运载火箭测量系统

摘要

本发明公开了一种运载火箭测量系统，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。本发明提出的运载火箭测量系统，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。

权利要求

1.一种运载火箭测量系统，其特征在于，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状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，所述处理器用于获取有关运载器所处飞行阶段的信号，并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；

所述飞行阶段包括起飞阶段和加速阶段；

当运载火箭处于所述起飞阶段时，所述处理器用于间隔地发送旨在获取发动机温度、压力、以及运载器加速度和过载参数的第一类信号获取指令以及旨在获取运载火箭的速度、振动和噪声参数的第二类信号获取指令；且在运载火箭的点火起飞时刻，所述第一类信号的发送频率与所述第二类信号的发送频率比在10：1到5：1之间；

所述处理器包括分设于其两个连接端口的主收发器和辅助收发器；所述主收发器的另一端和所述辅助收发器的另一端分别连接所述环形网状结构；从而所述环形网状结构的信号传输方向包括从所述主收发器向所述辅助收发器的第一方向以及从所述辅助收发器向所述主收发器的第二方向；所述主收发器用于沿所述第一方向上向所述多个检测装置发送信号获取指令；所述辅助收发器在无法接收到所述主收发器发送的信号获取指令时，沿所述第二方向向所述多个检测装置发送信号获取指令。

2.根据权利要求1所述的运载火箭测量系统，其特征在于，在从运载火箭点火时刻到该运载火箭的起飞阶段的最后时刻，所述第一类信号的发送频率与所述第二类信号的发送频率从10：1到5：1之间逐渐减小为1：1。

3.根据权利要求1所述的运载火箭测量系统，其特征在于，在所述加速阶段，所述第一类信号的发送频率和所述第二类信号的发送频率的比值从1：1逐渐减小至1：4，且在此之后，该比值逐渐上升至1：1。

4.根据权利要求1所述的运载火箭测量系统，其特征在于，在运载器处于起飞阶段期n

间，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）+b，其中，f 为正数，0≤a≤1, 0≤n≤1，0≤t≤1，b≥100。

5.根据权利要求1所述的运载火箭测量系统，其特征在于，所述检测装置包括传感器和模数转换器；

其中所述传感器用于检测运载器的状态参数信号，所述模数转换器用于将所述状态参数信号转化为数字量。

6.根据权利要求1所述的运载火箭测量系统，其特征在于，所述多个检测装置至少包括第一检测装置和第二检测装置，所述电缆包括第一段电缆、第二段电缆和第三段电缆；

其中所述第一检测装置的一个接口通过第一段电缆连接至所述第二检测装置的一个接口，所述第二检测装置的另一接口通过所述第二段电缆连接至所述处理器的一个接口，所述处理器的另一接口通过所述第三段电缆连接至所述第一检测装置的另一个接口。

7.根据权利要求6所述的运载火箭测量系统，其特征在于，所述第一检测装置、所述第二检测装置和所述处理器的接口分别由三个集线器提供。

8.根据权利要求7所述的运载火箭测量系统，其特征在于，所述三个集线器分别与所述第一检测装置、所述第二检测装置和所述处理器为一体结构。

9.根据权利要求1‑5任一项所述的运载火箭测量系统，其特征在于，所述处理器为换流采编器。

说明书

运载火箭测量系统

技术领域

[0001] 本发明涉及运载火箭测量技术领域，具体涉及一种运载火箭测量系统。

背景技术

[0002] 为了确保航天运载器（例如，运载器可以为运载火箭或导弹）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。

[0003] 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。

[0004] 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。

[0005] 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

[0006] 针对相关技术中的上述技术问题，本发明提出一种运载火箭的测量系统。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。

[0007] 本发明提供了一种运载火箭测量系统。该运载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。

[0008] 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。

[0009] 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n
样频率f与时间t的关系满足：f=a（1/t）+b，其中，f 为正数，0≤a≤1, 0≤n≤1，0≤t≤1，b
≥100。

[0010] 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。

[0011] 在一个实施例中，所述检测装置包括传感器和模数转换器；其中所述传感器用于检测飞行器的状态参数信号，所述模数转换器用于将所述状态参数信号转化为数字量。

[0012] 在一些实施例中，所述处理器包括分设于其两个连接端口的主收发器和辅助收发器；所述主收发器的另一端和所述辅助收发器的另一端分别接入至所述环形网络结构；从
而所述环形网络结构的信号传输方向包括从所述主收发器向所述辅助收发器的第一方向
以及从所述辅助收发器向所述主收发器的第二方向；所述主收发器用于沿所述第一方向上
向所述多个检测装置发送信号获取指令；所述辅助收发器在无法接收到所述主收发器发送
的信号获取指令时，沿所述第二方向上向所述多个检测装置发送信号获取指令。

[0013] 在一个实施例中，所述多个检测装置至少包括第一检测装置和第二检测装置，所述电缆包括第一段电缆、第二段电缆和第三段电缆；其中所述第一检测装置的一个接口通
过第一段电缆连接至所述第二检测装置的一个接口，所述第二检测装置的另一接口通过所
述第二段电缆连接至所述处理器的一个接口，所述处理器的另一接口通过所述第三段电缆
连接至所述第一检测装置的另一个接口。

[0014] 在一个实施例中，所述第一检测装置、所述第二检测装置和所述处理器的接口分别由三个集线器提供。

[0015] 在一个实施例中，所述三个集线器分别与所述第一检测装置、所述第二检测装置和所述处理器为一体结构。

[0016] 在一个实施例中，所述处理器为换流采编器。

[0017] 在一个实施例中，所述状态参数信号包括非电量信号，所述非电量信号包括温度、压力、振动和噪声的至少之一。

[0018] 本发明的运载火箭测量系统，至少具有如下之一的技术效果：

[0019] （1）本发明的运载火箭测量系统，通过在运载器所处的不同飞行阶段，采样不同的参数信号，以及改变运载器飞行中参数的采样频率，增加了测量系统采样的针对性，提高了
参数的采样速度和采样有效性。

[0020] （2）本发明的运载火箭测量系统，通过使检测装置与处理器之间形成环形网状结构，可以确保在任一设备的发送的信号均可由其余设备接收，提高了运载器测量系统的可
靠性。

[0021] （3）本发明的运载火箭测量系统，其处理器的两个连接端口分别设置收发器，从而一方面可以确保在环形网状结构发生断路时，仍然可以获取所有（或大多数）检测装置的检
测信号；另一方面，也可以实时检测测量系统的通信状况，且在环形网状结构发生断路时，
可以更加方便的开展故障维修。

[0022] （4）本发明的运载火箭测量系统，通过使收发器发送的信号包含对应传感器的地址信息，且传感器在与该地址信息匹配的情况下，向收发器发送状态参数，可以节省数据资
源，且能够避免信号之间的交叉干扰。

[0023] （5）本发明的运载火箭测量系统，通过使处理器与每个检测装置分别与集线器一体设置，可以使各设备之间方便的连接，从而提高系统的维修效率。

[0024] 在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。

附图说明

[0025] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施
例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获
得其他的附图。

[0026] 图1是根据本发明实施例的测量系统的示意图。

[0027] 图2为根据本发明实施例的检测装置的结构示意图。

[0028] 图3 a是根据本发明实施例的测量系统中处理器、检测装置结构，以及与电缆的电连接示意图。

[0029] 图3 b是根据本发明实施例中间隔设置多个处理器和检测装置的测量系统结构示意图。

[0030] 图4是本发明的测量系统的网络节点式连接结构的示意图。

具体实施方式

[0031] 下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，
以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以
外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表
示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第
二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通
篇中表示类似的元件。

[0032] 典型的运载器测量系统通常采用树形连接结构。例如，各个传感器或者传感器组件分别连接至主电缆，主电缆连接至换流采编器的连接端口。即主电缆的一端通过多个分
电缆分别连接各个传感器或传感器组件的一端，传感器或传感器组件的另一端与运载器的
待检测部位连接。

[0033] 然而，这种树形运载器测量系统例如可能存在如下弊端：

[0034] 一是系统的电性能较差。例如，传统的运载器非电量测量系统属于模拟信号系统，只有经过采编器采编后的信号才属于数字传输信号。运载器在飞行期间，会不可避免的面
临复杂的电磁环境。因此，如果进入换流采编器之前的信号为模拟信号，则很有可能收到电
磁环境的干扰而失真。也就是说，在复杂电磁环形下，模拟信号的可靠性要略于数字信号。

[0035] 二是系统的架构不灵活，模块化程度低。例如，在运载火箭等运载器的研制过程中，特别是在研制初期，几乎每一发火箭的非电量参数都可能不相同。如果采用传统的非电
量测量系统，则需要段对每一发都电缆网进行重新布置设计。例如，重新计算各分支电缆的
长度，并且还需要重新生产、重新出总装工艺文件，从而可能导致运载器研制初期的成本过
高、研制周期增加。

[0036] 三是在运载器测量系统出现问题时，维修困难。通常情况下，运载器电气系统的故障大多发生于电缆。如果故障发生在总装厂及总装后的测试环节，则会因为运载器的拆装
困难以及不允许使用烙铁等工具的因素，而导致型号研制进度的推迟。

[0037] 针对现有运载器测量系统的问题，本发明提出了一种类似互联网的“化网为线”的系统架构，从而使系统的电性能增强。且可以在系统架构中的任意位置增减测点，同时，在
测量系统出现故障时，可以方便的更换故障电缆，从而提高了非电量测量系统的维修性。此
外，由于本发明的测量系统，根据运载器所处阶段对采样数据和采样频率进行了区分，从而
提高了测量系统的运行效率。

[0038] 本发明提供了一种运载火箭测量系统。参见图1，该测量系统包括处理器1和多个检测装置2。其中所述处理器1和所述多个检测装置2之间通过电缆a、b、c、d、e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1和所述多个检测装
置2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2用于检测飞行器的状态参数信号，所述处理器1用于获取运载器所处飞行阶
段，并根据运载器器所处的飞行阶段选择向所述多个检测装置2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2至少之一的地
址信息。所述多个检测装置2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
2向所述处理器1返回所检测的状态参数信号。本发明的运载器测量系统，一方面，通过使处
理器和多个检测装置形成环形网状连接，使得测点的增加及故障电缆的更换变得简单易
行，提高了测量系统的可靠性和维修性，也降低了运载器测量系统的生产成本；另一方面，
通过根据运载器的飞行阶段有针对性选择信号获取指令的类型和频率，提高了测量系统的
效率。

[0039]  例如，运载器所处的飞行阶段可以包括起飞阶段和加速阶段。其中起飞阶段可以为从火箭点火时刻到1秒钟以内。此时，例如，火箭已经大约飞行了几千米。加速阶段例如可
以为从1秒钟到数分钟（例如，5分钟），此时，火箭已经大约飞行了几百公里。通常情况下，在
火箭点火的短时间内是火箭发射的最危险阶段。此时，运载火箭的飞行速度不大，但发动机
内部及附近各设备经历了从低温到极高温度的剧烈变化，且多个部件承受了较大的加速度
和过载。发射是否成功，很大程度取决于发动机及其它部件能付经受住该阶段温度、压力、
或加速度和过载的考验。因此，在起飞阶段对发动机及相关设备的温度、压力、加速度和过
载等的检测至关重要。例如，处理器发送信号获取指令以获取发动机及相关设备的温度、压
力、加速度和过载等参数的频率可以大于1000，即在起飞段的1秒钟内，处理器可以获取
1000次以上有关发动机及相关设备的温度和压力及运载器加速度和过载的参数信号。例
如，从点火时刻起，处理器获取发动机温度、压力、加速度及过载的参数频率可以随时间的
推移而降低。例如，处理器发送信号获取指令以获取发动机温度、压力和运载器加速度和过
n
载参数的频率f与时间t的关系满足：f=a（1/t）+b，其中，f 为正数，0≤a≤1, 0≤n≤1，0≤
3
t≤1，b≥10 。例如，0.4≤a≤0.8, 0.2≤n≤0.6，从而可以进一步改善运载器加速阶段参
数信号获取的适宜性以及状态预估的针对性。

[0040] 火箭在之后的加速推进段，由于发动机及周边设备经历了初始的点火起飞阶段考验，具有一定的可靠性。因此，运载火箭随时间推移的速度和飞行稳定性成为确保发射成功
的重要性更高的因素。此时，可以以相对低的频率检测发动机及附近设备的温度、压力、加
速度和过载参数，而以更高的频率检测运载器的飞行速度、振动和噪声等。另外，在运载器
处于加速阶段初期时，对这些参数的采样频率（即处理器向检测装置发送信号获取指令的
频率）可以逐渐增加；且采样频率在加速阶段的中期达到最大值；在运载器处于加速阶段末
期时，随着液体或固体燃料的不断耗尽，火箭成功飞行的概率不断上升，对运载器飞行速
度、振动和噪声等参数的采样频率可以呈线性或非线性下降。例如，在运载器处于加速阶段
的末期，对运载器飞行速度、振动和噪声等参数的采样频率可以加速下降。

[0041] 在该实施例中，当火箭处于起飞阶段时，处理器也可以间隔的发送旨在获取发动机温度、压力、以及运载器加速度和过载等参数的第一类信号获取指令以及旨在获取火箭
的速度、振动和噪声等参数的第二类信号获取指令。例如，在火箭点火起飞时刻，第一类信
号的频率与第二类信号的发送频率比可以在10：1到5：1之间。例如，在从火箭点火时刻到本
发明所指的起飞阶段的最后时刻，上述发送频率比可以从10：1到5：1之间逐渐减小为1：1左
右。在火箭的加速飞行阶段，第一类信号的发送频率和第二类信号的发送频率的比可以从
1：1逐渐减小至1：4，且在此之后，逐渐再次上升至1：1左右。本发明的实施例的处理器通过
间隔的发送两类信号获取指令，以及根据火箭等的点火后时间的变化调整两类信号获指令
的发送频率比，可以提高测量系统的效率，避免测量系统中不必要的信号传输，从而更好的
判断火箭的工作状态。

[0042] 例如，测量系统可以包括计时器。例如，该计时器可以设置在处理器内。从而计时器可以在例如火箭点火时，获取点火信号，并从火箭点火时刻起计算时间。由于火箭在点火
后很短时间内就可以增加到很高的速度，因此，计时器应该具有足够的精度，从而收发器可
以在运载火箭处于不同的飞行阶段，调整向检测装置发送信号获取指令的类型和频率。可
以理解，本发明所指的不同类型的信号获取指令是指包含不同地址信息的信号获取指令，
从而多个检测装置在获取具有不同地址信息的信号获取指令时，与地址信息匹配的检测装
置向处理器返回所测量的参数信号。

[0043] 此外，测量系统的处理器也可以根据检测装置检测的速度、加速度或过载等信号，判断航天器所处的飞行阶段，从而据此选择发送信号获取指令的类型以及发送信号获取指
令的频率。具体地，如果例如火箭处于起飞阶段，则发送的信号获取指令主要是针对发动机
及附近设备的温度和压力以及加速度和过载等。例如，如果火箭处于加速阶段，则发送的信
号获取指令主要为获取针对发动机的速度、振动和噪声等参数。且在火箭处于加速阶段，处
理器可以根据参数的大小，使发送信号获取指令的频率首先不断增加，之后不断减小。如前
所述，在运载器的起飞阶段和加速飞行阶段，处理器可以间隔地发送包括针对各类参数的
信号获取指令，但不同类的信号获取指令的发送频率可以不同，并且处理器还可以根据随
点火时刻起时间的推移改变不同类信号获取指令的发送频率比。

[0044] 继续参见图1，例如，处理器1可以至少具有两个连接端口A1,A2，且每个检测装置也都至少具有两个连接端口A1,A2，从而通过电缆a‑e将这些端口依次连接，使这些设备形
成环形网状连接。例如，如图1所示，多个检测装置2和处理器1彼此连接时，其中一个设备的
端口A1通过电缆连接另一设备的端口A2，从而多个检测设备和处理器形成上述环形网络结
构。

[0045] 例如，当运载器测量系统包括两个检测装置和一个处理器时，可以采用三根电缆将三个设备连接。具体地，处理器的其中一个连接端口通过一个电缆连接至其中一个检测
设备的一个连接端口，该检测设备的另一个连接端口通过第二根电缆连接至另一个检测设
备的一个端口，另一个检测设备的另一个端口通过第三根电缆连接至处理器的另一个端
口。从而三根电缆和三个设备共同形成环形网状结构。例如，连接到环形网络结构中每个设
备构成环形连接的电缆网上的一个结点，从而在测量系统需要额外的测量节点时，可以针
对地将额外的检测设备接入环形网络中。例如，如前所述，每个额外的设备可以至少包括端
口A1和A2，从而这些额外的设备可以通过电缆与其它设备连接。例如，如图1所示，其中一个
设备的A1连接另一个设备的A2，从而使这些额外的设备也构成环形连接网络中的节点。

[0046] 可以理解的是，如果处理器的数量和检测设备的数量进一步增加，可以按照上述实施例的连接方式彼此连接，从而形成设备（节点）更多，规模更大的环形网络测量系统（例
如，如图1所示的测量系统）。例如，在一些实施例中，环形网络结构的可以支持30个以上传
感器结点，环内数据传输速率例如不低于10Mbps。例如，由电缆构成的环的长度可以不小于
500米，以满足发送机试车时测量装置与发动机的距离要求。

[0047] 例如，处理器1和各个检测装置2可以采用集线器（HUB）彼此连接，从而任一设备发送的信号均可以被环形网状结构中的其它设备所接收。例如，处理器1和多个检测装置2也
可以采用其它的连接件连接，但处理器1和多个检测设备2之间的连接以环形网状结构中的
每个节点设备发送的信号均可以被其余设备接收为原则。

[0048] 如上所述，在环形网状结构的通信正常时，环形网状结构中的任一节点设备发送的信号均可以由其它设备接收。但由处理器1发送的信号获取指令中包含对应其中至少一
个检测装置2的地址信息，从而尽管多个检测装置2均收到该信号获取指令，但只有与信号
获取指令中的地址信息匹配的检测装置2才返回相应的参数信号，进而不仅提高了信号传
输的有效率，同时也能避免信号之间的相互干扰。

[0049] 参见图2，在一个实施例中，例如，所述检测装置包括传感器21和模数转换器22。其中所述传感器21用于检测飞行器的状态参数信号，所述模数转换器22用于将所述状态参数
信号转化为数字量。本发明的实施例通过使传感器的检测信号转变为数字量，从而进一步
提高了在复杂电磁环境下信号传输的可靠性。

[0050] 需要指出，不同型号的传感器检测的信号不同，对于自身检测出来的值就是数字量的传感器，无须设置模数转换器。

[0051] 例如，多个检测装置可以为传感器或传感器组件。这些传感器可以包括温度传感器、压力传感器、噪声传感器、过载传感器和加速度传感器等。例如，这些传感器可以设置于
各个舱体的待测量位置。

[0052] 参见图3a，例如，在一个实施例中，所述处理器1包括分设于其两个连接端口的主收发器11和辅助收发器12。主收发器11的另一端和辅助收发器12的另一端分别接入环形网
状结构。所述处理器1的两个端口分别通过主收发器11和辅助收发器12接入至所述环形网
络结构；从而所述环形网络结构的信号传输方向包括从所述主收发器11向所述辅助收发器
12的第一方向以及从所述辅助收发器12向所述主收发器11的第二方向。所述主收发器11用
于沿所述第一方向上向所述多个检测装置2发送信号获取指令。所述辅助收发器12在无法
接收到所述主收发器11发送的信号获取指令时，沿所述第二方向上向所述多个检测装置2
发送信号获取指令。本发明的实施例通过在处理器的两个端口分别设置主收发器和辅助收
发器，可以更好的确认环状网络的通信状态，并且在辅助收发器无法接收到主收发器的信
号时，从相反方向发送信号获取指令，从而可以在环状网络中出现断路时，仍然可以实现对
环形网状结构中大多数设备进行参数采集，从而提高了检测系统的可靠性。

[0053] 在该实施例中，如果主收发器11在第一方向发送的信号无法被辅助收发器12接收，则大致判断在该第一方向上存在通信故障。该故障既可能是由环形网状结构中的电缆
导致，也可能是由辅助收发器自身的故障所致。如果该故障是由电缆的断路所导致，则在辅
助收发器12无法接收到主收发器的信号获取指令时，通过从辅助收发器12沿第二方向发送
信号获取指令，可以确保信号获取指令在第二方向上到达设置在辅助收发器和故障电缆的
断点之间的检测装置。此外，通过主收发器沿第一方向发送的信号获取指令可以到达设置
在主收发器和故障电缆断点之间的检测装置。因此，这种环形网络结构可以实现即使在环
形网状结构中出现故障电缆的情况下，仍然可以获取所有检测装置的参数。另外，如果辅助
收发器12出现故障，例如，辅助收发器12的收发信号异常，则辅助收发器12无法接收主收发
器11的信号，也无法发送信号，从而主收发器11也无法接收辅助收发器12的信号。但主收发
器11沿第一方向发送的信号获取指令仍然可以到达环形网络结构中的所有检测装置。因
此，在主收发器和辅助收发器之一收发信号出现异常时，通过双向发送信号获取指令，仍然
可以保证由主收发器在第一方向上发送的信号获取指令或由辅助收发器在第二方向上发
送的信号获取指令到达主收发器和辅助收发器之间的各个检测装置，从而显著地提高了运
载器测量系统的冗余能力。

[0054] 继续参见图3a，检测装置可以通过收发器23接收主收发器11或辅助收发器12的信号获取指令，且检测装置通过电源连接件24被供电。位于图3a上端的电源线和位于图3a下
端的信号线彼此分开，仅仅是为了功能示意。例如，电源线和信号线可以位于同一根电缆
内。

[0055] 参见图3b，在该实施例中，例如，可以在环形网络结构中，间隔的设置多个处理器1。也即，多个处理器1与多个检测装置2彼此间隔设置。其中，任一处理器的至少两个连接端
口均分别设置主收发器和辅助收发器。这些处理器的主收发器可以顺次编号为SN1‑SN4，同
样，辅助收发器也可以对应地顺次编号SN1′‑SN4′。图中为了使主辅收发器在环形网络中的
位置清楚，同一个处理器的主收发器和辅助收发器可以对应编号，如主收发器SN1，对应辅
助收发器SN1′,且二者都属于同一个处理器。其它彼此对应的主收发器和辅助收发器的编
号方式可以以此类推。

[0056] 环形网络中的一个主收发器（例如，SN1）可以沿上述第一方向S1发送信号获取指令，如果对应的辅助收发器SN1′没有收到该信号获取指令，可以根据编号远离该主收发器
的收发器SN4′是否收到信号获取指令，判断故障点的位置。例如，在第一方向S1上，主收发
器SN1发送的信号无法由辅助收发器SN1′接收，但可以由辅助收发器SN4′接收，可以判断环
形网络结构的通信故障发生在辅助收发器SN1′和与其相邻的收发器SN4′之间的部分。通过
依次检验主收发器SN1发送的信号获取指令，与接收到及未接收到该指令的收发器的编号
（例如依次检验SN4′,SN3′SN2′），可以迅速判断故障点所在，从而可以相应地执行电缆更换
或其它故障点维修等操作。

[0057] 例如，当主收发器SN1沿第一方向S1发送信号获取指令时，如果SN1′,SN4′,SN3′都没有接收到主收发器SN1发送的信号获取指令且SN2′获取到该指令时，则环形网络结构的
通信故障点可能发生在其位于SN1′‑‑SN4′‑‑SN3′‑‑SN2′的部分。之后，可以进一步通过由
SN1′沿S2方向发送信号获取指令判断环形网状结构的通信情况。例如，如果SN3获取到该信
号，SN2没有获取该信号，则故障点可能发生在环状网络位于SN3‑‑SN2之间的电缆。同样地，
如果SN4获取到该信号，SN3未获取该信号，考虑到SN2—SN3之间的电缆与SN3—SN4之间部
分的电缆同时出现断路的可能性较小，可以考虑SN3主收发器的信号接收出现故障。本发明
地实施例，通过在电量测量系统中，配置多个处理器，可以迅速定位故障点，从而完成环形
网络结构的快速维修。

[0058] 需要指出的是，信号的采集可以由环形网络结构中的多个处理器的主辅收发器轮流进行，从而可以更准确的对环形网状结构的故障点进行定位，相关的信号发送及故障定
位方法均属于本申请的保护范围。此外，多个处理器可以彼此冗余，从而进一步提高了运载
器测量系统的适应性。

[0059] 在一个实施例中，例如，运载火箭测量系统包括第一检测装置、第二检测装置和一个处理器。例如，所述第一检测装置、所述第二检测装置和所述处理器的接口分别由三个集
线器提供。同样，如果检测系统包括多个检测装置和处理器，则集线器的数量可以与这些检
测装置和处理器的数量之和相等且一一对应。这些集线器既可作为独立的连接件，也可以
与对应的检测装置或处理器为一体结构。且优选地，集线器分别与对应的检测装置和所述
处理器为一体结构，从而使检测系统更加紧凑，力学性能更好。

[0060] 在一个实施例中，所述处理器用于对所述检测装置进行等时同步控制。

[0061] 例如，在本发明的运载器测量系统中，由电缆构成的网络总线的物理层为IEEE 802.3以太网100BASE‑TX，MAC层符合GB/T 15629.3，MAC层之上的各层采用符合GB/T 27960
以太网POWERLINK协议。电缆网构成的网络采用基于2类集线器的共享信道，使用半双工等
时传输模式。

[0062] 参见图4，例如，在以上一些实施例中，所述处理器为换流采编器。该换流采编器可以作为电缆网络的MN（管理节点），各传感器分别作为CN（受控节点）。在环形电缆网络结构
中，所有设备（包括换流采编器和传感器）均通过HUB（集线器）彼此连接。MN对CN采用等时同
步控制。关于等时同步控制，可以详见GB/T 27960。

[0063] 在如图4所示的测量系统示意图中，MN发送取数命令，该命令在网络中传播，所有CN均可以接收到该取数命令。同样地，任一CN发送的送数命令，也可以由所有其余设备接
收。也就是说，MN的取数命令（PReq）和各CN的送数回令（PRes）都在该网络内广播，由MN发送
的取数命令通过MAC地址区分各CN。各CN实时监听网络状态，收到和本MAC地址匹配的命令
后才发送送数回令（例如，送数回令可以是传感器测量的参数值）。本发明的实施例，通过采
用MN和CN的网络模式，使测量系统架构的灵活性高，从而提高了测量系统的适应性。

[0064] 本发明的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

[0065] 以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，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。

[0066] 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。