CN108955427A - 微型弹载遥测装置及火箭榴弹遥测方法 - Google Patents

Abstract

本发明实施例涉及火箭弹技术领域，具体而言，涉及一种微型弹载遥测装置及火箭榴弹遥测方法。该微型弹载遥测装置设置于火箭榴弹引信部位，包括堆栈式设计的天线组件、采编组件、弹载电池和外壳，采编组件包括堆栈式设计的第一固定件、调制器、采编芯片、电源转换芯片、传感器组件、第二固定件和连接组件，外壳包括具有开口的空腔，天线组件、采编组件和弹载电池容置于空腔，天线组件位于开口处，天线组件、调制器、采编芯片、电源转换芯片、传感器组件和弹载电池之间存在通信连接和电连接关系，采用该微型弹载遥测装置能够在满足与火箭榴弹结构匹配的前提下测量火箭榴弹的飞行参数，无需额外为火箭榴弹配备专用遥测弹，具有一定的经济效益。

Description

微型弹载遥测装置及火箭榴弹遥测方法

技术领域

本发明实施例涉及火箭弹技术领域，具体而言，涉及一种微型弹载遥测装置及火箭榴弹遥测方法。

背景技术

弹道测试对常规武器研发极为重要，在一定程度上，弹道测试水平反映了武器装备的研制能力和性能水平。遥测技术作为弹道测试的一种重要技术，在弹道测试中起着至关重要的作用。目前我国火箭弹在进行外弹道测试时通常需要研制专用遥测弹来精确测试火箭弹的飞行参数，但是研制专用遥测弹的过程耗费成本较多。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种微型弹载遥测装置级火箭榴弹遥测方法。

为实现上述目的，本发明实施例提供了一种微型弹载遥测装置，设置于火箭榴弹的引信部位，所述微型弹载遥测装置包括天线组件、采编组件、弹载电池和外壳；

所述采编组件包括第一固定件、调制器、采编芯片、电源转换芯片、传感器组件、第二固定件和连接组件；所述连接组件的一端固定连接于所述第一固定件、另一端固定连接于所述第二固定件；所述调制器套设于所述连接组件靠近所述第一固定件的位置，所述采编芯片套设于所述连接组件靠近所述调制器且远离所述第一固定件的位置，所述电源转换芯片套设于所述连接组件靠近所述采编芯片且远离所述调制器的位置，所述传感器组件嵌设于所述第二固定件；所述天线组件固定连接于所述第一固定件远离所述调制器的位置，所述弹载电池固定连接于所述第二固定件远离所述电源转换芯片的位置；

所述天线组件与所述调制器通信连接，所述调制器与所述采编芯片通信连接，所述采编芯片与所述传感器组件通信连接；

所述电源转换芯片分别与所述调制器、所述采编芯片、所述传感器组件和所述弹载电池电连接；所述电源转换芯片用于将所述弹载电池的电压进行转换，向所述调制器、所述采编芯片、所述传感器组件提供转换之后的电压；

所述外壳包括具有开口的空腔，所述天线组件、所述采编组件和所述弹载电池容置于所述空腔，所述天线组件位于所述开口处。

可选地，所述传感器组件包括加速度传感器和角速度传感器；

所述加速度传感器和所述角速度传感器嵌设于所述第二固定件；

所述加速度传感器和所述角速度传感器与所述采编芯片通信连接；

所述加速度传感器和所述角速度传感器均与所述电源转换芯片电连接。

可选地，所述采编组件还包括功放板；

所述功放板嵌设于所述第一固定件；

所述功放板与所述调制器通信连接，所述功放板与所述天线组件通信连接；

所述功放板与所述电源转换芯片电连接。

可选地，所述天线组件包括天线本体和天线振子；

所述天线振子设置于所述天线本体，所述天线振子与所述天线本体通信连接；

所述天线本体与所述功放板通信连接。

可选地，微型弹载遥测装置还包括外罩；

所述外罩扣合于所述开口处，所述外罩与所述天线本体固定连接。

可选地，所述外罩与所述天线本体可拆卸式连接。

可选地，所述外壳为铝壳。

可选地，所述外罩为环氧玻璃。

本发明实施例还提供了一种火箭榴弹遥测方法，应用于上述微型弹载遥测装置，所述方法包括：

传感器组件采集所述火箭榴弹的飞行参数，将所述飞行参数发送至所述采编芯片；

所述采编芯片接收飞行参数，将所述飞行参数转换成数字信号，将所述数字信号按照遥测帧格式排列成串行脉冲编码数据，将所述串行脉冲编码数据发送至所述调制器；

所述调制器接收所述串行脉冲编码数据，将所述串行脉冲编码调制数据调制成射频信号，将所述射频信号发送至所述天线组件；

所述天线组件接收所述射频信号，将所述射频信号进行发射。

可选地，所述传感器组件包括加速度传感器和角速度传感器，所述加速度传感器和所述角速度传感器与所述采编芯片通信连接；传感器组件采集所述火箭榴弹的飞行参数，将所述飞行参数发送至所述采编芯片的步骤，包括：

所述加速度传感器采集所述火箭榴弹的过载信息，将所述过载信息发送至所述采编芯片；

所述角速度传感器采集所述火箭榴弹的转速信息，将所述转速信息发送至所述采编芯片。

本发明实施例提供的微型弹载遥测装置及火箭榴弹遥测方法，能够在有限的空间内实现弹载遥测功能，微型弹载遥测装置按引信结构进行设计，采用堆栈式结构进行安装，堆栈式结构为天线组件、第一固定件、调制器、采编芯片、电源转换芯片、传感器组件和第二固定件，且堆栈式结构通过连接组件进行固定，既提高了空间利用率，还能够保证整体稳定性，提高装置的可靠性和抗过载能力，无需额外研制专用遥测弹，具有一定的经济效益。

进一步地，堆栈式结构能够减少部件与部件之间的信号传输，进而提高信号传输的实时性和准确性。

进一步地，外罩采用环氧玻璃，在满足性能指标的情况下能够保证整个微型弹载遥测装置的强度和耐高温性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1为本发明实施例所提供的一种微型弹载遥测装置的结构示意图。

图2为本发明实施例所提供的一种微型弹载遥测装置的结构框图。

图3为本发明实施例所提供的一种信号处理的流程图。

图4为本发明实施例所提供的一种火箭榴弹遥测方法的流程图。

图标：

100-微型弹载遥测装置；

1-天线组件；11-天线本体；12-天线振子；

21-第一固定件；22-功放板；23-调制器；24-采编芯片；25-电源转换芯片；26-传感器组件；261-加速度传感器；262-角速度传感器；27-第二固定件；28-连接组件；

3-弹载电池；

4-外壳；

5-外罩；

601-传感器模块；602-遥测传输模块；603-弹载电源模块；604-引信外壳模块。

具体实施方式

发明人经调查发现，现有火箭弹在进行外弹道测试时通常需要研制专用遥测弹来精确测试火箭弹的飞行参数，但是研制专用遥测弹的过程耗费成本较多。若能研发一种微型弹载遥测装置替代火箭弹的引信，直接进行弹道测试，就不需要再研制专用遥测弹。

发明人经仔细分析发现，由于引信空间非常有限，需要弹载遥测装置尽可能小型化，其关键技术就在于采用微型弹载遥测装置替代引信后保持火箭弹气动外形、结构参数以及弹道性能不变，且微型弹载遥测装置必须能够承受火箭弹发射时的高过载冲击。

以上现有技术中的方案所存在的缺陷，均是发明人在经过实践并仔细研究后得出的结果，因此，上述问题的发现过程以及下文中本发明实施例针对上述问题所提出的解决方案，都应该是发明人在本发明过程中对本发明做出的贡献。

基于上述研究，本发明实施例提供了一种微型弹载遥测装置及火箭榴弹遥测方法。

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例只是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

图1示出了本发明实施例所提供的一种微型弹载遥测装置100的结构示意图，该微型弹载遥测装置100设置于火箭榴弹的引信部位，其结构与火箭榴弹的引信结构相同，如此设置，既能够替代火箭榴弹的引信，又能进行弹道参数测试，为评估武器系统性能和分析故障提供依据。采用该微型弹载遥测装置100，不再需要采用专用的遥测弹，减少了研制成本。

进一步地，请继续参阅图1，该微型弹载遥测装置100包括：天线组件1、采编组件、弹载电池3、外壳4和外罩5。由于火箭榴弹的引信体空间非常有限，因此需要微型弹载遥测装置100尽可能小型化，对此，本发明对天线组件1、采编组件、弹载电池3、外壳4和外罩5的连接关系进行了设计和调整，即堆栈式结构。以图1为例，微型弹载遥测装置100的结构由上到下依次为：外罩5、天线组件1、采编组件和弹载电池3。其中，天线组件1、采编组件和弹载电池3设置于外壳4内部，外壳4包括具有开口的空腔，天线组件1位于开口处，外罩5扣合于开口处，外罩5与天线组件1固定连接。采用堆栈式结构布置各个组件，保证了整个微型弹载遥测装置100的结构稳定性，并且能够提高整体空间利用率。

进一步地，采编组件作为微型弹载遥测装置100的核心部件，起着采集和转换火箭榴弹飞行参数的作用，转换之后的飞行参数能够被天线组件发射。具体地，采编组件包括第一固定件21、功放板22、调制器23、采编芯片24、电源转换芯片25、传感器组件26、第二固定件27和连接组件28。下面首先对采编组件的各个部件之间的结构连接关系进行说明：

第一固定件21和第二固定件27为圆柱形金属结构体，连接组件28包括多个连接杆，各个连接杆的一端固定连接于第一固定件21、另一端固定连接于第二固定件27，第一固定件21、第二固定件27和各个连接杆形成采编组件的“骨架”，功放板22、调制器23、采编芯片24、电源转换芯片25和传感器组件26均设置于该“骨架”内。具体地，功放板22嵌设于第一固定件21内，如此设置，能够便于散热，调制器23套设于连接组件靠近第一固定组件21的位置，采编芯片24套设于连接组件靠近调制器23且远离第一固定件21的位置，电源转换芯片25套设于连接组件靠近采编芯片24且远离调制器23的位置，传感器组件26嵌设于第二固定组件27内(便于定位)。可选地，传感器组件26包括加速度传感器261和角速度传感器262，可以理解，加速度传感器261和角速度传感器262均嵌设于第二固定件27。相应地，采编组件的各个部件之间也呈现圆柱形堆栈式结构，该结构在火箭榴弹飞行时能够承受较高的过载，且结构紧凑，空间利用率高。

接下来对上述部件的具体型号以及互相之间的通信连接关系进行说明：

在本实施例中，加速度传感器261采用压电式三轴加速度计MEAS 832M1-0200型加速度传感器来测量火箭榴弹的过载信息，该型号的加速度传感器体积小、功耗低，且安装方式为板载式，适合嵌入式系统。角速度传感器262采用DTS ARS-8K型传感器来测量火箭榴弹的转速信息，该型号的角速度传感器能够承受极端高冲击环境，适用于火箭榴弹高速飞行的环境。

进一步地，加速度传感器261和角速度传感器262均与采编芯片24通信连接，加速度传感器261将采集到的过载信息发送至采编芯片24，角速度传感器262将采集到的转速信息发送至采编芯片24。在本实施例中，采编芯片24采用FPGA芯片EP1C6Q240I8，该型号的芯片能够进行信号的处理、软件的加载以及电路逻辑功能和时序关系的编程设计，能够提高整个采编组件的通用性、模块化和可扩展性。例如，仅需要在FPGA芯片EP1C6Q240I8的外围扩展微封装的信号调理电路、交换子、模/数转换电路和电平变换电路，就能在有限的空间实现信号处理的全功能，具有硬件电路简单且功耗小，时序控制准确且易实现的优点，其中，硬件电路简单且功耗小，能够保证整个采编芯片24的体积不至于太大，进而满足了引信部位的空间限制要求。

采编芯片24与调制器23通信连接，采编芯片24在接收了过载信息和转速信息之后，会对过载信息和转速信息进行模数转换，通过16位模数转换器将过载信息和转速信息转换为数字信号，再按照遥测帧格式将数字信号排列成有序的串行脉冲编码数据，将串行脉冲编码数据发送至调制器23。

调制器23接收采编芯片24发送的串行脉冲编码数据，将串行脉冲编码数据调制成射频信号，可以理解，只有通过将模拟信号转换成数字信号并排列成串行脉冲编码调制数据，再调制成射频信号，才能完成发射前的准备。其中，发射功能由天线组件1实现。天线组件1接收该射频信号，将该射频信号进行发射。

进一步地，天线组件1包括天线本体11和天线振子12，天线振子12设置于天线本体11，天线振子12与天线本体11通信连接，天线本体11与功放板22通信连接，功放板22接收调制器23发送的射频信号，对该射频信号进行放大，并发送至天线组件1，天线组件1将射频信号进行发射。

由于天线组件1安装在弹尖位置，并且考虑到天线组件1的强度和透波性等因素，需要对外罩5的材料进行严格选取，外罩材料的选取主要是根椐天线组件1的使用环境，综合考虑天线组件1性能指标等因素，并且天线组件1安装在高速飞行弹尖上，在满足性能指标情况下，要求强度高，耐高温性好，因此在本实施例中，外罩5的材料选用环氧玻璃。其中，外罩5与外壳4和天线本体11螺纹连接，例如，外罩5与外壳4通过M12*1螺纹连接，螺纹部分点环氧树脂后拧紧。又例如，天线本体11和外壳4之间通过四个M12螺钉点环氧树脂后固定。可选地，外壳4选用铝棒2A12-T4，该材料强度高、导电性好、重量轻，能够满足性能要求。天线本体11包括很多部件，例如内导体、外导体、端盖、绝缘垫、插座、标准件等，其中，除绝缘垫采用聚四氟乙烯材料外，其余零件采用黄铜棒H62-Y2材料加工，其优点是强度高，导电性好。

请继续参阅图1，考虑到采编组件内部的各个器件在工作过程中需要电源，本实施例采用弹载电池3和电源转换芯片25相配合，以实现对采编组件内部的各个器件的供电。具体地，弹载电池3固定连接于第二固定件27远离电源转换芯片25的位置，且弹载电池3与电源转换芯片25通信连接，电源转换芯片25分别与功放板22、调制器23、采编芯片24、加速度传感器261和角速度传感器262电连接，电源转换芯片25用于将弹载电池3的电压进行转换，并向功放板22、调制器23、采编芯片24、加速度传感器261和角速度传感器262提供转换之后的电压。可以理解，不同的部件对应的转换电压比例不同，电源转换芯片25能够实现各个部件的使用要求。

例如，各个部件可能需要±15V、+10V、+5V、+3.3V、+1.5V的供电电源，而弹载电池3提供的是18V的电源，因此需要电源转换芯片25作二次电源变换，然而，在变换过程中可能存在压降较大进而导致耗散能量较大的问题，因此，综合能量损失、尺寸、抗冲击、温度适应性和电源稳定性等各项要求，本实施例选用MAX1776和MAX1556A芯片作为电源转换芯片25。这两种芯片的尺寸都为3mm×3mm，且为贴片式芯片，转换效率高、静态工作电流低、压差低，能够在满足-40℃～+85℃的温度下稳定工作，且两种型号的芯片都能以最少的外围元件数提供最佳的效率与降压转换性能，都能工作在高固定频率模式下，轻载与满载时都能提供优异的性能。进一步地，两种芯片具有较高的开关频率，因此允许外部元件尺寸很小，进而满足引信部位的空间限制要求。

可以理解，图1为本发明实施例所提供的微型弹载遥测装置100的结构示意图，为实体结构图。图2则示出了微型弹载遥测装置100结构框图，为一模块框图，由图2可见，传感器模块601与遥测传输模块602通信连接，弹载电源模块603与传感器模块601和遥测传输模块602电连接，传感器模块601能够实现加速度传感器和角速度传感器的信号采集功能，遥测传输模块602能实现信号处理和发射功能，弹载电源模块603能够实现为传感器模块601与遥测传输模块602供电的功能。

请结合图2和图3，由图可见，传感器模块601采集的模拟量(过载信息和转速信息)输入16位模数转换器(16×16bits ADC)，16位模数转换器输出16位数字量，该16位数字量输入PCM编码模块，PCM编码模块输出串行脉冲编码(Pulse Code Modulation，PCM)数据。

在此基础上，请参阅图4，为本发明实施例所提供的一种火箭榴弹遥测方法的流程图，该方法应用于上述微型弹载遥测装置100，具体包括以下步骤：

步骤S21，传感器组件采集火箭榴弹的飞行参数，将飞行参数发送至采编芯片。

其中，传感器组件包括加速度传感器和角速度传感器，飞行参数包括过载信息和转速信息，相应地，加速度传感器采集过载信息并将该过载信息发送至采编芯片，角速度传感器采集转速信息并将该转速信息发送至采编芯片。

步骤S22，采编芯片接收飞行参数，将飞行参数转换成数字信号，将数字信号按照遥测帧格式排列成串行脉冲编码数据，将串行脉冲编码数据发送至调制器。

可以理解，过载信息和转速信息为模拟信号，采编芯片需要先将模拟信号转换成数字信号，再进行PCM数据排列，然后将PCM信号发送至调制器。

步骤S23，调制器接收串行脉冲编码数据，将串行脉冲编码数据调制成射频信号，将射频信号发送至天线组件。

可以理解，通过这个步骤，能完成发射信号前的准备，在本实施例中，调制器采用小型S波段锁相式发射机，由调制前电路、晶体振荡器、鉴相鉴频器、环路滤波器、压控振荡器、分频器等部件组成，调制器能够将串行脉冲编码数据转换成射频信号，可选地，调制器在将射频信号发送至天线组件之前，会利用功放板对射频信号进行放大，进而增大射频信号被接收的几率。

步骤S24，天线组件接收射频信号，将射频信号进行发射。

上面提到，天线组件包括天线本体和天线振子，其中，天线振子可以采用改进型全向单振子天线。

综上，本发明实施例所提供的微型弹载遥测装置及火箭榴弹遥测方法，对结构进行了巧妙设计，将微型弹载遥测装置设置于火箭榴弹引信部位，能够对火箭榴弹的飞行参数进行准确测量，无需设置专用遥测弹，具有一定的经济效益。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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。

Claims (10)

1.一种微型弹载遥测装置，设置于火箭榴弹的引信部位，其特征在于，所述微型弹载遥测装置包括天线组件、采编组件、弹载电池和外壳；

所述采编组件包括第一固定件、调制器、采编芯片、电源转换芯片、传感器组件、第二固定件和连接组件；所述连接组件的一端固定连接于所述第一固定件、另一端固定连接于所述第二固定件；所述调制器套设于所述连接组件靠近所述第一固定件的位置，所述采编芯片套设于所述连接组件靠近所述调制器且远离所述第一固定件的位置，所述电源转换芯片套设于所述连接组件靠近所述采编芯片且远离所述调制器的位置，所述传感器组件嵌设于所述第二固定件；所述天线组件固定连接于所述第一固定件远离所述调制器的位置，所述弹载电池固定连接于所述第二固定件远离所述电源转换芯片的位置；

所述天线组件与所述调制器通信连接，所述调制器与所述采编芯片通信连接，所述采编芯片与所述传感器组件通信连接；

所述电源转换芯片分别与所述调制器、所述采编芯片、所述传感器组件和所述弹载电池电连接；所述电源转换芯片用于将所述弹载电池的电压进行转换，向所述调制器、所述采编芯片、所述传感器组件提供转换之后的电压；

所述外壳包括具有开口的空腔，所述天线组件、所述采编组件和所述弹载电池容置于所述空腔，所述天线组件位于所述开口处。

2.根据权利要求1所述的微型弹载遥测装置，其特征在于，所述传感器组件包括加速度传感器和角速度传感器；

所述加速度传感器和所述角速度传感器嵌设于所述第二固定件；

所述加速度传感器和所述角速度传感器与所述采编芯片通信连接；

所述加速度传感器和所述角速度传感器均与所述电源转换芯片电连接。

3.根据权利要求1所述的微型弹载遥测装置，其特征在于，所述采编组件还包括功放板；

所述功放板嵌设于所述第一固定件；

所述功放板与所述调制器通信连接，所述功放板与所述天线组件通信连接；

所述功放板与所述电源转换芯片电连接。

4.根据权利要求3所述的微型弹载遥测装置，其特征在于，所述天线组件包括天线本体和天线振子；

所述天线振子设置于所述天线本体，所述天线振子与所述天线本体通信连接；

所述天线本体与所述功放板通信连接。

5.根据权利要求4所述的微型弹载遥测装置，其特征在于，微型弹载遥测装置还包括外罩；

所述外罩扣合于所述开口处，所述外罩与所述天线本体固定连接。

6.根据权利要求5所述的微型弹载遥测装置，其特征在于，所述外罩与所述天线本体可拆卸式连接。

7.根据权利要求6所述的微型弹载遥测装置，其特征在于，所述外壳为铝壳。

8.根据权利要求6所述的微型弹载遥测装置，其特征在于，所述外罩为环氧玻璃。

9.一种火箭榴弹遥测方法，其特征在于，应用于上述权利要求1-8任意一项所述的微型弹载遥测装置，所述方法包括：

传感器组件采集所述火箭榴弹的飞行参数，将所述飞行参数发送至所述采编芯片；

所述采编芯片接收飞行参数，将所述飞行参数转换成数字信号，将所述数字信号按照遥测帧格式排列成串行脉冲编码数据，将所述串行脉冲编码数据发送至所述调制器；

所述调制器接收所述串行脉冲编码数据，将所述串行脉冲编码调制数据调制成射频信号，将所述射频信号发送至所述天线组件；

所述天线组件接收所述射频信号，将所述射频信号进行发射。

10.根据权利要求9所述的火箭榴弹遥测方法，其特征在于，所述传感器组件包括加速度传感器和角速度传感器，所述加速度传感器和所述角速度传感器与所述采编芯片通信连接；传感器组件采集所述火箭榴弹的飞行参数，将所述飞行参数发送至所述采编芯片的步骤，包括：

所述加速度传感器采集所述火箭榴弹的过载信息，将所述过载信息发送至所述采编芯片；

所述角速度传感器采集所述火箭榴弹的转速信息，将所述转速信息发送至所述采编芯片。