CN112179378B - 一种偏振光导航辅助的传递对准系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种偏振光导航辅助的传递对准系统，该传递对准系统包括依次连接的偏振光导航传感器、偏振光导航数据处理模块和脐带电缆连接器，脐带电缆连接器与飞机的脐带电缆连接，传递对准系统置于飞机的发射挂架上，偏振光导航航向角与发射挂架的纵向一致，发射挂架的纵向与飞机主惯导之间的安装角度则为任意值；偏振光导航数据处理模块用于接收飞机主惯导的导航数据信息，接收偏振光导航传感器的传感信号并解算获得偏振光导航航向角，再利用飞机主惯导的导航数据信息和偏振光导航航向角构造虚拟主惯导的导航数据信息，利用虚拟主惯导的导航数据信息进行空射航空器子惯导的空中传递对准，以实现空射航空器的空中发射。

Description

一种偏振光导航辅助的传递对准系统

技术领域

本发明属于偏振光导航技术领域，更具体地，涉及一种偏振光导航辅助的传递对准系统。

背景技术

偏振光导航是一种新型的导航方式，其最初的原型是古人利用天然矿物(方解石、钾长石等)制成的偏振光罗盘，近现代时期改进的偏振光罗盘成为当时人们极地科考必备的导航装置之一。最近几十年内，科学家利用动物仿生原理研制出了性能更加完备和优异的偏振光导航仪器，该导航仪与惯性导航、GNSS 卫星导航等方式组合时，具备了一定程度的定向和定位能力。

前沿性研究成果显示，偏振光导航传感器精度已经优于0.1°，与惯性导航组合后的寻北精度可达到±1°水平，定位精度可以达到十几公里范围内。传递对准的本质是，当一个导航体在飞机、军舰等母体上进行发射前，导航体的子惯导在导航开始前需要精准的导航初始值，如航向角、俯仰角、滚动角、速度、位置等；导航体的子惯导借助母体上的主惯导等外部信息获取精准导航初始值的方法和过程即为传递对准流程。

然而，上述方案中传递对准流程中要求飞机主惯导与空射航空器子惯导之间的失准角误差必须控制在1°左右，空射航空器包括从飞机上发射的各类飞行器等，即空射航空器在飞机上发射的初始状态只能向机头方向发射，以飞机后向发射航空器为例，只能向前发射而后再掉转180°方向，不但延误反映时间和消耗更多的燃料，而且制导和控制都非常复杂和困难。

发明内容

针对现有技术的至少一个缺陷或改进需求，本发明提供了一种偏振光导航辅助的传递对准系统，其通过在飞机的发射挂架上设置传递对准系统，通过偏振光导航数据处理模块内的算法软件构造虚拟主惯导的导航数据信息，利用虚拟主惯导的导航数据信息进行空射航空器子惯导的空中传递对准，以实现空射航空器的空中发射。

为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供一种偏振光导航辅助的传递对准系统，传递对准系统包括依次连接的偏振光导航传感器、偏振光导航数据处理模块和脐带电缆连接器，脐带电缆连接器与飞机的脐带电缆连接，所述传递对准系统置于飞机的发射挂架上，偏振光导航传感器解算得到的偏振光导航航向角与发射挂架的纵向一致，空射航空器固定在发射挂架上后的子惯导与偏振光导航航向角之间的角度误差在常规传递对准容许的误差范围内，发射挂架的纵向与飞机主惯导之间的安装角度为任意值；其中，

偏振光导航数据处理模块用于接收飞机主惯导的导航数据信息，接收偏振光导航传感器的传感信号并解算获得偏振光导航航向角，利用飞机主惯导的导航数据信息和偏振光导航航向角构造虚拟主惯导的导航数据信息，利用虚拟主惯导的导航数据信息进行空射航空器子惯导的空中传递对准，以实现空射航空器的空中发射。

作为本发明的进一步改进，空射航空器子惯导和飞机主惯导之间的俯仰角度误差或滚动角度误差在常规传递对准容许的误差范围外时，飞机起飞前偏振光导航数据处理模块对虚拟主惯导的导航数据进行预处理以消除部分失准角误差。

作为本发明的进一步改进，预处理包括：

获取飞机主惯导导航数据和空射航空器子惯导导航数据，获取主惯导导航数据和子惯导导航数据的俯仰方向和滚动方向的初始失准角，调整传递对准过程中虚拟主惯导的俯仰和滚动角，令其与空射航空器子惯导俯仰和滚动方向上安装角误差在常规传递对准容许的误差范围内。

作为本发明的进一步改进，获取主惯导导航数据和子惯导导航数据的俯仰方向和滚动方向的初始失准角包括：

空射航空器子惯导在静止状态下采集自身的陀螺角速度信息和加表的加速度信息，利用采集数据获取静止状态下的子惯导俯仰角和滚动角；对比同时刻主惯导的俯仰角和滚动角，得到子惯导俯仰角减去主惯导俯仰角的差值Δθ₀，子惯导滚动角减去主惯导滚动角的差值

Δθ₀、

作为修正虚拟主惯导俯仰角和滚动角的固定常量。

作为本发明的进一步改进，飞机主惯导的导航数据信息包括航向角ψ_a、俯仰角θ_a、滚动角φ_a、北向速度V_aN、东向速度V_aE、地向速度V_aD、经度Lon_a、纬度Lat_a、海拔Alt_a和UTC时间。

作为本发明的进一步改进，偏振光导航数据处理模块接收飞机主惯导的导航数据信息后，对飞机主惯导的导航数据信息进行修正杆臂效应处理后，再利用处理后的主惯导的导航数据信息构造虚拟主惯导的导航数据信息。

作为本发明的进一步改进，虚拟主惯导的导航数据信息包括：航向角ψ′_a、俯仰角θ′_a、滚动角φ′_a、北向速度V′_aN、东向速度V′_aE、地向速度V′_aD、纬度Lat′_a、经度Lon′_a、海拔高度Alt′_a和UTC时间。

作为本发明的进一步改进，虚拟主惯导输出的信息数据更新率与飞机主惯导的数据更新率相同。

其中，利用飞机主惯导的导航数据信息和偏振光导航航向角构造虚拟主惯导的导航数据信息包括：

根据飞机主惯导输出的航向角ψ_a、俯仰角θ_a、滚动角φ_a、北向速度V_aN、东向速度V_aE、地向速度V_aD、经度Lon_a、纬度Lat_a、海拔Alt_a、UTC时间以及飞机主惯导体坐标系下的三个轴向角速度ω_ax、ω_ay、ω_az，构建出虚拟主惯导信息航向角ψ′_a＝ψ_a+Δψ₀、俯仰角θ′_a＝θ_a+Δθ₀、滚动角φ′_a＝φ_a+Δφ₀以及北向速度V′_aN、东向速度V′_aE、地向速度V′_aD、经度Lon′_a、纬度Lat′_a、海拔Alt′_a和UTC时间信息，其中，V′_aN、V′_aE、V′_aD、Lon′_a、Lat′_a和Alt′_a分别为飞机主惯导输出的北向速度V_aN、东向速度V_aE、地向速度V_aD、经度Lon_a、纬度Lat_a和海拔Alt_a进行修正杆臂效应后的值，Δψ₀为偏振光导航航向角与飞机主惯导输出的航向角之间的差值，Δθ₀、

分别作为修正虚拟主惯导俯仰角和滚动角的固定常量。如Δθ₀可以为空射航空器子惯导初始俯仰角与飞机主惯导初始俯仰角之间的差值，

可以为空射航空器子惯导初始滚动角与飞机主惯导初始滚动角之间的差值。

作为本发明的进一步改进，偏振光导航数据处理模块为嵌入式计算机，该嵌入式计算机的核心芯片类型包括DSP、ARM、FPGA和CPLD，并存储和运行相关算法数据、软件。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：

本发明提供的一种偏振光导航辅助的传递对准系统，其通过在飞机的发射挂架上设置传递对准系统，通过偏振光导航数据处理模块构造虚拟主惯导的导航数据信息，利用虚拟主惯导的导航数据信息进行空射航空器子惯导的空中传递对准，以实现空射航空器的空中发射，在以主惯导为参考基准的前提下，既能有效消除主惯导与子惯导之间的角度误差，又不像传统方式那样要求二者之间的角度误差不能超过一定数值，由此带来的优势是，空射航空器在飞机上发射的初始状态不再只能向机头方向发射，初始发射状态可以是前向、侧向、后向的任意方向。

本发明提供的一种偏振光导航辅助的传递对准系统，飞机主惯导与空射航空器子惯导之间不再严格规定挂载方式，如主惯导与子惯导之间的角度误差无需控制在1°左右，只要空射航空器纵向与飞机的发射挂架纵向一致且二者航向角之间的安装角度误差小于1°，就可以满足本系统的传递对准条件。

本发明提供的一种偏振光导航辅助的传递对准系统，在实施传递对准的过程中，由于本发明的装置安装在发射挂架上，发射挂架与空射航空器之间属于刚性连接，可以利用偏振光敏感到的航向角检测飞机机翼挠曲变形和抖动带来的部分干扰，因而可以提高传递对准精度，缩短传递对准时间。

附图说明

图1是本发明实施例提供的一种偏振光导航辅助的传递对准系统的结构示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

下面结合实施例和附图对本发明提供的一种偏振光导航辅助的传递对准系统的工作原理进行详细说明。

图1是本发明实施例提供的一种偏振光导航辅助的传递对准系统的结构示意图。如图1所示，本发明所涉及的一种偏振光导航辅助的传递对准系统，其包括依次连接的偏振光导航传感器、偏振光导航数据处理模块和脐带电缆连接器，脐带电缆连接器与飞机的脐带电缆连接，从而可以为整个传递对准系统提供电源并实现与外部的数据通信；传递对准系统置于飞机的发射挂架上，其中，飞机的发射挂架纵向与飞机主惯导之间的安装角度为任意值，如30°、90°、 180°或者其他角度。

传递对准系统的工作过程包括：偏振光导航数据处理模块接收飞机主惯导通过脐带电缆传来的航向角ψ_a、俯仰角θ_a、滚动角φ_a、北向速度V_aN、东向速度 V_aE、地向速度V_aD、经度Lon_a、纬度Lat_a、海拔Alt_a和UTC时间等导航数据信息，其中，这里的偏振光导航数据处理模块可以利用嵌入式计算机来实现，该嵌入式计算机的核心处理器利用DSP、ARM、FPGA、CPLD或其他形式的处理芯片来实现。作为一个示例，飞机主惯导使用的体坐标系O_aX_aY_aZ_a与空射航空器子惯导使用的体坐标系O_sX_sY_sZ_s均为前右下形式，导航坐标系可以采用当地水平地理北东下(NED)向坐标系，当地水平地理北东下(NED)向坐标系仅为实施例的一种，在实际工程中根据需要也可以选用其他形式的导航坐标系和体坐标系；空射航空器挂载到飞机的发射挂架上，空射航空器纵向与飞机的发射挂架纵向一致，但发射挂架的前向不一定和飞机的纵向一致，可以偏离任一角度，甚至直接朝向机尾方向；即航空器的真实航向角ψ_s与飞机的真实航向角ψ_a之间不是存在小角度的偏差，而是容许有任一角度的误差，例如30°、90°甚至180°等；

传递对准系统的工作过程还包括：在接收了飞机主惯导的导航信息之后，偏振光导航数据处理模块同时接收偏振光导航传感器发出的传感信号，配合内部存储的天空偏振光分布图和飞机主惯导提供的信息，处理计算后得到偏振光导航传感器获取的航向角ψ_p，偏振光导航传感器获取的航向角ψ_p与空射航空器的真实航向角ψ_p之间的误差在常规传递对准容许的误差范围内，如1°、3°或 5°以内；

传递对准系统的工作过程还包括：在获取飞机主惯导数据和偏振光导航传感器获取的航向角的基础上构建一个虚拟主惯导，虚拟主惯导输出的导航数据信息包括：航向角ψ′_a、俯仰角θ′_a、滚动角φ′_a、北向速度V′_aN、东向速度V′_aE、地向速度V′_aD、纬度Lat′_a、经度Lon′_a、海拔高度Alt′_a和UTC时间等，这些导航数据信息为利用偏振光导航传感器获取的航向角ψ_p和飞机主惯导导航数据信息在修正杆臂效应、预置安装误差角后计算获取的，虚拟主惯导输出的信息数据更新率与飞机主惯导的数据更新率可以相同也可以不同，优选地，虚拟主惯导输出的信息数据更新率与飞机主惯导的数据更新率相同，例如，飞机主惯导的数据更新率为5ms/组、50ms/组、100ms/组等，可依据不同的需求对虚拟主惯导和飞机主惯导的数据更新率进行相应的设置；最后利用虚拟主惯导的导航数据信息替代常规传递对准中的飞机主惯导的导航数据信息，完成对空射航空器子惯导的空中传递对准，实现空射航空器的空中发射。

通过上述传递对准系统，使得空射航空器受挂载方式更加灵活影响，地勤人员在地面挂载空射航空器时更加方便、快速和高效；空射航空器在发射时可以在360°范围的任意方向上射出，无需像传统方式只能沿飞机机头方向射出；当空射航空器向尾后方、侧后方发射时，空射航空器可以直接指向尾后或侧后方向发射，无需沿飞机机头方向射出后再大转弯掉头攻击；这样既节省了空射航空器的发动机燃料，又缩短了响应时间；同时也降低了对飞机火控系统和空射航空器制导控制系统复杂性的要求。

可选的，若空射航空器的子惯导和飞机主惯导之间在俯仰、滚动方向上的角度误差在常规传递对准容许的误差范围外时，如角度误差超过1°、3°或 5°，可以在飞机起飞前通过预处理提前消除部分失准角误差；预处理过程包括：飞机起飞前，其主惯导输出经度、纬度、海拔、UTC时间、俯仰角、滚动角、航向角；空射航空器子惯导输出角速度、加速度信息；偏振光导航数据处理模块利用相关导航信息提前消除空射航空器子惯导的部分失准角误差，如俯仰方向的初始失准角Δθ₀、滚动方向初始失准角Δφ₀，令俯仰、滚动方向上尚不能消除的安装角误差在常规传递对准容许的误差范围内，如1°、3°或5°以内。

作为一个具体的示例，上述传递对准系统的作业流程包括：

第一步：设置飞机主惯导的体坐标系和导航坐标系，空射航空器子惯导的体坐标系和导航坐标系，作为一个示例，飞机主惯导的体坐标系O_aX_aY_aZ_a和空射航空器子惯导的体坐标系O_sX_sY_sZ_s均为前右下形式，导航坐标系均采用当地水平地理北东下(NED)向坐标系。

第二步：挂载后，若发现或不能确定子惯导与主惯导在俯仰、滚动方向的安装误差已经大于1°以上，可在起飞前进行预处理，提前消除部分失准角误差。具体地，飞机完成挂载后，停在地面不动；主惯导发送给偏振光导航数据处理模块俯仰角θ_a、滚动角φ_a以及UTC时间等导航数据信息；同时，空射航空器子惯导在静止状态下采集自身的陀螺角速度信息和加表的加速度信息，若角速度信息波动较大，表明子惯导在静止状态下受到的振动干扰较大，就适当延长采集时间T_CJ，反之缩短采集时间T_CJ；假定子惯导X_s轴、Y_s轴和Z_s轴上的3只加表采集得到的加速度均值分别为G_Xs、G_Ys和G_Z.s，则静止状态下的子惯导俯仰角

滚动角

子惯导再将俯仰角θ_s、滚动角φ_s发给偏振光导航数据处理模块，进而求出初始姿态差Δθ₀＝θ_s-θ_a、Δφ₀＝φ_s-φ_a；若不进行该步骤操作，可以直接视为Δθ₀＝0、Δφ₀＝0。

第三步：飞机飞行状态下，传递对准开始，偏振光导航数据处理模块向飞机主惯导、空射航空器子惯导和偏振光导航传感器同时发出“开始”指令；主惯导作为响应，会每隔一个时间节点(如5ms、50ms、100ms等均可)向偏振光导航数据处理模块发送自身的航向角ψ_a、俯仰角θ_a、滚动角φ_a、经度Lon_a、纬度Lat_a、海拔Alt_a和UTC时间等导航数据信息；偏振光导航传感器也向偏振光导航数据处理模块发出的传感信号，偏振光导航数据处理模块根据自身事先存储的天空偏振光分布图数据库和飞机主惯导提供的信息，利用相关算法处理和计算后获得偏振光敏感到的航向角ψ_p，求出初始航向差Δψ₀＝ψ_p-ψ_a。

第四步：构建一个虚拟主惯导，具体方法为：根据飞机主惯导输出的航向角ψ_a、俯仰角θ_a、滚动角φ_a、北向速度V_aN、东向速度V_aE、地向速度V_aD、经度Lon_a、纬度Lat_a、海拔Alt_a、UTC时间以及飞机主惯导体坐标系下的三个轴向角速度ω_ax、ω_ay、ω_az等导航数据信息，构建出虚拟主惯导信息航向角ψ′_a＝ψ_a+Δψ₀、俯仰角θ′_a＝θ_a+Δθ₀、滚动角φ′_a＝φ_a+Δφ₀以及北向速度V′_aN、东向速度V′_aE、地向速度 V′_aD、经度Lon′_a、纬度Lat′_a、海拔Alt′_a和UTC时间信息，其中V′_aN、V′_aE、V′_aD、Lon′_a、 Lat′_a和Alt′_a为修正杆臂效应后的速度、位置信息，UTC时间不变。

第五步：将第一次输出的虚拟主惯导信息装订给子惯导，作为子惯导的初始导航值；子惯导根据初始导航值和自身子惯导陀螺、加速度计敏感到的信息进行独立的导航计算，之后每隔一个时间节点(如5ms、50ms、100ms等均可，但必须与主惯导的时间节点相同)输出一组导航信息；记第i个时间节点的导航信息为航向角ψ_s,i、俯仰角θ_s,i、滚动角φ_s,i、北向速度V_sN,i、东向速度V_sE,i、地向速度V_sD,i、纬度Lat_s,i、经度Lon_s,i、海拔高度Alt_s,i以及其它导航信息。

第六步：子惯导将自己的导航信息ψ_s,i、θ_s,i、φ_s,i、V_sN,i、V_sE,i、V_sD,i、Lat_s,i、Lon_s,i和Alt_s,i等传输给偏振光导航数据处理模块；飞机主惯导也将同时刻的导航信息(记为ψ_a,i、θ_a,i、φ_a,i、V_aN,i、V_aE,i、V_aD,i、Lon_a,i、Lat_a,i、Alt_a,i、ω_ax,i、ω_ay,i、ω_az,i、 UTC时间等)传输给偏振光导航数据处理模块；偏振光导航数据处理模块同时也根据偏振光导航传感器、天空偏振光分布图数据库和飞机主惯导提供的信息解算出该时刻的偏振光导航航向角ψ_p,i；再利用飞机主惯导的导航信息计算出该时刻虚拟主惯导的导航信息ψ′_a,i、θ′_a,i、φ′_a,i、V′_aN,i、V′_aE,i、V′_aD,i、Lon′_a,i、Lat′_a,i、Alt′_a,i、 UTC时间等。

第七步：根据虚拟主惯导和子惯导的导航信息，以及选定的传递对准匹配方式(如姿态角+速度、姿态角+位置)，建立相应的传递对准算法公式，由于虚拟主惯导航向角ψ′_a,i＝ψ_a,i+Δψ₀，相较于常规算法公式可以多出一个观测量Δψ_i＝ψ_s,i-ψ_p,i，该观测量补充给相应的算法公式，将加速传递对准过程的收敛速度并提高传递对准精度。

第八步：传递对准过程中，通过迭代算法反复迭代，达到一定条件后输出传递对准解算出的虚拟主惯导与子惯导之间的安装误差角；将安装误差角传递给子惯导用于修正子惯导的姿态角，再将最后时刻的虚拟主惯导参数V′_aN,i、V′_aE,i、 V′_aD,i、Lon′_a,i、Lat′_a,i、Alt′_a,i、UTC时间等输出给子惯导，作为子惯导参数修正后重新导航解算的初值；整个传递对准过程结束。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种偏振光导航辅助的传递对准系统，其特征在于，所述传递对准系统包括依次连接的偏振光导航传感器、偏振光导航数据处理模块和脐带电缆连接器，所述脐带电缆连接器与飞机的脐带电缆连接，所述传递对准系统置于飞机的发射挂架上，偏振光导航传感器解算得到的偏振光导航航向角与发射挂架的纵向一致，空射航空器固定在发射挂架上后的子惯导与偏振光导航航向角之间的角度误差在常规传递对准容许的误差范围内，所述发射挂架的纵向与飞机主惯导之间的安装角度为任意值；其中，

偏振光导航数据处理模块用于接收飞机主惯导的导航数据信息，接收偏振光导航传感器的传感信号并解算获得偏振光导航航向角，利用飞机主惯导的导航数据信息和偏振光导航航向角构造虚拟主惯导的导航数据信息，利用虚拟主惯导的导航数据信息进行空射航空器子惯导的空中传递对准，以实现空射航空器的空中发射；

其中，利用飞机主惯导的导航数据信息和偏振光导航航向角构造虚拟主惯导的导航数据信息包括：

根据飞机主惯导输出的航向角ψ_a、俯仰角θ_a、滚动角φ_a、北向速度V_aN、东向速度V_aE、地向速度V_aD、经度Lon_a、纬度Lat_a、海拔Alt_a、UTC时间以及飞机主惯导体坐标系下的三个轴向角速度ω_ax、ω_ay、ω_az，构建出虚拟主惯导信息航向角ψ′_a＝ψ_a+Δψ₀、俯仰角θ′_a＝θ_a+Δθ₀、滚动角φ′_a＝φ_a+Δφ₀以及北向速度V′_aN、东向速度V′_aE、地向速度V′_aD、经度Lon′_a、纬度Lat′_a、海拔Alt′_a和UTC时间信息，其中，V′_aN、V′_aE、V′_aD、Lon′_a、Lat′_a和Alt′_a分别为飞机主惯导输出的北向速度V_aN、东向速度V_aE、地向速度V_aD、经度Lon_a、纬度Lat_a和海拔Alt_a进行修正杆臂效应后的值，Δψ₀为偏振光导航航向角与飞机主惯导输出的航向角之间的差值，Δθ₀、

分别作为修正虚拟主惯导俯仰角和滚动角的固定常量。

2.如权利要求1所述的一种偏振光导航辅助的传递对准系统，其中，空射航空器子惯导和飞机主惯导之间的俯仰角度误差或滚动角度误差在常规传递对准容许的误差范围外时，飞机起飞前偏振光导航数据处理模块对虚拟主惯导的导航数据进行预处理以消除部分失准角误差。

3.如权利要求2所述的一种偏振光导航辅助的传递对准系统，其中，所述预处理包括：

获取飞机主惯导导航数据和空射航空器子惯导导航数据，获取主惯导导航数据和子惯导导航数据的俯仰方向和滚动方向的初始失准角，调整传递对准过程中虚拟主惯导的俯仰和滚动角，令其与空射航空器子惯导俯仰和滚动方向上安装角误差在常规传递对准容许的误差范围内。

4.如权利要求3所述的一种偏振光导航辅助的传递对准系统，其中，获取主惯导导航数据和子惯导导航数据的俯仰方向和滚动方向的初始失准角包括：

空射航空器子惯导在静止状态下采集自身的陀螺角速度信息和加表的加速度信息，利用采集数据获取静止状态下的子惯导俯仰角和滚动角；对比同时刻主惯导的俯仰角和滚动角，得到子惯导俯仰角减去主惯导俯仰角的差值Δθ₀，子惯导滚动角减去主惯导滚动角的差值

Δθ₀、

作为修正虚拟主惯导俯仰角和滚动角的固定常量。

5.如权利要求1所述的一种偏振光导航辅助的传递对准系统，其中，虚拟主惯导输出的信息数据更新率与飞机主惯导的数据更新率相同。

6.如权利要求1所述的一种偏振光导航辅助的传递对准系统，其中，所述偏振光导航数据处理模块为嵌入式计算机，该嵌入式计算机的核心芯片类型包括DSP、ARM、FPGA和CPLD。

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