一种用于火箭助推器回收的翼伞自主归航控制系统的制作方法

本发明一种用于火箭助推器回收的翼伞自主归航控制系统，属于航天器回收控制领域，特别涉及一种航天器回收自主归航控制系统。

背景技术：

火箭助推器是火箭发射时，使其迅速飞离发射台并加速达到预定飞行速度的一种小型火箭发动机，当助推器完成任务后会脱离火箭本体，分离后的助推器处于无控自由落体状态，落地速度大，落点散布大。我国现有发射场由于历史原因，都建在内陆、且航迹常常经过人口稠密地区。分离体残骸坠地过程中的巨大冲击力使箭体有可能发生巨大的爆炸；并且推进剂贮箱内残余的推进剂坠地后的泄漏也对地面人畜安全构成了巨大威胁。采用可控翼伞实现助推器可控回收是目前解决助推器落地速度大，落点散布大的有效手段。本发明设计了翼伞自主归航控制系统。该控制系统通过定位定向仪，获得控制系统的位置，与目标点比对后得出相应的控制策略，控制伺服装置，进而控制翼伞的形态，使得控制系统实现定点着陆。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种用于火箭助推器回收的翼伞自主归航控制系统，对比以往方案，通过集成了gps和陀螺仪的定位定向仪提高了系统可靠性，通过可编程三模冗余配电点火控制器，提高系统可靠性及适用性，通过能够实现控制系统集成化及通用化，扩大控制系统适用范围，通过动力电源中集成的监测模块，能够实现对重要参数的采集，对后续分析验证提供重要依据。本发明控制系统集成导航、制导、数传、火工起爆的功能，同时与助推器接口相匹配，形成应用于火箭助推器回收的通用化翼伞自主归航控制系统。

本发明的技术解决方案是：

一种用于火箭助推器回收的翼伞自主归航控制系统，包括：启动转接盒、配电点火控制器、归航控制器、定位定向仪、数传机、伺服控制装置、控制电源和动力电源；

启动转接盒用于接收上级发送的火箭总体加电指令，根据所述火箭总体加电指令开关控制配电点火控制器的加断电；启动转接盒在火箭发射前加电，等待接收火箭总体的加电指令，在火箭助推器分离时，启动转接盒接收到所述加电指令给配电点火控制器加电；

配电点火控制器用于控制火工品起爆和给归航控制器、定位定向仪、数传机、伺服控制装置加电；所述火工品起爆用于使伞舱盖的弹出，伞舱盖在弹出的过程中拉出装在伞舱里的翼伞，翼伞拉出来后展开，所述火工品起爆的时间由轨道计算得出；配电点火控制器加电后，首先给归航控制器、定位定向仪、数传机加电；火工品起爆和伺服控制装置共用动力电源，为了避免大电流对动力电源性能的影响，采用分时控制策略，当配电点火控制器完成火工品起爆控制后，再对伺服控制装置加电；

归航控制器接收定位定向仪采集的定位定向信号，将定位定向信号与目标点进行比较计算，并结合地面站发送的控制指令，运行归航程序，获得控制量输出给伺服控制装置，同时对控制量及定位定向信号进行整合后作为监测数据通过串口转发给数传机，并接收数传机上传的控制指令；

定位定向仪内部集成有gps和陀螺仪，用于给归航控制器提供定位定向信息；

数传机接收归航控制器发送的监测数据并转发给地面站，接收地面站发送的控制指令并转发给归航控制器；

伺服控制装置接收归航控制器发送的控制量，根据控制量操纵控制翼伞；

控制电源：用于向启动转接盒、配电点火控制器、归航控制器、定位定向仪、数传机、伺服控制装置供电；

动力电源：用于向火工品和伺服控制装置供电，同时内部集成监测模块，对输出电流进行监测记录，便于后续分析计算。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1)本发明的配电点火控制器可以输出多路点火指令，多路设备加电指令，并可以通过程序对点火和设备加电时序进行设置，提高系统灵活性和适用性。以前所用的配电器通过延时继电器实现，此配电器一旦生产完成路数及时间无法修改。

2)本发明将火工品点火所需电源集成于动力电源中，并采用分时控制，即火工品点火和伺服控制装置加电分开的方式，避免了火工点火和伺服控制同时加电所带来的隐患，同时提高了系统的集成度，避免资源浪费。以前的系统包括控制电源、火工电源和动力电源。

3)本发明定位定向仪集成了gps及陀螺仪，陀螺仪在gps信号缺失的情况下仍能继续定位功能，而gps可以对陀螺仪定位的误差进行修正，这样就提高整个系统的定位的可靠性和准确性。以前的定位定向仪仅具备gps定位功能。

4)本发明启动转接盒作为归航控制系统与火箭助推器的接口，最主要的功能为：采集火箭助推器发出的加电脉冲指令，控制启动转接盒内部的归航控制系统加电开关。此功能通过继电器组成的自保持电路纯硬件的方式实现。其他的此类功能大都是通过软件可编程的控制芯片对加电脉冲指令进行采集实现的，软件在火箭发射时复杂的电磁环境下容易受到干扰，同时可编程的控制芯片的能量消耗大于通过继电器组成的自保持电路，在火箭发射前三个小时启动转接盒一直处于加电状态，因此，采用纯硬件的设计思路可以有效减小能量消耗，同时提高系统可靠性。

5)本发明动力电源增加了电流检测装置，对输出的电流信号进行实时监测，这样就能清楚地记录伺服控制装置的电能消耗情况，从而推算出拉力与转弯半径的关系，便于后续的分析计算。

6)本发明程序控制上较之前相比增加避障控制，避免系统飞入避障区域内，增加了系统安全性。

附图说明

图1为本发明翼伞自主归航控制系统框图；

图2为本发明回收控制启动开关采集自保持电路原理图；

图3为本发明回收控制系统加电开关电路原理图；

图4为本发明配电点火控制器三模冗余可靠性架构图；

图5为本发明伺服控制装置原理图；

图6为本发明程序控制流程图；

图7翼伞回收飞行轨道。

具体实施方式

如图1所示为本发明一种用于火箭助推器回收的翼伞自主归航控制系统包括：启动转接盒、配电点火控制器、归航控制器、定位定向仪、数传机、伺服控制装置、控制电源和动力电源；

启动转接盒作为翼伞自主归航控制系统与火箭总体的接口，用于接收上级发送的火箭总体加电指令，根据所述火箭总体加电指令开关控制配电点火控制器的加断电；启动转接盒在火箭发射前加电，等待接收火箭总体的加电指令，在火箭助推器分离时，启动转接盒接收到所述加电指令给配电点火控制器加电；

配电点火控制器用于控制火工品起爆和给归航控制器、定位定向仪、数传机、伺服控制装置加电；所述火工品起爆用于使伞舱盖的弹出，伞舱盖在弹出的过程中拉出装在伞舱里的翼伞，翼伞拉出来后展开，并承载着助推器，实现助推器的回收，所述火工品起爆的时间由轨道计算得出；由于定位定向仪需要充足的时间定位，数传机需要与地面站进行通信下传控制参数，归航控制器需要尽早进入工作状态，因此，配电点火控制器加电后，首先给归航控制器、定位定向仪、数传机加电；火工品起爆和伺服控制装置共用动力电源，为了避免大电流对动力电源性能的影响，采用分时控制策略，当配电点火控制器完成火工品起爆控制后，再对伺服控制装置加电；

归航控制器接收定位定向仪采集的定位定向信号，将定位定向信号与目标点进行比较计算，并结合地面站发送的控制指令，运行归航程序，获得控制量输出给伺服控制装置，同时对控制量及定位定向信号进行整合后作为监测数据通过串口转发给数传机，并接收数传机上传的控制指令；归航控制器的数据通过数传机下传地面站。

定位定向仪内部集成有gps和陀螺仪，用于给归航控制器提供定位定向信息；

数传机接收归航控制器发送的监测数据并转发给地面站，接收地面站发送的控制指令并转发给归航控制器，数传机负责翼伞自主归航控制系统与地面站之间的通信；

伺服控制装置接收归航控制器发送的控制量，根据控制量操纵控制翼伞；所述伺服控制装置包括：电机、驱动器和传动机构；

控制电源：用于向启动转接盒、配电点火控制器、归航控制器、定位定向仪、数传机、伺服控制装置供电；

动力电源：用于向火工品和伺服控制装置供电，同时内部集成监测模块，对输出电流进行监测记录，便于后续分析计算。

启动转接盒包括：继电器j1、继电器j2、继电器j3、继电器j4、线包jrj1、线包jrj2、线包jrj3、线包jrj4、触点开关k1j1、触点开关k2j1、触点开关k1j2、触点开关k2j2、触点开关k1j3、触点开关k2j3、触点开关k1j4、触点开关k2j4；

线包jr和触点开关k1用于组成自保持电路zbj1、zbj2、zbj3、zbj4。自保持电路原理图如图2所示，采集火箭总体回收控制启动开关。触点开关k2组合形成回收控制系统加电开关jk。zbj1和zbj2，采集火箭第一路总体回收控制启动开关，zbj3和zbj4，接收火箭第二路总体回收控制启动开关。加电开关jk原理图如图3所示，k2j1和k2j2并联后，与k2j3和k2j4并联后的开关串联，如此增加加电开关可靠性。

配电点火控制器采用三模冗余可靠性架构，如图4所示，包括：三块cpu模块、指令模块、火工模块和连接模块；

三块cpu模块各自独立运行相同的时序控制程序，按照时序要求依次发送设备加电指令及火工品点火指令，三块cpu模块分别发送的三路控制指令，所述控制指令包括：设备加电指令及火工品点火指令；其中，设备加电指令通过连接模块发送给指令模块，指令模块完成三路设备加电指令的三取二逻辑；火工点火指令通过连接模块发送给火工模块，火工模块完成三路火工点火指令的三取二逻辑；所述设备加电指令用于给归航控制器、定位定向仪、数传机、伺服控制装置加电；所述火工品点火指令用于控制火工品起爆。

伺服控制装置如图5所示包括：驱动器，左电机、右电机和传动机构。驱动器用于分别驱动左电机和右电机；所述左电机用于驱动绞盘收放与翼伞一端相连的操纵绳，所述右电机用于驱动绞盘收放与翼伞另一端相连的操纵绳。驱动器具体为绞盘。

归航控制器包括：cpu模块、输入输出模块、电源模块和固态盘。

cpu模块运行归航算法，获得控制量，同时，对控制量及定位定向信号进行整合后作为监测数据；

输入输出模块包括：串口1、串口2、1路can总线和多个io信号采集；输入输出模块用于建立与其他设备间的通讯；

固态盘用于存储重要数据参量；

电源模块连接配电点火控制器的供电输出接口，给cpu模块、输入输出模块和固态盘供电；

输入输出模块中的串口1连接定位定向仪，接收定位定向信号，并将此信号转发给cpu模块，输入输出模块中的串口2连接数传机，接收数传机发送的控制指令并传输给cpu模块，同时，将cpu模块整合后的监测数据发送给数传机，输入输出模块中的1路can总线连接伺服控制装置，将cpu模块根据归航程序得出的控制量发送给伺服控制装置；cpu模块根据各种接收信号运行归航程序，并将各种参数相互整合成监测数据实现与地面站间的通讯，同时将此数据存储于固态盘内作为备份数据。

如图7所示，翼伞回收飞行轨道包括：翼伞稳定段、定向归航段、避障飞行段、绕飞销高段、逆风着陆段、雀降着陆段。其中，定向归航段和避障飞行段控制方法一致，区别在于定向归航段是朝向目标点飞行，避障飞行段是远离避障目标点飞行。归航控制器加电后首先进行初始化，此时处于翼伞稳定段，翼伞稳定段主要工作为发出一系列回收控制指令拉出减速伞及翼伞，并等待翼伞稳定张开后实施归航控制。

归航控制开始运行后首先判断是否进入避障区，如果在避障区内，且当翼伞距离地面高度大于h1时，翼伞进入避障飞行段，并实时判断地面高度，当翼伞距离地面高度小于h1时，翼伞进入雀降着陆段；

若在避障区外，当翼伞距离地面高度大于h1，且距离目标点的水平距离大于r0，进入定向归航段，控制翼伞的飞行航向朝向目标点；当翼伞距离目标点的水平距离小于r0，且高度高于h0时，进入绕飞销高段，翼伞绕着目标点飞行，即翼伞的飞行航向与翼伞与目标点之间的连线夹角为九十度；当翼伞高度低于h0且高于h1时，翼伞进入逆风着陆段，此阶段翼伞逆风飞行，即翼伞航向的方向与风向成180度夹角；当翼伞高度低于h1时进入雀降着陆段，翼伞雀降飞行，迅速降低下降速度。控制程序流程图如图6所示。

翼伞通过定位定向仪确定目前的位置以及航向，归航控制器通过此位置与目标点位置的比较确定出翼伞目前所处的归航阶段，从而确定出此时的目标航行，归航控制器运行归航算法，比较此时翼伞航向与目标航线之间的差值，通过pi调节输出操纵量给伺服系统，伺服系统根据此操纵量控制翼伞两边操纵绳的长度，从而控制翼伞飞行航向时刻跟踪目标航向。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。