用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统及其实现方法

摘要

本发明涉及用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统及其实现方法，该综合电子系统包括卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块和数据采编综合及存储模块，通过采用模块化综合电子架构，核心设备采用通用功能模块设计，将箭上控制和测量的功能进行了优化设计和一体化集成，有效简化了设备数量、重量、功耗；该电子系统用于完成箭上子级栅格舵控制、整流罩回收伞控、助推器回收伞控以及各类搭载测量需求，并先后开展了综合试验、匹配试验、出厂测试、发射场测试以及飞行试验，最终经过飞行试验考核，取得圆满成功。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统及其实现方法，属于运载火箭电气系统技术领域。

背景技术

随着我国运载火箭发射任务的日益增多，子级残骸落区及安全性已经成为影响型号飞行方案及运载能力的关键因素。以提高子级残骸落区安全性、提高运载火箭任务适应性目标。需开展一子级再入定点着陆控制运载火箭子级再入定点着陆控制研制。

传统运载火箭电气系统分为控制、测量、各自的地面测发控等系统，具有研制周期长、成本高、重量大、系统间接口复杂、维护困难等特点。随着微电子技术飞速发展，芯片集成技术越来越成熟，国内外航空航天领域在分布式综合电子架构、新一代电源技术开展了大量探索，比如宇宙神(Atlas)、SLS、Falcon、Ariane6、H-2A等运载火箭，均在综合电子、新型能源方面取得了较为显著的成果。

为实现一子级返回段GNC控制、飞行时序控制、箭上供配电、遥测数据采集、存储与发送等功能需求，同时也为验证后续运载火箭箭上电气系统一体化架构，迫切需要研制一种用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统，通过模块化综合电子技术，实现传统电气设备的高度集成，形成通用化电气系统平台，完成火箭子级落点控制，为后续整流罩伞控、助推器伞控等各类搭载项目提供硬件平台。

本发明的另外一个目的在于提供一种用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统的实现方法。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统，包括卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块和数据采编综合及存储模块，其中：

卫星导航模块，通过天线接收外部卫星导航信号，解算综合电子系统的位置和速度信息，将所述位置和速度信息同时发送至CPU模块和数据采编综合及存储模块；同时还将收星的数量、质量以及卫星导航模块自身的工作状态信息发送至数据采编综合及存储模块；

CPU模块，从卫星导航模块接收综合电子系统的位置和速度信息，进行组合导航计算、制导计算和姿控计算，并将计算结果输出给外部伺服机构，用于控制箭体姿态；向给时序输出模块发送火工品、电磁阀动作指令；向数据采编综合及存储模块发送遥测数据，所述遥测数据包括CPU模块的运行状态参数以及所述组合导航计算、制导计算和姿控计算的计算结果；向配电模块发送配电指令；

配电模块，接收CPU模块发送的配电指令，对外部设备进行配电，并向数据采编综合及存储模块发送遥测数据，所述遥测数据包括配电模块自身的运行状态参数；

时序输出模块，接收CPU模块发送的火工品、电磁阀动作指令，经过光电隔离后进行信号功率放大，驱动火工品和电磁阀；

数据采编综合及存储模块，接收卫星导航模块发送的综合电子系统的速度和位置信息，以及收星的数量、质量和卫星导航模块工作状态信息，接收CPU模块发送的遥测数据，接收电源模块发送的工作状态信息，同时采集外部传感器的模拟量信号，对上述所有信息进行统一编码，进行存储，同时发送给外部的遥测发射机。

在上述用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统中，所述卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块和数据采编综合及存储模块均以独立板卡的形式集成在同一设备中，形成控制组合；所述独立板卡的冷板采用均温板。

在上述用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统中，还包括电源模块，所述电源模块为卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块和数据采编综合及存储模块提供二次电源，并将电源模块自身的工作状态信息发送至数据采编综合及存储模块；所述数据采编综合及存储模块对电源模块自身的工作状态信息与其他接收信息进行统一编码。

在上述用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统中，所述卫星导航模块接收GPS L1或BD2 B1/B3的导航信号；通过RS422接口将信息发送至数据采编综合及存储模块。

在上述用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统中，所述CPU模块通过同步串口向数据采编综合及存储模块发送遥测数据；所述CPU模块还包括通过以太网接口进行地面调试。

在上述用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统中，所述卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块和数据采编综合及存储模块在上电后首先进行自测试。

在上述用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统中，所述配电模块为外部设备，包括惯组、伺服控制器和换流转接单元进行配电；所述配电模块通过RS422串口向数据采编综合及存储模块发送遥测数据。

在上述用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统中，所述时序输出模块接收CPU模块发送的火工品动作指令，经过光电隔离后控制时序输出板卡的固态继电器进行信号功率放大，驱动火工品和电磁阀。

在上述用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统中，所述火工品通道采用双触点并联，电磁阀通道采用触点串并联。

在上述用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统中，所述数据采编综合及存储模块通过RS422串口进行数据信息的采集。

一种用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统的实现方法，包括如下步骤：

步骤(1)、卫星导航模块接收外部导航信号，解算综合电子系统的位置和速度信息，将所述位置和速度信息同时发送至CPU模块和数据采编综合及存储模块；同时还将收星的数量、质量以及卫星导航模块自身的工作状态信息发送至数据采编综合及存储模块；

步骤(2)、CPU模块从卫星导航模块接收综合电子系统的位置和速度信息，进行组合导航计算、制导计算或姿控计算，并将计算结果输出给外部伺服机构，用于控制箭体姿态；向给时序输出模块发送火工品动作指令；向数据采编综合及存储模块发送遥测数据，所述遥测数据包括CPU模块的运行状态参数以及所述组合导航计算、制导计算或姿控计算的计算结果；向配电模块发送配电指令；

步骤(3)、配电模块接收CPU模块发送的配电指令，对外部设备进行配电，并向数据采编综合及存储模块发送遥测数据，所述遥测数据包括配电模块自身的运行状态参数；

步骤(4)、时序输出模块接收CPU模块发送的火工品动作指令，经过光电隔离后进行信号功率放大，驱动火工品和电磁阀；

步骤(5)、数据采编综合及存储模块接收卫星导航模块发送的综合电子系统的速度和位置信息，以及收星的数量、质量和卫星导航模块工作状态信息，接收CPU模块发送的遥测数据，接收电源模块发送的工作状态信息，同时采集外部传感器的模拟量信号，对上述所有信息进行统一编码，进行存储，同时发送给外部的遥测发射机。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

本发明运载火箭子级落区控制的综合电子系统包括卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块和数据采编综合及存储模块，通过采用模块化综合电子架构，核心设备采用通用功能模块设计，将箭上控制和测量的功能进行了优化设计和一体化集成，有效简化了设备数量、重量、功耗；该电子系统用于完成箭上子级栅格舵控制、整流罩回收伞控、助推器回收伞控以及各类搭载测量需求，并先后开展了综合试验、匹配试验、出厂测试、发射场测试以及飞行试验，最终经过飞行试验考核，取得圆满成功。

本发明通过采用箭上自测试方案，所有模块加电后都先进行自检，不需要外加其他激励源，提升了测试效率，为基于低成本元器件的可靠性设计、综合电子设备集成测试以及后续模块级产品化进行了探索，为后续低成本小型运载火箭箭上电气系统一体化设计积累了经验。

附图说明

图1为本发明运载火箭子级落区控制的综合电子系统结构示意图；

图2为本发明运载火箭子级落区控制的综合电子系统原理图；

图3为本发明舵控电气系统架构。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图1所示为本发明运载火箭子级落区控制的综合电子系统结构示意图，由图可知本发明综合电子系统包括卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块、数据采编综合及存储模块和电源模块，各个模块的功能如下：

电源模块，为卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块和数据采编综合及存储模块提供二次电源，防止加电瞬间浪涌，采用分步延时加电策略；并将电源模块自身的工作状态信息发送至数据采编综合及存储模块；所述数据采编综合及存储模块对电源模块自身的工作状态信息与其他接收信息进行统一编码。

卫星导航模块，接收外部导航信号，解算综合电子系统的位置和速度信息，将所述位置和速度信息同时发送至CPU模块和数据采编综合及存储模块；同时还将收星的数量、质量以及卫星导航模块自身的工作状态信息发送至数据采编综合及存储模块。本发明一可选实施例中卫星导航模块接收GPS L1或BD2 B1/B3的导航信号；通过RS422接口将信息发送至数据采编综合及存储模块。

CPU模块，从卫星导航模块接收综合电子系统的位置和速度信息，进行组合导航计算、制导计算或姿控计算，并将计算结果输出给外部伺服机构，用于控制箭体姿态；向给时序输出模块发送火工品动作指令；向数据采编综合及存储模块发送遥测数据，所述遥测数据包括CPU模块的运行状态参数以及所述组合导航计算、制导计算或姿控计算的计算结果；向配电模块发送配电指令。同时CPU模块还通过以太网接口进行地面调试，调试的主要内容包括：通过以太网下传综合电子系统所有设备的运行状态，也可以通过此接口上传飞行软件，更新飞行参数。本发明一可选实施例中CPU模块通过同步串口向数据采编综合及存储模块发送遥测数据。

配电模块，接收CPU模块发送的配电指令，对外部设备进行配电，并向数据采编综合及存储模块发送遥测数据，所述遥测数据包括配电模块自身的运行状态参数。本发明一可选实施例中，配电模块为外部设备，包括惯组、伺服控制器和换流转接单元进行配电，通过RS422串口向数据采编综合及存储模块发送遥测数据。

时序输出模块，接收CPU模块发送的火工品动作指令，经过光电隔离后进行信号功率放大，驱动火工品和电磁阀。本发明一可选实施例中，时序输出模块接收CPU模块发送的火工品动作指令，经过光电隔离后控制时序输出板卡的固态继电器进行信号功率放大，驱动火工品和电磁阀。火工品通道采用双触点并联，电磁阀通道采用触点串并联。

数据采编综合及存储模块，接收卫星导航模块发送的综合电子系统的速度和位置信息，以及收星的数量、质量和卫星导航模块工作状态信息，接收CPU模块发送的遥测数据，接收电源模块发送的工作状态信息，同时通过外部传感器采集外部传感器的模拟量信号，例如采集外部振动传感器和温度传感器的0-5V的电压信号。对上述所有信息进行统一编码，进行存储，同时发送给外部的遥测发射机。本发明一可选实施例中，数据采编综合及存储模块通过RS422串口进行数据信息的采集。

本发明卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块、数据采编综合及存储模块和电源模块均以独立板卡的形式集成在同一设备中，形成控制组合；独立板卡的冷板采用均温板。卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块、数据采编综合及存储模块和电源模块在上电后首先进行自测试。

如图2所示为本发明运载火箭子级落区控制的综合电子系统原理图。

本发明用于运载火箭子级落区控制的综合电子系统的实现方法，具体包括如下步骤：

步骤(1)、卫星导航模块接收外部导航信号，解算综合电子系统的位置和速度信息，将所述位置和速度信息同时发送至CPU模块和数据采编综合及存储模块；同时还将收星的数量、质量以及卫星导航模块自身的工作状态信息发送至数据采编综合及存储模块；

步骤(2)、CPU模块从卫星导航模块接收综合电子系统的位置和速度信息，进行组合导航计算、制导计算或姿控计算，并将计算结果输出给外部伺服机构，用于控制箭体姿态；向给时序输出模块发送火工品动作指令；向数据采编综合及存储模块发送遥测数据，所述遥测数据包括CPU模块的运行状态参数以及所述组合导航计算、制导计算或姿控计算的计算结果；向配电模块发送配电指令；

步骤(3)、配电模块接收CPU模块发送的配电指令，对外部设备进行配电，并向数据采编综合及存储模块发送遥测数据，所述遥测数据包括配电模块自身的运行状态参数；

步骤(4)、时序输出模块接收CPU模块发送的火工品动作指令，经过光电隔离后进行信号功率放大，驱动火工品和电磁阀；

步骤(5)、数据采编综合及存储模块接收卫星导航模块发送的综合电子系统的速度和位置信息，以及收星的数量、质量和卫星导航模块工作状态信息，接收CPU模块发送的遥测数据，接收电源模块发送的工作状态信息，同时通过外部传感器采集外部传感器的模拟量信号，对上述所有信息进行统一编码，进行存储，同时发送给外部的遥测发射机。

如图3所示为本发明舵控电气系统架构，本发明综合电子系统位于舵控电气系统架构的中心位置，舵控电气系统设备在运载火箭一二级级间段，主要设备包括光纤惯组、仪器电池、伺服电池、综合电子系统及GNSS天线、伺服控制器及伺服机构、可回收数据存储器、遥测发射机及遥测天线、环境传感器及换流转接单元、摄像头等。

采用光纤捷联惯组作为惯性导航测量，GPS(L1)/BD2(B1、B3)多模卫星导航进行组合导航修正。同时，惯组具备高精度自瞄准功能，实现自主初始对准。

箭上供电采用2台可充电锂离子电池，分别为仪器电池和伺服电池，其中仪器电池负责给光纤惯组、综合电子系统、伺服控制器等箭上设备进行一次供电；伺服电池负责提供伺服机构一次供电，同时采用抽头方式为火工品、电磁阀供电。

采用基于VPX 3U综合电子系统(控制组合)集成了传统电气系统设备飞控计算机、配电器、综合控制器、数据采编单元、中心程序器设备等多台设备的功能，负责组合导航、制导、姿控计算、电磁阀/火工品控制，对光纤惯组、传感器、伺服驱动器等设备进行配电，对栅格舵温度、热流、箭体振动、噪声等环境参数进行采编及存储。飞行过程中遥测数据采用遥测发射机下传，关键遥测数据通过北斗短报文形式进行发送，系统工作状态使用内部存储器进行存储，并将数据通过RS422串口发送至可回收数据存储器。一二级分离行程开关提供分离信号，接收到分离信号后控制遥测发射机上电、北斗短报文开启发送。一二级分离后按照飞行时序设计输出栅格舵解锁火工品点火指令，栅格舵展开后按照GNC计算结果输出伺服控制指令并采集伺服输出状态。返回段及落地后通过北斗短报文对落点进行预示与指示，引导搜寻人员定位。

测试期间箭地采用以太网通信，由地面测控软件发送测试指令并接收并显示箭上测试数据。地面遥测数据处理软件通过USB接口读取箭上存储的遥测数据文件进行解析和分析。

栅格舵由机电伺服机构进行摆动控制，伺服机构与栅格舵舵轴采用摆动导杆方式连接。伺服机构采用机电伺服，伺服电池提供伺服功率供电，1台伺服驱动器同时控制所有伺服机构控制栅格舵。伺服控制器通过RS422串口接收控制组合下发的位置控制指令，实现舵机位置的随动控制，并反馈舵位置反馈及遥测参数。

此外，通过高清摄像装置对栅格舵上升段和返回段全程工作情况进行图像记录。

栅格舵控系统

综合电子

VPX标准(VITA 46)是美国研制的一种军用电子设备标准，目前广泛应用于航空航天电子设备中，具有环境适应性强、接口标准化程度高、体系扩展性强、模块通用性好等优势。目前在欧洲Ariane6运载火箭、中国捷龙一号等运载火箭领域中已取得应用。

舵控系统综合电子采用VPX 3U标准,各模块间通过背板进行数据交互，背板主要包括供电线路、IO指令、RS422串口、HDLC遥测数据接口、自测试总线等。使用的模块包括电源模块、卫星导航模块、CPU模块、配电模块、时序输出模块和数据采编综合及存储模块，具体功能前面已进行详细描述，在此不再赘述。

箭上配电

采用控制组合内的配电模块给光纤惯组、换流转接单元、伺服控制器等设备配电。

配电模块接收来自仪器电池的一次母线供电，根据CPU模块发送配电指令，完成一次电源配电输出。

配电模块由主控MCU和SSPC器件组成，MCU单元实现SSPC状态信息的录取及通过同步串口转发；SSPC主要由控制和逻辑部分、固态开关部件及电流感受部件组成，SSPC单元独立接收来自外部控制信号，实现用电设备一次电源输出功能。

数据获取方案

GNSS接收机

通过高动态GNSS接收机，获取火箭飞行过程中的速度、位置等信息。

环境传感器

通过力、热、振动等环境传感器，获取火箭飞行过程中的环境参数。

光纤惯组

通过带自瞄准功能的光纤惯组，获取火箭瞄准数据和飞行过程中的姿态角速度等信息。

北斗短报文

采用北斗短报文和铱星通信。主要用于落点预示和关键状态指示通过短消息中的位置、速度信息可以对于残骸落点进行预示，通过预示出的落点指示搜索人员进行寻找。

遥测

一级舵控系统箭上安装一套遥测发射机。根据飞行弹道和落区地理情况，地面部署一套遥测数据接收设备对下落段的遥测数据进行接收。

回收数据获取有效性

对于地面回收数据存储器，需要提前获取落点位置或通过预示获得大致范围。目前对于落点指示主要通过北斗短报文、遥测发射机等手段获取，在飞行过程中下传实时位置、速度预示落点位置，或在落地后搜索过程中持续指示落点位置。

控制组合中的GNSS模块在飞行过程中及落地后均持续发射北斗短报文消息，其中内容包含当前的速度、位置、姿态信息，接收成功率可达62％。

图像测量

图像测量采用工业级高清摄像，安装在舱壁外侧、栅格舵舵轴上方，拍摄下落过程中的栅格舵动作。飞行过程中可获取到全部栅格舵从起飞、再入到落地全程工作图像，包括一二级分离、栅格舵解锁展开、转动等高清视频。

自测试

综合电子自测试案采用独立第三方检测电路，系统上电后，板卡检测电路，实时检测各个模块关键信息，包括电流、电压、温度、收星状态等，由CPU模块通过I2C总线统一下传至地面测控软件,实现箭上自主测试。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。