)作，將觸發(fā)PLC和單片機(jī)同時(shí)計(jì)時(shí)。PLC計(jì)時(shí)200 ms后，采集系統(tǒng)觸發(fā)信號開，800 ms后，點(diǎn)火器控制信號開啟，開啟400 ms后關(guān)閉，等待600 ms，液路電磁閥開啟，此時(shí)PLC共延時(shí)2 s;轉(zhuǎn)電信號關(guān)將給單片機(jī)P27發(fā)出“QL”低電平信號，單片機(jī)計(jì)時(shí)器低電平觸發(fā)開始計(jì)時(shí)，2 s后增壓閥門開啟。此時(shí)，理論上將與PLC的2 s計(jì)時(shí)同步，即液路電磁閥與增壓電磁閥同時(shí)開啟，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)大推力工作模式。這種時(shí)序匹配方法要求在發(fā)射前準(zhǔn)備階段過程中，“轉(zhuǎn)電信號關(guān)”到“轉(zhuǎn)電信號開”兩步之間時(shí)間間隔必須小于2 s;否則，系統(tǒng)會(huì)誤以為"轉(zhuǎn)電信號關(guān)"的信號是發(fā)射開始信號，由系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)兩步之間時(shí)間間隔為1 s。

圖7 地面PLC與箭載單片機(jī)時(shí)序匹配原理Fig.7 G round PLC and rocket MCU sequence matching principle

5 固液動(dòng)力探空火箭時(shí)序控制系統(tǒng)測試

為驗(yàn)證時(shí)序控制系統(tǒng)的控制精度，采用示波器對PLC控制的點(diǎn)火器脈沖寬度、單片機(jī)控制的液路閥門脈沖寬度、PLC控制的液路電磁閥與單片機(jī)控制的增壓電磁閥匹配誤差進(jìn)行測量。PLC對點(diǎn)火器信號脈寬400 ms，誤差優(yōu)于ms級。單片機(jī)對增壓電磁閥的控制信號脈寬產(chǎn)生小于200 ms的誤差。經(jīng)多次測量，液路電磁閥與增壓電磁閥匹配平均誤差＜±300 ms。

由測試結(jié)果可看出:PLC時(shí)序控制精度已經(jīng)優(yōu)于ms級，完全滿足系統(tǒng)控制要求;單片機(jī)采用50 ms掃描周期，信號最多產(chǎn)生1個(gè)掃描周期的誤差，此誤差為控制裝置本身決定，不可消除，但誤差較小，不影響固液探空火箭發(fā)射控制;硬件電路采用繼電器控制增壓電磁閥開啟，又因火箭總體涉及電磁繼電器的控制，繼電器的使用不可避免，因此單片機(jī)的時(shí)序誤差無法從根本上消除，但該誤差并不會(huì)對時(shí)序控制系統(tǒng)的正常工作帶來影響，只是決定了系統(tǒng)的最終時(shí)序的不確定度，誤差滿足系統(tǒng)控制要求;因PLC和單品的控制電路硬件上的不同，必然會(huì)產(chǎn)生時(shí)序匹配誤差，但此誤差對固液動(dòng)力探空火箭的發(fā)射不會(huì)造成影響，經(jīng)多次火箭發(fā)動(dòng)機(jī)靶場測試證明，此誤差能滿足系統(tǒng)控制要求。

6 結(jié)論

(1)設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了一種固液混合動(dòng)力探空火箭發(fā)射時(shí)序控制系統(tǒng)。克服了傳統(tǒng)時(shí)序控制系統(tǒng)延時(shí)通道少、智能化程度低、延時(shí)精度差、不便于攜帶的缺點(diǎn)。此地面發(fā)射控制系統(tǒng)已經(jīng)多次成功用于固液混合動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的地面熱試車，并2次成功完成固液混合動(dòng)力飛行器的發(fā)射任務(wù)，系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定、可靠性高，能夠適應(yīng)惡劣的氣象條件。

(2)所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)采用地面PLC時(shí)序控制裝置與箭載單片機(jī)時(shí)序控制相結(jié)合的控制方案，能達(dá)到固液混合動(dòng)力火箭地面發(fā)射時(shí)序控制ms級的控制要求，為固液混合動(dòng)力飛行器發(fā)展起到一定作用。

[1] 廖少英.固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)性能特征[J].上海航天，2004(5):8-14.

[2] 蔡國飆.固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)綜述與展望[J].推進(jìn)技術(shù)，2012，33(6):832-836.

[3] 蔡國飆，田輝，俞南嘉.固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)[J].載人航天，2009(1):15-17.

[4] Rao Da-lin，CaiGuo-biao，Zhi Hao，et al.Design and optimization of variable thrust hybrid rocketmotors for sounding rockets[J].Sci.China Tech，Sci，，2012，55:125-135 doi:10.1007/s11431-011-4597-4.

[5] Zhu Hao，Cai Guo-biao，Rao Da-lin，et al.Optimal design of hybrid rocket motor powered vehicle for suborbital flight[J].Aerospace Science and Technology，doi:10.1016/j.ast，2011.12.014.

[6] Zeng Peng，Li Xin-tian，Li Jun-hai.Developmentof the variable thrust hybrid sounding rocket:BeiHang-3[R].Italy:International Astronautical Federation，2012.

[7] Altman D.Hybrid rocket developmenthistory[R].AIAA 91-2515.

[8] Martin J C，Kenneth K K.Fundamentals of hybrid rocket combustion and propulsion[M].USA:American Institute of Aeronautics and Astronautics，2007.

[9] Mead FB.Early developmengts in hybrid propulsion technology at the air force rocket propulsion laboratory[R].AIAA 95-2946.

[10] 胡建新，夏智勛，張鋼錘.固液火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在空間發(fā)射上的應(yīng)用前景[J].導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)，2002，257(3):18-22.

[11] Dong Yu-lin，Zheng Chun-jiao.Design and Research of Embedded PLCDevelopment System[D].Liao Ning:Liao Ning University of Technology，2011.

[12] 宋佳，蔡國飆，孔德帥.一種固液動(dòng)力飛行器地面發(fā)射控制裝置[P].中國:CN102689698A，2012-05-23.

[13] Willians F A.Grain design and throttling of hybrid rocket motors[J].Chemical Engineering Progress Symposium Series，1966，62(61).

[14] 徐延萬.控制系統(tǒng)[M].北京:中國宇航出版社，1989.

[15] 彭礴，張明敏，林飛龍.基于AT89S52高精度步進(jìn)電機(jī)伺服控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].電子測量技術(shù)，2011，34(3):49-52.

[16] 楊玉新，胡春波，何國強(qiáng).固液混合火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的關(guān)鍵技術(shù)及其發(fā)展[J].宇航學(xué)報(bào)，2008，29(5):1616-1618.

[17] 孟武勝，李亮.基于AT89C52單片機(jī)的步進(jìn)電機(jī)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].測控技術(shù)，2006，25(11):45-47.

[18] 黃勇，廖宇，高林.基于單片機(jī)的步進(jìn)電機(jī)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)[J].電子測量技術(shù)，2008，31(5):150-154.