CN111780747A - 一种大空域高动态导航制导与控制一体化系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种大空域高动态导航制导与控制一体化系统及方法，系统包括光纤惯性测量单元、多模GNSS卫星接收机、双核嵌入式飞控计算机、抗高过载微型黑匣子、合路器、双路卫星天线、二次电源转换模块、基座、壳体；导航制导与控制程序运行于双核嵌入式飞控计算机上，导航程序采用鲁棒卡尔曼滤波算法在线调整卡尔曼最优增益和后验估计误差协方差，制导与控制程序采用方案攻角在线规划及自适应控制参数设计方法。本发明具有成本低、集成度高、体积小、抗高过载、简单经济可靠等优点。

Description

一种大空域高动态导航制导与控制一体化系统及方法

技术领域

本发明属于导航制导与控制技术领域，具体涉及一种大空域高动态导航制导与控制一体化系统及方法。

背景技术

随着世界各国运载火箭高强度、高密度发射的常态化，越来越成熟的发射技术促使人们向着低发射成本的方向探索，运载火箭回收重复利用是降低发射费用的有效途径之一；同时在传统运载火箭发射时，通常需要确定火箭残骸落区范围，选择人烟稀少的一上千平方公里地区，以进行人员疏散，方便残骸搜寻并减小残骸引发次生事故等，而随着经济快速发展，使得运载火箭子级实现指哪落哪的精确落区控制技术至关重要。

传统的导航与制导控制系统通常将各子系统独立安装，采用分布式结构，造成系统整体集成度低、体积较大、各个子系统间信号在传输过程中极易受到电磁干扰，且缺少对系统整体的抗冲击性能考量，从而影响了系统的整体能效。

现有的公开专利如“飞控与导航一体机”等，实现了导航和控制模块的部分集成，但通常用于无人机或导弹领域，并且在电气接口、算法、飞行动态特性、干扰环境、发射特性、系统功能等方面与本发明不一致，不具有对比性，无法用于运载火箭子级垂直回收与落区精确控制任务。

发明内容

本发明的目的在于提供一种大空域高动态导航制导一体化系统及方法，实现大空域高动态飞行状态下运载火箭的垂直回收和子级残骸落区的精确控制技术。

实现本发明的技术解决方案为：一种大空域高动态导航制导与控制一体化系统，包括光纤惯性测量单元、多模GNSS卫星接收机、双核嵌入式飞控计算机、抗高过载微型黑匣子、合路器、双路卫星天线、二次电源转换模块、基座和壳体；

所述光纤惯性测量单元、多模GNSS卫星接收机、双核嵌入式飞控计算机、抗高过载微型黑匣子、合路器、抗高温双路卫星天线、二次电源转换模块安装在基座上，基座外部覆盖有壳体；

所述光纤惯性测量单元通过RS422串口与双核嵌入式飞控计算机相连；多模GNSS卫星接收机通过RS232串口与双核嵌入式飞控计算机相连；双路卫星天线通过两路射频RF口与合路器相连，合路器将两路卫星导航信号耦合后，通过另一端的射频RF口与多模GNSS卫星接收机相连；双核嵌入式飞控计算机上对外留有四路RS422串口，运行导航制导与控制程序，通过一路RS422串口与外部箭载舵机系统相连，控制舵面进行偏转，通过一路RS422串口发送待监控信息到外部遥测系统和地面监控系统，最后一路RS422 串口用于地面半实物仿真；抗高过载微型黑匣子通过三路不同的串口分别与光纤惯性测量单元、多模GNSS卫星接收机和双核嵌入式飞控计算机相连。

进一步的，系统采用外部28V锂电池统一供电。

进一步的，光纤惯性测量单元用于完成对加速度计、光纤陀螺、温度信号的采集，并进行系统误差补偿与温度误差补偿。

进一步的，温度传感器采用一线式温度传感器，光纤陀螺采用光纤陀螺，加速度计采用石英挠性加速度计；采集电路以每秒2000Hz频率通过RS-422接口分别读取光纤陀螺发送的4字节32位补码数据，将接收到的数据进行解调，获得三轴角速度，并通过异步计数器和模数转换电路实现对石英挠性加速度计输出信号的采集，并经线性校正和补偿，获得视加速度，通过测温元件采集惯性器件温度信号，代入误差补偿模型中，获得补偿后的5ms平均视加速度和平均角速率，通过RS-422通讯接口输出给双核嵌入式飞控计算机。

进一步的，双核嵌入式飞控计算机采用DSP6747+FPGA双核处理器架构，导航与制导控制程序运行在主频300Mhz的DSP内核中，FPGA负责7路的串口数据通信；火箭起飞前起飞触点处于断开状态，起飞后起飞触点保持接通状态，火箭分离前触点处于接通状态，火箭分离后触点处于断开状态，双核嵌入式飞控计算机通过两路光电隔离转换器，分别实现起飞信号和分离信号的获取；装订到双核嵌入式飞控计算机中的飞行参数，掉电后能保存，再次上电后，可进行读取并使用；同时，双核嵌入式飞控计算机具有工作状态自我检测和评估功能。

进一步的，所述抗高过载微型黑匣子模块同时接收3路数据信息，包括光纤惯导、GNSS卫星接收机以及飞控计算机导航制导解算信息，所存储的数据信息通过标准的 USB接口进行读取。

进一步的，二次电源转换模块中，电源外供28V直流电源，在28V电源输入端接入防反接二极管；28V直流电源通过接入直流电源滤波器进行处理，28V直流电源经过滤波处理后，给合路器和起飞脱离开关供电，滤波后28V通过二次电源电路中DC/DC 模块转换为±15V、±5V、5V1和5V2。

一种基于上述系统的导航制导控制一体化方法，具体步骤如下：

步骤1，火箭发射前T1分钟系统加电，通过地面监控口进行舵机测试、参数装订，装订的参数存储在flash中，双核嵌入式飞控计算机通过遥测、地面监控串口与外部进行数据交互；

步骤2，火箭发射前T2分钟断开地面监控与测发控电源；

步骤3，火箭发射前T3分钟进行射前导航，惯导的原始数据、GNSS接收机原始信息以及双核嵌入式飞控计算机导航制导控制解算数据按指定节拍存储于抗高过载微型黑匣子；

步骤4，火箭发射前T4分钟双核嵌入式飞控计算机完成自主初始对准并开始组合导航解算；

步骤5，双核嵌入式飞控计算机接收到火箭起飞信号，进行起飞零点标记；

步骤6，双核嵌入式飞控计算机接收到火箭分离信号，栅格舵展开锁定，遥测模块数据下行，伺服机构热电池激活，伺服机构启动；

步骤7，按照运载火箭子级制导与控制算法，双核嵌入式飞控计算机进行制导控制模块解算，输出控制指令信号控制栅格舵偏转，对一子级进行调姿、减速和位置控制。

进一步的，步骤1中装订的参数包括发射点参数和落点参数以及制导控制参数。

本发明与现有技术相比，其显著优点为：

1、本系统体积小、成本低、功能全、通用性强。采用了模块化设计思路，电气接口采用通用化设计，惯导分系统可根据应用需求进行更换，改装成本低；集成度高，将多通道信号耦合、导航制导与控制、数据采集与记录等所有箭上核心功能集成于一体，并且体积小，重量轻；可同时进行7通道的数据交互，可满足地面半实物仿真试验和实际飞行试验，可利用惯导、GNSS模块的采集数据，进行组合导航与制导控制的解算，可通过遥测接口与地面仿真接口实时提供组合导航与制导控制解算后的导航以及舵偏控制信息，并可通过地面监控口进行测试及参数装订，装订的参数存储在SPI FLASH 中，下次加电若没有更新参数则默认上次参数运行；地面仿真接口可用于配合三轴转台与半实物仿真计算机完成地面导航与制导控制算法的半实物仿真验证试验；黑匣子用于对惯导IMU和GNSS接收机的原始采样数据及导航解算数据进行存储；可对火箭起飞、一二级分离信号进行检测，作为划分导航制导过程的关键时间节点。

2、本系统抗冲击性能强，在电路硬件设计中，选取抗振性能好的贴片元器件，并对电路板正反面灌胶；在结构设计中，充分考虑了抗振因素，通过对基座进行加速度试验仿真、正弦振动仿真、随机振动仿真，验证设计结果满足要求，同时采用高强度铝合金材料，增加产品整体的抗振能力。系统中重量比较大的电源电路板与陀螺仪安装于基座最底部，电源电路板上DC/DC模块与陀螺仪均和产品底部相接，进一步增强冲击过程中的抗振能力，保证了该产品在较大冲击条件下可以正常工作。

3、本系统电磁抗扰能力强，产品设计时主要采取了以下抗干扰措施：

系统供电：二次电源模块将锂电池组提供的28V电压进行抗干扰滤波，并将滤波后的28V通过二次电源电路中DC/DC模块转换为±15V、±5V、5V1和5V2，其中±15V、±5V供给陀螺、加速度计，5V1给双核嵌入式飞控计算机、黑匣子、多模GNSS接收机供电，5V2给采集处理电路供电，各路供电电源之间地线相互隔离，从而减小电源线上产生的电磁辐射以及相互之间的干扰。

传导抗扰度设计：飞控计算机与一子级栅格舵的安装位置相距较远，一子级的大功率舵机在工作时产生的干扰信号会通过传输线路耦合至通讯信号中，造成信号源的“污染”。因此，对飞控计算机与舵机间的通讯接口进行特殊设计，接收通道采用国产 GH0630J接收芯片，芯片内部采用GaAsAl红外发光二极管与单片集成高速光探测器相耦合，抗干扰性能强，最高传输速率可达100MB/s；舵机串口发送通道采用ADM2582E 芯片，芯片内部采用磁耦隔离设计，具有±15kV ESD保护的完全信号集成和电源隔离数据收发器，从而保证了数据收发的稳定性能；在火箭起飞与分离信号检测电路中，增加TVS管对电路起到浪涌保护的作用，增加磁珠对高频信号进行衰减，磁珠相较于电感在低频时具有更好的低阻抗，对高频信号有更强的衰减特性，可以将吸收的高频信号以热能的形式散发出去，之后再经过光耦芯片检测，使信号检测电路更加可靠。

辐射抗扰度设计：从PCB的层叠结构设计来讲，通过设置单独的电源层和地层，能够很好的起到抑制共模干扰的效果；设置多层电源层与地层，并使其相邻，可使得电流信号环路面积最小，可减少因辐射干扰而产生的谐振；电源层参杂各种谐波信号，会对信号质量产生影响，因此需要将走线靠近地层。从PCB元件布局、走线方面来讲，将模拟电路与数字电路分隔开来，在布局、布线工作完成后，进行铺铜处理，将电磁辐射的影响尽可能降低；通过在舵机信号传输芯片周围布地线，增强了信号的抗干扰性能。

本系统具备通用性，内核中集成了发射惯性坐标系下的组合导航算法及程序，采用了自适应鲁棒卡尔曼滤波算法，可在线调整卡尔曼最优增益和后验估计误差协方差，实现火箭返回段面临大空域、高速度、连续翻滚以及穿越黑障等因素的影响下，卫星导航信息易受到多源干扰，甚至出现频繁丢星情况下的连续稳健导航。方便用户针对自身特定应用场景，专注调试和研发制导控制软件并运行于本系统上，具备通用性和可扩展性。

附图说明

图1为本发明的系统组成框图。

图2为分设备在系统内的部署模式示意图。

图3为分设备在系统内的部署模式示意图。

图4为所发明系统的整体三维结构外形图。

具体实施方式

如图1所示，本发明提供一种大空域高动态导航制导与控制一体化系统，该一体化系统主要由光纤惯性测量单元2、多模GNSS卫星接收机3、双核嵌入式飞控计算机1、抗高过载微型黑匣子5、合路器6、抗高温双路卫星天线、二次电源转换模块4、基座、壳体等组成。一种大空域高动态导航制导一体化系统：

所述光纤惯性测量单元、多模GNSS卫星接收机、双核嵌入式飞控计算机、抗高过载微型黑匣子、合路器、抗高温双路卫星天线、二次电源转换模块统一安装在基座上，基座外部覆盖有壳体，采用抗高过载结构优化设计，系统可最大抵抗15000g过载的冲击；整体外形尺寸小于220mm×178mm×140mm，内部采用了模块化设计，保持电气接口不变，惯性测量单元亦可更换为MEMS机械式或其它对应型号的光纤惯性测量单元；系统同时充分考虑了系统内各模块的散热，并采用外部28V锂电池统一供电。图2、图 3为分设备在系统内的部署模式，图4为所发明系统的整体三维结构外形图。

所述低成本小型光纤惯性测量单元通过RS422串口与双核嵌入式飞控计算机相连；多模GNSS卫星接收机通过RS232串口与双核嵌入式飞控计算机相连；抗高温双路卫星天线通过两路射频RF口与合路器相连，合路器将两路卫星导航信号耦合后，通过另一端的射频RF口与多模GNSS卫星接收机相连；双核嵌入式飞控计算机上对外部还留有四路RS422串口，运行导航制导与控制程序，通过一路RS422串口与外部箭载舵机系统相连，控制舵面进行偏转，通过一路RS422串口发送待监控信息到外部遥测系统和地面监控系统，最后一路RS422串口用于地面半实物仿真；抗高过载微型黑匣子通过三路不同的串口分别与低成本小型光纤惯性测量单元、多模GNSS卫星接收机和双核嵌入式飞控计算机相连。

所述低成本小型光纤惯性测量单元主要完成对加速度计、光纤陀螺、温度等信号的采集，并进行系统误差补偿与温度误差补偿，其中温度传感器采用了一线式温度传感器，光纤陀螺采用低成本小型光纤陀螺，零偏稳定性小于1°/h，加速度计采用了石英挠性加速度计，零漂稳定性小于1mg；采集电路以每秒2000Hz频率通过RS-422接口分别读取光纤陀螺发送的4字节32位补码数据，将接收到的数据进行解调，获得三轴角速度，并通过异步计数器和模数转换电路实现对石英挠性加速度计输出信号的采集，并经线性校正和补偿，获得视加速度，通过测温元件采集惯性器件温度信号，代入误差补偿模型中，获得补偿后的5ms平均视加速度和平均角速率，通过RS-422通讯接口输出给双核嵌入式飞控计算机。

所述低成本小型光纤惯性测量单元由三轴光纤陀螺仪、三只单轴光纤加速度计和温度敏感器及相应的供电电源、数据采集、信号处理电路组成。三轴光纤陀螺仪与三只光纤加速度计均安装于基座上，且与箭体坐标系重合，独立安装，彼此互不影响；电源电路、数据采集和信号处理电路构成电路组件，安装在侧面盖板上，电路组件与基座上的光纤陀螺仪和加速度计通过软导线连接，系统各电源电路和数据采集、信号处理电路相互独立，各独立模块均可单独调试，实现维修方便的功用；基座是惯性测量模块的重要零件，陀螺仪、加速度计等高精度仪表都安装在基座上，设计高动态结构，满足一定航天飞行条件的刚度及强度要求，通过高精度加工的基座安装面，零部件安装满足所需的稳定性，且更换、拆装方便。

所述的惯性测量模块工作在较高温度环境条件下，由于热传导会导致部分元器件温度过高而无法正常工作，因此对惯性测量模块各产品器件进行隔热处理，采取如下措施：

(1)惯性测量模块各组件选择温度范围在-40℃～+125℃的元器件；

(2)对电路中电子元器件采用耐高温胶装灌封，对器件及印制板进行热防护。

所述的抗高温双路卫星天线、合路器、多模卫星接收机三者组成卫星导航分系统。卫星天线为符合国军标要求的耐高温导航无源天线，适应波段为GPS L1、GLONASS L1、BDSB1，广泛应用于导航调度、跟踪监测、测控以及军事等领域，尤其适用于弹载高温环境，可以承受400℃的高温环境，具备在200℃高温下工作200s能力，在箭体旋转时仍然能够接收到卫星信号；合路器采用两路输入一路输出的方式，将两路卫星天线所捕获到的卫星信号进行耦合，并通过另外一路输出给多模GNSS卫星接收机；多模 GNSS卫星接收机可以在箭体高速飞行过程中完成GNSS信息捕获与跟踪，输出信息包括位置、速度、秒脉冲、接收机通道状态、收星数、卫星时间和UTC时间，具有实时伪距和载波相位辅助码跟踪能力，能很好地跟踪低仰角卫星，具有良好的抗有源干扰、抗信号跳变、抖动能力，其中GNSS卫星接收机的秒脉冲能够输出到飞控计算机，满足不同模块间数据的时间同步需求。

所述双核嵌入式飞控计算机采用了DSP6747+FPGA双核处理器架构设计，导航与制导控制程序运行在主频高达300Mhz的DSP内核中，FPGA负责7路的串口数据通信；内核采用基于缓存的两级架构，能够实时通过对IMU数据、GPS数据的采集处理完成箭体的组合导航与飞行控制解算；FPGA芯片负责处理外部通讯，对每帧数据帧头、帧长度进行判断，并将采集到的7路串口数据通过写总线的方式发送至DSP，可实时监测载体的信号，并以中断的方式发送至DSP；双核嵌入式飞控计算机通过外扩的SDRAM 增强实时处理数据的能力，通过外扩SPI FLASH芯片，可以实现数据的掉电存储，通过NANDFLASH可以实现程序的固化与上电自启动功能。从传到抗扰度与辐射抗扰度两个方面对飞控计算机的电磁抗扰特性进行了设计，保证飞控计算机能够在强电磁干扰环境下正常进行导航与控制命令的解算，并与舵机系统间实现抗扰数据传输；火箭起飞前起飞触点处于断开状态，起飞后起飞触点保持接通状态，火箭分离前触点处于接通状态，火箭分离后触点处于断开状态，双核嵌入式飞控计算机通过两路光电隔离转换器，分别实现起飞信号和分离信号的获取；装订到双核嵌入式飞控计算机中的飞行参数，掉电后能保存，再次上电后，可进行读取并使用；同时，双核嵌入式飞控计算机具有工作状态自我检测和评估功能。

所述的抗高过载微型黑匣子模块可同时接收3路数据信息，包括光纤惯导、GNSS卫星接收机以及飞控计算机导航制导解算信息，所存储的数据信息可通过标准的USB 接口进行读取，并可通过专用的黑匣子分析软件进行编译解码，采用钢壳进行独立固定并采用环氧树脂进行了灌封，尺寸为30mm×30mm×10mm，抗高过载能力达15000g、存储容量不小于32GB，具备飞行时间40分钟以上的三路数据存储能力。

所述的二次电源转换模块中，电源外供28V直流电源，为了防止在调试过程中出现电源正负极反接对产品的损害，在28V电源输入端接入防反接二极管。为了防止电源线上瞬时过压脉冲和抑制共模、差模干扰，28V直流电源通过接入直流电源滤波器进行处理，从而减小电源线上产生的电磁辐射以及外部噪声对电源的干扰。28V直流电源经过滤波处理后，给合路器和起飞脱离开关供电，滤波后28V通过二次电源电路中 DC/DC模块转换为±15V、±5V、5V1和5V2，其中±15V、±5V供给低成本小型光纤惯性测量单元中的高精度I/F采集电路、光纤陀螺、石英加速度计，5V1给双核嵌入式飞控计算机、抗高过载微型黑匣子、合路器、多模GNSS卫星接收机供电，5V2给低成本小型光纤惯性测量单元中的采集处理电路供电。

本发明还提出一种大空域高动态导航制导一体化方法：考虑到启动时间、功耗、成本约束等要求，采用中低等精度低成本光纤陀螺仪和石英加速度计作为惯性测量敏感器件，并根据内部温度传感器测量环境温度，完成对陀螺与加速度计原始数据的温度误差补偿；光纤惯性测量模块所测量的姿态信息(三轴姿态角速度、三轴运动加速度、陀螺仪温度、加速度计温度信息)、GNSS定时定位信息(时间、位置、速度)以及相关导航参数经过飞控计算机进行发射惯性系下的组合导航解算，组合导航方法中设计了自适应鲁棒卡尔曼滤波算法，可在线调整卡尔曼最优增益和后验估计误差协方差，实现火箭返回段面临大空域、高速度、连续翻滚以及穿越黑障等因素的影响下，卫星导航信息易受到多源干扰，甚至出现频繁丢星情况下的连续稳健导航。制导控制系统根据组合导航解算得到的导航信息进行解算得到舵机控制信号，舵机执行机构根据输入的控制信号进行栅格舵面偏转，从而实现对箭体的调姿和位置、速度控制；飞控计算机通过遥测接口与地面监控接口实时提供组合导航与制导控制解算后的相关参数；地面仿真接口用于配合三轴转台与半实物仿真计算机完成地面导航与制导控制算法的半实物仿真验证试验；黑匣子同时接收3路数据信息，包括光纤惯导、GNSS卫星接收机以及飞控计算机所解算的导航与制导控制解算信息，所存储的数据信息通过标准的USB接口进行读取，并可通过专用的黑匣子分析软件进行编译解码。

组合导航算法建立在发射惯性坐标系下，采用了自适应鲁棒卡尔曼滤波算法，可在线调整卡尔曼最优增益和后验估计误差协方差，实现火箭返回段面临大空域、高速度、连续翻滚以及穿越黑障等因素的影响下，卫星导航信息易受到多源干扰，甚至出现频繁丢星情况下的连续稳健导航。

Claims (9)

1.一种大空域高动态导航制导与控制一体化系统，其特征在于，包括光纤惯性测量单元、多模GNSS卫星接收机、双核嵌入式飞控计算机、抗高过载微型黑匣子、合路器、双路卫星天线、二次电源转换模块、基座和壳体；

所述光纤惯性测量单元、多模GNSS卫星接收机、双核嵌入式飞控计算机、抗高过载微型黑匣子、合路器、抗高温双路卫星天线、二次电源转换模块安装在基座上，基座外部覆盖有壳体；

所述光纤惯性测量单元通过RS422串口与双核嵌入式飞控计算机相连；多模GNSS卫星接收机通过RS232串口与双核嵌入式飞控计算机相连；双路卫星天线通过两路射频RF口与合路器相连，合路器将两路卫星导航信号耦合后，通过另一端的射频RF口与多模GNSS卫星接收机相连；双核嵌入式飞控计算机上对外留有四路RS422串口，运行导航制导与控制程序，通过一路RS422串口与外部箭载舵机系统相连，控制舵面进行偏转，通过一路RS422串口发送待监控信息到外部遥测系统和地面监控系统，最后一路RS422串口用于地面半实物仿真；抗高过载微型黑匣子通过三路不同的串口分别与光纤惯性测量单元、多模GNSS卫星接收机和双核嵌入式飞控计算机相连。

2.根据权利要求1所述的大空域高动态导航制导与控制一体化系统，其特征在于，系统采用外部28V锂电池统一供电。

3.根据权利要求1所述的大空域高动态导航制导与控制一体化系统，其特征在于，光纤惯性测量单元用于完成对加速度计、光纤陀螺、温度信号的采集，并进行系统误差补偿与温度误差补偿。

4.根据权利要求3所述的大空域高动态导航制导与控制一体化系统，其特征在于，温度传感器采用一线式温度传感器，光纤陀螺采用光纤陀螺，加速度计采用石英挠性加速度计；采集电路以每秒2000Hz频率通过RS-422接口分别读取光纤陀螺发送的4字节32位补码数据，将接收到的数据进行解调，获得三轴角速度，并通过异步计数器和模数转换电路实现对石英挠性加速度计输出信号的采集，并经线性校正和补偿，获得视加速度，通过测温元件采集惯性器件温度信号，代入误差补偿模型中，获得补偿后的5ms平均视加速度和平均角速率，通过RS-422通讯接口输出给双核嵌入式飞控计算机。

5.根据权利要求书1或5所述的大空域高动态导航制导与控制一体化系统，其特征在于，双核嵌入式飞控计算机采用DSP6747+FPGA双核处理器架构，导航与制导控制程序运行在主频300Mhz的DSP内核中，FPGA负责7路的串口数据通信；火箭起飞前起飞触点处于断开状态，起飞后起飞触点保持接通状态，火箭分离前触点处于接通状态，火箭分离后触点处于断开状态，双核嵌入式飞控计算机通过两路光电隔离转换器，分别实现起飞信号和分离信号的获取；装订到双核嵌入式飞控计算机中的飞行参数，掉电后能保存，再次上电后，可进行读取并使用；同时，双核嵌入式飞控计算机具有工作状态自我检测和评估功能。

6.根据权利要求书1所述的大空域高动态导航制导与控制一体化系统，其特征在于，所述抗高过载微型黑匣子模块同时接收3路数据信息，包括光纤惯导、GNSS卫星接收机以及飞控计算机导航制导解算信息，所存储的数据信息通过标准的USB接口进行读取。

7.根据权利要求书1所述的大空域高动态导航制导与控制一体化系统，其特征在于，二次电源转换模块中，电源外供28V直流电源，在28V电源输入端接入防反接二极管；28V直流电源通过接入直流电源滤波器进行处理，28V直流电源经过滤波处理后，给合路器和起飞脱离开关供电，滤波后28V通过二次电源电路中DC/DC模块转换为±15V、±5V、5V1和5V2。

8.一种基于权利要求1-7任意一项所述系统的导航制导控制一体化方法，其特征在于，具体步骤如下：

步骤1，火箭发射前T1分钟系统加电，通过地面监控口进行舵机测试、参数装订，装订的参数存储在flash中，双核嵌入式飞控计算机通过遥测、地面监控串口与外部进行数据交互；

步骤2，火箭发射前T2分钟断开地面监控与测发控电源；

步骤3，火箭发射前T3分钟进行射前导航，惯导的原始数据、GNSS接收机原始信息以及双核嵌入式飞控计算机导航制导控制解算数据按指定节拍存储于抗高过载微型黑匣子；

步骤4，火箭发射前T4分钟双核嵌入式飞控计算机完成自主初始对准并开始组合导航解算；

步骤5，双核嵌入式飞控计算机接收到火箭起飞信号，进行起飞零点标记；

步骤6，双核嵌入式飞控计算机接收到火箭分离信号，栅格舵展开锁定，遥测模块数据下行，伺服机构热电池激活，伺服机构启动；

步骤7，按照运载火箭子级制导与控制算法，双核嵌入式飞控计算机进行制导控制模块解算，输出控制指令信号控制栅格舵偏转，对一子级进行调姿、减速和位置控制。

9.根据权利要求8所述的导航制导控制一体化方法，其特征在于，步骤1中装订的参数包括发射点参数和落点参数以及制导控制参数。

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