CN110488862A - 一种火箭一子级一体化飞控系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种火箭一子级一体化飞控系统，包括箭载飞控计算机模块、通讯模块、黑匣子模块和电源模块；其中箭载飞控计算机模块，用于导航、制导律和控制律的解算，控制多路串口端数据的交互，同时需要接收来自主箭体发送的火箭起飞与分离信号；通讯模块，用于飞控系统与舵机间进行通讯；黑匣子模块，用于储存火箭的飞行情况；电源模块，用于为箭载飞控计算机模块、通讯模块和黑匣子模块供电。本发明能够满足火箭一子级回收及落区控制工作环境高动态、高过载、温度变化剧烈的特点，具有成本低、体积小、可靠性高的优点。
Description
技术领域
本发明属于火箭制导控制技术领域，特别是一种火箭一子级一体化飞控系统。
背景技术
为适应运载火箭由“如何进入空间”转到“如何低成本进入空间”的要求，火箭一子级的精确导航、制导与控制技术也成为当下非常热门并具有挑战的研究领域。为了实现高动态、高音速环境下的火箭一子级的可靠回收，以及实现火箭一子级的高精度组合导航与姿态控制，就必须设计一套可靠性高、成本低的飞控系统。
高动态飞行体的导航与控制对于整个飞行体的飞行姿态与飞行轨迹有着重要的意义，对于弹体来说，可以精准的控制落点，保证命中率；对于火箭来说，可以对箭体的落区进行精确控制，避免不必要的财产损失和人员伤亡。
飞控系统作为整个火箭一子级导航与控制系统的核心，通过从惯性组件以及卫星接收机等完成原始数据的采集、滤波处理，然后在DSP中进行组合导航与控制解算，并可实时对栅格舵进行控制以完成对火箭飞行姿态的控制。
目前运载火箭一子级回收技术多采用降落伞(无控伞或可控翼伞)箭体回收技术，由于箭体着陆速度受结构质量和降落伞面积决定，因此降落伞的体积与质量成为制约降落伞回收重型火箭一子级的关键因素，存在一定的技术难度；另外一种是利用火箭自身动力系统进行垂直起降回收的技术，需要加装着陆缓冲机构，会损失部分运载能力。
发明内容
本发明的目的在于提供一种成本低、体积小，可同时完成多路数据采集以及复杂的组合导航、控制解算任务的火箭一子级一体化飞控系统。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种火箭一子级一体化飞控系统，包括箭载飞控计算机模块、通讯模块、黑匣子模块和电源模块；
所述箭载飞控计算机模块，用于进行导航、制导律和控制律的解算，控制多路串口端数据的交互，同时接收来自主箭体发送的火箭起飞与分离信号；
所述通讯模块，用于飞控系统与舵机间进行通讯；
所述黑匣子模块，用于储存火箭的飞行情况；
所述电源模块，用于为箭载飞控计算机模块、通讯模块和黑匣子模块供电；
所述飞控系统采用四层堆栈式结构，板间利用抗过载高密度连接器连接，将上述各模块集合到同一结构中，同时进行了隔热与屏蔽处理，用于散热与保持信号完整。
进一步地，所述箭载飞控计算机模块和通讯模块，采用DSP+FPGA架构的双核处理系统，能够同时进行7路的串口通讯收发以及实时导航、控制参数解算。
进一步地，所述黑匣子模块，支持三路串口数据读写，抗过载为18000g，黑匣子直径小于30mm，并能够设置开始存储数据的触发方式。
进一步地，所述电源模块，采用抗扰设计技术，将输入的28V直流电压滤波并将其转换为28V、12V、5V三种不同的电压，为箭载飞控计算机模块、通讯模块和黑匣子模块供电。
进一步地，所述通讯模块，采用电流型RS422通讯接口，电路接收芯片采用门电路输出型高速光耦芯片GH0631J，电路发送芯片采用磁耦隔离芯片ADM2582E。
进一步地，所述箭载飞控计算机模块中设置有开关量检测电路，用于火箭起飞与分离信号的检测，进行了光耦隔离，采用高电平触发分离信号，低电平触发起飞信号，在检测到火箭起飞与分离的信号后，进行500ms的滤波。
本发明与现有技术相比，其显著优点为：(1)体积小、结构紧凑、抗高过载，可以应用于高过载、温度变化剧烈条件，适用于多种高速飞行体的应用场合；(2)箭载飞控计算机模块与通讯模块完成多路数据的采集、解算以及多路数据的通信，采用主控解算芯片与通讯电路的分离设计，便于调试与故障的检测；(3)黑匣子模块采用多路数并行存储结构，完成卫星导航信息、惯导信息以及箭载计算机写入的导航制导与控制信息，可存储1小时以上数据，存储容量大，外直径小于30mm；(4)电源模块经单输入直流电压，实现多路电压滤波后输出，可满足箭载计算机、惯性测量单元以及GPS/BDS信号接收机、天线、黑匣子存储模块等单元的供电。
附图说明
图1为本发明一种火箭一子级一体化飞控系统的结构示意图。
图2为本发明中箭载飞控计算机模块和通讯通讯模块的结构框图。
图3为本发明中黑匣子模块的结构框图。
图4为本发明中电源模块的结构框图。
图5为本发明飞控系统与传统飞控系统设计对比示意图。
具体实施方式
本发明火箭一子级一体化飞控系统，包括箭载飞控计算机模块、通讯模块、黑匣子模块和电源模块；
所述箭载飞控计算机模块，用于进行导航、制导律和控制律的解算，控制多路串口端数据的交互，同时接收来自主箭体发送的火箭起飞与分离信号；
所述通讯模块，用于飞控系统与舵机间进行通讯；
所述黑匣子模块，用于储存火箭的飞行情况；
所述电源模块，用于为箭载飞控计算机模块、通讯模块和黑匣子模块供电；
所述飞控系统采用四层堆栈式结构，板间利用抗过载高密度连接器连接，将上述各模块集合到同一结构中，同时进行了隔热与屏蔽处理，用于散热与保持信号完整。
作为一种具体示例，所述箭载飞控计算机模块和通讯模块，采用DSP+FPGA架构的双核处理系统，能够同时进行7路的串口通讯收发以及实时导航、控制参数解算。
作为一种具体示例，所述黑匣子模块，支持三路串口数据读写，抗过载为18000g，黑匣子直径小于30mm，并能够设置开始存储数据的触发方式。
作为一种具体示例，所述电源模块，采用抗扰设计技术，将输入的28V直流电压滤波并将其转换为28V、12V、5V三种不同的电压，为箭载飞控计算机模块、通讯模块和黑匣子模块供电。
作为一种具体示例，所述通讯模块，采用电流型RS422通讯接口，电路接收芯片采用门电路输出型高速光耦芯片GH0631J，电路发送芯片采用磁耦隔离芯片ADM2582E。
作为一种具体示例，所述箭载飞控计算机模块中设置有开关量检测电路，用于火箭起飞与分离信号的检测，进行了光耦隔离，采用高电平触发分离信号，低电平触发起飞信号，在检测到火箭起飞与分离的信号后，进行500ms的滤波。
下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步说明。
实施例
本实施例一种火箭一子级一体化飞控系统，设计采用了多层堆栈式结构，将整个飞控系统的模块集合到同一结构中，从而可以只需要考量整体的安装精度即可，整个飞控系统直径68mm，高度36mm，功耗仅0.75W，重量96g，可满足长航时、微小型结构要求。
结合图1，本发明一种火箭一子级一体化飞控系统，包括箭载飞控计算机模块、通讯模块、黑匣子模块和电源模块；
所述箭载飞控计算机模块，用于进行导航、制导律和控制律的解算，控制多路串口端数据的交互，同时接收来自主箭体发送的火箭起飞与分离信号；
所述通讯模块，用于飞控系统与舵机间进行通讯；
所述黑匣子模块，用于储存火箭的飞行情况；
所述电源模块，用于为箭载飞控计算机模块、通讯模块和黑匣子模块供电。
结合图2，所述的箭载飞控计算机模块与通讯模块采用分离设计，可以根据不同的接口电路灵活调整设计结构而无需更改箭载计算机的主体电路，同时也方便调试电路以便于查找电路设计中所发现的问题。
所述箭载飞控计算机板模块选用DSP(TMS320C6748)+FPGA(XC6SLX16)的双核处理器结构设计，DSP用于导航、制导律和控制律的解算，FPGA控制多路串口端数据的交互，同时需要接收来自主箭体发送的火箭起飞与分离信号。在与舵机通讯中，由于舵机驱动电压为180-190V，飞控系统与舵机间的通讯信线路长20m左右，为了防止瞬态高压对接口的破坏以及有效隔离各个系统模块之间的相互干扰，因此在舵机通讯收发电路中对干扰信号进行隔离，采用电流型RS422通讯接口；电路接收芯片采用门电路输出型高速光耦芯片GH0631J，开关速度快，高达ns数量级；电路发送芯片采用磁耦隔离芯片ADM2582E，转换速率可达16Mbps，隔离电压2500V。
开关量设计检测电路用于火箭起飞与分离信号的检测，选用2GH302光耦隔离芯片，供电电压12V，高电平触发分离信号，低电平触发起飞信号，在检测到火箭起飞与分离的信号后，进行500ms的滤波，从而在软硬件上引入更多的抗干扰、保护等措施来提高接口的可靠性，以避免复杂环境中的电磁干扰造成信号的误判。
所述黑匣子模块采用多路数并行存储结构，完成卫星导航信息、惯导信息以及箭载计算机写入的导航制导与控制信息，可存储1小时以上数据，存储容量大，外直径小于30mm。结合图3，所述的黑匣子模块为三通道输入输出，波特率可调，方便与不同的数据读写电路相对接，支持三路串口数据读写，可抗过载为18000g，黑匣子直径小于30mm。由于火箭一子级飞行时间较长，黑匣子存储数据容量有限，故将其存储触发方式设计为可选，具体为：上电存储、通讯触发以及定时触发，以满足不同应用条件下的存储方式。
所述电源模块经单输入直流电压，实现多路电压滤波后输出，可满足箭载计算机、惯性测量单元以及GPS/BDS信号接收机、天线、黑匣子存储模块等单元的供电。结合图4，所述的电源模块通过将输入的28V直流电压进行抗干扰滤波进行处理，并将其转换为28V、12V、5V电压，为箭载飞控计算机模块、通讯模块和黑匣子模块供电。
图5为本发明整合飞控系统与传统飞控系统设计对比示意图，与传统飞控系统相比，本发明体积小、结构紧凑、抗高过载，适用于多种高速飞行体的应用场合。
本发明以火箭一子级有翼飞回式回收技术为背景，所设计的一体化的飞控系统的多层堆栈式结构，使得子级回收导航控制系统结构精简，抗高过载，可在复杂的环境条件下完成导航，制导与控制的任务，而对于箭体运载能力只有较小的负担。通过在火箭回收过程对舵面的控制进行气动减速和姿态控制，可用于现有火箭助推器和子级落区精确控制，减小落区面积。
Claims (6)
1.一种火箭一子级一体化飞控系统，其特征在于，包括箭载飞控计算机模块、通讯模块、黑匣子模块和电源模块；
所述箭载飞控计算机模块，用于进行导航、制导律和控制律的解算，控制多路串口端数据的交互，同时接收来自主箭体发送的火箭起飞与分离信号；
所述通讯模块，用于飞控系统与舵机间进行通讯；
所述黑匣子模块，用于储存火箭的飞行情况；
所述电源模块，用于为箭载飞控计算机模块、通讯模块和黑匣子模块供电；
所述飞控系统采用四层堆栈式结构，板间利用抗过载高密度连接器连接，将上述各模块集合到同一结构中，同时进行了隔热与屏蔽处理，用于散热与保持信号完整。
2.根据权利要求1所述的基于火箭一子级一体化飞控系统，其特征在于，所述箭载飞控计算机模块和通讯模块，采用DSP+FPGA架构的双核处理系统，能够同时进行7路的串口通讯收发以及实时导航、控制参数解算。
3.根据权利要求1所述的基于火箭一子级一体化飞控系统，其特征在于，所述黑匣子模块，支持三路串口数据读写，抗过载为18000g，黑匣子直径小于30mm，并能够设置开始存储数据的触发方式。
4.根据权利要求1所述的基于火箭一子级一体化飞控系统，其特征在于，所述电源模块，采用抗扰设计技术，将输入的28V直流电压滤波并将其转换为28V、12V、5V三种不同的电压，为箭载飞控计算机模块、通讯模块和黑匣子模块供电。
5.根据权利要求1所述的基于火箭一子级低一体化飞控系统，其特征在于，所述通讯模块，采用电流型RS422通讯接口，电路接收芯片采用门电路输出型高速光耦芯片GH0631J，电路发送芯片采用磁耦隔离芯片ADM2582E。
6.根据权利要求1所述的基于火箭一子级一体化飞控系统，其特征在于，所述箭载飞控计算机模块中设置有开关量检测电路，用于火箭起飞与分离信号的检测，进行了光耦隔离，采用高电平触发分离信号，低电平触发起飞信号，在检测到火箭起飞与分离的信号后，进行500ms的滤波。
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