本发明涉及航天运载火箭控制领域，更具体地，涉及一种航天运载火箭通用控制器。
背景技术：
某固体运载火箭是一型主要面向民用航天和商业航天、兼顾军用航天的运载火箭装备。为减少箭上电缆网长度，通用控制器采用分布式控制原则，分别在尾段、级间段II后段、级间段II前段、推进控制舱放置一台通用控制器，该固体运载火箭尾段主要完成栅格舵控制及一级点火、尾段电池激活、一级分离I时序控制、电压量及指示信号测量等；级间段Ⅱ后段主要功能为时序控制，时序主要有一级分离Ⅱ、二级点火、二级分离、二级解锁I、二级解锁II、安控电池激活、主推进姿控液路阀I、主推进姿控液路阀II、主推进姿控气路阀等；级间段II前段主要功能为时序控制、液体姿控及遥外测配电控制，时序主要有三级点火、三级解锁、三级分离、整流罩解锁I、整流罩解锁II、整流罩分离、前端姿控气路阀、前端姿控液路阀I、前端姿控液路阀II等；推进控制舱主要完成星箭分离时序及摆喷机构控制。该固体运载火箭四舱段控制单机功能相近，如作为4个控制单机分别设计，则极大的浪费设计人力资源、增加试验费用、增加单机备件的浪费(按航天质量要求，新研制单机均需做相应例试试验)、增加生产现场状态管理难度。
技术实现要素：
针对现有技术的缺陷和迫切技术需求，本发明提供一种航天运载火箭通用控制器，将上述四个舱段控制器合并为一个通用控制器，模块化设计，通用性好，兼容性强。
一种航天运载火箭通用控制器，包括控制板、时序板和姿控板。
时序板包含M路点火单元，M路点火单元的输入端与控制板上的M路时序驱动支路的输出端一一对应连接，M路点火单元的输出端连接箭上火工品；
姿控板包含N路姿控驱动模块、N路姿控回采模块、压力采集模块、遥测配断电模块；
N路姿控驱动模块包括N条姿控喷管驱动支路，N条姿控喷管驱动支路的输入端连接CPLD，N条姿控喷管驱动支路的输出端一一对应连接姿控喷管开关；N路姿控回采模块的输入端连接N路姿控驱动模块的输出端，输出端连接CPLD；压力采集模块的输出端与DSP的模拟信号采集管脚相连；遥测配断电模块的输入端与CPLD的输出端相连，输出端连接箭上遥测系统；
控制板包括处理器DSP、可编程逻辑控制器CPLD、隔离电源、模拟开关、隔离放大器、M路时序回采模块、M路点火回采模块、P路指示输入模块、M路时序驱动模块、舵控输出模块、箭上CAN隔离驱动模块、地面CAN隔离驱动模块；
DSP模拟量输入端口连接隔离放大器输出端，隔离放大器输入端连接模拟开关输出端，隔离电源连接隔离放大器输入侧电源及模拟开关，DSP通过XINTF总线连接CPLD、地面CAN隔离驱动模块；DSP通过SPI接口连接舵控输出模块，DSP通过CAN总线连接箭上CAN隔离驱动模块；
CPLD分别与M路时序回采模块、M路点火回采模块、P路指示输入模块、M路时序驱动模块、N路姿控驱动模块、N路姿控回采模块、遥测配断电模块相接；
M路时序驱动模块包括M条点火驱动支路，分别一一对应连接时序板的M路点火单元；M路时序回采模块包括M条时序采集支路，其输入端分别一一对应连接M条时序驱动支路的输出端；M路点火回采模块包括M条点火采集支路，其输入端分别一一对应连接M路点火单元的输出端；N路姿控回采模块包括N条姿控采集支路，用于分别采集N个姿控喷管开关状态；P路指示输入模块包括2路舱段识别信号支路以及P-2路电缆插上指示信号支路。
本发明的有益技术效果体现在：
该通用控制器采用模块化设计，通用控制器设计定型后通过模块化增减，保证产品在各舱段中部件最优化，通过模块化设计成本进一步大幅降低。
该通用控制器采用识别2路外部指示信号状态方法来判断控制器放置位置，通用控制器软件依据标识启用相应舱段软件控制流程，在运载火箭软件初始化时由箭上中心控制系统读取各通用控制器的标识号，如各舱段通用控制器自检及标识读取正常则判定各舱段通用控制器安装正确，反之则判定安装错误。采用外部硬件标识+标识判读的方法提高了产品可靠性，该种通过标识识别软件工作流程的方法，极大的减少了软件开发工作量。此外，为降低硬件成本及软件代码开销，在控制器外壳上打上不同舱段标识，为各舱段编制专有软件，可把通用单机改制为各舱段的专用单机，即通用控制器硬件及接口不变的情况下，通过在控制器内下载不同的控制软件，即可满足各种运载火箭控制要求。
该通用控制器具备硬件自诊断功能，地面单机测试阶段，只需连接相应负载，即可通过CAN总线诊断自身硬件工作情况；在运载火箭联调及飞行阶段，亦可通过CAN总线将自诊断状态传送给箭上中心控制系统及遥测系统，提高了该控制器的故障诊断性及测试覆盖性。
进一步地，该通用控制器各功能模块均采用隔离电源设计技术，特别是状态采集部分用电与控制部分用电完全隔离，外部输入/输出信号与内部信号隔离，该电路隔离设计技术提高了该控制器的可靠性及抗干扰性。
附图说明
图1为本发明通用控制器结构框图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
图1为本发明航天运载火箭通用控制器结构图。航天运载火箭通用控制器包括控制板、时序板和姿控板。
时序板包含M路点火单元，每路点火单元由2路点火器并联构成。M路点火单元的输入端与控制板上的M路时序驱动支路的输出端一一对应连接，M路点火单元的输出端连接箭上火工品，譬如发动机、爆炸螺栓、整流罩、热电池等等，M路点火单元接收M路时序驱动模块输出的时序指令，完成火箭发动机点火、爆炸螺栓起爆、整流罩分离、热电池激活等操作。M路点火单元的输出端还与控制板上的M条点火采集支路的输入端一一对应连接，将点火状态发送给M条点火采集支路。
姿控板包含N路姿控驱动模块、N路姿控回采模块、压力采集模块、遥测配断电模块。
N路姿控驱动模块包括N条姿控喷管驱动支路，N≥8。N条姿控喷管驱动支路的输入端接收CPLD转发的姿控指令，按照姿控指令启用指定的姿控喷管驱动支路，进而开通或关闭对应的姿控喷管开关，由此调节火箭姿态。姿控喷管驱动支路一种实现方式是包括依次连接的数字隔离器、5V转12V电压转换芯片、NMOS功率管，NMOS功率管的输出端连接姿控喷管开关的控制端。N路姿控回采模块的输入端连接NMOS功率管的输出端，输出端连接CPLD，用于采集喷管开关状态并反馈给CPLD。压力采集模块的输出端与DSP的模拟信号采集管脚相连，将采集的火箭姿控喷管压力发送给DSP。遥测配断电模块与CPLD的输出端相连，用于接收遥测配断点指令以控制遥测系统配电及断电。
控制板包括处理器DSP、可编程逻辑控制器CPLD、隔离电源、模拟开关、隔离放大器、M路时序回采模块、M路点火回采模块、P路指示输入模块、M路时序驱动模块、舵控输出模块、箭上CAN隔离驱动模块、地面CAN隔离驱动模块。
DSP模拟量输入端口连接隔离放大器输出端，隔离放大器输入端连接模拟开关输出端，隔离电源连接隔离放大器输入侧电源及模拟开关，DSP通过XINTF总线连接CPLD、地面CAN隔离驱动模块；DSP通过SPI接口连接舵控输出模块，DSP通过CAN总线连接箭上CAN隔离驱动模块。
CPLD分别与M路时序回采模块、M路点火回采模块、P路指示输入模块、M路时序驱动模块、N路姿控驱动模块、N路姿控回采模块、遥测配断电模块相接。
模拟开关接收外部的电压模拟信号(包括舵机供电电压、箭上母线电压、箭上火工品电压、遥测供电电压等)，电压模拟信号通过隔离放大器隔离放大后传送给DSP，隔离电源用于隔离电压模拟信号电源地与DSP的模拟地，防止电压模拟信号电源的短路故障影响DSP。
DSP从隔离放大器接收电压模拟信号并转换为电压数字信号，还从CPLD接收状态数字输入信号，在地面测试阶段将电压数字信号和状态数字输入信号一起通过地面CAN隔离驱动模块上传给地面测试系统，在火箭飞行阶段将电压数字信号和状态数字输入信号一起通过箭上CAN隔离驱动模块上传给箭上中心控制系统及遥测系统；在地面测试阶段，DSP通过地面CAN隔离驱动模块接收地面测试系统下达的测试指令，并将测试指令通过箭上CAN隔离驱动模块发送给箭上中心控制系统以完成火箭测试；在火箭飞行阶段，通过箭上CAN驱动模块接收箭上中心控制系统下发的舵控指令、时序指令、姿控指令及遥测配断电指令，将舵控指令通过舵控输出模块控制舵机工作状态，将余下的时序指令、姿控指令及遥测配断电指令通过CPLD转发出去。
CPLD作为DSP的IO扩展，将时序指令、姿控指令及遥测配断电指令分别传送给M路时序驱动模块、N路姿控驱动模块和遥测配断电驱动模块，接收N路姿控回采模块、M路时序回采模块、M路点火回采模块、N路指示输入模块输出的火箭喷管状态、时序状态、点火状态、舱段指示信息，并转发给DSP。
M路时序驱动模块包括M条点火驱动支路，M≥9。M条点火驱动支路分别一一对应连接时序板的M路点火单元，按照时序指令先后启用指定的驱动支路，进而驱动对应的点火单元，由此完成相应的火工品点火操作。
遥测配断电驱动模块接收到遥测配断电指令后，控制遥测配断电模块对箭上遥测系统进行配断电操作。
M路时序回采模块包括M条时序采集支路，用于分别采集M条时序驱动支路的输出信号。
M路点火回采模块包括M条点火采集支路，用于分别采集M路点火单元的点火状态。
N路姿控回采模块包括N条姿控采集支路，用于分别采集N个姿控喷管开关状态。
P路指示输入模块包括2路舱段识别信号支路以及P-2路电缆插上指示信号支路，P≥2。通过2路舱段识别信号支路的信号采集，有信号为1，无信号为0，通过二进制运算获知控制器位于哪个舱段。P-2路电缆插上指示信号支路用于检测箭上电缆网是否正常连通。
上述回采模块和输入模块输出的信号作为状态数字输入信号通过CPLD反馈给DSP。
按照一种较佳实施方式，在M路时序驱动模块和N路姿控驱动模块之间设有第二隔离电源，用于将该驱动模块的电源地与DSP的电源地隔离，以保护DSP。
按照一种较佳实施方式，箭上CAN隔离驱动模块的数量为两个，地面CAN隔离驱动模块的数量也为两个，作为冗余备用。
在级间段Ⅱ后段、级间段Ⅱ前段各布置1个通用控制器可以满足时序、姿控及测量要求；在尾段及推进控制舱各布置1个通用控制器可以满足舵控(或摆喷)、时序控制要求。该通用控制器的研制，使产品的研制成本、试验成本及人力资源大幅降低。
实例：
处理器为DSP(TMS320F28335)，其最高主频为150MHz，具有512KB内置FLASH、68KB内置RAM，不少于16路12位ADC、1路SPI接口、2路CAN接口、16/32位XINTF接口；
所示CPLD为EPM1270T144，具有1270个LE及116路GPIO；
所示CPLD与DSP之间通过XINTF总线连接；
所示舵控输出模块为4路12位D/A(DAC7714)，输出电压范围±10V；
所示地面CAN隔离驱动模块中的控制器采用SJA1000T芯片，其与DSP之间通过8位数据(数据、地址线复用)线进行通信，且该控制器与DSP之间采用3.3V转5V电平转换芯片进行信号转接；
所示箭上CAN隔离驱动器具有阻抗切换功能，以便在一级、二级及三级分离后相应舱段控制器CAN节点作为终端节点进行CAN总线阻抗匹配；
M＝10，N＝12，P＝12；
所示10路时序控制模块、12路指示输入及12路姿控回采模块均采用光耦隔离；
所示10路时序输出模块采用数字隔离器+达林顿管驱动；
所示10路时序控制模块采用20路点火单元串并联设计，所示点火单元为单端输入双触点输出型固态继电器，其瞬时过电流能力不小于40A；
所示压力信号测量通过模拟开关及隔离放大器后送DSP的模拟量输入端口进行采集；
所示电压量测量(在图1中未指示出)通过模拟开关、隔离放大器及电压偏置电路后送DSP的模拟量输入端口进行采集；
所示12路姿控控制由数字隔离器、5V转12V电平转换器及NMOS管组成，并在电磁阀两端并联电阻及二极管进行电磁阀能量泄放；
各功能模块均采用隔离电源进行供电，确保了某一功能电路故障时不影响其它电路的性能，特别是所有信号采集及指示部分电路供电与控制部分供电完全隔离。
该通用控制器采用识别2路外部指示信号状态方法来判断控制器放置位置，通用控制器软件依据标识启用相应舱段软件控制流程，在运载火箭软件初始化时由箭上中心控制系统读取各通用控制器的标识号，如各舱段通用控制器自检及标识读取正常则判定各舱段通用控制器安装正确，反之则判定安装错误。采用外部硬件标识+标识判读的方法提高了产品可靠性，该种通过标识识别软件工作流程的方法，极大的减少了软件开发工作量。此外，为降低硬件成本及软件代码开销，在控制器外壳上打上不同舱段标识，为各舱段编制专有软件，可把通用单机改制为各舱段的专用单机，即通用控制器硬件及接口不变的情况下，通过在控制器内下载不同的控制软件，即可满足各种运载火箭控制要求。
该通用控制器各组件之间通过微带电缆连接，提高了通用控制器连接的可靠性。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。