CN110425944B - 一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法，系统包括电源模块、MEMS惯性测量模块、卫星导航接收模块、控制模块、射频发射模块、图像测量模块、数据存储模块、数字量输入输出模块和开关量输入输出模块；该系统可以在飞行器高动态无控返回过程中，实时解算出分离体的位置、速度和姿态信息，并通过无线链路把上述信息实时发送到地面手持终端，为分离体回收提供下落轨迹和落点位置信息。

Description

一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法

技术领域

本发明属于导航制导与控制，涉及一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法。

背景技术

世界各航天大国及私营航天公司，均在积极开展可重复使用运载火箭的研制及飞行验证。随着火箭回收的结构、动力、控制等关键技术的突破，研制和飞行风险及经济成本已经大幅下降。运载火箭的回收及重复使用不仅可以大大降低发射成本，还能对飞行残骸进行有效的控制，避免造成生命财产损失。传统运载火箭的分离体在工作结束后无控自由坠落地面，重达数吨的残骸从空中坠落地面有巨大破坏力，解决分离体的安全控制问题已经刻不容缓。通过对分离体安全可控回收技术的研究，确认现阶段开展基于伞降技术的运载火箭分离体落区安全控制及回收是一种快速、经济、有效的方式。

为了实现运载火箭分离体的伞降回收方案，需确定分离体高动态无控返回过程中的速度、位置和姿态信息，用于开伞条件的解算，同时提供给地面搜寻人员分离体下落轨迹和落点信息。

我国某型火箭在西昌卫星发射中心发射，对于助推器而言，由于分离时刻的速度小于第一宇宙速度，分离体不能进入地球轨道，将再入大气层返回地面。目前助推器一般采用无控制的再入返回方式，由于各种随机干扰的影响，助推器的落点散布较大。当落区位于陆地时，较大的落区范围将带来人员、财物的疏散和安全问题，同时助推器贮箱内剩余的有毒推进剂会对环境造成污染，对人员造成伤害。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法，该系统可以在飞行器高动态无控返回过程中，实时解算出分离体的位置、速度和姿态信息，并通过无线链路把上述信息实时发送到地面手持终端，为分离体回收提供下落轨迹和落点位置信息。

本发明的技术方案为：一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，包括电源模块、MEMS惯性测量模块、卫星导航接收模块、控制模块、射频发射模块、图像测量模块、数据存储模块、数字量输入输出模块和开关量输入输出模块；

所述电源模块用于对整个飞行器测控系统中的各模块供电、对外火工品供电，以及为分离火工品和伺服系统供电；

所述MEMS惯性测量模块与卫星导航接收模块共同构成组合测量模块，对飞行器的位置和姿态进行测量和采集；

所述控制模块采用FPGA+DSP搭建控制模块硬件平台；FPGA 负责系统的数据采集和主要的逻辑控制，DSP负责导航信息处理，在导航过程中，微型惯性测量组合的信号经过滤波、放大处理后，通过模数转换器的采样、保持转换为数字信号；数字信号首先保存在FPGA 中的先进先出缓存器FIFO中，数据直接挂接在DSP总线上，DSP通过接口读取到SDRAM中进行导航运算；

所述射频发射模块在接收到分离使能信号后，将控制模块提供的飞行器位置坐标信息一方面通过GSM短信息发送单元，利用电信运营商网络发送到残骸搜寻人员手机端，另一方面通过BD2短报文服务，将信息发送给搜寻人员客户端用于飞行器测控系统的回收，且按照固定频率发送；射频发射模块接收到落地指令后，将飞行器位置坐标信息发送频率更改后继续发送；此外当飞行器测控系统发送一条短报文时，同时经过变频单元将这些数据进行一系列转换调成L频段信号，在前置放大器作用下放大，最后通过外接无源发射天线发送出去；

所述图像测量模块对飞行器器归航过程中工作情况进行实时视频记录，并将其存储到固态存储器中；图像测量模块中的摄像头与飞行器器测控系统主体呈分离式，之间通过电缆连接；

所述数据存储模块在测量过程中，将惯性测量装置实时输出的信息存储在固态存储器里，便于事后数据回读与数据分析；同时数据存储模块预留了状态检测通信接口，以便在地面测试过程中实时检测弹载姿态存储测试系统的工作状态；

所述数字量输入输出模块在控制模块作用下，通过RS-422或RS-485总线将定位定姿信息发送给外系统；

所述开关量输入输出模块向控制模块提供状态信息，为火工品配电；飞行器分离之后，控制模块接收到分离信号，通过内部延时单元，按照预设时间发出供电使能指令，以便于电源模块为分离火工品部件进行供电。

所述电源模块采用双锂电池备份供电，充电使用定电流、定电压方式；整个电源模块使用拓扑结构设计，采用级联降压的方式，即通过转换器将较高的电压转换为一个合适的中间电压，然后根据各模块的不同需求进行二次转换。

所述MEMS惯性测量模块由三轴MEMS陀螺仪、三轴MEMS加速度计及传感器信号调理单元组成；三轴MEMS陀螺仪的X、Y、Z三个敏感轴两两正交，陀螺仪和加速度计分别用于测量沿载体坐标系三个轴向上的旋转角速率和线加速度，得到三个轴向的旋转角速率wx、wy、wz和线加速度ax、ay、az 信息；信号调理单元对传感器模块输出的电压信号进行调理使其满足A/D采样的要求，并通过滤波器使得信号满足带宽要求。

卫星导航接收模块选用GPS/BDS双模卫星导航接收模块，实现对BDS B2 频点和GPS L1频点的接收；数据采用通用串行异步方式进行传输；卫星导航接收模块与四个接收天线设计成四向环形天线，以确保卫星信号稳定。

所述控制模块的硬件平台以FPGA+DSP+AD转换单元为基础搭建而成；

其中，FPGA内核采用1.8V低电压供电，工作频率200MHz，拥有4个时钟输入端，176个I/O口，10万个门电路，600个可编程逻辑块，内部集成10 个双口RAM，共40kbits；所述FPGA的配置信息存放在外部存储器PROM中，在FPGA芯片每次加电时都从外部PROM中读取配置程序，完成加载；FPGA 配置程序的加载使用的是JTAG下载方式，下载时使用到的引脚在IEEE1149.1 标准中定义；

所述DSP芯片主频375MHz，外设为2个外部存储器接口EMIF、1个并行接口UPP、64个独立的DMA通道及16个QDMA通道、3个通用异步收发传输器UART、2个通道控制器、3个转换控制器、2个多通道缓冲串行口 McBSP、3个32位的定时器eCAP；

所述AD转换单元同步采集三路过载传感器信号，并将该模拟信号转换为数字信号，并输出到FPGA中，为数据存储及传输做准备。

控制模块实现以下功能操作：(1)对MEMS惯性测量模块和卫星导航接收模块的信息进行综合滤波、解算处理，得到助推器的姿态、速度和位置信息，为助推器姿态控制系统提供有效参数信息；(2)对开关量输入输出模块进行控制，接收助推器分离信号，同时按照预设的时间控制电源模块为推进剂排放装置供电；(3)对射频发射模块进行控制，待助推器下落之后，将载体的位置坐标信息通过电信运营商网络和北斗卫星短信息服务，发送给助推器搜寻人员； (4)对数字量输入输出模块进行控制，一方面以RS-485数据协议对四路压力参数进行测量，另一方面以RS-485数据协议将姿态位置信息发送给其他子系统；(5)对数据存储模块进行控制，将助推器下落过程中的所有数据进行存储，便于助推器事后回收后进行数据回读与数据分析；(6)对图像采集模块进行控制，便于对助推器归航过程进行实时视频记录，并将数据存储到固态存储器中。

图像测量模块由摄像头和采集存储卡组成，采用四个摄像头进行图像测量；四个摄像头安装在飞行器固定测量安装位置，与飞行器测控终端主体呈分离状；采编存储板卡集成在测控终端主体内部；摄像头所采集的图像信息均通过线缆传输到终端主体内部的图像采编存储板卡中进行存储；终端通过控制电源模块以达到调节图像测量模块工作时间的目的。

所述图像测量模块中摄像头选用美国Omni Vision公司的OV5640摄像头作为系统的成像器件；所述图像测量模块中在采集和编码电路之间设计一组帧缓存电路，采用SDRAM进行缓存读写处理，输入的视频数据流以帧为单位交替地写入两个不同的SDRAM存储单元，在写入其中一块SDRAM的同时，将另一块SDRAM中的数据读出，并送到数据编码单元进行运运算。

射频发射模块在接收到飞行器分离信号后，将控制模块提供的飞行器测控终端载体位置坐标信息一方面通过GSM短信息发送单元，利用电信运营商网络发送到残骸搜寻人员手机端，另一方面通过BD2短报文服务，将信息发送给搜寻人员客户端，便于测控终端的回收发送频率为每20s发送一次；当控制模块监测到携带有测控终端的载体落地，将发出发送频率更改指令，射频发送模块接收到该指令后，将载体位置坐标信息发送频率更改为每10min发送一次。

所述射频发射模块在接收到分离信号之后启动正常工作模式；射频发射模块包括GSM无线传输单元和北斗短报文通信单元；

所述GSM无线传输单元提供2个通信频段，分别为EGSM900MHz和 DCS1800MHz，并且遵循标准的AT指令接口；在GSM短信息发送过程中，采用SMS短信息业务，短信息编辑字符数不超过140个字节，短信息通信控制采用PDU Mode模式；GSM短信息发送单元硬件部分通过串口方式同助推器测控终端控制模块进行数据传输，软件部分通过AT指令控制SMS短信息发送；在SMS短信息发送之前，对SIM900A模块初始化；

北斗短报文通信单元由前置放大器PA、低噪声放大器LNA、变频单元 RFIC、基带处理单元BBIC、SIM卡座和串口组成；当测控终端发送一条短报文时，首先控制模块将编辑好的符合通信协议的信息传输到北斗模块的串口数据接收端RX，基带处理单元收到串口数据接收端RX传来的通信申请指令，将指令转化为RDSS基带数据，然后经过变频单元将这些数据进行一系列转换调成L频段信号，同时变频单元也为基带处理部分芯片提供相关时钟信号，变频单元处理后的L频段信号在BD2短报文前置放大器作用下放大，最后通过外接无源发射天线发送出去；当测控终端接收一条短报文时，先通过外置无源接收天线接收到传来的S频段信号，然后经过模块内置LNA 对该信号进行滤波处理、低噪声放大，处理后的信号在变频单元的转换下成为中频数字信号，随后传入基带处理单元，经过基带处理单元的相关解码分析，最后通过串口发送端TX输出到外面控制模块处进行读取。

所述开关量输入输出模块选用具备四路输入四路输出相互独立的直流固态继电器，对其输入并联设计，输出串并联设计。

一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控方法，步骤如下：

1)飞行过程中完成对MEMS惯性测量模块与卫星导航接收模块的参数采集与信息融合；

2)接收起飞信号、飞行器分离信号，并控制电源模块按照预定时间为分离火工品供电；

3)完成对图像信号采集存储功能；

4)通过RS-485或RS-422总线将定位定姿信息发送给其他子系统；

5)将再入大气层落地之后的飞行器位置坐标发送给搜寻人员；

6)将飞行器下落过程中的所有数据进行采集存储；

7)与地面测试台配合完成对测量数据的实时记录、实时输出和事后回读。

本发明与现有技术相比的优点是：

本发明测控系统为解决助推器的返回控制问题，减小落区范围，提高火箭发射的安全性提供多发飞行数据，并为后续的成功控制奠定基础。

本发明所设计的助推器处理系统独立于火箭其他电气系统，拟安装在助推器头锥和(或)箱间段，旨在实现对助推器再入过程的姿态位置信息高精度测量，为落点预报和残骸搜寻提供信息，以解决火箭助推器落区的安全问题，为后续助推器伞降方案提供有效信息。

1)测控终端采用双锂电池备份供电方式。为防止过充电损害，锂电池充电使用定电流、定电压方式。测控终端内部带有两套互为备份的可充电锂电池，一方面对内仪器设备供电，负责给整个助推器测控终端中的各模块供电。

2)测控终端采用了MEMS惯性测量模块，惯性测量模块主要由三轴MEMS 陀螺仪、三轴MEMS加速度计及传感器信号调理单元组成，MEMS惯性测量模块实时输出六路传感器信号。

3)测控终端选用GPS/BDS双模卫星导航接收模块，实现对BDS B2频点和GPS L1频点的接收，能够应用于高性能、高动态、电磁环境复杂的环境。数据采用通用串行异步方式进行传输。卫星导航接收模块到接收天线设计成四向环形天线，以确保卫星信号稳定。同时将GNSS与INS进行组合，可以充分利用INS短期精度高、不受外界干扰和卫星导航长期精度高的优点，克服INS 长期精度低和卫星导航系统动态性能较差、易受干扰的缺点，进而在精度和可靠性方面可以获得比单独使用任何一种导航设备都优良的性能。

4)测控终端采用射频发送模块在接收到使能信号之后启动正常工作模式。射频发送模块包含GSM短信息发送和BD2短报文通信两部分。确保载体定位信息能够准确、可靠地发送到搜寻人员移动端。

附图说明

图1是测控系统总体框图。

图2是惯性测量模块组合示意图。

图3是GNSS/INS组合测量模块基本框架。

图4是射频模块工作流程图。

图5是射频发送模块组成框图。

图6是数字量输入输出模块工作流程图。

图7是开关量输入输出模块工作流程图。

图8是控制模块工作流图。

图9是电源模块原理图。

图10是GSM短信息发送流程图。

图11是卫星导航接收模块与定位接收天线连接图。

图12是图像测量方案示意图。

图13是图像测量模块数据缓存结构示意图。

图14是数据存储模块FLASH擦除数据的流程示意图。

图15是北斗短报文通信原理框图。

具体实施方式

如图1所示，测控系统具体组成包括电源模块、MEMS惯性测量模块、卫星导航接收模块、控制模块、射频发射模块、图像测量模块、数据存储模块、数字量输入输出模块、开关量输入输出模块共八个部分组成。具体实现为：

1)飞行过程中完成对MEMS惯性测量模块与卫星导航接收模块的参数采集与信息融合；

2)接收起飞信号、飞行器分离信号等状态信息，并控制电源模块按照预定时间为分离火工品供电；

3)完成对数字图像信号采集存储功能；

4)通过RS-485或RS-422总线将定位定姿信息发送给其他子系统；

5)将再入大气层落地之后的飞行器位置坐标发送给搜寻人员；

6)将飞行器下落过程中的所有数据进行采集存储；

7)与地面测试台配合完成对测量数据的实时记录、实时输出和事后回读。

主要功能为：

1)定位、定姿功能：飞行器分离后下落过程和落地后，可实时测量飞行器姿态、速度和位置信息，为落点预报和残骸搜寻提供信息；

2)回收辅助功能：测量存储飞行器的姿态、位置信息；

3)提供飞行器回收控制指令和分离能源。

1、电源模块

测控系统内部带有两套互为备份的可充电锂电池，一方面对内仪器设备供电，负责给整个飞行器测控终端中的各模块供电，供电电压7.4V。另一方面控制对外火工品供电，为分离火工品和伺服系统供电，分离火工品供电电压约28V，瞬态供电电流20A。

系统采用双锂电池备份供电方式，充电使用定电流、定电压方式。

两个锂电池构成相互备份，对负载进行供电，当接到相关状态信息，由控制模块发出供电指令，再经由继电器单元实现供电对分离火工品子系统进行供电。

根据测控终端的功耗和工作环境，以及电池的体积与质量，本方案选择高密度锂电池为测控终端供电。单体锂电池的平均电压为3.7V，便于组成电池电源组，锂电池能量密度高，具有高储存能量密度；工作温度范围为-20℃～60℃。为保证电源模块工作可靠性，电源模块采用双锂电池备份供电。为防止过充电损害，电源模块充电使用定电流、定电压方式。考虑到测控终端中不同电路使用的器件各不相同，所以对电源的需求也不一样。因此整个电源模块使用拓扑结构设计，采用级联降压的方式，即通过转换器将较高的电压转换为一个合适的中间电压，然后根据各模块的不同需求进行二次转换。

2、惯性测量模块

惯性测量模块主要由三轴MEMS陀螺仪、三轴MEMS加速度计及传感器信号调理单元组成，其X、Y、Z三个敏感轴两两正交，陀螺仪和加速度计分别用于测量沿载体坐标系三个轴向上的旋转角速率和线加速度，得到三个轴向的旋转角速率wx、wy、wz和线加速度ax、ay、az信息；信号调理单元具备以下功能：对传感器模块输出的电压信号进行调理使其满足A/D采样的要求。通过滤波器使得信号满足带宽要求。

MEMS惯性测量模块组合示意图如图2所示。正常工作情况下，MEMS惯性测量模块实时输出六路传感器信号，被数据采集系统采集后，进行后续处理，之后将有效信息存储到固态存储器里。X、Y、Z轴MEMS陀螺仪量程均为±400°/s，X、Y、Z轴MEMS加速度计量程均为±25g。

3、卫星导航接收模块

本系统选用中电54所的GPS/BDS双模卫星导航接收模块，实现对BDS B2频点和GPSL1频点的接收，能够应用于高性能、高动态、电磁环境复杂的环境。数据采用通用串行异步方式进行传输。

惯性测量模块与卫星导航接收模块共同构成组合测量模块，对飞行器的位置和姿态进行精确测量。GNSS/INS组合测量模块基本框架如图3所示，GNSS 卫星导航接收模块对于卫星信号进行接收并处理后得到测量信号，随同INS导航解算后的信息一起输入至数据融合模块进行滤波，从而得到最优或近似最优的导航结果。同时，滤波后的导航信息能够反馈校正IMU器件误差。卫星导航接收模块到接收天线设计成四向环形天线，以确保卫星信号稳定。卫星导航接收模块与定位接收天线连接图如图11所示。卫星导航接受模块对卫星信号进行接收并处理后得到测量信号，随同INS导航解算后的信息一起输入至控制模块进行滤波，从而得到优化后的导航结果。

4、射频发射模块

射频发射模块在接收到飞行器分离信号后，将控制模块提供的飞行器测控终端载体位置坐标信息一方面通过GSM短信息发送单元，利用电信运营商网络(移动、联通)发送到残骸搜寻人员手机端，另一方面通过BD2短报文服务，将信息发送给搜寻人员客户端，便于测控终端的回收，发送频率为每20s发送一次。当控制模块监测到携带有测控终端的载体落地，将发出发送频率更改指令，射频发送模块接收到该指令后，将载体位置坐标信息发送频率更改为每 10min发送一次。工作流程如图4所示。

射频发射模块在接收到分离信号之后启动正常工作模式。射频发射模块包含GSM短信息发送和BD2短报文通信两部分。为确保载体定位信息能够准确、可靠地发送到搜寻人员移动端，射频发送模块组成框图如图5所示。包括GSM 无线传输单元和北斗短报文通信单元。

本方案中，GSM无线传输单元采用芯讯通无线科技公司的SIM900A紧凑型产品，能够实现断线自动连接功能。SIM900A提供2个通信频段，分别为 EGSM900MHz和DCS1800MHz，并且遵循标准的AT指令接口。在GSM短信息发送过程中，采用SMS短信息业务，短信息编辑字符数不超过140个字节，短信息通信控制采用PDU Mode模式。GSM短信息发送单元硬件部分通过串口方式同助推器测控终端控制模块进行数据传输，软件部分通过AT指令控制SMS短信息发送。在SMS短信息发送之前，需要对SIM900A模块初始化。 GSM短信息发送流程如图10所示。

北斗短报文通信单元主要由PA(前置放大器)、LNA(低噪声放大器)、RFIC (变频单元)、BBIC(基带处理单元)、SIM卡座、串口等部分组成。工作原理如图15所示。当测控终端发送一条短报文时，首先控制模块将编辑好的符合通信协议的信息传输到北斗模块的串口数据接收端RX，基带处理单元收到串口数据接收端RX传来的通信申请指令，将指令转化为RDSS基带数据，然后经过变频单元将这些数据进行一系列转换调成L频段信号，同时变频单元也为基带处理部分芯片提供相关时钟信号，变频单元处理后的L频段信号在BD2短报文前置放大器作用下放大，最后通过外接无源发射天线发送出去。当测控终端接收一条短报文时，先通过外置无源接收天线接收到传来的S频段信号，然后经过模块内置LNA 对该信号进行滤波处理、低噪声放大，处理后的信号在变频单元的转换下成为中频数字信号，随后传入基带处理单元，经过基带处理单元的相关解码分析，最后通过串口发送端TX输出到外面控制模块处进行读取。

本方案根据需求从模块的外形尺寸、集成度、工作电压范围、发射电流大小、输出接口特性、通信成功率等方面进行综合考虑，选用的短报文通信板卡均为60秒板卡，发射间隔时间过长，本方案采用4个同类型BD2短报文模块循环发送的方式，以确保短报文发送间隔减少至15秒。

5、图像测量模块

图像测量模块由摄像头和采集存储卡组成，采用四个摄像头进行图像测量，测量方案为：摄像头安装在飞行器固定测量安装位置，与飞行器测控终端主体呈分离状，图像测量模块的采编存储板卡集成在测控终端主体内部。摄像头所采集的图像信息均通过线缆传输到终端主体内部的图像采编存储板卡中进行存储。终端通过控制电源模块以达到调节图像测量模块工作时间的目的。此方案图像测量方案示意图如图12所示。

图像测量模块中摄像头根据飞行器飞行速度、微小型及高实时性等需求，选用美国Omni Vision公司的OV5640摄像头作为系统的成像器件。该摄像头采用1/4寸的百万高清CMOS图像传感器制作，具有高灵敏度、高灵活性、支持JPEG输出等特点，能够实现不小于25fps的帧率。并且可支持曝光、白平衡、色度、饱和度、对比度等众多参数设置，支持JPEG/RGB565格式输出，能够实现自动对焦，可以满足不同场合需求。

图像测量模块中摄像头的数据采集模块的功能是完成对图像数据的捕获与写入。图像数据采集后，图像处理系统每秒要处理的数据量较大，在进行编码之前，先对图像进行帧缓存，因此在采集和编码电路之间设计一组帧缓存电路。本方案采用SDRAM进行缓存读写处理。SDRAM是一种同步动态随机存储器，同步动态随机存储技术的出现使得芯片的读/写速度提高了。其主要特点：与外部时钟同步访问存储器，读写操作需要与外部时钟同步，对配置和速度特性没有限制。本方案采用了如图13所示的乒乓缓存结构，输入的视频数据流以帧为单位交替地写入两个不同的SDRAM存储单元，在写入其中一块SDRAM的同时，将另一块SDRAM中的数据读出，并送到数据编码单元进行运运算，这样数据的输入输出都是不间断的，非常适合流水线式操作，完成数据的无缝缓存和处理。

控制模块接收到飞行器分离指令之后，启动图像数据采集使能，在控制模块中FPGA控制下，将摄像头采集到的图像数据，以帧为单位交替写入两块 SDRAM存储器，与此同时，数据被交替读出，输出并进行编码。数据流被严格有效地控制，不会出现丢数据或者误码，而且效率很高。

6、数字量输入输出模块

在控制模块作用下，通过RS-422或RS-485总线将定位定姿信息发送给飞行器子系统，工作流程如图6所示。

7、开关量输入输出模块

开关量输入向控制模块提供助推器分离信号和头锥分离等状态信息，开关量输出为4路火工品配电。飞行器分离之后，将会测控系统发送分离信号，控制模块接收到该信号后，通过内部延时单元，按照预设时间发出供电使能指令，以便于电源模块为分离火工品部件进行供电。工作流程如图7所示。

分离火工品部件能够实现电气开关的无触点通断，当其控制端无信号时，主电路呈阻断状态，当其被施加控制信号时，主电路呈导通状态，利用光电耦合方式使控制电路与负载电路之间没有任何电磁惯性，实现了电的隔离；

所述开关量输入输出模块动作部分按照火工电路设计，并采取有效的过电压保护措施和短路保护措施；由于继电器各组触点间不可能完全同时动作,故一般不采用两组或多组触点并联起来切换一个大于单个触点额定负载电流的电路；同时也不采用两组或多组触点串联起来去切换一个大于单个触点额定负载电压的电路；本方案采用将两个同类型、两组触点串并联使用，以此来提高继电器模块的工作可靠性；由于控制模块控制信号较小，为保证驱动功率满足固态继电器要求，在其前级增加晶体管驱动；为保证在点火信号给出之前火工品的安全性，在设计过程中加装火工品测量保护短接插头。

8、数据存储模块

在测量过程中，必须将惯性测量装置实时输出的信息存储在固态存储器里，以便于事后数据回读与数据分析。为了便于地面自检测试，固态存储器模块预留了状态检测通信接口，以便在地面测试过程中实时检测弹载姿态存储测试系统的工作状态。

所述数据存储模块采用K9K8G08U0E，该芯片为NAND型FLASH，其单片容量为8Gbits，具有高可靠性、可快速电擦写、寻址简单的特点，掉电后数据不会丢失，并可保证数据存储10年不丢失。设计中首先检测无效块的地址，在写数据的过程中，当碰到无效块的地址时，跳过该无效块，写入下一有效块中。本设计中对FLASH的操作包括数据擦除、写数据、读取数据。擦除数据流程如图14所示。

9、控制模块

所述控制模块的硬件平台以FPGA+DSP+AD转换单元为基础搭建而成；

其中，FPGA芯片选用XILINX公司的XC2S100E，它是一款大容量、高性能的FPGA，门数为10万门。该FPGA内核采用1.8V低电压供电，工作频率最高达200MHz，拥有4个时钟输入端，176个I/O口，10万个门电路，600 个可编程逻辑块，内部集成10个双口RAM，共40kbits，具有丰富的门阵列资源、灵活的可配置性和良好的抗干扰性，可以实现复杂的逻辑控制。FPGA的配置信息存放在外部存储器(PROM)中，在FPGA芯片每次加电时都要从外部PROM中读取配置程序，完成加载。FPGA配置程序的加载使用的是JTAG 下载方式，下载时使用到的引脚是在IEEE1149.1标准中定义的，它涉及到称为边界扫描技术。

DSP芯片选用TI公司的低功耗、高性能的浮点型TMS320C6748芯片，主频高达375MHz。在普通使用情况下总功率只有420mW，睡眠模式功耗仅为11mW，是目前业界所有浮点DSP芯片中功耗最小的，可以满足更多对更高程度的外设集成、更小功耗的系统需求。同时，TMS320C6748还具备丰富的外设：2个外部存储器接口(EMIF)、1个并行接口UPP、64个独立的DMA 通道及16个QDMA通道、3个通用异步收发传输器(UART)、2个通道控制器、3个转换控制器、2个多通道缓冲串行口(McBSP)、3个32位的定时器 (eCAP)。

A/D转换单元负责采集3路过载传感器信号，并将该模拟信号转换为数字信号，并输出到FPGA中，为数据存储及传输做准备。本设计中采用1片TI 公司生产的ADS8365实现3路过载传感器信号的同步采集。

控制模块中FPGA负责系统的数据采集和主要的逻辑控制，DSP主要负责导航信息处理，在导航过程中，微型惯性测量组合的信号经过滤波、放大等处理后，通过模数转换器的采样、保持转换为数字信号。数字信号首先保存在 FPGA中的先进先出缓存器FIFO中，数据直接挂接在DSP总线上，DSP通过接口读取到SDRAM中进行导航运算。控制模块是测控终端的核心模块，其工作流程如图8所示。

控制模块主要实现以下功能操作：(1)对MEMS惯性测量模块和卫星导航接收模块的信息进行综合滤波、解算处理，得到助推器的姿态、速度和位置信息，为助推器姿态控制系统提供有效参数信息；(2)对开关量输入输出模块进行控制，接收助推器分离信号，同时按照预设的时间控制电源模块为推进剂排放装置供电；(3)对射频发射模块进行控制，待助推器下落之后，将载体的位置坐标信息通过电信运营商网络和北斗卫星短信息服务，发送给助推器搜寻人员；(4)对数字量输入输出模块进行控制，一方面以RS-485数据协议对四路压力参数进行测量，另一方面以RS-485数据协议将姿态位置信息发送给其他子系统；(5)对数据存储模块进行控制，将助推器下落过程中的所有数据进行存储，便于助推器事后回收后进行数据回读与数据分析；(6)对图像采集模块进行控制，便于对助推器归航过程进行实时视频记录，并将数据存储到固态存储器中。

本发明一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控方法:

测控系统具体组成包括电源模块、MEMS惯性测量模块、卫星导航接收模块、控制模块、射频发射模块、图像测量模块、数据存储模块、数字量输入输出模块、开关量输入输出模块共八个部分组成。具体实现为：

1)飞行过程中完成对MEMS惯性测量模块与卫星导航接收模块的参数采集与信息融合；

2)接收起飞信号、飞行器分离信号等状态信息，并控制电源模块按照预定时间为分离火工品供电；

3)完成对数字图像信号采集存储功能；

4)通过RS-485或RS-422总线将定位定姿信息发送给其他子系统；

5)将再入大气层落地之后的飞行器位置坐标发送给搜寻人员；

6)将飞行器下落过程中的所有数据进行采集存储；

7)与地面测试台配合完成对测量数据的实时记录、实时输出和事后回读。 1、电源实现方法

为了保证电源模块工作的可靠性，系统采用双锂电池备份供电方式。为防止过充电损害，锂电池充电使用定电流、定电压方式。

两个锂电池构成相互备份，对负载进行供电，当接到相关状态信息，由控制模块发出供电指令，再经由继电器单元实现供电对分离火工品子系统进行供电。为保证市购电池质量，采取如下措施：

1)选择有相关资质并服务过航天产品的厂家进行电池采购，同时要求该厂家对批次产品的标称值、应用环境等参数进行严格测试。

2)所有电池采购后，均进行进厂复检。同时按照比例进行鉴定试验筛选。批次电池单元不足10个，取1个进行鉴定试验筛选；10个以上按照10:1取样品量进行鉴定试验筛选；不足1个的样品量按1个样品量抽取。鉴定筛选试验包括电池充放电时间测试、温度类测试(高低温、老炼)、冲击试验测试、随机振动试验测试。

因为系统中不同电路使用的器件各不相同，所以对电源的需求也不一样。因此整个电路使用拓扑结构设计，采用级联降压的方式，即通过转换器将较高的电压转换为一个合适的中间电压，然后根据各模块的不同需求进行二次转换。电源模块原理如图9所示。

同时，电源模块及其保护壳在PCB和机械结构设计时，充分考虑高功耗电源芯片的散热，电源的隔离以及电池的保护等。锂电池1A与锂电池1B构成相互备份，对终端内部负载进行供电；锂电池2为助推器分离火工品子系统供电，当接到相关状态信息，由控制模块发出供电指令，再经由继电器单元实现供电对分离火工品子系统进行供电。

MEMS惯性测量模块工作电压5V，工作电流0.36A；

卫星导航接收模块工作电压5V，工作电流0.6A；

射频发射模块中，BD2短报文通信单元待机或接收状态下工作电压与工作电流分别为5V、0.3A；BD2短报文通信单元发射状态下工作电压与工作电流分别为5V、3A。GSM短信息单元接收状态下工作电压与工作电流分别为5V、 0.005A；GSM短信息单元发射状态下工作电压与工作电流分别为5V、0.14A；

图像测量模块待机状态下工作电压与工作电流分别为5V、0.00002A；工作状态下工作电压与工作电流分别为5V、0.14A；

开关量输入输出模块输入电压5V，输入电流0.005A；

控制模块工作电压5V，工作电流0.25A；

为保证测量仪器的电源稳定性，助推器测控终端内部各个模块所需求的电压均为7.4V通过LDO转换器转换得到。根据终端功耗情况和工作时长，同时考虑冗余设计，以此来确定锂电池具体容量。

2、惯性测量实现方法

惯性测量模块主要由三轴MEMS陀螺仪、三轴MEMS加速度计及传感器信号调理单元组成，其X、Y、Z三个敏感轴两两正交，陀螺仪和加速度计分别用于测量沿载体坐标系三个轴向上的旋转角速率和线加速度，得到三个轴向的旋转角速率wx、wy、wz和线加速度ax、ay、az信息；信号调理单元具备以下功能：对传感器模块输出的电压信号进行调理使其满足A/D采样的要求。通过滤波器使得信号满足带宽要求。

MEMS惯性测量模块主要由三轴MEMS加速度计和三轴MEMS陀螺仪组成。本方案中，MEMS加速度计采用美国SDI公司的Model 1521型传感器， MEMS陀螺仪采用SENSONOR公司的STIM202型传感器。传感器分置于X、 Y、Z三个方向完成对轴、径、切三个方向上信息的采集。其中三轴MEMS陀螺仪以RS-422数字量输出，而三轴过载传感器输出为0～5V的模拟电压信号，通过插座/插头输出到信号调理模块，经过信号调理单元调理到0V～5V范围之间，然后输出到A/D转换器进行模数转换。

3、卫星导航接收实现方法

GNSS能为陆地、海洋和空间的用户提供全天候、全时间、连续的三维位置、三维速度和时间信息，缺点是动态性能较差、易受电磁干扰、卫星信号易被遮挡等。本方案选用的GPS/BDS双模卫星导航接收模块，实现对BDS B2 频点和GPS L1频点的接收，能够应用于高性能、高动态、电磁环境复杂的环境。数据采用通用串行异步方式进行传输。卫星导航接收模块到接收天线设计成四向环形天线，以确保卫星信号稳定。

INS是一种既不依赖于外部信息，又不发射信息的自主式导航系统，具有隐蔽性好、抗干扰能力强等优点，缺点是导航误差随时间累积。将GNSS与INS 进行组合，可以充分利用INS短期精度高、不受外界干扰和卫星导航长期精度高的优点，克服INS长期精度低和卫星导航系统动态性能较差、易受干扰的缺点，进而在精度和可靠性方面可以获得比单独使用任何一种导航设备都优良的性能。

MEMS惯性测量模块与卫星导航接收模块共同构成组合测量模块，对助推器的位置和姿态进行精确测量。GNSS/INS组合测量模块基本框架如图3所示， GNSS卫星导航接收模块对于卫星信号进行接收并处理后得到测量信号，随同 INS导航解算后的信息一起输入至数据融合模块进行滤波，从而得到最优或近似最优的导航结果。同时，滤波后的导航信息能够反馈校正IMU器件误差。

4、射频发射实现方法

飞行器分离后将会继续爬高，飞过顶点后将再入大气层着陆于内陆某地。控制模块内部设计有延时模块，在助推器与芯级分离之后第400s时刻(或距离地面高度约5km)，发出使能信号，射频发射模块在接收到使能信号后，将控制模块提供的飞行器测控终端载体位置坐标信息一方面通过GSM短信息发送单元，利用电信运营商网络(移动、联通)发送到残骸搜寻人员手机端，另一方面通过BD2短报文服务，将信息发送给搜寻人员客户端，便于飞行器测控系统的回收，发送频率为每20s发送一次。当控制模块监测到携带有测控系统飞行器落地，将发出发送频率更改指令，射频发送模块接收到该指令后，将载体位置坐标信息发送频率更改为每10min发送一次。

测控系统中的控制模块接收到飞行器分离信号之后，通过其内部延时单元，按照预定时间发出启动射频模块使能信号，射频发送模块在接收到使能信号之后才启动正常工作模式。射频发送模块包含GSM短信息发送和BD2短报文通信两部分。为确保载体定位信息能够准确、可靠地发送到搜寻人员移动端。

GSM短信息发送单元采用的SIM900A紧凑型产品，能够实现断线自动连接功能。SIM900A提供2个通信频段，分别为EGSM900MHz和DCS1800MHz，并且遵循标准的AT指令接口。在GSM短信息发送过程中，采用SMS短信息业务，短信息编辑字符数不超过140个字节，短信息通信控制采用PDU Mode 模式。GSM短信息发送单元硬件部分通过串口方式同助推器测控终端控制模块进行数据传输，软件部分通过AT指令控制SMS短信息发送。在SMS短信息发送之前，需要对SIM900A模块初始化。GSM短信息发送流程如图10所示。

BD2短报文通信单元主要由PA(前置放大器)、LNA(低噪声放大器)、 RFIC(变频单元)、BBIC(基带处理单元)、SIM卡座、串口等部分组成。

当系统发送一条短报文时，首先控制模块将编辑好的符合通信协议的信息传输到北斗模块的串口数据接收端RX，基带处理单元收到串口数据接收端RX 传来的通信申请指令，将指令转化为RDSS基带数据，然后经过变频单元将这些数据进行一系列转换调成L频段信号，同时变频单元也为基带处理部分芯片提供相关时钟信号，变频单元处理后的L频段信号在BD2短报文前置放大器作用下放大，最后通过外接无源发射天线发送出去。

当系统接收一条短报文时，先通过外置无源接收天线接收到传来的S频段信号，然后经过模块内置LNA对该信号进行滤波处理、低噪声放大，处理后的信号在变频单元的转换下成为中频数字信号，随后传入基带处理单元，经过基带处理单元的相关解码分析，最后通过串口发送端TX输出到外面控制模块处进行读取，模块的信息接收可以连续进行

本方法中，针对市面上的几种成熟的短报文通信模块，根据需求从模块的外形尺寸、集成度、工作电压范围、发射电流大小、输出接口特性、通信成功率等方面进行综合考虑选型。目前常用的低成本BD2短报文通信板卡均为60 秒板卡，发射间隔时间过长，本方案采用4个同类型BD2短报文模块循环发送的方式，以确保短报文发送间隔减少至15秒。

5、图像测量实现方法

图像测量模块旨在对飞行器器归航过程中工作情况进行实时视频记录，并将其存储到固态存储器中。摄像头模块与飞行器器测控系统主体呈分离式，之间通过电缆连接。CMOS摄像头的数据采集模块的功能是完成对图像数据的捕获与写入，由于图像传感器单位时间内产生的数据是连续的，而且数据量比较大，图像数据采集后，图像处理系统每秒要处理的数据量较大，为了能够及时处理数据，在进行编码之前，需要先对图像进行帧缓存，而大容量的帧缓存从速度和成本上综合考虑，为了防止在编码过程中造成数据的丢失，需要在采集和编码电路之间设计一组帧缓存电路。通常采用SDRAM进行缓存读写处理。 SDRAM是一种同步动态随机存储器，同步动态随机存储技术的出现使得芯片的读/写速度提高了。其主要特点：与外部时钟同步访问存储器，读写操作需要与外部时钟同步，对配置和速度特性没有限制。

目前使用较多的图像传感器主要有CCD图像传感器和CMOS图像传感器两大类。CMOS传感器虽然在图像质量、动态范围、噪声等方面的参数不如 CCD传感器，但能将图像传感部分和控制电路集成在同一块芯片上，是一个比较完整的图像系统，其高速性也是CCD传感器无法比拟的。CMOS图像传感器可直接输出数字信号，不用额外的A/D转换或视频信号处理芯片，外围电路较简单；且CMOS工艺更利于系统的进一步集成,利于后期专用芯片的设计。

考虑到载体飞行速度快，对系统具有微小型化和高实时性要求，且要求成本低，所以本方案选用美国Omni Vision公司的OV5640摄像头作为系统的成像器件。该摄像头采用1/4寸的百万高清CMOS图像传感器制作，具有高灵敏度、高灵活性、支持JPEG输出等特点，能够实现不小于25fps的帧率。并且可支持曝光、白平衡、色度、饱和度、对比度等众多参数设置，支持 JPEG/RGB565格式输出，能够实现自动对焦，可以满足不同场合需求。

6、数字量输入输出实现方法

在控制模块作用下，通过RS-422或RS-485总线将定位定姿信息发送给助推器伞降子系统。

7、开关量输入输出实现方法

开关量输入输出模块向控制模块提供分离信号等状态信息，开关量输出为 4路火工品配电。飞行器通过分离插头将会向系统发送助推器分离信号，通过内部延时单元，按照预设时间发出供电使能指令，以便于电源模块为分离火工品部件进行供电。

分离火工品部件主要由固态继电器及其外围电路组成。其功能是根据控制模块发出的指令，结合所设定的延迟时间和维持时间，控制点火输出。分离火工品部件能够实现电气开关的无触点通断，当其控制端无信号时，主电路呈阻断状态，当其被施加控制信号时，主电路呈导通状态，利用光电耦合方式使控制电路与负载电路之间没有任何电磁惯性，实现了电的隔离。该模块动作部分按照火工电路设计，并采取有效的过电压保护措施和短路保护措施。

理论上继电器触点可以并联，也可以串联。触点并联可以提高电路接通的可靠性,对电路断开的可靠性则相反；触点串联可以提高电路断开的可靠性,对电路接通的可靠性则相反。由于继电器各组触点间不可能完全同时动作,故一般不采用两组或多组触点并联起来切换一个大于单个触点额定负载电流的电路；同时也不采用两组或多组触点串联起来去切换一个大于单个触点额定负载电压的电路。本方案采用将两个同类型、两组触点串并联使用，以此来提高继电器模块的工作可靠性。

本方案选用具备四路输入四路输出相互独立的直流固态继电器，其具有输入功率小、开关速度快、输出接通电阻稳定及工作可靠性高等特点。由于所选用的固态继电器四组输入可共正、负端控制，四组输出相互独立，通过对其输入并联设计，输出串并联设计，既满足了上述可靠性设计中的两并两串设计思想，又实现了小型化设计。

由于控制模块控制信号较小，为保证驱动功率满足固态继电器要求，在其前级增加晶体管驱动；为保证在点火信号给出之前火工品的安全性，在设计过程中加装火工品测量保护短接插头。

8、数据存储模块

在测量过程中，必须将惯性测量装置实时输出的信息存储在固态存储器里，以便于事后数据回读与数据分析。为了便于地面自检测试，固态存储器模块预留了状态检测通信接口，以便在地面测试过程中实时检测弹载姿态存储测试系统的工作状态。

本设计中存储单元采用K9K8G08U0E，该芯片NAND型FLASH，其单片容量为8Gbits，具有高可靠性、可快速电擦写、寻址简单的特点，掉电后数据不会丢失，并可保证数据存储10年不丢失。

由于生产工艺的限制，NAND型FLASH存储器内部存在无效块，使用过程中必须对无效块进行处理，本设计中首先检测无效块的地址，在写数据的过程中，当碰到无效块的地址时，跳过该无效块，写入下一有效块中。

本设计中对FLASH的操作包括数据擦除、写数据、读取数据。

9、控制模块

控制模块的硬件平台主要以FPGA+DSP为基础搭建而成。由其构建的硬件平台能够满足系统实时性、小型化、低功耗的需求。

(1)FPGA选型

FPGA芯片选用XC2S100E，它是一款大容量、高性能的FPGA，门数为 10万门。该FPGA内核采用1.8V低电压供电，工作频率最高达200MHz，拥有4个时钟输入端，176个I/O口，10万个门电路，600个可编程逻辑块，内部集成10个双口RAM，共40kbits，具有丰富的门阵列资源、灵活的可配置性和良好的抗干扰性，可以实现复杂的逻辑控制。

FPGA的配置信息通常存放在外部存储器(PROM)中，在FPGA芯片每次加电时都要从外部PROM中读取配置程序，完成加载。FPGA配置程序的加载使用的是JTAG下载方式，下载时使用到的引脚是在IEEE1149.1标准中定义的，它涉及到称为边界扫描技术。

(2)DSP选用TI公司的低功耗、高性能的浮点型TMS320C6748芯片，主频高达375MHz。在普通使用情况下总功率只有420mW，睡眠模式功耗仅为11mW，是目前业界所有浮点DSP芯片中功耗最小的，可以满足更多对更高程度的外设集成、更小功耗的系统需求。同时，TMS320C6748还具备丰富的外设：2个外部存储器接口(EMIF)、1个并行接口UPP、64个独立的DMA 通道及16个QDMA通道、3个通用异步收发传输器(UART)、2个通道控制器、3个转换控制器、2个多通道缓冲串行口(McBSP)、3个32位的定时器 (eCAP)。

(3)AD选型

A/D转换单元负责采集3路过载传感器信号，并将该模拟信号转换为数字信号，并输出到FPGA中，为数据存储及传输做准备。本设计中采用1片 ADS8365实现3路过载传感器信号的同步采集。

Claims (11)

1.一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：包括电源模块、MEMS惯性测量模块、卫星导航接收模块、控制模块、射频发射模块、图像测量模块、数据存储模块、数字量输入输出模块和开关量输入输出模块；

所述电源模块用于对整个飞行器测控系统中的各模块供电、对外火工品供电，以及为分离火工品和伺服系统供电；

所述MEMS惯性测量模块与卫星导航接收模块共同构成组合测量模块，对飞行器的位置和姿态进行测量和采集；

所述控制模块采用FPGA+DSP搭建控制模块硬件平台；FPGA负责系统的数据采集和主要的逻辑控制，DSP负责导航信息处理，在导航过程中，微型惯性测量组合的信号经过滤波、放大处理后，通过模数转换器的采样、保持转换为数字信号；数字信号首先保存在FPGA中的先进先出缓存器FIFO中，数据直接挂接在DSP总线上，DSP通过接口读取到SDRAM中进行导航运算；

所述射频发射模块在接收到分离使能信号后，将控制模块提供的飞行器位置坐标信息一方面通过GSM短信息发送单元，利用电信运营商网络发送到残骸搜寻人员手机端，另一方面通过BD2短报文服务，将信息发送给搜寻人员客户端用于飞行器测控系统的回收，且按照固定频率发送；射频发射模块接收到落地指令后，将飞行器位置坐标信息发送频率更改后继续发送；此外当飞行器测控系统发送一条短报文时，同时经过变频单元将这些数据进行一系列转换调成L频段信号，在前置放大器作用下放大，最后通过外接无源发射天线发送出去；

所述图像测量模块对飞行器归航过程中工作情况进行实时视频记录，并将其存储到固态存储器中；图像测量模块中的摄像头与飞行器测控系统主体呈分离式，之间通过电缆连接；

所述数据存储模块在测量过程中，将惯性测量装置实时输出的信息存储在固态存储器里，便于事后数据回读与数据分析；同时数据存储模块预留了状态检测通信接口，以便在地面测试过程中实时检测弹载姿态存储测试系统的工作状态；

所述数字量输入输出模块在控制模块作用下，通过RS-422或RS-485总线将定位定姿信息发送给外系统；

所述开关量输入输出模块向控制模块提供状态信息，为火工品配电；飞行器分离之后，控制模块接收到分离信号，通过内部延时单元，按照预设时间发出供电使能指令，以便于电源模块为分离火工品部件进行供电。

2.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：所述电源模块采用双锂电池备份供电，充电使用定电流、定电压方式；整个电源模块使用拓扑结构设计，采用级联降压的方式，即通过转换器将较高的电压转换为一个合适的中间电压，然后根据各模块的不同需求进行二次转换。

3.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：所述MEMS惯性测量模块由三轴MEMS陀螺仪、三轴MEMS加速度计及传感器信号调理单元组成；三轴MEMS陀螺仪的X、Y、Z三个敏感轴两两正交，陀螺仪和加速度计分别用于测量沿载体坐标系三个轴向上的旋转角速率和线加速度，得到三个轴向的旋转角速率wx、wy、wz和线加速度ax、ay、az信息；信号调理单元对传感器模块输出的电压信号进行调理使其满足A/D采样的要求，并通过滤波器使得信号满足带宽要求。

4.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：卫星导航接收模块选用GPS/BDS双模卫星导航接收模块，实现对BDS B2频点和GPSL1频点的接收；数据采用通用串行异步方式进行传输；卫星导航接收模块与四个接收天线设计成四向环形天线，以确保卫星信号稳定。

5.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：所述控制模块的硬件平台以FPGA+DSP+AD转换单元为基础搭建而成；

其中，FPGA内核采用1.8V低电压供电，工作频率200MHz，拥有4个时钟输入端，176个I/O口，10万个门电路，600个可编程逻辑块，内部集成10个双口RAM，共40kbits；所述FPGA的配置信息存放在外部存储器PROM中，在FPGA芯片每次加电时都从外部PROM中读取配置程序，完成加载；FPGA配置程序的加载使用的是JTAG下载方式，下载时使用到的引脚在IEEE1149.1标准中定义；

所述DSP芯片主频375MHz，外设为2个外部存储器接口EMIF、1个并行接口UPP、64个独立的DMA通道及16个QDMA通道、3个通用异步收发传输器UART、2个通道控制器、3个转换控制器、2个多通道缓冲串行口McBSP、3个32位的定时器eCAP；

所述AD转换单元同步采集三路过载传感器信号，并将三路过载传感器信号转换为数字信号，并输出到FPGA中，为数据存储及传输做准备。

6.根据权利要求5所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：控制模块实现以下功能操作：(1)对MEMS惯性测量模块和卫星导航接收模块的信息进行综合滤波、解算处理，得到助推器的姿态、速度和位置信息，为助推器姿态控制系统提供有效参数信息；(2)对开关量输入输出模块进行控制，接收助推器分离信号，同时按照预设的时间控制电源模块为推进剂排放装置供电；(3)对射频发射模块进行控制，待助推器下落之后，将载体的位置坐标信息通过电信运营商网络和北斗卫星短信息服务，发送给助推器搜寻人员；(4)对数字量输入输出模块进行控制，一方面以RS-485数据协议对四路压力参数进行测量，另一方面以RS-485数据协议将姿态位置信息发送给其他子系统；(5)对数据存储模块进行控制，将助推器下落过程中的所有数据进行存储，便于助推器事后回收后进行数据回读与数据分析；(6)对图像采集模块进行控制，便于对助推器归航过程进行实时视频记录，并将数据存储到固态存储器中。

7.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：图像测量模块由摄像头和采集存储卡组成，采用四个摄像头进行图像测量；四个摄像头安装在飞行器固定测量安装位置，与飞行器测控终端主体呈分离状；采编存储板卡集成在测控终端主体内部；摄像头所采集的图像信息均通过线缆传输到终端主体内部的图像采编存储板卡中进行存储；终端通过控制电源模块以达到调节图像测量模块工作时间的目的。

8.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：所述图像测量模块中摄像头选用美国Omni Vision公司的OV5640摄像头作为系统的成像器件；所述图像测量模块中在采集和编码电路之间设计一组帧缓存电路，采用SDRAM进行缓存读写处理，输入的视频数据流以帧为单位交替地写入两个不同的SDRAM存储单元，在写入其中一块SDRAM的同时，将另一块SDRAM中的数据读出，并送到数据编码单元进行运算。

9.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：射频发射模块在接收到飞行器分离信号后，将控制模块提供的飞行器测控终端载体位置坐标信息一方面通过GSM短信息发送单元，利用电信运营商网络发送到残骸搜寻人员手机端，另一方面通过BD2短报文服务，将信息发送给搜寻人员客户端，便于测控终端的回收发送频率为每20s发送一次；当控制模块监测到携带有测控终端的载体落地，将发出发送频率更改指令，射频发送模块接收到该指令后，将载体位置坐标信息发送频率更改为每10min发送一次。

10.根据权利要求9所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：所述射频发射模块在接收到分离信号之后启动正常工作模式；射频发射模块包括GSM无线传输单元和北斗短报文通信单元；

所述GSM无线传输单元提供2个通信频段，分别为EGSM900MHz和DCS1800MHz，并且遵循标准的AT指令接口；在GSM短信息发送过程中，采用SMS短信息业务，短信息编辑字符数不超过140个字节，短信息通信控制采用PDU Mode模式；GSM短信息发送单元硬件部分通过串口方式同助推器测控终端控制模块进行数据传输，软件部分通过AT指令控制SMS短信息发送；在SMS短信息发送之前，对SIM900A模块初始化；

北斗短报文通信单元由前置放大器PA、低噪声放大器LNA、变频单元RFIC、基带处理单元BBIC、SIM卡座和串口组成；当测控终端发送一条短报文时，首先控制模块将编辑好的符合通信协议的信息传输到北斗模块的串口数据接收端RX，基带处理单元收到串口数据接收端RX传来的通信申请指令，将指令转化为RDSS基带数据，然后经过变频单元将这些数据进行一系列转换调成L频段信号，同时变频单元也为基带处理部分芯片提供相关时钟信号，变频单元处理后的L频段信号在BD2短报文前置放大器作用下放大，最后通过外接无源发射天线发送出去；当测控终端接收一条短报文时，先通过外置无源接收天线接收到传来的S频段信号，然后经过模块内置LNA对该信号进行滤波处理、低噪声放大，处理后的信号在变频单元的转换下成为中频数字信号，随后传入基带处理单元，经过基带处理单元的相关解码分析，最后通过串口发送端TX输出到外面控制模块处进行读取。

11.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统，其特征在于：所述开关量输入输出模块选用具备四路输入四路输出相互独立的直流固态继电器，对其输入并联设计，输出串并联设计。

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