一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法技术方案

技术编号:22500628 阅读:28 留言:0更新日期:2019-11-09 01:57
本发明专利技术一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法,系统包括电源模块、MEMS惯性测量模块、卫星导航接收模块、控制模块、射频发射模块、图像测量模块、数据存储模块、数字量输入输出模块和开关量输入输出模块;该系统可以在飞行器高动态无控返回过程中,实时解算出分离体的位置、速度和姿态信息,并通过无线链路把上述信息实时发送到地面手持终端,为分离体回收提供下落轨迹和落点位置信息。

A kind of measurement and control system and method for high dynamic uncontrolled return of aircraft separation body

The system includes power module, MEMS inertial measurement module, satellite navigation receiving module, control module, RF transmitting module, image measurement module, data storage module, digital input and output module and switch input and output module. The system can be used in high dynamic and uncontrolled aircraft During the return process, the position, speed and attitude information of the separation body are calculated in real time, and the above information is sent to the ground handheld terminal in real time through the wireless link to provide the falling track and landing point position information for the separation body recovery.

【技术实现步骤摘要】
一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法
本专利技术属于导航制导与控制,涉及一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法。
技术介绍
世界各航天大国及私营航天公司,均在积极开展可重复使用运载火箭的研制及飞行验证。随着火箭回收的结构、动力、控制等关键技术的突破,研制和飞行风险及经济成本已经大幅下降。运载火箭的回收及重复使用不仅可以大大降低发射成本,还能对飞行残骸进行有效的控制,避免造成生命财产损失。传统运载火箭的分离体在工作结束后无控自由坠落地面,重达数吨的残骸从空中坠落地面有巨大破坏力,解决分离体的安全控制问题已经刻不容缓。通过对分离体安全可控回收技术的研究,确认现阶段开展基于伞降技术的运载火箭分离体落区安全控制及回收是一种快速、经济、有效的方式。为了实现运载火箭分离体的伞降回收方案,需确定分离体高动态无控返回过程中的速度、位置和姿态信息,用于开伞条件的解算,同时提供给地面搜寻人员分离体下落轨迹和落点信息。我国某型火箭在西昌卫星发射中心发射,对于助推器而言,由于分离时刻的速度小于第一宇宙速度,分离体不能进入地球轨道,将再入大气层返回地面。目前助推器一般采用无控制的再入返回方式,由于各种随机干扰的影响,助推器的落点散布较大。当落区位于陆地时,较大的落区范围将带来人员、财物的疏散和安全问题,同时助推器贮箱内剩余的有毒推进剂会对环境造成污染,对人员造成伤害。
技术实现思路
本专利技术要解决的技术问题是:克服现有技术的不足,提供一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统及方法,该系统可以在飞行器高动态无控返回过程中,实时解算出分离体的位置、速度和姿态信息,并通过无线链路把上述信息实时发送到地面手持终端,为分离体回收提供下落轨迹和落点位置信息。本专利技术的技术方案为:一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统,包括电源模块、MEMS惯性测量模块、卫星导航接收模块、控制模块、射频发射模块、图像测量模块、数据存储模块、数字量输入输出模块和开关量输入输出模块;所述电源模块用于对整个飞行器测控系统中的各模块供电、对外火工品供电,以及为分离火工品和伺服系统供电;所述MEMS惯性测量模块与卫星导航接收模块共同构成组合测量模块,对飞行器的位置和姿态进行测量和采集;所述控制模块采用FPGA+DSP搭建控制模块硬件平台;FPGA负责系统的数据采集和主要的逻辑控制,DSP负责导航信息处理,在导航过程中,微型惯性测量组合的信号经过滤波、放大处理后,通过模数转换器的采样、保持转换为数字信号;数字信号首先保存在FPGA中的先进先出缓存器FIFO中,数据直接挂接在DSP总线上,DSP通过接口读取到SDRAM中进行导航运算;所述射频发射模块在接收到分离使能信号后,将控制模块提供的飞行器位置坐标信息一方面通过GSM短信息发送单元,利用电信运营商网络发送到残骸搜寻人员手机端,另一方面通过BD2短报文服务,将信息发送给搜寻人员客户端用于飞行器测控系统的回收,且按照固定频率发送;射频发射模块接收到落地指令后,将飞行器位置坐标信息发送频率更改后继续发送;此外当飞行器测控系统发送一条短报文时,同时经过变频单元将这些数据进行一系列转换调成L频段信号,在前置放大器作用下放大,最后通过外接无源发射天线发送出去;所述图像测量模块对飞行器器归航过程中工作情况进行实时视频记录,并将其存储到固态存储器中;图像测量模块中的摄像头与飞行器器测控系统主体呈分离式,之间通过电缆连接;所述数据存储模块在测量过程中,将惯性测量装置实时输出的信息存储在固态存储器里,便于事后数据回读与数据分析;同时数据存储模块预留了状态检测通信接口,以便在地面测试过程中实时检测弹载姿态存储测试系统的工作状态;所述数字量输入输出模块在控制模块作用下,通过RS-422或RS-485总线将定位定姿信息发送给外系统;所述开关量输入输出模块向控制模块提供状态信息,为火工品配电;飞行器分离之后,控制模块接收到分离信号,通过内部延时单元,按照预设时间发出供电使能指令,以便于电源模块为分离火工品部件进行供电。所述电源模块采用双锂电池备份供电,充电使用定电流、定电压方式;整个电源模块使用拓扑结构设计,采用级联降压的方式,即通过转换器将较高的电压转换为一个合适的中间电压,然后根据各模块的不同需求进行二次转换。所述MEMS惯性测量模块由三轴MEMS陀螺仪、三轴MEMS加速度计及传感器信号调理单元组成;三轴MEMS陀螺仪的X、Y、Z三个敏感轴两两正交,陀螺仪和加速度计分别用于测量沿载体坐标系三个轴向上的旋转角速率和线加速度,得到三个轴向的旋转角速率wx、wy、wz和线加速度ax、ay、az信息;信号调理单元对传感器模块输出的电压信号进行调理使其满足A/D采样的要求,并通过滤波器使得信号满足带宽要求。卫星导航接收模块选用GPS/BDS双模卫星导航接收模块,实现对BDSB2频点和GPSL1频点的接收;数据采用通用串行异步方式进行传输;卫星导航接收模块与四个接收天线设计成四向环形天线,以确保卫星信号稳定。所述控制模块的硬件平台以FPGA+DSP+AD转换单元为基础搭建而成;其中,FPGA内核采用1.8V低电压供电,工作频率200MHz,拥有4个时钟输入端,176个I/O口,10万个门电路,600个可编程逻辑块,内部集成10个双口RAM,共40kbits;所述FPGA的配置信息存放在外部存储器PROM中,在FPGA芯片每次加电时都从外部PROM中读取配置程序,完成加载;FPGA配置程序的加载使用的是JTAG下载方式,下载时使用到的引脚在IEEE1149.1标准中定义;所述DSP芯片主频375MHz,外设为2个外部存储器接口EMIF、1个并行接口UPP、64个独立的DMA通道及16个QDMA通道、3个通用异步收发传输器UART、2个通道控制器、3个转换控制器、2个多通道缓冲串行口McBSP、3个32位的定时器eCAP;所述AD转换单元同步采集三路过载传感器信号,并将该模拟信号转换为数字信号,并输出到FPGA中,为数据存储及传输做准备。控制模块实现以下功能操作:(1)对MEMS惯性测量模块和卫星导航接收模块的信息进行综合滤波、解算处理,得到助推器的姿态、速度和位置信息,为助推器姿态控制系统提供有效参数信息;(2)对开关量输入输出模块进行控制,接收助推器分离信号,同时按照预设的时间控制电源模块为推进剂排放装置供电;(3)对射频发射模块进行控制,待助推器下落之后,将载体的位置坐标信息通过电信运营商网络和北斗卫星短信息服务,发送给助推器搜寻人员;(4)对数字量输入输出模块进行控制,一方面以RS-485数据协议对四路压力参数进行测量,另一方面以RS-485数据协议将姿态位置信息发送给其他子系统;(5)对数据存储模块进行控制,将助推器下落过程中的所有数据进行存储,便于助推器事后回收后进行数据回读与数据分析;(6)对图像采集模块进行控制,便于对助推器归航过程进行实时视频记录,并将数据存储到固态存储器中。图像测量模块由摄像头和采集存储卡组成,采用四个摄像头进行图像测量;四个摄像头安装在飞行器固定测量安装位置,与飞行器测控终端主体呈分离状;采编存储板卡集成在测控终端主体内部;摄像头所采集的图像信息均通过线缆传输到终端主体内本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统,其特征在于:包括电源模块、MEMS惯性测量模块、卫星导航接收模块、控制模块、射频发射模块、图像测量模块、数据存储模块、数字量输入输出模块和开关量输入输出模块;所述电源模块用于对整个飞行器测控系统中的各模块供电、对外火工品供电,以及为分离火工品和伺服系统供电;所述MEMS惯性测量模块与卫星导航接收模块共同构成组合测量模块,对飞行器的位置和姿态进行测量和采集;所述控制模块采用FPGA+DSP搭建控制模块硬件平台;FPGA负责系统的数据采集和主要的逻辑控制,DSP负责导航信息处理,在导航过程中,微型惯性测量组合的信号经过滤波、放大处理后,通过模数转换器的采样、保持转换为数字信号;数字信号首先保存在FPGA中的先进先出缓存器FIFO中,数据直接挂接在DSP总线上,DSP通过接口读取到SDRAM中进行导航运算;所述射频发射模块在接收到分离使能信号后,将控制模块提供的飞行器位置坐标信息一方面通过GSM短信息发送单元,利用电信运营商网络发送到残骸搜寻人员手机端,另一方面通过BD2短报文服务,将信息发送给搜寻人员客户端用于飞行器测控系统的回收,且按照固定频率发送;射频发射模块接收到落地指令后,将飞行器位置坐标信息发送频率更改后继续发送;此外当飞行器测控系统发送一条短报文时,同时经过变频单元将这些数据进行一系列转换调成L频段信号,在前置放大器作用下放大,最后通过外接无源发射天线发送出去;所述图像测量模块对飞行器器归航过程中工作情况进行实时视频记录,并将其存储到固态存储器中;图像测量模块中的摄像头与飞行器器测控系统主体呈分离式,之间通过电缆连接;所述数据存储模块在测量过程中,将惯性测量装置实时输出的信息存储在固态存储器里,便于事后数据回读与数据分析;同时数据存储模块预留了状态检测通信接口,以便在地面测试过程中实时检测弹载姿态存储测试系统的工作状态;所述数字量输入输出模块在控制模块作用下,通过RS‑422或RS‑485总线将定位定姿信息发送给外系统;所述开关量输入输出模块向控制模块提供状态信息,为火工品配电;飞行器分离之后,控制模块接收到分离信号,通过内部延时单元,按照预设时间发出供电使能指令,以便于电源模块为分离火工品部件进行供电。...

【技术特征摘要】
1.一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统,其特征在于:包括电源模块、MEMS惯性测量模块、卫星导航接收模块、控制模块、射频发射模块、图像测量模块、数据存储模块、数字量输入输出模块和开关量输入输出模块;所述电源模块用于对整个飞行器测控系统中的各模块供电、对外火工品供电,以及为分离火工品和伺服系统供电;所述MEMS惯性测量模块与卫星导航接收模块共同构成组合测量模块,对飞行器的位置和姿态进行测量和采集;所述控制模块采用FPGA+DSP搭建控制模块硬件平台;FPGA负责系统的数据采集和主要的逻辑控制,DSP负责导航信息处理,在导航过程中,微型惯性测量组合的信号经过滤波、放大处理后,通过模数转换器的采样、保持转换为数字信号;数字信号首先保存在FPGA中的先进先出缓存器FIFO中,数据直接挂接在DSP总线上,DSP通过接口读取到SDRAM中进行导航运算;所述射频发射模块在接收到分离使能信号后,将控制模块提供的飞行器位置坐标信息一方面通过GSM短信息发送单元,利用电信运营商网络发送到残骸搜寻人员手机端,另一方面通过BD2短报文服务,将信息发送给搜寻人员客户端用于飞行器测控系统的回收,且按照固定频率发送;射频发射模块接收到落地指令后,将飞行器位置坐标信息发送频率更改后继续发送;此外当飞行器测控系统发送一条短报文时,同时经过变频单元将这些数据进行一系列转换调成L频段信号,在前置放大器作用下放大,最后通过外接无源发射天线发送出去;所述图像测量模块对飞行器器归航过程中工作情况进行实时视频记录,并将其存储到固态存储器中;图像测量模块中的摄像头与飞行器器测控系统主体呈分离式,之间通过电缆连接;所述数据存储模块在测量过程中,将惯性测量装置实时输出的信息存储在固态存储器里,便于事后数据回读与数据分析;同时数据存储模块预留了状态检测通信接口,以便在地面测试过程中实时检测弹载姿态存储测试系统的工作状态;所述数字量输入输出模块在控制模块作用下,通过RS-422或RS-485总线将定位定姿信息发送给外系统;所述开关量输入输出模块向控制模块提供状态信息,为火工品配电;飞行器分离之后,控制模块接收到分离信号,通过内部延时单元,按照预设时间发出供电使能指令,以便于电源模块为分离火工品部件进行供电。2.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统,其特征在于:所述电源模块采用双锂电池备份供电,充电使用定电流、定电压方式;整个电源模块使用拓扑结构设计,采用级联降压的方式,即通过转换器将较高的电压转换为一个合适的中间电压,然后根据各模块的不同需求进行二次转换。3.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统,其特征在于:所述MEMS惯性测量模块由三轴MEMS陀螺仪、三轴MEMS加速度计及传感器信号调理单元组成;三轴MEMS陀螺仪的X、Y、Z三个敏感轴两两正交,陀螺仪和加速度计分别用于测量沿载体坐标系三个轴向上的旋转角速率和线加速度,得到三个轴向的旋转角速率wx、wy、wz和线加速度ax、ay、az信息;信号调理单元对传感器模块输出的电压信号进行调理使其满足A/D采样的要求,并通过滤波器使得信号满足带宽要求。4.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统,其特征在于:卫星导航接收模块选用GPS/BDS双模卫星导航接收模块,实现对BDSB2频点和GPSL1频点的接收;数据采用通用串行异步方式进行传输;卫星导航接收模块与四个接收天线设计成四向环形天线,以确保卫星信号稳定。5.根据权利要求1所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统,其特征在于:所述控制模块的硬件平台以FPGA+DSP+AD转换单元为基础搭建而成;其中,FPGA内核采用1.8V低电压供电,工作频率200MHz,拥有4个时钟输入端,176个I/O口,10万个门电路,600个可编程逻辑块,内部集成10个双口RAM,共40kbits;所述FPGA的配置信息存放在外部存储器PROM中,在FPGA芯片每次加电时都从外部PROM中读取配置程序,完成加载;FPGA配置程序的加载使用的是JTAG下载方式,下载时使用到的引脚在IEEE1149.1标准中定义;所述DSP芯片主频375MHz,外设为2个外部存储器接口EMIF、1个并行接口UPP、64个独立的DMA通道及16个QDMA通道、3个通用异步收发传输器UART、2个通道控制器、3个转换控制器、2个多通道缓冲串行口McBSP、3个32位的定时器eCAP;所述AD转换单元同步采集三路过载传感器信号,并将该模拟信号转换为数字信号,并输出到FPGA中,为数据存储及传输做准备。6.根据权利要求5所述的一种适用于飞行器分离体高动态无控返回的测控系统,其特征在于:控制模块实现以下功能操作:(1)对MEMS惯性测量模块和卫星导航接收模块的信息进行综合滤波、解算处理,得到助推器的...

【专利技术属性】
技术研发人员:张亦朴任月慧陈彬刘洋高晨
申请(专利权)人:北京宇航系统工程研究所中国运载火箭技术研究院
类型:发明
国别省市:北京,11

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