运载火箭箭上计算机和运载火箭

摘要

本发明提供一种运载火箭箭上计算机和运载火箭，其中箭上计算机包括：导航板卡，用于接收卫星定位信号，并基于所述卫星定位信号确定运载火箭的飞行导航信息；信号板卡，与所述运载火箭中各控制设备连接，用于获取各控制设备反馈的时序状态信息，以及向各控制设备发送时序控制指令；控制板卡，所述控制板卡的处理器采用RISC‑V内核，与所述导航板卡和所述信号板卡连接，用于基于所述飞行导航信息和所述时序状态信息，确定所述时序控制指令。本发明提供的运载火箭箭上计算机和运载火箭，控制板卡的处理器采用开源的RISC‑V内核，提高了数据安全性，降低了技术风险和使用成本，能够满足运载火箭的飞行需求。

说明书

技术领域

本发明涉及航空航天动力技术领域，尤其涉及一种运载火箭箭上计算机和运载火箭。

背景技术

运载火箭上的电气系统包括供配电系统、飞行控制和导航系统、伺服控制系统、时序控制系统、遥测系统等。其中，飞行控制和导航系统一般采用箭上计算机实现，是运载火箭的核心运算模块，负责运载火箭的导航制导解算、姿态控制等功能，因此飞行控制和导航计算机软硬件必须具备高可靠性、高实时性等特点。

现有技术中，箭上计算机多采用通用处理器来完成各类解算和控制任务，对通用处理器的技术依赖性高，技术风险高，数据安全性差，导致这些计算机的功能模块设计与运载火箭并不适配，无法满足运载火箭的飞行需求。

发明内容

本发明提供一种运载火箭箭上计算机和运载火箭，用于解决现有技术中箭上计算机对现有通用处理器的技术依赖高，技术风险高，数据安全性差，架构设计与运载火箭不适配的技术问题。

本发明提供一种运载火箭箭上计算机，包括：

导航板卡，用于接收卫星定位信号，并基于所述卫星定位信号确定运载火箭的飞行导航信息；

信号板卡，与所述运载火箭中各控制设备连接，用于获取各控制设备反馈的时序状态信息，以及向各控制设备发送时序控制指令；

控制板卡，所述控制板卡的处理器采用RISC-V内核，与所述导航板卡和所述信号板卡连接，用于基于所述飞行导航信息和所述时序状态信息，确定所述时序控制指令。

根据本发明提供的运载火箭箭上计算机，所述控制板卡包括：

信号处理模块，与所述信号板卡和所述导航板卡连接，用于基于现场可编程门阵列电路接收所述时序状态信息和所述飞行导航信息，以及向所述信号板卡发送所述时序控制指令；

存储模块，用于存储所述运载火箭的飞行控制程序以及所述飞行控制程序生成的运行数据；

内核模块，与所述信号处理模块和所述存储模块连接，用于基于RISC-V指令集运行所述飞行控制程序，并基于所述飞行控制程序、所述飞行导航信息和所述时序状态信息，确定所述时序控制指令。

根据本发明提供的运载火箭箭上计算机，所述控制板卡还包括：

第一总线通信模块，与所述信号处理模块连接，用于基于1553B总线协议和/或CAN总线协议，实现所述信号处理模块与各板卡之间的通信以及实现所述信号处理模块与所述运载火箭中各控制设备之间的通信。

根据本发明提供的运载火箭箭上计算机，所述控制板卡还包括：

第二总线通信模块，与所述内核模块连接，用于基于RS422总线协议和/或RS485总线协议，实现所述内核模块与各板卡之间的通信以及实现所述内核模块与所述运载火箭中各控制设备之间的通信。

根据本发明提供的运载火箭箭上计算机，所述控制板卡还包括：

调试接口模块，与所述内核模块连接，用于基于JTAG协议向所述内核模块发送调试信号，以及反馈所述调试信号对应的调试结果。

根据本发明提供的运载火箭箭上计算机，所述存储模块包括非易失性存储子模块和易失性存储子模块；

所述非易失性存储子模块用于存储所述飞行控制程序；

所述易失性存储子模块用于存储所述飞行控制程序生成的运行数据。

根据本发明提供的运载火箭箭上计算机，还包括：

配电板卡，与所述导航板卡、所述信号板卡和所述控制板卡连接，用于为各板卡提供工作电源。

根据本发明提供的运载火箭箭上计算机，所述配电板卡与所述运载火箭的各控制设备连接，用于基于所述控制板卡的配电指令，控制各控制设备的电源接通和断开。

根据本发明提供的运载火箭箭上计算机，所述配电板卡还用于采集各控制设备的供电回路的电源参数，并将所述电源参数反馈至所述控制板卡，以使所述控制板卡基于所述电源参数确定各控制设备的供电状态。

本发明提供一种运载火箭，包括运载火箭本体，所述运载火箭本体上设置有所述的运载火箭箭上计算机。

本发明提供的运载火箭箭上计算机和运载火箭，其中导航板卡用于接收卫星定位信号并确定运载火箭的飞行导航信息；信号板卡用于获取各控制设备反馈的时序状态信息以及向各控制设备发送时序控制指令；控制板卡采用RISC-V内核的处理器，用于基于飞行导航信息和时序状态信息，确定时序控制指令；配电板卡用于为各板卡提供工作电源，由于控制板卡的处理器采用开源的RISC-V内核，能够摆脱对于现有通用处理器的技术依赖，提高了数据安全性，降低了技术风险和使用成本，同时整个箭上计算机的架构设计与运载火箭的设备配置相匹配，能够满足运载火箭的飞行需求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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。

图1为本发明提供的运载火箭箭上计算机的结构示意图之一；

图2为本发明提供的控制板卡的结构示意图之一；

图3为本发明提供的控制板卡的结构示意图之二；

图4为本发明提供的控制板卡的结构示意图之三；

图5为本发明提供的控制板卡的结构示意图之四；

图6为本发明提供的控制板卡的结构示意图之五；

图7为本发明提供的运载火箭箭上计算机的结构示意图之二；

图8为本发明提供的运载火箭的结构示意图。

附图标识：

100：运载火箭箭上计算机；110：导航板卡；120：信号板卡；130：控制板卡；140：配电板卡；131：信号处理模块；132：存储模块；133：内核模块；134：第一总线通信模块；135：第二总线通信模块；136：调试接口模块；137时钟模块；300：运载火箭本体。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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作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。

图1为本发明提供的运载火箭箭上计算机的结构示意图之一，如图1所示，图中实线表示信号连接关系，运载火箭箭上计算机100包括：

导航板卡110，用于接收卫星定位信号，并基于卫星定位信号确定运载火箭的飞行导航信息；

信号板卡120，与运载火箭中各控制设备连接，用于获取各控制设备反馈的时序状态信息，以及向各控制设备发送时序控制指令；

控制板卡130，控制板卡的处理器采用RISC-V（Reduced Instruction SetComputer-V）内核，与导航板卡110和信号板卡120连接，用于基于飞行导航信息和时序状态信息，确定时序控制指令。

具体地，本发明实施例提供的箭上计算机，适用于各类运载火箭，主要包括导航板卡110、信号板卡120和控制板卡130。

导航板卡110，主要用于在运载火箭的飞行过程中，接收来自导航卫星发送的卫星定位信号，并根据接收到的卫星定位信号解算得到该运载火箭的飞行导航信息。飞行导航信息可以包括飞行线路、飞行速度和飞行位置等信息。导航板卡110可以包括相互连接的卫星信号接收单元和卫星信号处理单元。其中，卫星信号接收单元可以用于实时接收各类导航卫星发送的卫星定位信号，包括GPS（Global Positioning System，全球定位系统）卫星导航信号和BD（BeiDou，北斗）卫星导航信号等。卫星信号处理单元用于对接收到的卫星定位信号进行计算，得到运载火箭的实际飞行位置。

导航板卡110中的卫星信号处理单元还可以与运载火箭上的惯性导航设备连接，用于接收惯性导航设备发送的位置和速度等第一飞行导航信息。导航板卡110中的卫星信号接收单元接收卫星定位信号。若卫星信号处理单元根据该卫星定位信号判断可以进行卫星定位，则解算运载火箭的位置和速度等第二飞行导航信息。卫星信号处理单元将第一飞行导航信息和第二飞行导航信息进行组合后，生成组合后的飞行导航信息发送至控制板卡130。

信号板卡120通过有线或者无线的方式与运载火箭中各个控制设备连接。控制设备是指设置在运载火箭上的对火箭的飞行姿态进行控制的各类装置，包括点火装置、电磁阀和伺服装置等。信号板卡120既要获取各控制设备反馈的时序状态信息，同时又要将控制板卡130生成的时序控制指令发送至各控制设备。时序状态信息是指带有时间标识的状态信息，用于表征在确定的时段内控制设备的状态参数，例如运载火箭上各电磁阀的工作状态。时序控制指令是指带有时间标识的控制指令，用于表征在确定的时段内控制设备所需要执行的具体操作，例如运载火箭上点火装置的启动指令。

控制板卡130与导航板卡110和信号板卡120连接。导航板卡110将解算得到的飞行导航信息发送至控制板卡130。信号板卡120将采集得到的各控制设备的时序状态信息发送至控制板卡130。控制板卡130可以将飞行导航信息和各控制设备的时序状态信息输入至运载火箭的飞行控制程序，由飞行控制程序计算得到各控制设备的时序控制指令，通过信号板卡120发送至各控制设备，从而控制运载火箭完成点火、分离和姿态调整等飞行控制功能。

控制板卡的处理器采用RISC-V内核。处理器采用RISC-V指令集。RISC-V指令集是一种基于精简指令集原则的开源指令集。与大多数指令集相比，RISC-V指令集可以自由地用于任何目的，允许任何人设计、制造和销售RISC-V芯片和软件。

RISC-V内核具有简洁、开源、模块化及可扩展的技术特性，针对运载火箭任务运算特点可以进行内核定制化裁剪设计，进一步降低内核功耗、缩小芯片面积，在火箭控制板卡的设计过程中减小了板卡尺寸，同时降低了箭上计算机的结构设计中对散热的要求。

在RISC-V内核进行运载火箭飞行控制软件开发，需要使用GCC（GNU CompilerToolchain，GNU编译工具链） RISC-V32或GCC RISC-V64交叉编译器及其运行库对代码进行编译，以实现代码在RISC-V内核上的运行和调试。

现有技术中，大多数通用处理器所采用的指令集或者架构应用于航空航天动力技术领域时，受制于供应商的制约，信息安全性低，具有较高的技术风险，使用成本较高。而开源的RISC-V指令集能够摆脱对于现有通用处理器的技术依赖，提高了数据安全性，降低了技术风险和使用成本。

本发明实施例提供的运载火箭箭上计算机，其中导航板卡用于接收卫星定位信号并确定运载火箭的飞行导航信息；信号板卡用于获取各控制设备反馈的时序状态信息以及向各控制设备发送时序控制指令；控制板卡采用RISC-V内核的处理器，用于基于飞行导航信息和时序状态信息，确定时序控制指令；由于控制板卡的处理器采用开源的RISC-V内核，能够摆脱对于现有通用处理器的技术依赖，提高了数据安全性，降低了技术风险和使用成本，同时整个箭上计算机的架构设计与运载火箭的设备配置相匹配，能够满足运载火箭的飞行需求。

基于上述实施例，图2为本发明提供的控制板卡的结构示意图之一，如图2所示，控制板卡130包括：

信号处理模块131，与信号板卡120和导航板卡110连接，用于基于现场可编程门阵列电路接收时序状态信息和飞行导航信息，以及向所述信号板卡发送时序控制指令；

存储模块132，用于存储运载火箭的飞行控制程序以及飞行控制程序生成的运行数据；

内核模块133，与信号处理模块131和存储模块132连接，用于基于RISC-V指令集运行飞行控制程序，并基于飞行控制程序、飞行导航信息和时序状态信息，确定时序控制指令。

具体地，控制板卡130可以包括信号处理模块131、存储模块132和内核模块133。

信号处理模块131可以采用现场可编程门阵列电路（Field Programmable GateArray，FPGA）实现，可以包括采集子电路和发送子电路。采集子电路的第一信号输入端与信号板卡120连接，用于接收时序状态信息；采集子电路的第二信号输入端与导航板卡110连接，用于接收飞行导航信息；采集子电路的信号输出端与内核模块133连接，用于将时序状态信息和飞行导航信号传输至内核模块133。发送子电路的信号输入端与内核模块133连接，用于接收时序控制指令；发送子电路的信号输出端与信号板卡120连接，用于将时序控制指令通过信号板卡120传输至各控制设备。

存储模块132用于储存运载火箭的飞行控制程序以及飞行控制程序生成的运行数据。飞行控制程序用于对运载火箭从点火至飞行的全过程进行控制，可以预先存储在存储模块132中。存储模块132与内核模块133连接，便于内核模块133直接读取并执行飞行控制程序。此外，存储模块133还用于保存飞行控制程序运行过程中生成的中间数据和计算结果。

内核模块133采用RISC-V指令集，从存储模块132中读取并运行飞行控制程序。飞行控制程序以飞行导航信息和时序状态信息为输入，以时序控制指令为输出。

本发明实施例提供的运载火箭箭上计算机，飞行控制程序通过RISC-V指令集运行，相比于其他指令集，能够在保证程序运行高效率、低功耗和稳定性。

基于上述任一实施例，图3为本发明提供的控制板卡的结构示意图之二，如图3所示，控制板卡130还包括：

第一总线通信模块134，与信号处理模块131连接，用于基于1553B总线协议和/或CAN总线协议，实现信号处理模块131与各板卡之间的通信以及实现信号处理模块131与运载火箭中各控制设备之间的通信。

具体地，各板卡和各控制设备可以直接采用电缆连接的方式与信号处理模块131进行数据传输，还可以采用总线通信的方式与信号处理模块131进行数据传输。采用两种不同的数据传输方式，可以提高运载火箭中数据传输的可靠性，提高运载火箭的飞行安全性。

1553B总线协议是一种集中式的时分串行总线协议，一般采用双冗余系统，有两个传输通道。1553B总线的主要特点是实时性好、数据传输效率高，具有良好的容错性。CAN（Controller Area Network，控制器局域网络）总线协议是一种支持分布式控制的现场总线，总线网络中各节点的数据通信实时性强、通信速率高和容易实现。

各板卡或者运载火箭中各控制设备可以根据支持的总线协议类型，通过第一总线通信模块134接入信号处理模块131。

基于上述任一实施例，图4为本发明提供的控制板卡的结构示意图之三，如图4所示，控制板卡130还包括：

第二总线通信模块135，与内核模块133连接，用于基于RS422总线协议和/或RS485总线协议，实现内核模块133与各板卡之间的通信以及实现内核模块133与运载火箭中各控制设备之间的通信。

具体地，各板卡和各控制设备还可以直接与内核模块133进行总线通信，可以通过第二总线通信模块135实现。

第二总线通信模块135采用UART（Universal Asynchronous Receiver/Transmitter，通用异步收发传输器），将需要传输的数据在串行通信和并行通信之间进行转换。

第二总线通信模块135支持的串口总线协议包括RS422总线协议和RS485总线协议。

基于上述任一实施例，图5为本发明提供的控制板卡的结构示意图之四，如图5所示，控制板卡130还包括：

调试接口模块136，与内核模块133连接，用于基于JTAG协议向内核模块133发送调试信号，以及反馈调试信号对应的调试结果。

具体地，对于在内核模块133中运行的程序，可以通过调试接口模块136进行调试。

JTAG（Joint Test Action Group，联合测试工作组）协议是一种受到广泛支持的标准测试协议，由于通过在线编程的方式进行调试，可以大大提高内核模块133中程序的调试进度。调试接口模块136可以被设置为支持JTAG协议的4线引脚结构，分别为TMS（测试模式选择）、TCK（测试时钟输入）、TDI（测试数据输入）、TDO（测试数据输出）。

用于程序调试的上位机通过调试接口模块136与内核模块133连接。上位机向内核模块133发送调试信号，使得内核模块133中运行的程序根据调试信号反馈对应的调试结果。上位机根据接收到的调试结果确定内核模块133中的程序是否调试到位，或者继续进行调试。

本发明实施例提供的运载火箭箭上计算机，通过设置调试接口模块，提高了飞行控制程序的调试方便性。

基于上述任一实施例，图6为本发明提供的控制板卡的结构示意图之五，如图6所示，控制板卡130还包括：

时钟模块137，与内核模块133连接，用于生成内核模块133运行所需的时钟信号。

具体地，时钟模块137与内核模块133连接，用于生成时钟信号，使得内核模块133中的各个电子元件能够同步运作，或者同步内核模块133中的不同进程。

时钟模块137可以为晶体振荡器。

基于上述任一实施例，存储模块132包括非易失性存储子模块和易失性存储子模块；

非易失性存储子模块用于存储飞行控制程序；

易失性存储子模块用于存储飞行控制程序生成的运行数据。

具体地，在运载火箭的控制过程中，飞行控制程序一般是不允许改变，且电源关闭后飞行控制程序不应当被删除。而对于飞行控制程序运行过程中所产生的运行数据，数据量较大且仅在飞行控制过程中产生和使用。为了提高数据的安全性和可靠性，可以将存储模块132设置为包括非易失性存储子模块和易失性存储子模块。

非易失性存储子模块，可以采用Flash memory（闪存）、PROM（可编程只读内存）、EAROM（电可改写只读内存）、EPROM（可擦可编程只读内存）、EEPROM（电可擦可编程只读内存）等。

易失性存储子模块，可以采用RAM（Random Access Memory，随机存取记忆体）。

基于上述任一实施例，图7为本发明提供的运载火箭箭上计算机的结构示意图之二，如图7所示，图中实线表示信号连接关系，虚线表示电源连接关系，运载火箭箭上计算机100还包括：

配电板卡140，与导航板卡110、信号板卡120和控制板卡130连接，用于为各板卡提供工作电源。

具体地，本发明实施例提供的箭上计算机还包括配电板卡140。配电板卡140分别与导航板卡110、信号板卡120和控制板卡130连接，用于为各板卡提供工作电源。

配电板卡140可以包括电源切换单元和电源适配单元。电源切换单元的电源输入端与运载火箭上的供电端口连接，电源切换单元的电源输出端与电源适配单元的电源输入端连接。电源切换单元可以接入多路冗余输入电源，当其中一路电源发生故障时迅速切换至另一路电源，从而提高箭上计算机的供电安全性和可靠性。电源适配单元的电源输出端分别与各板卡连接，用于对切换后的电源进行适配，以使得电压或者电流满足各板卡的用电需求。

导航板卡110、信号板卡120、控制板卡130和配电板卡140可以采用板件连接器进行可拆卸连接，也可以将各板卡中的处理器和电路等集成设置在同一张板卡上。

基于上述任一实施例，配电板卡与运载火箭的各控制设备连接，用于基于控制板卡的配电指令，控制各控制设备的电源接通和断开。

具体地，配电板卡还可以与运载火箭上的各控制设备连接，用于为各控制设备提供工作电源。在各控制设备的供电回路上，可以设置断路器。

断路器的电源输入端和电源输出端接入控制设备的供电回路，断路器的控制输入端与控制板卡连接。断路器根据控制板卡的配电指令，对各控制设备的电源的接通和断开进行控制。

基于上述任一实施例，配电板卡还用于采集各控制设备的供电回路的电源参数，并将电源参数反馈至控制板卡，以使控制板卡基于电源参数确定各控制设备的供电状态。

具体地，电源参数包括电压或者电流。在配电板卡中还可以为各控制设备的供电回路设置对应的电压传感器和/或电流传感器，用于采集各供电回路的电源参数，并将电源参数反馈至控制板卡，使得控制板卡可以确定各控制设备的供电状态。

例如，对于惯性导航设备，配电板卡可以采集其供电回路的实时电压，将实时电压发送至控制板卡。控制板卡将实时电压与预设电压阈值比较，当实时电压小于预设电压阈值时，确定惯性导航设备的供电状态为失电，发出失电报警信号。

本发明实施例提供的运载火箭箭上计算机，通过配电板卡采集各控制设备的供电回路的电源参数，实现了对各控制设备的供电状态进行监控，提高了运载火箭运行的安全性和可靠性。

基于上述任一实施例，图8为本发明提供的运载火箭的结构示意图，如图8所示，运载火箭本体300上设置有运载火箭箭上计算机100。

具体地，本发明实施例提供的箭上计算机100可以用于执行运载火箭300的测试和发射任务。

运载火箭300的运行过程包括箭上计算机100上电、箭上各控制设备配电、箭上各系统测试和发射后火箭飞行等四个步骤。

箭上计算机100上电具体包括：

（1）配电板卡从运载火箭的箭上电源处获取总电源，然后为控制板卡、导航板卡和信号板卡等提供电源；

（2）控制板卡上电后，启动RISC-V处理核，将飞行控制程序从控制板卡的存储模块中的非易失性存储子模块搬运至处理核的内存，并开始执行飞行控制程序；

（3）飞行控制程序初始化各类接口、总线等外设，通过1553B总线接口或其他总线接口与箭上其他设备和地面设备建立连接，并进入待测试状态。

箭上各控制设备配电具体包括：

（1）飞行控制程序根据自定义步骤，或根据地面指令要求，通过配电板卡为箭上伺服、惯性导航设备等实现供电；

（2）飞行控制程序采集各设备供电状态，并判断配电后电压、电流等是否正常。

箭上各系统测试具体包括：

（1）飞行控制程序根据自定义步骤，或根据地面测试指令，对箭上各控制设备执行测试指令，包括惯性导航设备测试、伺服测试、火工品测试等等；

（2）飞行控制程序根据目标设备反馈判断设备状态，并将结果发送到地面设备；

（3）当箭上各设备均完成测试后，由地面或飞行控制程序控制火箭点火，火箭进行飞控控制阶段。

发射后火箭飞行具体包括：

（1）飞行控制程序实时与导航板卡交互，获取导航板卡基于卫星定位信号和惯性导航设备确定的飞行导航信息；

（2）飞行控制程序获取飞行导航信息和各控制设备反馈的时序状态信息，并根据飞行控制模型计算时序控制指令；

（3）其中伺服系统的时序控制指令，通过控制板卡上的1553B总线等发送到伺服系统，控制伺服系统输出；

（4）其中点火、分离、电磁阀等时序控制指令，通过信号板卡，直接发送到相应设备实现控制；

（5）飞行控制程序实时接收伺服、点火、电磁阀等各设备状态，判断飞行控制程序的执行状态，直至完成飞行任务。

（6）飞行控制过程中，飞行控制程序将当前收集到的各类时序状态信息通过箭上遥测设备发送到地面，实现火箭的遥测。

（7）地面设备和测试人员，通过遥测结果判断火箭飞行状态和任务完成情况。

以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干命令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。