CN115314072B

CN115314072B - 火箭遥测装置和运载火箭

Info

Publication number: CN115314072B
Application number: CN202211244070.2A
Authority: CN
Inventors: 黄侃; 刘百奇; 张伟; 刘建设; 杨朕; 柏慧
Original assignee: Beijing Xinghe Power Equipment Technology Co Ltd; Galactic Energy Beijing Space Technology Co Ltd; Anhui Galaxy Power Equipment Technology Co Ltd; Galactic Energy Shandong Aerospace Technology Co Ltd; Jiangsu Galatic Aerospace Technology Co Ltd
Current assignee: Beijing Xinghe Power Equipment Technology Co Ltd; Galactic Energy Beijing Space Technology Co Ltd; Anhui Galaxy Power Equipment Technology Co Ltd; Galactic Energy Shandong Aerospace Technology Co Ltd; Jiangsu Galatic Aerospace Technology Co Ltd
Priority date: 2022-10-12
Filing date: 2022-10-12
Publication date: 2023-03-03
Anticipated expiration: 2042-10-12
Also published as: CN115314072A

Abstract

本发明提供一种火箭遥测装置和运载火箭，涉及航空航天技术领域，其中装置包括遥测控制模块、信号调理模块、射频切换模块、射频放大模块、箭遥发射天线、卫星测控天线和信号接收天线。本发明提供的装置和运载火箭，通过一套装置实现了不同的遥测功能，减少了硬件配置，降低了运载火箭的发射载荷重量，提高了运载火箭的运载能力，提高了运载火箭末级的设备重复利用率，降低了运载火箭末级的研制成本。

Description

火箭遥测装置和运载火箭

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种火箭遥测装置和运载火箭。

背景技术

运载火箭的末级在经历火箭入轨和星箭分离后，完成了发射主任务。之后，末级转换为留轨末级，继续在原有轨道上运行。由于留轨末级中依然保留了姿轨控动力系统，以及剩余的推进剂等，使得留轨末级具有在轨运行能力和轨道机动能力。在此基础上，可以在留轨末级上搭载不同的空间载荷，用于执行不同的太空任务。

目前留轨末级的遥测装置依旧以设备功能组合的方式实现火箭飞行遥测和在轨测控，即在火箭飞行阶段使用中心程序器、功率放大器和天线等箭遥设备实现火箭遥测数据下传功能，使用卫星测控终端实现末级在轨测控功能，箭遥设备和卫星测控终端为独立设置的两套装置。这样的遥测装置降低了运载火箭的运载能力，同时提高了运载火箭末级的研制成本。

发明内容

本发明提供一种火箭遥测装置和运载火箭，用于解决现有的遥测装置使得运载火箭的运载能力低，研制成本高的技术问题。

一种火箭遥测装置，包括：

遥测控制模块，与运载火箭的箭载计算机连接，用于接收所述箭载计算机发送的遥测切换指令，运行所述遥测切换指令对应的遥测程序，生成遥测数据或者执行遥控指令；所述遥测程序为火箭遥测程序或者卫星测控程序；

信号调理模块，与所述遥测控制模块连接，用于对所述遥测数据进行调制，生成第一射频信号，以及对第二射频信号进行解调，生成遥控指令；

射频切换模块，与所述遥测控制模块和所述信号调理模块连接，用于基于所述遥测控制模块发送的射频切换指令，将所述第一射频信号发送至射频放大模块或者卫星测控天线；

射频放大模块，与所述射频切换模块连接，用于对所述第一射频信号进行功率放大，并将功率放大后的第一射频信号发送至箭遥发射天线；

箭遥发射天线，与所述射频放大模块连接，用于将所述功率放大后的第一射频信号发送至地面测控站；

卫星测控天线，与所述射频切换模块连接，用于将所述第一射频信号发送至中继卫星；

信号接收天线，与所述信号调理模块连接，用于接收所述中继卫星或者所述地面测控站发送的第二射频信号。

根据本发明提供的火箭遥测装置，所述遥测控制模块具体用于：

在接收到的遥测切换指令为低电平信号的情况下，运行所述火箭遥测程序，并生成第一射频切换指令；所述第一射频切换指令用于控制所述射频切换模块将所述第一射频信号发送至所述射频放大模块；

在接收到的遥测切换指令为高电平信号的情况下，运行所述卫星测控程序，并生成第二射频切换指令；所述第二射频切换指令用于控制所述射频切换模块将所述第一射频信号发送至所述卫星测控天线。

根据本发明提供的火箭遥测装置，所述遥测控制模块还具体用于：

在接收到的遥测切换指令为低电平信号的情况下，获取所述地面测控站的位置，并基于所述地面测控站的位置调整所述箭遥发射天线的发射角度；

在接收到的遥测切换指令为高电平信号的情况下，获取所述中继卫星的位置，并基于所述中继卫星的位置调整所述卫星测控天线的发射角度。

根据本发明提供的火箭遥测装置，还包括：

时钟模块，与所述遥测控制模块连接，用于接收所述箭载计算机发送的外部时钟信号；

将所述外部时钟信号与所述遥测控制模块中的本地时钟信号进行相位比较，确定所述本地时钟信号与所述外部时钟信号之间的相位差；

基于所述相位差和所述外部时钟信号的设定周期，对所述本地时钟信号进行调整，以使所述本地时钟信号与所述外部时钟信号保持一致。

根据本发明提供的火箭遥测装置，还包括：

数据接口模块，与所述遥测控制模块连接，用于基于所述运载火箭的控制系统总线，获取所述运载火箭上的各个控制设备的运行状态数据。

根据本发明提供的火箭遥测装置，还包括：

非易失性存储模块，与所述遥测控制模块连接，用于存储所述火箭遥测程序和所述卫星测控程序；

易失性存储模块，与所述遥测控制模块连接，用于存储所述火箭遥测程序生成的第一运行数据，以及存储所述卫星测控程序生成的第二运行数据。

根据本发明提供的火箭遥测装置，还包括：

配置接口模块，与所述遥测控制模块连接，用于向所述遥测控制模块发送配置信号，以及反馈所述配置信号对应的配置结果。

根据本发明提供的火箭遥测装置，还包括：

电源模块，与各个模块连接，用于为各个模块提供工作电源，以及采集各个模块的供电回路的电源参数，将所述电源参数发送至所述遥测控制模块，以供所述遥测控制模块对各个模块的供电状态进行监测。

根据本发明提供的火箭遥测装置，所述遥测控制模块基于现场可编程门阵列电路实现。

本发明提供一种运载火箭，包括末级；所述末级上设置有所述的火箭遥测装置。

本发明提供的火箭遥测装置和运载火箭，其中遥测控制模块用于接收箭载计算机发送的遥测切换指令，运行遥测切换指令对应的遥测程序，生成遥测数据或者执行遥控指令；信号调理模块用于对遥测数据进行调制，生成第一射频信号，以及对第二射频信号进行解调，生成遥控指令；射频切换模块用于基于遥测控制模块发送的射频切换指令，将第一射频信号发送至射频放大模块或者卫星测控天线；射频放大模块用于对第一射频信号进行功率放大，并将功率放大后的第一射频信号发送至箭遥发射天线；箭遥发射天线用于将功率放大后的第一射频信号发送至地面测控站；卫星测控天线用于将第一射频信号发送至中继卫星；信号接收天线用于接收中继卫星或者地面测控站发送的第二射频信号；上述各个模块的配置，使得该装置既可以应用于地面测控方式，也可以应用于卫星测控方式，涵盖了运载火箭执行卫星发射任务和留轨探测任务的各个飞行阶段，通过一套火箭遥测装置实现了不同的遥测功能，相比于现有的两套独立设置的遥测装置，减少了硬件配置，降低了运载火箭的发射载荷重量，提高了运载火箭的运载能力，使得运载火箭的末级可以搭载更多的探测载荷，执行更多的抵近探测任务，提高了运载火箭末级的设备重复利用率，降低了运载火箭末级的研制成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之一；

图2为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之二；

图3为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之三；

图4为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之四；

图5为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之五；

图6为本发明提供的运载火箭的结构示意图。

附图标识：

100：火箭遥测装置；110：遥测控制模块；120：信号调理模块；130：射频切换模块；140：射频放大模块；150：箭遥发射天线；160：卫星测控天线；170：信号接收天线；180：时钟模块；190：数据接口模块；111：非易失性存储模块；112：易失性存储模块；113：配置接口模块；600：运载火箭；610：末级。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，本发明中的术语“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。

图1为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之一，如图1所示，该装置包括：

遥测控制模块110，与运载火箭的箭载计算机连接，用于接收箭载计算机发送的遥测切换指令，运行遥测切换指令对应的遥测程序，生成遥测数据或者执行遥控指令；遥测程序为火箭遥测程序或者卫星测控程序；

信号调理模块120，与遥测控制模块110连接，用于对遥测数据进行调制，生成第一射频信号，以及对第二射频信号进行解调，生成遥控指令；

射频切换模块130，与遥测控制模块110和信号调理模块120连接，用于基于遥测控制模块110发送的射频切换指令，将第一射频信号发送至射频放大模块140或者卫星测控天线160；

射频放大模块140，与射频切换模块130连接，用于对第一射频信号进行功率放大，并将功率放大后的第一射频信号发送至箭遥发射天线150；

箭遥发射天线150，与射频放大模块140连接，用于将功率放大后的第一射频信号发送至地面测控站；

卫星测控天线160，与射频切换模块130连接，用于将第一射频信号发送至中继卫星；

信号接收天线170，与信号调理模块120连接，用于接收中继卫星或者地面测控站发送的第二射频信号。

具体地，本发明实施例提供的火箭遥测装置设置于运载火箭的末级，用于在运载火箭的末级执行卫星发射任务和留轨探测任务的过程中将遥测数据发送至地面测控站。遥测数据可以包括末级的飞行时刻、位置矢量、速度矢量和剩余燃料质量等，还可以包括末级在星箭分离后的轨道参数，包括半长轴、离心率、轨道倾角、近心点幅角、升交点经度和真近点角等。

从结构上看，火箭遥测装置包括遥测控制模块110、信号调理模块120、射频切换模块130、射频放大模块140、箭遥发射天线150、卫星测控天线160和信号接收天线170。

遥测控制模块110与运载火箭的箭载计算机通信连接。箭载计算机根据运载火箭的飞行状态参数，确定运载火箭在当前时刻的飞行阶段。按发射时间，运载火箭的飞行阶段可以包括点火起飞、程序转弯、抛逃逸塔、助推器分离、一级火箭分离、二级火箭分离、抛整流罩、末级入轨、星箭分离和留轨探测等。在星箭分离之前，运载火箭可以采用地面测控的方式实现火箭遥测；在星箭分离之后，运载火箭可以采用卫星测控的方式实现火箭遥测。箭载计算机可以根据运载火箭所处的飞行阶段，向遥测控制模块110发送遥测切换指令。遥测切换指令用于控制火箭遥测装置完成火箭遥测方式的切换，例如在星箭分离后，从地面测控方式切换至卫星测控方式。

遥测控制模块110在接收到遥测切换指令后，运行该遥测切换指令对应的遥测程序。遥测控制模块110运行遥测程序，根据运载火箭的飞行状态参数生成遥测数据，或者执行地面测控站发送的遥控指令，遥控指令也可以由地面测控站发送至中继卫星，由中继卫星转发至运载火箭。遥测程序至少包括火箭遥测程序和卫星测控程序。火箭遥测程序用于控制运载火箭采用地面测控方式实现火箭遥测。卫星测控程序用于控制运载火箭采用卫星测控方式实现火箭遥测。在不同的火箭遥测方式下，遥测控制模块110生成的遥测数据在编码方式和帧格式等方面均有所不同。

信号调理模块120与遥测控制模块110连接，主要用于对信号进行调制和解调。信号包括包含了遥测数据的电信号，以及包含了测控指令的第二射频信号。比如对遥测数据对应的电信号进行调制，生成第一射频信号，以及对第二射频信号进行解调，生成遥控指令。

射频切换模块130与遥测控制模块110和信号调理模块120连接。遥测控制模块110在执行遥测切换指令时，会相应地向射频切换模块130发送射频切换指令。射频切换指令用于控制射频切换模块130将信号调理模块120发送的第一射频信号发送至射频放大模块140或者卫星测控天线160。

在采用地面测控方式的情况下，需要功率更高的射频信号进行数据传输，因此，射频切换模块130根据射频切换指令，将第一射频信号发送至射频放大模块140。射频放大模块140与射频切换模块130连接，主要用于对第一射频信号进行功率放大，并将功率放大后的第一射频信号发送至箭遥发射天线150。箭遥发射天线150与射频放大模块140连接，主要用于将功率放大后的第一射频信号发送至地面测控站。

在采用卫星测控方式的情况下，可以通过功率较小的射频信号进行数据传输，因此，射频切换模块130根据射频切换指令，将第一射频信号发送至卫星测控天线160。卫星测控天线160与射频切换模块130连接，用于将第一射频信号发送至中继卫星。中继卫星通过卫星数据传输的方式，将第一射频信号转发至地面测控站。

地面测控站在接收到第一射频信号后，进行解调后得到遥测数据。

火箭遥测装置还包括信号接收天线170。该天线与信号调理模块120连接，用于接收中继卫星或者地面测控站发送的第二射频信号。一般情况下，在星箭分离之后，地面测控站才会向运载火箭的末级发送包含测控指令的第二射频信号。

本发明实施例提供的火箭遥测装置，其中遥测控制模块用于接收箭载计算机发送的遥测切换指令，运行遥测切换指令对应的遥测程序，生成遥测数据或者执行遥控指令；信号调理模块用于对遥测数据进行调制，生成第一射频信号，以及对第二射频信号进行解调，生成遥控指令；射频切换模块用于基于遥测控制模块发送的射频切换指令，将第一射频信号发送至射频放大模块或者卫星测控天线；射频放大模块用于对第一射频信号进行功率放大，并将功率放大后的第一射频信号发送至箭遥发射天线；箭遥发射天线用于将功率放大后的第一射频信号发送至地面测控站；卫星测控天线用于将第一射频信号发送至中继卫星；信号接收天线用于接收中继卫星或者地面测控站发送的第二射频信号；上述各个模块的配置，使得该装置既可以应用于地面测控方式，也可以应用于卫星测控方式，涵盖了运载火箭执行卫星发射任务和留轨探测任务的各个飞行阶段，通过一套火箭遥测装置实现了不同的遥测功能，相比于现有的两套独立设置的遥测装置，减少了硬件配置，降低了运载火箭的发射载荷重量，提高了运载火箭的运载能力，使得运载火箭的末级可以搭载更多的探测载荷，执行更多的抵近探测任务，提高了运载火箭末级的设备重复利用率，降低了运载火箭末级的研制成本。

基于上述实施例，遥测控制模块具体用于：

在接收到的遥测切换指令为低电平信号的情况下，运行火箭遥测程序，并生成第一射频切换指令；第一射频切换指令用于控制射频切换模块将第一射频信号发送至射频放大模块；

在接收到的遥测切换指令为高电平信号的情况下，运行卫星测控程序，并生成第二射频切换指令；第二射频切换指令用于控制射频切换模块将第一射频信号发送至卫星测控天线。

具体地，遥测切换指令可以表现为高低电平信号。其中，低电平信号表示切换至地面测控方式，高电平信号表示切换至卫星测控方式。

在接收到的遥测切换指令为低电平信号的情况下，遥测控制模块运行火箭遥测程序，生成第一射频切换指令。射频切换模块在接收到第一射频切换指令后，将第一射频信号发送至射频放大模块，以使射频放大模块对第一射频信号进行功率放大。

在接收到的遥测切换指令为高电平信号的情况下，遥测控制模块运行卫星测控程序，生成第二射频切换指令。射频切换模块在接收到第二射频切换指令后，将第一射频信号发送至卫星测控天线，以使卫星测控天线将第一射频信号发送至中继卫星。

基于上述任一实施例，遥测控制模块还具体用于：

在接收到的遥测切换指令为低电平信号的情况下，获取地面测控站的位置，并基于地面测控站的位置调整箭遥发射天线的发射角度；

在接收到的遥测切换指令为高电平信号的情况下，获取中继卫星的位置，并基于中继卫星的位置调整卫星测控天线的发射角度。

具体地，在天线的发射角度可以调整的情况下，遥测控制模块还用于在不同的火箭遥测方式下，对天线的发射角度进行调整。

在接收到的遥测切换指令为低电平信号的情况下，遥测控制模块通过与箭载计算机进行通信，获取地面测控站的位置和运载火箭的实时飞行位置。遥测控制模块根据地面测控站的位置和运载火箭的实时飞行位置，确定箭遥发射天线的第一目标发射角度。第一目标发射角度为能够取得最佳数据传输效果时箭遥发射天线的发射角度。遥测控制模块获取箭遥发射天线的当前发射角度，根据当前发射角度与第一目标发射角度之间的角度差，生成箭遥发射天线的发射角度调整机构的控制量，并根据该控制量控制发射角度调整机构，驱动箭遥发射天线调整至第一目标发射角度。

在接收到的遥测切换指令为高电平信号的情况下，遥测控制模块通过与箭载计算机进行通信，获取中继卫星的位置和运载火箭的实时飞行位置。遥测控制模块根据中继卫星的位置和运载火箭的实时飞行位置，确定卫星测控天线的第二目标发射角度。第二目标发射角度为能够取得最佳数据传输效果时卫星测控天线的发射角度。遥测控制模块获取卫星测控天线的当前发射角度，根据当前发射角度与第二目标发射角度之间的角度差，生成卫星测控天线的发射角度调整机构的控制量，并根据该控制量控制发射角度调整机构，驱动卫星测控天线调整至第二目标发射角度。

基于上述任一实施例，图2为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之二，如图2所示，该装置还包括：

时钟模块180，与遥测控制模块110连接，用于接收箭载计算机发送的外部时钟信号；

将外部时钟信号与遥测控制模块110中的本地时钟信号进行相位比较，确定本地时钟信号与外部时钟信号之间的相位差；

基于相位差和外部时钟信号的设定周期，对本地时钟信号进行调整，以使本地时钟信号与外部时钟信号保持一致。

具体地，为了提高运载火箭遥测数据的可靠性和准确性，可以将箭载计算机中的外部时钟信号与火箭遥测装置中的本地时钟信号保持同步。

火箭遥测装置中的时钟模块用于实现上述时钟信号同步过程。外部时钟信号和本地时钟信号一般表现为脉冲信号。可以将外部时钟信号作为参考信号，将本地时钟信号作为待调整信号。

首先可以根据外部时钟信号的设定周期，确定本地时钟信号的设定周期，使得两种时钟信号在周期上保持一致。

其次，将外部时钟信号与本地时钟信号进行相位比较，可以得到本地时钟信号与外部时钟信号之间的相位差。如果相位差为零，表示两个时钟信号为同步信号，如果相位差不为零，表示两个时钟信号为非同步信号。

时钟模块可以以频率变化值调整本地时钟信号的输出频率，使得本地时钟信号的输出频率发生变化，从而改变输出相位，使得本地时钟信号与外部时钟信号在相位上保持一致，实现两个时钟脉冲同步。频率变化值与相位差呈一一对应的正比例关系。

最后，火箭遥测装置根据调整后的本地时钟信号，生成遥测数据的接收时间和发送时间等。

基于上述任一实施例，图3为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之三，如图3所示，该装置还包括：

数据接口模块190，与遥测控制模块110连接，用于基于运载火箭的控制系统总线，获取运载火箭上的各个控制设备的运行状态数据。

具体地，火箭遥测装置还可以通过设置的数据接口模块，以通信的方式与运载火箭的控制系统总线连接。

由于运载火箭中的各个控制设备通过控制系统总线进行数据传输，数据接口模块可以方便地获取各个控制设备的运行状态数据。通过总线通信的方式获取数据，能够节省大量的信号电缆，降低了运载火箭的发射载荷重量，提高了运载火箭的运载能力，使得运载火箭的末级可以搭载更多的探测载荷。

基于上述任一实施例，图4为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之四，如图4所示，该装置还包括：

非易失性存储模块111，与遥测控制模块110连接，用于存储火箭遥测程序和卫星测控程序；

易失性存储模块112，与遥测控制模块110连接，用于存储火箭遥测程序生成的第一运行数据，以及存储卫星测控程序生成的第二运行数据。

具体地，在运载火箭的遥测过程中，遥测程序一般是不允许改变，且电源关闭后遥测程序不应当被删除。而对于遥测程序运行过程中所产生的运行数据，数据量较大且仅在飞行控制过程中产生和使用。为了提高数据的安全性和可靠性，火箭遥测装置还包括非易失性存储模块和易失性存储模块。

非易失性存储模块，存储火箭遥测程序和卫星测控程序，可以采用Flash memory（闪存）、PROM（可编程只读内存）、EAROM（电可改写只读内存）、EPROM（可擦可编程只读内存）、EEPROM（电可擦可编程只读内存）等。

易失性存储模块，存储火箭遥测程序生成的第一运行数据，以及存储卫星测控程序生成的第二运行数据，可以采用RAM（Random Access Memory，随机存取记忆体）。

基于上述任一实施例，图5为本发明提供的火箭遥测装置的结构示意图之五，如图5所示，该装置还包括：

配置接口模块113，与遥测控制模块连接，用于向遥测控制模块发送配置信号，以及反馈配置信号对应的配置结果。

具体地，对于在遥测控制模块中运行的遥测程序，可以通过配置接口模块进行参数配置。

用于程序配置的上位机或者箭载计算机通过配置接口模块与遥测控制模块连接。上位机或者箭载计算机向遥测控制模块发送配置信号，使得遥测控制模块中运行的程序根据配置信号反馈对应的配置结果。上位机或者箭载计算机根据接收到的配置结果确定遥测控制模块中的程序是否配置到位，或者继续进行配置。

JTAG（Joint Test Action Group，联合测试工作组）协议是一种受到广泛支持的标准测试协议，由于通过在线编程的方式进行调试，可以大大提高遥测控制模块中遥测程序的参数配置的进度。配置接口模块可以被设置为支持JTAG协议的4线引脚结构，分别为TMS（测试模式选择）、TCK（测试时钟输入）、TDI（测试数据输入）、TDO（测试数据输出）。

本发明实施例提供的火箭遥测装置，通过设置配置接口模块，提高了遥测程序的配置方便性。

基于上述任一实施例，该装置还包括：

电源模块，与各个模块连接，用于为各个模块提供工作电源，以及采集各个模块的供电回路的电源参数，将电源参数发送至遥测控制模块，以供遥测控制模块对各个模块的供电状态进行监测。

具体地，电源模块可以包括电源切换单元和电源适配单元。电源切换单元的电源输入端与运载火箭末级上的供电端口连接，电源切换单元的电源输出端与电源适配单元的电源输入端连接。电源切换单元可以接入多路冗余输入电源，当其中一路电源发生故障时迅速切换至另一路电源，从而提高火箭遥测装置的供电安全性和可靠性。电源适配单元的电源输出端分别与各个模块连接，用于对切换后的电源进行适配，以使得电压或者电流满足各个模块的用电需求。

电源参数包括电压或者电流。在电源模块中还可以为各个模块的供电回路设置对应的电压传感器和/或电流传感器，用于采集各供电回路的电源参数，并将电源参数反馈至遥测控制模块，使得遥测控制模块可以监测各个模块的供电状态。

基于上述任一实施例，遥测控制模块基于现场可编程门阵列电路实现。

具体地，现场可编程门阵列电路（Field Programmable Gate Array，FPGA）是一种程序驱动逻辑器件。

现场可编程门阵列的内部存储单元（静态存储器）是专门设计的，具有可靠性高、抗干扰能力强、保密性好等优点，器件在出厂时都由厂家进行安全可靠性测试，保证在最不利的情况下也能保证安全性，不至于发生软件错误，因此基于现场可编程门阵列设计的遥测控制模块具有高度可靠性。

现场可编程门阵列是用软件来实现硬件电路的功能，通过设计软件就可以得到想要的硬件电路功能，而要修改硬件设计时只要重新修改软件就可以了，可以显著地缩短遥测控制模块的设计周期，降低成本，降低了硬件电路设计的难度。

基于上述任一实施例，图6为本发明提供的运载火箭的结构示意图，如图6所示，该运载火箭600包括末级610，末级610上设置有上述火箭遥测装置100。

具体地，在该运载火箭的飞行阶段，箭载计算机发送至火箭遥测装置的遥测切换指令为低电平。火箭遥测装置中的遥测控制模块运行火箭遥测程序，向射频切换模块发射射频切换指令。信号调理模块将火箭遥测数据进行调制，输出箭遥S频段射频信号，送至射频切换模块，此时射频切换模块为输出射频信号A状态，信号A送至射频放大模块进行功率放大，放大后的射频信号送至箭遥发射天线，天线输出无线信号，实现火箭遥测功能。

在星箭分离后，运载火箭的末级成为留轨末级，箭载计算机发送至火箭遥测装置的遥测切换指令为高电平。遥测控制模块运行卫星测控程序，向射频切换模块发射射频切换指令。信号调理模块将火箭遥测数据进行调制，输出测控S频段射频信号，送至射频切换模块，此时射频切换模块为输出射频信号B状态，信号B送至卫星测控天线，天线输出末级测控无线信号，实现末级测控功能；同时接收天线接收地面测控站的上行信号，将信号送至信号调理模块，解调后的测控指令送至遥测控制模块。

以上所描述的装置实施例仅仅是示意性的，其中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网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。

通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干命令用以使得一台计算机设备（可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等）执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims

1.一种火箭遥测装置，其特征在于，包括：

信号接收天线，与所述信号调理模块连接，用于接收所述中继卫星或者所述地面测控站发送的第二射频信号；

所述遥测控制模块具体用于：

在接收到的遥测切换指令为高电平信号的情况下，运行所述卫星测控程序，并生成第二射频切换指令；所述第二射频切换指令用于控制所述射频切换模块将所述第一射频信号发送至所述卫星测控天线；

所述遥测控制模块还具体用于：

2.根据权利要求1所述的火箭遥测装置，其特征在于，还包括：

3.根据权利要求1所述的火箭遥测装置，其特征在于，还包括：

4.根据权利要求1所述的火箭遥测装置，其特征在于，还包括：

5.根据权利要求1所述的火箭遥测装置，其特征在于，还包括：

6.根据权利要求1至5任一项所述的火箭遥测装置，其特征在于，还包括：

7.根据权利要求1至5任一项所述的火箭遥测装置，其特征在于，所述遥测控制模块基于现场可编程门阵列电路实现。

8.一种运载火箭，其特征在于，包括末级；

所述末级上设置有权利要求1至7任一项所述的火箭遥测装置。