CN114199077A - 弹道修正电子舱、弹道修正电子舱的控制方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种弹道修正电子舱、弹道修正电子舱的控制方法及装置。其中，该弹道修正电子舱，包括电子舱体和弹体，还包括：地磁传感器，设置在电子舱体内部，用于测量电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量，得到地磁分量信息；惯导传感器，设置在电子舱体内部，用于测量弹体的惯导测量信息，其中，惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；脉冲点火控制器，与地磁传感器和惯导传感器连接，设置在电子舱体内部，用于基于地磁分量信息和惯导测量信息，控制脉冲发动机对弹体产生作用力矩，其中，作用力矩用于发射电子舱体中的弹体。本发明解决了现有技术中的弹道修正方案难以高效准确的实现弹道修正的技术问题。
Description
技术领域
本发明涉及弹道修正技术领域，具体而言，涉及一种弹道修正电子舱、弹道修正电子舱的控制方法及装置。
背景技术
修正机构是弹道修正弹的执行机构，弹道修正的本质是通过修正机构产生法向控制力，改变弹体的速度方向，实现弹道修正。产生法向控制力的方法有两种：一种是依靠空气动力来产生法向力，即气动力控制；另一种是通过在质心附近喷出的推进剂燃气的直接反作用来产生法向力，即直接力控制。
其中，气动力控制主要是通过空气舵来实现的，即通过舵面的偏转产生法向力。直接力控制则是通过脉冲发动机或射流元件向外喷出推进剂燃气而产生的反作用力来实现的，气动力控制方式就是通过弹上的舵、翼结构来改变弹体所受的气动力和气动力矩，从而实现弹丸飞行轨迹的改变，但这种方式需要安装伺服电动机，弹道修正能力较小且响应时间长，难以高效准确的实现弹道修正。
针对上述的问题，目前尚未提出有效的解决方案。
发明内容
本发明实施例提供了一种弹道修正电子舱、弹道修正电子舱的控制方法及装置，以至少解决现有技术中的弹道修正方案难以高效准确的实现弹道修正的技术问题。
根据本发明实施例的一个方面，提供了一种弹道修正电子舱，包括电子舱体和弹体，还包括：地磁传感器，设置在上述电子舱体内部，用于测量上述电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量，得到地磁分量信息；惯导传感器，设置在上述电子舱体内部，用于测量上述弹体的惯导测量信息，其中，上述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；脉冲点火控制器，与上述地磁传感器和上述惯导传感器连接，设置在上述电子舱体内部，用于基于上述地磁分量信息和上述惯导测量信息，控制脉冲发动机对上述弹体产生作用力矩，其中，上述作用力矩用于发射上述电子舱体中的上述弹体。
可选的，上述弹道修正电子舱还包括：数据记录仪，设置在上述电子舱体内部，用于记录上述弹道修正电子舱中全部的测量信息和计算结果；温度传感器，设置在上述电子舱体内部，用于测量上述电子舱体内部的温度值；信号调理电路，设置在上述电子舱体内部，用于基于信号采集需求调整上述电子舱体内部的所有传感器输出的电平信号；信号采集模块，设置在上述电子舱体内部，与上述信号调理电路连接，用于采集经上述信号调理电路调节后的上述电平信号。
可选的，上述弹道修正电子舱还包括：弹载计算机，设置在上述电子舱体内部，与卫星接收机连接，用于依据接收到的上述卫星接收机的卫星导航信息确定上述弹体的位置信息。
可选的，上述电子舱体包括多层电路板，上述多层电路板为堆栈式电路板，每一层上述电路板为圆形。
可选的，上述多层电路板中的相邻层电路板之间采用耐高温导线焊接，且上述相邻层电路板之间进行隔热与屏蔽处理。
可选的，上述脉冲点火控制器的点火电压值为20V，点火电容值为33uF，点火时间值为1ms。
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种弹道修正电子舱的控制方法，弹道修正电子舱包括电子舱体和弹体，上述电子舱体内部设置有地磁传感器、惯导传感器和脉冲点火控制器，上述方法包括：接收上述地磁传感器测量到的电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量信息；接收上述惯导传感器测量到的上述弹体的惯导测量信息，其中，上述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；基于上述地磁分量信息和上述惯导测量信息，采用上述脉冲点火控制器控制脉冲发动机对上述弹体产生作用力矩，其中，上述作用力矩用于发射上述电子舱体中的上述弹体。
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种弹道修正电子舱的控制装置，弹道修正电子舱包括电子舱体和弹体，上述电子舱体内部设置有地磁传感器、惯导传感器和脉冲点火控制器，上述装置包括：第一接收模块，用于接收上述地磁传感器测量到的电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量信息；第二接收模块，用于接收上述惯导传感器测量到的上述弹体的惯导测量信息，其中，上述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；控制模块，用于基于上述地磁分量信息和上述惯导测量信息，采用上述脉冲点火控制器控制脉冲发动机对上述弹体产生作用力矩，其中，上述作用力矩用于发射上述电子舱体中的上述弹体。
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种非易失性存储介质，上述非易失性存储介质存储有多条指令，上述指令适于由处理器加载并执行上述弹道修正电子舱的控制方法。
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种处理器，上述处理器用于运行程序，其中，上述程序被设置为运行时执行上述弹道修正电子舱的控制方法。
根据本发明实施例的另一方面，还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，上述存储器中存储有计算机程序，上述处理器被设置为运行上述计算机程序以执行上述弹道修正电子舱的控制方法。
在本发明实施例中，通过地磁传感器，设置在弹道修正电子舱的电子舱体内部，用于测量电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量，得到地磁分量信息；惯导传感器，设置在电子舱体内部，用于测量弹体的惯导测量信息，其中，惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；脉冲点火控制器，与地磁传感器和惯导传感器连接，设置在电子舱体内部，用于基于地磁分量信息和惯导测量信息，控制脉冲发动机对弹体产生作用力矩，其中，作用力矩用于发射电子舱体中的弹体，达到了高效准确的实现弹道修正的目的，从而实现了提升射出弹体的准确性的技术效果，进而解决了现有技术中的弹道修正方案难以高效准确的实现弹道修正的技术问题。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1是根据本发明实施例的一种可选的弹道修正电子舱的系统组成示意图；
图2是根据本发明实施例的一种可选的电子舱的电路连接示意图；
图3是根据本发明实施例的一种可选的电子舱的机械装配示意图；
图4是根据本发明实施例的一种可选的电子舱的整体架构示意图；
图5是根据本发明实施例的一种可选的电源管理模块的原理示意图；
图6是根据本发明实施例的一种可选的脉冲点火电路的原理示意图；
图7是根据本发明实施例的一种弹道修正电子舱的控制方法的流程图；
图8是根据本发明实施例的一种弹道修正电子舱的控制装置的结构示意图。
具体实施方式
为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。
需要说明的是，本发明的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本发明的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
实施例1
根据本发明实施例，提供了一种弹道修正电子舱的实施例，上述弹道修正电子舱，包括电子舱体和弹体，还包括：
地磁传感器，设置在上述电子舱体内部，用于测量上述电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量，得到地磁分量信息；惯导传感器，设置在上述电子舱体内部，用于测量上述弹体的惯导测量信息，其中，上述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；脉冲点火控制器，与上述地磁传感器和上述惯导传感器连接，设置在上述电子舱体内部，用于基于上述地磁分量信息和上述惯导测量信息，控制脉冲发动机对上述弹体产生作用力矩，其中，上述作用力矩用于发射上述电子舱体中的上述弹体。
在本发明实施例中，通过地磁传感器，设置在弹道修正电子舱的电子舱体内部，用于测量电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量，得到地磁分量信息；惯导传感器，设置在电子舱体内部，用于测量弹体的惯导测量信息，其中，惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；脉冲点火控制器，与地磁传感器和惯导传感器连接，设置在电子舱体内部，用于基于地磁分量信息和惯导测量信息，控制脉冲发动机对弹体产生作用力矩，其中，作用力矩用于发射电子舱体中的弹体，达到了高效准确的实现弹道修正的目的，从而实现了提升射出弹体的准确性的技术效果，进而解决了现有技术中的弹道修正方案难以高效准确的实现弹道修正的技术问题。
本发明实施例所提出的弹道修正电子舱，其实质为一种用于二维弹道脉冲修正弹的电子舱，可以但不限于应用于弹道修正场景中，在整个弹道修正的过程中起着核心作用。
图1是根据本发明实施例的一种可选的弹道修正电子舱的系统组成示意图，如图1所示，一种可选的用于二维弹道脉冲修正弹的电子舱，即弹道修正电子舱，包括：弹载计算机、地磁测量模块(即地磁传感器)、惯导测量模块(即惯导传感器)、脉冲点火模块(脉冲点火控制器)、数据记录仪、温度测量模块(即温度传感器)、信号调理模块和信号采集模块，其中：弹载计算机，用于时序控制、数据处理和控制指令计算，例如基于上述地磁分量信息和上述惯导测量信息得到用于控制脉冲发动机对弹体产生作用力矩的控制指令，并将控制指令发送至脉冲点火模块，以驱动脉冲发动机对弹体产生作用力矩；地磁测量模块，用于测量弹体坐标系中的地磁分量；惯导测量模块，用于测量弹体的角运动信息和线运动信息；脉冲点火模块，用于驱动脉冲发动机对弹体产生作用力矩；数据记录仪，用于记录弹体飞行过程中所有的测量信息和计算结果；温度测量模块，用于测量电子舱内的温度；信号调理电路，将传感器输出电平调整到信号采集模块所需的电平；信号采集模块，用于对传感器输出的模拟信号进行高速、高精度的采集。
作为一种可选的实施例，信号调理模块主要负责地磁传感器、加速度计和陀螺仪输出的信号调理，其主要功能包括：阻抗隔离、放大、偏值以及滤波。采用成熟的运算放大电路，组成有源模拟滤波放大电路，将传感器输出电平调整到可供数据采集模块采集的电平。
作为一种可选的实施例，数据采集模块由FPGA负责逻辑控制，外配16位高精度同步AD转换器，完成高速、实时、高质量的数据采集。其中，FPGA采用Xilinx公司的Artix-7系列芯片，能够实现小尺度空间下的高效数据采集。在采集数据的同时，FPGA还完成传感器量纲变换、FIR数字滤波等功能。
在一种可选的实施例中，上述弹道修正电子舱还包括：
数据记录仪，设置在上述电子舱体内部，用于记录上述弹道修正电子舱中全部的测量信息和计算结果；
温度传感器，设置在上述电子舱体内部，用于测量上述电子舱体内部的温度值；
信号调理电路，设置在上述电子舱体内部，用于基于信号采集需求调整上述电子舱体内部的所有传感器输出的电平信号；
信号采集模块，设置在上述电子舱体内部，与上述信号调理电路连接，用于采集经上述信号调理电路调节后的上述电平信号。
作为另一种可选的实施例，数据记录仪主要包括：数据存储单元、任务调度单元、信号采集单元和通信单元。
其中，上述数据存储单元主要用于记录采集数据；任务调度单元完成数据采集、数据处理、数据存储的任务调度；信号采集单元主要进行数据信号采集包括模拟信号(±10V)、数字信号(RS-422)；通信单元主要用于和控制计算机进行通信来控制黑匣子工作。任务调度模块通过控制信号采集模块，将模拟信号、数字信号进行同步采集，处理后进行打包压缩，然后控制数据存储模块进行数据存储。
在一种可选的实施例中，上述弹道修正电子舱还包括：弹载计算机，设置在上述电子舱体内部，与卫星接收机连接，用于依据接收到的上述卫星接收机的卫星导航信息确定上述弹体的位置信息。
作为一种可选的实施例，图2是根据本发明实施例的一种可选的电子舱的电路连接示意图，如图2所示，电子舱的核心架构是“Cortex-M7+FPGA”，Cortex-M7用于数据处理、通信和指令计算，FPGA用于传感器输出的高速采集，两者之间通过EMIFA总线相连，实现高效数据传输。
可选的，电子舱中三个主要的传感器为三轴加速度计、三轴陀螺仪和三轴磁强计，它们均是模拟输出，因此需要AD转换器(AD7699)将传感器输出的模拟信号转换成数字信号，再通过SPI协议传输给弹载计算机，弹载计算机再进行导航解算和地磁姿态求解。弹载计算机同样适用SPI协议与温度测量模块进行通信，实时获取电子舱内的温度值，从而用来对加速度计、陀螺仪和磁强计进行温度测量误差的补偿；弹载计算机通过TTL电平与卫星接收机进行通信，获取弹丸的速度和位置信息；弹载计算机通过RS422协议将传感器的测量信息、导航解算信息和系统状态等信息传输给数据记录仪模块，数据记录仪将上述信息存储下来，用于飞行试验后的试验分析，需要注意的是，在最终的修正弹实际定型产品中，不包含数据记录仪，数据记录仪仅用在研制阶段。
仍如图2所示，弹载计算机通过GPIO控制脉冲点火电路，在弹道修正过程中，当根据弹目偏差、脉冲发动机状态、弹丸滚转相位信息产生脉冲发动机控制指令后，弹载发动机通过GPIO来控制相应的脉冲发动机点火电路，脉冲发动机点火电路再驱动相应的脉冲发动机发射，产生对弹体的直接控制力和控制力矩，从而改变弹丸的飞行状态，改变弹丸的飞行轨迹。
在一种可选的实施例中，上述电子舱体包括多层电路板，上述多层电路板为堆栈式电路板，每一层上述电路板为圆形。
在一种可选的实施例中，上述多层电路板中的相邻层电路板之间采用耐高温导线焊接，且上述相邻层电路板之间进行隔热与屏蔽处理。
作为一种可选的实施例，电子舱整体采用五层堆栈式设计，图3是根据本发明实施例的一种可选的电子舱的机械装配示意图，如图3所示，最上层为点火隔离层，主要为脉冲点火电路部分；第二层为惯导地磁层，主要是三轴加速度计、三轴陀螺仪和三轴磁强计的电路部分，由于需要部分传感器竖直摆放，因此第二层与第一层之间的层间距要适当增大；第三层为弹载计算机层，主要是Cortex-M7+FPGA的电路部分；第四层为数据记录仪层，主要是数据记录仪的电路部分；第五层为电源管理层，主要用于产生不同的电压，从而满足其他几层的需求，最下一层为定位安装层，层上有基准插销，是为了给惯性器件确定轴系基准。各层之间采用耐高温军用导线连接，同时板与板之间进行隔热与屏蔽处理，保证整体散热与信号完整性。
作为另一种可选的实施例，电子舱系统的整体架构示意图如图4所示，系统的整体架构采用软硬件高度集成的一体化设计，硬件采用Cortex-M7+FPGA的高效内核作为核心数据处理单元，配以成熟应用的惯性测量、点火装置和数据记录等模块，实现高效数据处理；同时，软件采用先进的分层模块化设计方法，利用UML设计思想，集中对软件架构进行梳理，在提供弹载导航功能的同时，提供SDK开发包、API接口，方便算法研究人员进行调试，并可直接对硬件进行部署。
由于电子舱中各层所需的电压不同，因此需要电源管理模块对输入电源进行转换，电源管理模块的原理示意图如图5所示，电源管理模块共由四路相互独立的非隔离DC-DC变换器组成，四路DC-DC变换器均采用相同的拓扑结构。模块采用双面表贴结构，并为4V-8.3V输入电压范围提供了高性能电源转换。其输出电压无需其它辅助措施实现规定输入电压范围内的自动稳压。模块包括四组非隔离的升降压DC-DC变换器，其中一组点火电源电路的非隔离DC-DC变换器具有关断或开启功能，以满足在需要时为点火电路加电，增加点火系统的安全可靠性。每路负载发生故障时，过流保护功能会被触发。
在一种可选的实施例中，上述脉冲点火控制器的点火电压值为20V，点火电容值为33uF，点火时间值为1ms。
在本申请实施例中，当根据弹目偏差、脉冲发动机状态、弹丸滚转相位信息产生脉冲发动机控制指令后，需要脉冲点火电路来驱动相应的脉冲发动机工作，该脉冲点火电路的原理示意图如图6所示，脉冲点火电路用于驱动脉冲发动机对弹体产生作用力矩，从而实现二维弹道修正，在充电阶段，Q1和Q2闭合，Q3和Q4断开；在放电点火阶段，Q1和Q2断开，Q3和Q4闭合，完成点火。控制端与充电端之间为隔离设计，隔离电压500V DC。点火电压12-16V可调，可输出1ms峰值达4A的电流，电容采用100μF电容。
本发明公布的一种用于二维弹道脉冲修正的电子舱，其主要功能包括：(1)能够进行惯性数据采集，包括：三个轴向的角速率、三个轴向的加速度、三个轴向的地磁分量和用于补偿的温度信息；(2)能够接收卫星接收机发送的弹丸的速度和位置信息；(3)具备导航解算、地磁姿态解算、传感器误差补偿与生成控制决策的能力；(4)能够进行脉冲发动机的点火控制；(5)在测试与研制阶段，能够通过数据记录仪将必要的数据进行存储。
本发明实施例所提供的弹道修正电子舱整体采用五层堆栈式设计，体积小，成本低，集成度高，可应用于其他类型的武器装备；采用“Cortex-M7+FPGA”架构，系统通用性好，功能可扩展性强，可进行并行数据采集，Cortex-M7与FPGA通过EMIFA总线相连，数据传输速度快。
需要说明的是，本申请中的图1至图6中所示弹道修正电子舱的具体结构仅是示意，在具体应用时，本申请中的弹道修正电子舱可以比图1至图6所示的弹道修正电子舱具有多或少的结构。
实施例2
根据本发明实施例，提供了一种弹道修正电子舱的控制方法实施例，需要说明的是，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
在本申请实施例中，弹道修正电子舱包括电子舱体和弹体，上述电子舱体内部设置有地磁传感器、惯导传感器和脉冲点火控制器，图7是根据本发明实施例的一种弹道修正电子舱的控制方法的流程图，如图7所示，该方法包括如下步骤：
步骤S102，接收上述地磁传感器测量到的电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量信息；
步骤S104，接收上述惯导传感器测量到的上述弹体的惯导测量信息，其中，上述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；
步骤S106，基于上述地磁分量信息和上述惯导测量信息，采用上述脉冲点火控制器控制脉冲发动机对上述弹体产生作用力矩，其中，上述作用力矩用于发射上述电子舱体中的上述弹体。
在本发明实施例中，通过接收上述地磁传感器测量到的电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量信息；接收上述惯导传感器测量到的上述弹体的惯导测量信息，其中，上述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；基于上述地磁分量信息和上述惯导测量信息，采用上述脉冲点火控制器控制脉冲发动机对上述弹体产生作用力矩，其中，上述作用力矩用于发射上述电子舱体中的上述弹体，达到了高效准确的实现弹道修正的目的，从而实现了提升射出弹体的准确性的技术效果，进而解决了现有技术中的弹道修正方案难以高效准确的实现弹道修正的技术问题。
需要说明的是，本实施例2中的任意一种可选的或优选的弹道修正电子舱的控制方法，均可以在本实施例所提供的弹道修正电子舱中执行或实现。
此外，仍需要说明的是，本实施例的可选或优选实施方式可以参见实施例1中的相关描述，此处不再赘述。
实施例3
根据本发明实施例，还提供了一种用于实施上述弹道修正电子舱的控制方法的装置实施例，图8是根据本发明实施例的一种弹道修正电子舱的控制装置的结构示意图，如图8所示，上述弹道修正电子舱的控制装置，弹道修正电子舱包括电子舱体和弹体，上述电子舱体内部设置有地磁传感器、惯导传感器和脉冲点火控制器，上述装置包括：第一接收模块800、第二接收模块802和控制模块804，其中：
第一接收模块800，用于接收上述地磁传感器测量到的电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量信息；第二接收模块802，用于接收上述惯导传感器测量到的上述弹体的惯导测量信息，其中，上述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；控制模块804，用于基于上述地磁分量信息和上述惯导测量信息，采用上述脉冲点火控制器控制脉冲发动机对上述弹体产生作用力矩，其中，上述作用力矩用于发射上述电子舱体中的上述弹体。
需要说明的是，上述各个模块是可以通过软件或硬件来实现的，例如，对于后者，可以通过以下方式实现：上述各个模块可以位于同一处理器中；或者，上述各个模块以任意组合的方式位于不同的处理器中。
此处需要说明的是，上述第一接收模块800、第二接收模块802和控制模块804对应于实施例2中的步骤S102至步骤S106，上述模块与对应的步骤所实现的实例和应用场景相同，但不限于上述实施例2所公开的内容。需要说明的是，上述模块作为装置的一部分可以运行在计算机终端中。
需要说明的是，本实施例的可选或优选实施方式可以参见实施例1和2中的相关描述，此处不再赘述。
上述的弹道修正电子舱的控制装置还可以包括处理器和存储器，上述第一接收模块800、第二接收模块802和控制模块804等均作为程序单元存储在存储器中，由处理器执行存储在存储器中的上述程序单元来实现相应的功能。
处理器中包含内核，由内核去存储器中调取相应的程序单元，上述内核可以设置一个或以上。存储器可能包括计算机可读介质中的非永久性存储器，随机存取存储器(RAM)和/或非易失性内存等形式，如只读存储器(ROM)或闪存(flash RAM)，存储器包括至少一个存储芯片。
根据本申请实施例，还提供了一种非易失性存储介质实施例。可选地，在本实施例中，上述非易失性存储介质包括存储的程序，其中，在上述程序运行时控制上述非易失性存储介质所在设备执行上述任意一种弹道修正电子舱的控制方法。
可选地，在本实施例中，上述非易失性存储介质可以位于计算机网络中计算机终端群中的任意一个计算机终端中，或者位于移动终端群中的任意一个移动终端中，上述非易失性存储介质包括存储的程序。
可选地，在程序运行时控制非易失性存储介质所在设备执行以下功能：接收上述地磁传感器测量到的电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量信息；接收上述惯导传感器测量到的上述弹体的惯导测量信息，其中，上述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；基于上述地磁分量信息和上述惯导测量信息，采用上述脉冲点火控制器控制脉冲发动机对上述弹体产生作用力矩，其中，上述作用力矩用于发射上述电子舱体中的上述弹体。
根据本申请实施例，还提供了一种处理器实施例。可选地，在本实施例中，上述处理器用于运行程序，其中，上述程序运行时执行上述任意一种弹道修正电子舱的控制方法。
根据本申请实施例，还提供了一种电子设备实施例，包括存储器和处理器，上述存储器中存储有计算机程序，上述处理器被设置为运行上述计算机程序以执行上述任意一种的弹道修正电子舱的控制方法。
根据本申请实施例，还提供了一种计算机程序产品实施例，当在数据处理设备上执行时，适于执行初始化有上述任意一种的弹道修正电子舱的控制方法步骤的程序。
上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。
在本发明的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的技术内容，可通过其它的方式实现。其中，以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，例如所述单元的划分，可以为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个单元或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。
所述作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部单元来实现本实施例方案的目的。
另外，在本发明各个实施例中的各功能单元可以集成在一个处理单元中，也可以是各个单元单独物理存在，也可以两个或两个以上单元集成在一个单元中。上述集成的单元既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能单元的形式实现。
所述集成的单元如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取非易失性存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的全部或部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个非易失性存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可为个人计算机、服务器或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的非易失性存储介质包括：U盘、只读存储器(ROM，Read-Only Memory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、移动硬盘、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (11)
1.一种弹道修正电子舱，其特征在于，包括电子舱体和弹体，还包括：
地磁传感器，设置在所述电子舱体内部，用于测量所述电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量，得到地磁分量信息；
惯导传感器，设置在所述电子舱体内部，用于测量所述弹体的惯导测量信息，其中，所述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；
脉冲点火控制器，与所述地磁传感器和所述惯导传感器连接，设置在所述电子舱体内部，用于基于所述地磁分量信息和所述惯导测量信息，控制脉冲发动机对所述弹体产生作用力矩，其中，所述作用力矩用于发射所述电子舱体中的所述弹体。
2.根据权利要求1所述的弹道修正电子舱，其特征在于，所述弹道修正电子舱还包括：
数据记录仪，设置在所述电子舱体内部，用于记录所述弹道修正电子舱中全部的测量信息和计算结果；
温度传感器，设置在所述电子舱体内部，用于测量所述电子舱体内部的温度值；
信号调理电路，设置在所述电子舱体内部，用于基于信号采集需求调整所述电子舱体内部的所有传感器输出的电平信号；
信号采集模块，设置在所述电子舱体内部，与所述信号调理电路连接，用于采集经所述信号调理电路调节后的所述电平信号。
3.根据权利要求1所述的弹道修正电子舱，其特征在于，所述弹道修正电子舱还包括：
弹载计算机，设置在所述电子舱体内部，与卫星接收机连接，用于依据接收到的所述卫星接收机的卫星导航信息确定所述弹体的位置信息。
4.根据权利要求1所述的弹道修正电子舱，其特征在于，所述电子舱体包括多层电路板，所述多层电路板为堆栈式电路板，每一层所述电路板为圆形。
5.根据权利要求4所述的弹道修正电子舱，其特征在于，所述多层电路板中的相邻层电路板之间采用耐高温导线焊接，且所述相邻层电路板之间进行隔热与屏蔽处理。
6.根据权利要求1所述的弹道修正电子舱，其特征在于，所述脉冲点火控制器的点火电压值为20V，点火电容值为33uF，点火时间值为1ms。
7.一种弹道修正电子舱的控制方法，其特征在于，弹道修正电子舱包括电子舱体和弹体，所述电子舱体内部设置有地磁传感器、惯导传感器和脉冲点火控制器，所述方法包括：
接收所述地磁传感器测量到的电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量信息；
接收所述惯导传感器测量到的所述弹体的惯导测量信息，其中，所述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；
基于所述地磁分量信息和所述惯导测量信息，采用所述脉冲点火控制器控制脉冲发动机对所述弹体产生作用力矩，其中，所述作用力矩用于发射所述电子舱体中的所述弹体。
8.一种弹道修正电子舱的控制装置，其特征在于，弹道修正电子舱包括电子舱体和弹体，所述电子舱体内部设置有地磁传感器、惯导传感器和脉冲点火控制器，所述装置包括：
第一接收模块，用于接收所述地磁传感器测量到的电子舱体在弹体坐标系上的地磁分量信息；
第二接收模块，用于接收所述惯导传感器测量到的所述弹体的惯导测量信息，其中，所述惯导测量信息包括：角运动信息和线运动信息；
控制模块，用于基于所述地磁分量信息和所述惯导测量信息，采用所述脉冲点火控制器控制脉冲发动机对所述弹体产生作用力矩，其中，所述作用力矩用于发射所述电子舱体中的所述弹体。
9.一种非易失性存储介质，其特征在于，所述非易失性存储介质存储有多条指令，所述指令适于由处理器加载并执行所述权利要求7中的弹道修正电子舱的控制方法。
10.一种处理器，其特征在于，所述处理器用于运行程序，其中，所述程序被设置为运行时执行所述权利要求7中的弹道修正电子舱的控制方法。
11.一种电子设备，包括存储器和处理器，其特征在于，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器被设置为运行所述计算机程序以执行所述权利要求7中的弹道修正电子舱的控制方法。
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Citations (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20020105461A1 (en) * | 2001-02-08 | 2002-08-08 | Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha | Antenna control method and antenna controller |
| CN1430720A (zh) * | 2000-05-25 | 2003-07-16 | 斯托姆金属有限公司 | 导弹的方向控制 |
| US20050289274A1 (en) * | 2004-06-23 | 2005-12-29 | National Instruments Corporation | Compact modular embedded device |
| CN102063518A (zh) * | 2009-11-12 | 2011-05-18 | 英业达股份有限公司 | 电路布局走线转换方法 |
| CN102322858A (zh) * | 2011-08-22 | 2012-01-18 | 南京航空航天大学 | 用于地磁/捷联惯导组合导航系统的地磁匹配导航方法 |
| CN102866430A (zh) * | 2012-07-16 | 2013-01-09 | 上海大学 | 一种基于无线通信技术的地磁测量系统及其温度补偿方法 |
| KR20130095205A (ko) * | 2012-02-17 | 2013-08-27 | 삼성전자주식회사 | 전자장치의 위치 측위 방법 및 장치 |
| CN103411613A (zh) * | 2013-07-12 | 2013-11-27 | 中北大学 | 基于地磁/微惯导信息组合的弹载侵彻姿态解算装置 |
| CN105659880B (zh) * | 2009-09-25 | 2013-12-11 | 北京航空航天大学 | 一种直接力气动力复合控制自旋导弹的控制方法 |
| CN103728647A (zh) * | 2013-12-20 | 2014-04-16 | 西安电子工程研究所 | 一种基于卫星载波信号调制的弹体滚转角测量方法 |
| CN104937769A (zh) * | 2012-12-17 | 2015-09-23 | 凯萨股份有限公司 | 模块化电子设备 |
| CN105182987A (zh) * | 2015-08-18 | 2015-12-23 | 北京航天长征飞行器研究所 | 一种飞行器主动段的位姿修正方法 |
| CN106374995A (zh) * | 2016-09-23 | 2017-02-01 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台 |
| CN107314718A (zh) * | 2017-05-31 | 2017-11-03 | 中北大学 | 基于磁测滚转角速率信息的高速旋转弹姿态估计方法 |
| CN109540158A (zh) * | 2018-09-14 | 2019-03-29 | 上海擎感智能科技有限公司 | 导航方法、系统、存储介质及设备 |
| CN110057356A (zh) * | 2019-04-29 | 2019-07-26 | 桂林电子科技大学 | 一种隧道内车辆定位方法及装置 |
| CN110160519A (zh) * | 2019-06-21 | 2019-08-23 | 中国人民解放军陆军工程大学 | 用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法 |
| CN111504256A (zh) * | 2020-04-29 | 2020-08-07 | 中国北方工业有限公司 | 一种基于最小二乘法的滚转角实时估计方法 |
| CN211319128U (zh) * | 2019-08-16 | 2020-08-21 | 普天信息技术有限公司 | 机箱 |
-
2020
- 2020-11-10 CN CN202011248811.5A patent/CN114199077A/zh active Pending
Patent Citations (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1430720A (zh) * | 2000-05-25 | 2003-07-16 | 斯托姆金属有限公司 | 导弹的方向控制 |
| US20020105461A1 (en) * | 2001-02-08 | 2002-08-08 | Mitsubishi Denki Kabushiki Kaisha | Antenna control method and antenna controller |
| US20050289274A1 (en) * | 2004-06-23 | 2005-12-29 | National Instruments Corporation | Compact modular embedded device |
| CN105659880B (zh) * | 2009-09-25 | 2013-12-11 | 北京航空航天大学 | 一种直接力气动力复合控制自旋导弹的控制方法 |
| CN102063518A (zh) * | 2009-11-12 | 2011-05-18 | 英业达股份有限公司 | 电路布局走线转换方法 |
| CN102322858A (zh) * | 2011-08-22 | 2012-01-18 | 南京航空航天大学 | 用于地磁/捷联惯导组合导航系统的地磁匹配导航方法 |
| KR20130095205A (ko) * | 2012-02-17 | 2013-08-27 | 삼성전자주식회사 | 전자장치의 위치 측위 방법 및 장치 |
| CN102866430A (zh) * | 2012-07-16 | 2013-01-09 | 上海大学 | 一种基于无线通信技术的地磁测量系统及其温度补偿方法 |
| CN104937769A (zh) * | 2012-12-17 | 2015-09-23 | 凯萨股份有限公司 | 模块化电子设备 |
| CN103411613A (zh) * | 2013-07-12 | 2013-11-27 | 中北大学 | 基于地磁/微惯导信息组合的弹载侵彻姿态解算装置 |
| CN103728647A (zh) * | 2013-12-20 | 2014-04-16 | 西安电子工程研究所 | 一种基于卫星载波信号调制的弹体滚转角测量方法 |
| CN105182987A (zh) * | 2015-08-18 | 2015-12-23 | 北京航天长征飞行器研究所 | 一种飞行器主动段的位姿修正方法 |
| CN106374995A (zh) * | 2016-09-23 | 2017-02-01 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台 |
| CN107314718A (zh) * | 2017-05-31 | 2017-11-03 | 中北大学 | 基于磁测滚转角速率信息的高速旋转弹姿态估计方法 |
| CN109540158A (zh) * | 2018-09-14 | 2019-03-29 | 上海擎感智能科技有限公司 | 导航方法、系统、存储介质及设备 |
| CN110057356A (zh) * | 2019-04-29 | 2019-07-26 | 桂林电子科技大学 | 一种隧道内车辆定位方法及装置 |
| CN110160519A (zh) * | 2019-06-21 | 2019-08-23 | 中国人民解放军陆军工程大学 | 用于脉冲修正火箭弹的弹体姿态计算方法 |
| CN211319128U (zh) * | 2019-08-16 | 2020-08-21 | 普天信息技术有限公司 | 机箱 |
| CN111504256A (zh) * | 2020-04-29 | 2020-08-07 | 中国北方工业有限公司 | 一种基于最小二乘法的滚转角实时估计方法 |
Non-Patent Citations (7)
| Title |
|---|
| 史连艳;张夏庆;张成;: "基于地磁传感器的点火脉冲选择策略分析", 探测与控制学报, no. 05 * |
| 周莹莹等: "地磁/惯性组合导航系统半物理仿真研究", 控制工程, vol. 18, no. 1 * |
| 姚雨林: "高旋弹丸滚转角磁测量的系统与滤波设计", 中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑, no. 2, pages 32 - 34 * |
| 成珂: "浅谈多层电路板电磁兼容设计", 现代信息科技, vol. 2, no. 4, pages 53 - 54 * |
| 王煜东: "传感器及应用", vol. 3, 机械工业出版社, pages: 221 - 224 * |
| 管雪元等: "三轴地磁传感器温度误差补偿研究", 传感器与微系统, vol. 39, no. 10 * |
| 赵捍东: "脉冲发动机提供控制力的火箭弹弹道修正理论及技术研究", 中国博士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑, no. 1, pages 1 - 2 * |
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