CN116149213A - 一种运载火箭多功能尾段控制器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种运载火箭多功能尾段控制器，包括飞行控制板、发射控制板、驱动板、功放板以及屏蔽层，所述屏蔽层设置在功放板与其他板卡之间用于防止功放板对其他板卡的电磁干扰；还包括安装在尾段控制器侧面的柔性微带电缆，所述柔性微带电缆两端各有一个内接插件，所述内接插件端接到各电路板上；所述柔性微带电缆用于各层板之间的供电、控制信号、测量信号、总线通讯信号的电气交互。本发明的尾段控制器融合了测量、落区控制、发射控制、伺服控制等多种功能，采用一体化设计，降低了单机的数量和种类，简化了箭上和地面产品；将原来由地面完成的发射控制功能集成到箭上，大大简化了地面测试设备，减轻了线缆重量。

Description

一种运载火箭多功能尾段控制器

技术领域

本发明属于运载火箭落区控制技术领域，具体涉及一种运载火箭多功能尾段控制器。

背景技术

传统的运载火箭系统复杂，箭上和地面产品数量多且繁杂、人工操作较多、测试流程较长，导致目前发射前的准备时间很长。减少箭上、地面电气产品数量和种类，简化测试流程，精简测试保障人员，提高测试发射自动化水平，是运载火箭电气设备发展的方向。其中，现有的尾段控制器作为运载火箭尾段的核心单机，主要功能是完成伺服热电池激活、一级点火、一级分离等时序控制和伺服控制，信号采集等，已经不能满足落区控制、简化箭上和地面设备、低成本的应用需求，急需研制一款集成测量、落区控制、发射控制、伺服控制等多种功能的低成本、一体化尾段控制器。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提出一种集成测量、落区控制、发射控制、伺服控制等多种功能于一体的的低成本运载火箭尾段控制器，将传统火箭测发控前端设备功能集成到箭上，实现了箭地间只通过一根网线、一台笔记本即可实现火箭测试发射，以较低成本实现简化箭上、地面设备和操作流程，满足箭上自测试、自诊断，落区控制、伺服控制和集成化、低成本的应用需求。

为实现上述目的，本发明提供的技术方案如下：

一种运载火箭多功能尾段控制器，包括飞行控制板、发射控制板、驱动板、功放板以及屏蔽层，所述屏蔽层设置在功放板与其他板卡之间用于防止功放板对其他板卡的电磁干扰；

还包括安装在尾段控制器侧面的柔性微带电缆，所述柔性微带电缆两端各有一个内接插件，(可以在紧凑的控制器内部)所述内接插件端接到各电路板上；所述柔性微带电缆用于各层板之间的供电、控制信号、测量信号、总线通讯信号的电气交互；

飞行控制板包括二次隔离电源模块、处理器模块、时钟模块、模拟量采集模块、开关量采集模块、开关量输出模块、时序驱动模块、总线通信模块和以太网通信模块，用于完成控制器自检，落区控制飞行段的制导、稳定计算，发出火箭紧急断电、复位指令，火工品时序控制回路自动测试，传感器信号测量，遥测数据编帧，与火箭上的设备和地面设备进行通信；

发射控制板包括时序控制模块、火工品安全管制机构自动控制模块，用于完成多路火工品时序控制和发射前火工品管制机构的自动短路保护和解保护；

驱动板包括IGBT栅极驱动模块、限流保护模块，主要完成IGBT模块栅极的驱动和伺服功率电流的限流保护；IGBT栅极驱动模块是用来产生驱动IGBT模块通断的PWM信号；PWM波即脉冲宽度调制，是一种常用的对电机的数字化控制方式；

功放板包括伺服电源转分离体供电模块(160V转24V)、IGBT功率模块、泵升电压检测模块和泵升电压抑制模块，用于强弱电转换、伺服电机的控制和伺服泵升电压的泄放保护。

进一步地，所述飞行控制板的处理器模块设置有第一核和第二核的双核处理器，其中第一核在分离体分离前的飞行段使用，通过火箭控制总线接收(箭载计算机发来的)舵控指令，根据舵控指令完成舵机闭环控制，发出脉宽调制舵控信号；第二核在分离体分离后的落区控制段使用，检测到分离体分离后，第二核启动落区控制飞行控制，完成导航、制导、稳定计算，向第一核发出舵控指令。处理器双核在物理上完全隔离，执行落区控制功能的第二核出现不可预知的故障时，对第一核没有影响，因此不影响火箭一级飞行段。

进一步地，还包括上盖板和底板，与设置于上盖板和底板之间的飞行控制板、发射控制板、驱动板、功放板以及屏蔽层构成笼屉式堆叠组合结构，每层间相互嵌套安装定位，用贯穿上盖板到底板的安装螺栓将各层紧固在一起；所述飞行控制板、发射控制板、驱动板均采用火箭末级供电电池(28V)电源供电；功放板采用火箭伺服电源(160V)供电，驱动机电伺服工作。在驱动板和功放板之间还设有一层金属屏蔽层，用于防止功放板对其他板卡的电磁干扰。

进一步地，所述伺服电源转分离体供电模块为DC/DC电源模块。

进一步地，所述柔性微带电缆采用聚酰亚胺柔性微带电缆。

另一方面，本发明提供一种运载火箭多功能尾段控制器的控制方法，利用前述的运载火箭多功能尾段控制器，包括如下步骤：

火箭起飞前，火工品管制机构自动解保护，尾段控制器发出伺服电源电池激活信号，伺服电源电池激活；

火箭起飞后，尾段控制器由火箭末级供电电池模块供电；尾段控制器通过火箭控制总线接收(箭载计算机)发出的舵控指令，根据舵控指令控制栅格舵偏转实现火箭姿态控制；

分离体分离后，尾段控制器自动切换到伺服电源转分离体供电模块供电，尾段控制器利用落区控制惯组敏感的分离体姿态、位置信息，控制分离体回落到目标落区。

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：

本发明的运载火箭多功能尾段控制器及方法，主要集成发射控制功能，实现火工品管制机构的自动转换以及火工品时序的自动测试，取消火箭测发控的前端设备，只需要一根通信用的网线与一台笔记本电脑连接，就可以实现测试发射；测发控前端设备包括地面电源，测试控制仪，地面电源用来给测试控制仪供电，测试控制仪用于给火箭发出紧急断电、复位等信号，实现火工品管制机构的自动转换及火工品时序的自动测试，这些功能都由本发明的尾段控制器替代实现。将原来至少需要一台尾段控制器、一台伺服驱动器完成的功能集成到一台尾段控制器内实现，尾段控制和伺服驱动控制共用一片高性能处理器例如双核DSP芯片或FPGA芯片和二次电源模块，主要是28V转5V、3.3V等二次电源模块，用来给处理器供电，降低了产品成本、试验成本和管理成本；尾段控制器融合了测量、落区控制、发射控制、伺服控制等多种功能，采用一体化设计，降低了单机的数量和种类，简化了箭上和地面产品；将原来由地面完成的发射控制功能集成到箭上，箭上功能更多了，如原来由测发控前端测试控制仪完成的功能改由尾段控制器来实现，不是简单的物理上叠加，新增的发射控制功能、落区控制功能与原尾段控制器的伺服驱动控制功能共用处理器、电源模块等，做到了低成本，显然简化了地面测试设备，减轻了线缆重量。

附图说明

图1为尾段控制器原理框图；

图2为SIP微系统处理器模块功能划分示意图；

图3为尾段控制器结构示意图；

图4为火箭测试发射示意图。

具体实施方式

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，均属于本发明保护的范围。

本发明的实施例提供一种运载火箭多功能尾段控制器，采用笼屉式堆叠组合的结构形式，模块化设计，如图3所示，共分为四层，包括上盖板、飞行控制板、发射控制板、驱动板、功放板和底板，每层间相互嵌套安装定位，然后用贯穿顶部到底部的长安装螺栓将各层紧固在一起，各层加工简单，装配方便。由于飞行控制板、发射控制板、驱动板都采用28V电源供电，功放板采用伺服160V电源供电，驱动机电伺服工作，因此在驱动板和功放板之间还设有一层金属屏蔽层，用于防止功放板对其他板卡的电磁干扰。

各层板之间的供电电源、控制信号、测量信号、总线通讯等电气交互信号均通过安装在尾段控制器侧面的柔性微带电缆进行，柔性微带电缆两端各有一个内接插件，内接插件为带锁紧的航空接插件，端接在各电路板上，可以在紧凑的控制器内部端接到各电路板上，采用薄而轻的聚酰亚胺柔性微带电缆进行电气连接，减少了控制器内部的人工焊线工作，简化了内部走线。如图3所示，包括三条柔性微带电缆，将四块板卡(飞行控制板、发射控制板、驱动板、功放板)两两互联，柔性的微带电缆对振动环境适应性好。柔性微带电缆用于各层板之间的供电、控制信号、测量信号、总线通讯信号的电气交互，柔性微带电缆只传输28V的弱电供电、控制信号、测量信号、通讯信号等。采用柔性微带电缆进行电路板间的互联，抗振动等环境条件能力强，占用空间小，可靠性高。

160V的强电供电不经过柔性微带电缆，在功放板上设置有160V电源，用以驱动伺服电机工作。

飞行控制板包括二次隔离电源模块、处理器模块、时钟模块、模拟量采集模块、开关量采集模块、开关量输出模块、时序驱动模块、总线通信模块、以太网通信模块，主要完成控制器自检，落区控制飞行段的制导、稳定计算，发出火箭紧急断电、复位指令，火工品时序控制回路自动测试，传感器信号测量，遥测数据编帧，与箭上、地面设备进行通信等功能。

发射控制板包括时序控制模块、火工品安全管制机构自动控制模块，主要完成N路火工品时序控制和发射前火工品管制机构的自动短路保护和解保护。

驱动板包括IGBT(绝缘栅双极型晶体管)栅极电压驱动模块、限流保护模块，主要完成IGBT模块栅极的PWM(脉冲宽度调制)波驱动和伺服功率电流的限流保护。PWM波即脉冲宽度调制，是一种常用的对电机的数字化控制手段。

功放板包括伺服电源电压160V转分离体供电电压24V电源模块、IGBT栅极隔离驱动模块、IGBT功率模块、泵升电压检测模块和泵升电压抑制模块，主要完成强弱电转换、伺服电机的控制和伺服泵升电压的泄放保护。

本发明的尾段控制器集成了测量功能、落区控制功能、发射控制功能、伺服控制等多种功能，具体实现方式如下：

测量功能：通过飞行控制板上的模拟量采集模块、二次隔离电源模块，实现对温度、振动、冲击等传感器的供电、信号调理、采集、统一编帧后发送到遥测总线。

落区控制功能：火箭一级分离后，尾段控制器与尾段惯组、伺服系统组成一套完整的控制回路，由飞行控制板上的高性能处理器(SIP微系统处理器模块)的第二核完成制导、稳定计算，控制一级分离体飞向目标落点。

发射控制功能：飞行控制板上的模拟量采集模块，可采集每路火工品时序的工作时间和工作电流，实现火工品时序控制回路的自动测试；飞行控制板上的开关量输出模块可实现火箭的复位和紧急断电等功能；发射控制板上的时序控制模块实现伺服热电池的激活、火工品管制机构的自动解保护。

伺服控制功能：飞行控制板根据机电伺服的闭环控制算法，向驱动板发出PWM控制信号，经驱动板放大后，向功放板输出IGBT栅极控制PWM信号，功放板上的IGBT功率模块进行功率放大后控制伺服电机正反向转动。

具体地：

处理器模块为SIP芯片，该SIP芯片集成了一片双核高性能SOC(主频800MHZ,逻辑规模350万，19.2Mb内置RAM，900个DSP Slice)，一片512Mb NOR FLASH，一片32位1GB DDR3和一片4GB Emmc。

尾段控制器的SIP芯片内SOC处理器的A核(第一核)专用于执行影响飞行成败的伺服控制功能，B核(第二核)专用于执行测量、落区控制和发射控制等不影响飞行成败的功能。

开关量采集模块包括十路不带电触点采集电路，均采用光耦进行隔离采集；

开关量输出模块包括四路，采用光耦隔离+达林顿管驱动输出，用于火箭复位、紧急断电等控制；

时序驱动模块包括八路，每路时序控制均采用双冗余设计，采用数字隔离+达林顿管驱动+直流固态继电器方式，直流固体继电器选用两个固体继电器模块，该模块共有八个通道，两个固态继电器对时序控制的正、负端分别进行控制；

以太网通信模块包括两路，PHY芯片支持10/100/1000Mbps以太网；

总线通信模块包括四路CAN总线，其中两路专门用于正式飞行，两路专门用于落区控制，采用数字隔离+CAN收发器方式，CAN收发器选用内部集成120Ω终端匹配电阻的收发芯片；

测量总线模块包括两路RS422接口，选用隔离驱动器进行隔离；

模拟量采集模块包括三片AD芯片，其中一片用于供电电压采集，一片用于传感器信号采集,一片用于火工品时序控制回路电压采集，采用数字模拟开关进行通道切换。其中火工品时序控制回路电压采集电路采用两个8KΩ+2KΩ电阻进行限流、分压，每路火工品时序控制回路电流小于10mA，持续时间不大于300ms。

火工品管制机构共有三路，采用专用于直流电机正反转控制的固态继电器，该继电器采用四只MOS管组成H桥形式，通过控制MOS管的开通、关断实现H桥通路切换，控制电机的正反转，稳态工作电流8A，过负载能力32A。

IGBT栅极驱动模块选用隔离驱动芯片+六合一IGBT功率模块实现伺服电机控制。

泵升电压监测及抑制模块用于对伺服电机工作电压进行采集，防止电机工作时的泵升电压过高对IGBT功率器件造成损坏。

再作为具体的实例，本发明的实施例以尾段控制器参与一级分离体的分离体落区控制为例，提供一种包括本发明的尾段控制器的低成本运载火箭分离体落区控制电气系统。

目前常规的运载火箭分离体落区控制电气系统安装在尾段，主要由电动伺服、尾段控制器、火工品管制机构、伺服电源160V电池组成，主要功能是接收箭载计算机的舵控指令，完成栅格舵偏转控制，进而对火箭进行姿态控制。一级电气系统弱电由火箭末级集中供电，尾段控制器作为一个控制节点挂在控制系统总线上。要实现一级分离体落区控制的即插即用，需要解决四个问题，一是一级飞行段和落区控制飞行段电气系统的隔离问题，即落区控制功能不能影响一级飞行；二是分离后的电气单机供电问题；三是分离后电气单机的通信问题；四是如何低成本实现即插即用。具体通过如下的技术方案予以解决：

本发明的实施例提供的一种包括本发明的尾段控制器的低成本运载火箭分离体落区控制电气系统，包括火箭控制总线、末级供电电池模块、设置于尾段的伺服电源，还包括增加设置于分离体的本发明的尾段控制器、分离体落区控制总线以及分离体落区控制单机包括惯测组合、采编器、数据记录装置；

尾段控制器包括设置有第一核(图2中的A核)和第二核(图2中的B核)的双核处理器，其中第一核在分离体分离前的飞行段使用，通过火箭控制总线接收(箭载计算机发来的)舵控指令，根据舵控指令完成舵机闭环控制，发出脉宽调制舵控信号；第二核在分离体分离后落区控制段使用，检测到分离体分离后，第二核启动落区控制飞行控制，完成导航、制导、稳定计算，向第一核发出舵控指令；处理器双核在物理上完全隔离，执行落区控制功能的第二核出现不可预知的故障时，对第一核没有影响，因此不影响火箭一级飞行段；

尾段控制器还包括伺服电源转分离体供电模块，由末级电池供电模块和伺服电源转分离体供电模块同时并联为其供电；本实施例中伺服电源电压为160V，分离体供电电压为24V；

尾段控制器既连接于火箭控制总线，也连接于分离体落区控制总线，由末级供电电池模块和伺服电源转分离体供电模块同时并联供电；分离体落区控制单机均连接于分离体落区控制总线。

包括本发明的尾段控制器的低成本运载火箭分离体落区控制电气系统，在火箭地面测试时，可以完全分开测试，火箭起飞后，为落区控制新增的电气单机惯组、采编器、数据记录装置均不参与火箭飞行控制，供电回路、总线通信回路均与火箭一级飞行段完全分开。

尾段控制器由火箭末级28V电源母线和160V转24V电源模块(可选配)同时并联供电，28V和24V供电线路上串接双冗余二极管，双冗余二极管起到防反灌的作用，一级分离前，28V供电经二极管后电压仍高于24V供电线路，24V供电线路不能供电，所以在分离前，尾段控制器实际仅由来自火箭末级的28V电源母线供电，双冗余二极管能保证28V电源不会对24V电源模块进行电流反灌，保护160V转24V电源模块。

一级分离后，28V电源供电母线断开，24V电源自动接续为尾段控制器供电，不需要转电过程。其中160V转24V电源模块可根据任务需要选配，160V电源来自为电动伺服供电的伺服热电池。该供电方案没有一级分离前的转电过程，一级分离前的28V电源母线供电、火工品电源母线供电均与火箭不增加落区控制时完全一致，不增加成本，因为一级飞行时也需要28V电源，加或不加落区控制功能都需要。

采用两套总线通信架构，包括一套火箭控制总线(2条总线)和一套落区控制总线(2条总线)，火箭控制总线和落区控控制总线分属不同的总线网段。其中2条火箭控制总线互为冗余热备份，用于分离前与火箭末级进行通信；2条落区控制总线互为冗余热备份，用于分离后各电气单机的通信，四条总线在物理上完全隔离。尾段控制器作为火箭控制总线和落区控制总线的公共网络节点，一级分离前仅使用火箭控制总线，一级分离后才启用落区控制总线。

将箭上控制总线分为火箭控制总线和落区控制总线，在火箭地面的全流程飞行仿真测试过程中，可同时完成火箭主任务的全流程飞行仿真和一级分离体落区控制的全流程飞行仿真，使仿真过程更加真实、可靠。因为本发明采用了火箭控制总线和落区控制总线两套独立的总线网络，火箭在总装厂房内进行全流程飞行仿真试验时，一级分离的脱插断开时，一级分离体的落区控制总线的物理结构不受影响，可以在火箭尾段旁边放置一台仿真机进行一级分离体落区控制的全流程飞行仿真试验。在火箭末级旁边放置一台仿真机可以进行火箭主任务的全流程飞行仿真试验，两个全流程飞行仿真试验可以同时进行。

落区控制电气系统的电气单机惯组用于敏感一级分离体姿态、位置，提供给尾段控制器进行导航计算；采编器用于冲击、温度、压力等传感器的供电、信号调理；数据记录装置具备抗高过载、大冲击能力，能够记录火箭一级分离后的控制信息、传感器数据，用于事后数据分析。一级分离体预留与各电气单机相连的电缆网电气接口，根据任务需要，选配各电气单机(一台惯测组合、一台采编器、一台数据记录装置，还有尾段控制器里的一个160V转24V电源模块。

尾段控制器作为一级分离体电气系统的核心单机，集成了伺服控制、落区控制等多种功能，由飞行控制板、测试发射控制板、驱动板和功放板组成。其中飞行控制板搭载一片高性能SIP芯片，尾段控制器挂在火箭控制总线上，在火箭一级分离前，处理器第一核接收箭载计算机的舵控指令，完成栅格舵控制，尾段控制器由火箭末级28V电源母线供电；一级分离后，火箭末级28V电源母线断开，尾段控制器转由160V转24V电源模块供电，无需切换过程。160V转24V电源模块采用DC/DC电源模块，输入电压DC100V～370V，输出电压DC24V，输出电流3A，该电源模块可根据任务需要选装。尾段控制器通过分离行程传感器和一级分离脱插分离信号确认一级分离，等待5s后，处理器第二核开始进行落区控制导航、制导、稳定计算，向第一核发出舵控指令，使用第一核的舵机闭环控制算法和栅格舵完成落区控制。

尾段控制器还包括二次隔离电源模块、总线通信模块以及开关量输出模块，用于控制器自检，落区控制飞行段的制导、稳定计算，发出火箭紧急断电、复位指令，火工品时序控制回路自动测试，传感器信号测量，遥测数据编帧，与火箭末级、分离体、地面设备进行通信；二次隔离电源模块是把输入的28v或24v电压转换成其他处理器芯片使用的5v或者3.3v电压；发射控制板包括时序控制模块、火工品安全管制机构自动控制模块，用于伺服热电池的激活、多路火工品时序控制和发射前火工品管制机构的自动短路保护和解保护；

驱动板包括限流保护模块和驱动模块，完成伺服功率电流的限流保护和IGBT的驱动；

功放板包括伺服电源电压转分离体供电电压模块，主要完成强弱电转换、伺服电机的控制和保护。

具体地，惯组由三轴光纤陀螺、三轴石英加表组成，主要完成姿态获取和加速度获取，通过落区控制总线为尾段控制器提供位置、姿态信息。

数据记录装置挂在落区控制总线上，具备防摔、防水、抗冲击等性能，通过总线接收存储测试控制信息，用于事后数据处理。

伺服电池可选用热电池，在火箭发射之前，由尾段控制器激活，电池激活后电解质由固体转化为热熔融态，电池进入放电状态，本实例选用的伺服电池工作寿命不低于800s。

火工品管制机构用于电池激活火工品控制回路的自动管制，火箭发射之前，通过内部电机转动，自动解除火工品控制线路短路保护，接通控制线路。

另一方面，本实施例还提供了包括本发明的尾段控制器的低成本运载火箭分离体落区控制电气系统的方控制法，包括如下步骤：

火箭起飞前，火工品管制机构自动解保护，尾段控制器发出伺服电源电池激活信号，伺服电源电池激活；

火箭起飞后，尾段控制器由火箭末级供电电池模块供电；尾段控制器通过火箭控制总线接收(箭载计算机)发出的舵控指令，根据舵控指令控制栅格舵偏转实现火箭姿态控制；

一级分离体分离后，尾段控制器自动切换到伺服电源电压160V转分离体供电电压24V模块供电，尾段控制器利用落区控制惯组敏感的分离体姿态、位置信息，控制分离体回落到目标落区。

Claims (7)

1.一种运载火箭尾段控制器，其特征在于包括飞行控制板、发射控制板、驱动板、功放板以及屏蔽层，所述屏蔽层设置在功放板与其他板卡之间；

还包括安装在尾段控制器侧面的柔性微带电缆，所述柔性微带电缆两端各有一个内接插件，所述内接插件端接到各电路板上；所述柔性微带电缆用于各层板之间的供电、控制信号、测量信号、总线通讯信号的电气交互；

飞行控制板包括二次隔离电源模块、处理器模块、时钟模块、模拟量采集模块、开关量采集模块、开关量输出模块、时序驱动模块、总线通信模块和以太网通信模块，用于完成控制器自检，落区控制飞行段的制导、稳定计算，发出火箭紧急断电、复位指令，火工品时序控制回路自动测试，传感器信号测量，遥测数据编帧，与火箭上的设备和地面设备进行通信；

发射控制板包括时序控制模块、火工品安全管制机构自动控制模块，用于完成多路火工品时序控制和发射前火工品管制机构的自动短路保护和解保护；

驱动板包括IGBT栅极电压驱动模块、限流保护模块，主要完成IGBT模块栅极的驱动和伺服功率电流的限流保护；

功放板包括伺服电源电压转分离体供电电压模块、IGBT栅极隔离驱动模块、IGBT功率模块、泵升电压检测模块和泵升电压抑制模块，用于强弱电转换、伺服电机的控制和伺服泵升电压的泄放保护。

2.根据权利要求1所述的运载火箭多功能尾段控制器，其特征在于所述飞行控制板设置有第一核和第二核的双核处理器，其中第一核在分离体分离前的飞行段使用，通过火箭控制总线接收舵控指令，根据舵控指令完成舵机闭环控制，发出脉宽调制舵控信号；第二核在分离体分离后的落区控制段使用，检测到分离体分离后，第二核启动落区控制飞行控制，完成导航、制导、稳定计算，向第一核发出舵控指令。

3.根据权利要求1所述的运载火箭多功能尾段控制器，其特征在于还包括上盖板和底板，与设置于上盖板和底板之间的飞行控制板、发射控制板、驱动板、功放板以及屏蔽层构成笼屉式堆叠组合结构，每层间相互嵌套安装定位，用贯穿上盖板到底板的安装螺栓将各层紧固在一起；所述飞行控制板、发射控制板、驱动板均采用火箭末级供电电池电源供电；功放板采用火箭伺服电源供电，驱动机电伺服工作。

4.根据权利要求1-3中任一项所述的运载火箭多功能尾段控制器，其特征在于所述伺服电源电压转分离体供电电压模块为DC/DC电源模块。

5.根据权利要求1所述的运载火箭多功能尾段控制器，其特征在于所述柔性微带电缆采用聚酰亚胺柔性微带电缆。

6.一种运载火箭多功能尾段控制器的控制方法，其特征在于利用根据权利要求1-5所述的运载火箭多功能尾段控制器，包括如下步骤：

火箭起飞前，火工品管制机构自动解保护，尾段控制器发出伺服电源电池激活信号，激活伺服电池；

火箭起飞后，尾段控制器由火箭末级供电电池供电；尾段控制器通过火箭控制总线接收(箭载计算机)发出的舵控指令，根据舵控指令控制栅格舵偏转实现火箭姿态控制；

分离体分离后，尾段控制器自动切换到伺服电源电压转分离体供电电压模块供电，尾段控制器利用落区控制惯组敏感的分离体姿态、位置信息，控制分离体回落到目标落区。

7.根据权利要求6的一种运载火箭多功能尾段控制器的控制方法，其特征在于通过采用该多功能尾段控制器，取消测发控前端设备，仅通过一根网线与笔记本电脑连接，即可实现火箭测试发射。

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