馬小龍，任月慧

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引言

目前中國(guó)多級(jí)運(yùn)載火箭除入軌級(jí)外，其余部分在分離后均為無(wú)控狀態(tài)、自由再入。再入體重達(dá)數(shù)噸或十幾噸的殘骸，墜落地面有巨大破壞力，是一種安全隱患。中國(guó)現(xiàn)有發(fā)射場(chǎng)大多建在內(nèi)陸，航跡常常經(jīng)過(guò)人口稠密地區(qū)。近年來(lái)隨著國(guó)民經(jīng)濟(jì)的發(fā)展，航區(qū)人民生產(chǎn)生活區(qū)域日益擴(kuò)大，對(duì)殘骸落入預(yù)定落區(qū)的要求更為迫切，且對(duì)預(yù)定落區(qū)的范圍有進(jìn)一步縮小的需求。為保證落區(qū)安全，彈道需要被反復(fù)調(diào)整，甚至影響到火箭的運(yùn)載能力，發(fā)射落區(qū)安全問(wèn)題日益突出，已經(jīng)成為制約中國(guó)航天發(fā)展的重要因素。對(duì)于海南發(fā)射場(chǎng)，盡管臨近海域，但依然存在海上商業(yè)航道、資源開(kāi)發(fā)、國(guó)際爭(zhēng)端等諸多不利因素，同樣需要慎重考慮航區(qū)安全問(wèn)題［1-3］。

再入體測(cè)控技術(shù)是落區(qū)安全控制的關(guān)鍵技術(shù)之一。火箭子級(jí)殘骸分離后無(wú)控再入，再入體在分離干擾、外界氣動(dòng)力和高空風(fēng)作用下，姿態(tài)高速翻轉(zhuǎn)，最大實(shí)測(cè)角速度可達(dá)400（°）/s，且運(yùn)動(dòng)形式受外界擾動(dòng)和分離體推進(jìn)劑剩余量影響較大，運(yùn)動(dòng)規(guī)律具有一定的隨機(jī)性，再入環(huán)境變化劇烈，速度變化范圍大，速域范圍涵蓋馬赫數(shù)為0.3～7，這些特點(diǎn)給傳統(tǒng)測(cè)控方案帶來(lái)一定挑戰(zhàn)［4-5］。本文提出一種基于傘控的測(cè)控系統(tǒng)解決方案，采用慣性組合與衛(wèi)星定位組合導(dǎo)航技術(shù)解決再入體空中定姿定位問(wèn)題；采用基于軟硬件信息的融合技術(shù)解決測(cè)控系統(tǒng)與火箭電氣系統(tǒng)獨(dú)立性和工作可靠性問(wèn)題；采用北斗導(dǎo)航系統(tǒng)RD 短報(bào)文等無(wú)線鏈路實(shí)現(xiàn)了箭地通信功能。搭載飛行試驗(yàn)表明本方案可實(shí)現(xiàn)再入體再入段全程實(shí)時(shí)跟蹤定位的目標(biāo)，具備全自主高可靠的箭星地通信能力，為火箭再入體測(cè)控提供了一種可行的解決方案。

1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

1.1 系統(tǒng)組成

再入體測(cè)控系統(tǒng)組成如圖1 所示，系統(tǒng)主要包括：飛行信息傳感器（慣性測(cè)量組合，高度計(jì)）；飛行控制器（供配電模塊，CPU 模塊，時(shí)序輸出模塊，數(shù)據(jù)采編模塊，箭地通信模塊，GNSS模塊）；執(zhí)行機(jī)構(gòu)（火工品，伺服操縱子系統(tǒng)）；外部設(shè)備（天線，火箭狀態(tài)設(shè)備）等。其被用箭上電纜網(wǎng)連接在一起構(gòu)成完整的測(cè)控系統(tǒng)。

圖1 系統(tǒng)組成Fig.1 System composition

1.2 硬件設(shè)計(jì)

1.2.1 飛行信息傳感器

飛行信息傳感器承擔(dān)飛行中再入體速度、位置等信息的獲取任務(wù)，作為數(shù)據(jù)來(lái)源提供給飛行控制計(jì)算模塊。慣性測(cè)量組合提供的姿態(tài)速度變化信息與GNSS 模塊提供的位置信息進(jìn)行組合導(dǎo)航計(jì)算，高度計(jì)提供的高度信息作為冗余控制和備保信息。

a）慣性測(cè)量組合。

慣性測(cè)量組合由高精度光纖陀螺、加速度計(jì)、數(shù)據(jù)采集電路、計(jì)算機(jī)板等部件組成，將加速度計(jì)和陀螺直接固聯(lián)在載體上，從陀螺儀和加速度計(jì)構(gòu)成的慣性組合獲得機(jī)體三軸方向的角速度信號(hào)和加速度信號(hào)，在計(jì)算機(jī)板中進(jìn)行補(bǔ)償后通過(guò)端口對(duì)外發(fā)送。其具備上電自檢測(cè)和周期自檢測(cè)功能，上電后完成對(duì)設(shè)備的初始化和上電自檢，進(jìn)入工作狀態(tài)后進(jìn)行周期自檢，并通過(guò)狀態(tài)字實(shí)時(shí)上報(bào)設(shè)備的工作狀態(tài)。其具有自對(duì)準(zhǔn)功能，自動(dòng)或通過(guò)判斷輸入的對(duì)準(zhǔn)指令進(jìn)入對(duì)準(zhǔn)模式，系統(tǒng)在載體靜止或晃動(dòng)基準(zhǔn)時(shí)具備自尋北功能。設(shè)備能夠連續(xù)輸出經(jīng)過(guò)補(bǔ)償?shù)腎MU 原始測(cè)量數(shù)據(jù)，包括對(duì)準(zhǔn)數(shù)據(jù)、陀螺儀測(cè)量數(shù)據(jù)、加速度計(jì)測(cè)量數(shù)據(jù)、溫度測(cè)量數(shù)據(jù)等，實(shí)時(shí)與計(jì)算模塊進(jìn)行通信，并響應(yīng)通信接口相應(yīng)接口指令，并輸出相應(yīng)數(shù)據(jù)。慣性測(cè)量組合基本組成如圖2所示。

圖2 慣性測(cè)量組合組成Fig.2 IMU composition

b）高度計(jì)。

高度計(jì)為絕壓氣壓傳感器，用于測(cè)量再入體所在位置的大氣壓力，量程不小于110 kPa，常溫大氣壓下與標(biāo)準(zhǔn)大氣壓計(jì)輸出比較，誤差在±2 kPa、-40～60 ℃全溫范圍內(nèi)，測(cè)量精度不大于1%FS。上電后將測(cè)量到的大氣壓力通過(guò)RS422串口以數(shù)字量形式傳遞給飛行控制計(jì)算模塊。

高度計(jì)需能承受火箭飛行上升段和載入段的力熱環(huán)境，同時(shí)體積小巧、質(zhì)量輕、便于安裝，還需要有供電保護(hù)措施保證其可靠工作。

1.2.2 飛行控制器

飛行控制器是系統(tǒng)設(shè)計(jì)的核心，負(fù)責(zé)完成供配電、接收外部信息、裝訂和運(yùn)行飛行控制程序、存儲(chǔ)飛行數(shù)據(jù)、輸出時(shí)序信號(hào)和伺服控制量、適時(shí)與地面通信等功能。

a）供配電模塊。

供電模塊負(fù)責(zé)對(duì)飛行控制器內(nèi)各模塊供電，包括電流浪涌抑制電路、濾波電路、DC/DC 功率變換電路、輸出濾波電路、輸出控制電路、電流采樣、電壓采樣等。配電模塊為傳感器、執(zhí)行機(jī)構(gòu)等設(shè)備供配電，接收來(lái)自電池的一次電源，完成各用電器獨(dú)立電源輸出。供配電模塊能夠?qū)⒆陨砀髀放潆姞顟B(tài)信息和供電信息通過(guò)內(nèi)部總線與CPU模塊和數(shù)據(jù)采編模塊通信，將信息記錄下來(lái)。

b）CPU模塊。

CPU模塊作為控制組合的任務(wù)管理和信息處理核心，負(fù)責(zé)導(dǎo)航算法解算、飛行控制、控制量輸出、全系統(tǒng)資源和信息管理，并通過(guò)內(nèi)部總線接收其他模塊狀態(tài)信息。CPU模塊采用SoC+FPGA的架構(gòu)，完成開(kāi)關(guān)量輸出輸入、異步/同步串行通信、1553B 總線通信、以太網(wǎng)總線通信等功能。飛行中CPU模塊主要功能是接收位置、姿態(tài)、高度信息和火箭的狀態(tài)量輸入（主要為再入體分離），按照控制律進(jìn)行計(jì)算，得出伺服機(jī)構(gòu)的操縱量，輸出給伺服機(jī)構(gòu)控制器，并接收其反饋信號(hào)實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制，同時(shí)按照既定程序輸出時(shí)序指令引爆火工品。CPU模塊如圖3所示。

圖3 CPU模塊Fig.3 CPU module composition

c）時(shí)序輸出模塊。

時(shí)序輸出模塊接收來(lái)自CPU模塊的控制指令，完成時(shí)序輸出功能，包括飛行中的分離火工品以及傘系統(tǒng)相關(guān)火工品時(shí)序的輸出。為了提高時(shí)序輸出模塊的可靠性，其采用觸點(diǎn)并聯(lián)方式輸出，每個(gè)觸點(diǎn)采用獨(dú)立控制信號(hào)進(jìn)行控制，同時(shí)將輸出的時(shí)序信號(hào)通過(guò)光耦隔離接收后反饋CPU模塊。時(shí)序模塊如圖4所示。

d）數(shù)據(jù)采編模塊。

數(shù)據(jù)采編綜合及存儲(chǔ)模塊采用FPGA作為主控芯片，完成模擬量參數(shù)的數(shù)據(jù)采集、轉(zhuǎn)換處理；完成與CPU模塊、GNSS模塊和配電模塊的通信和數(shù)據(jù)采集；控制完成接收火箭狀態(tài)指示設(shè)備信息的處理和采集；控制FLASH完成數(shù)據(jù)的存儲(chǔ)；控制完成通過(guò)USB進(jìn)行數(shù)據(jù)回讀；控制完成通過(guò)以太網(wǎng)與其他模塊交互。

e）GNSS模塊。

GNSS 模塊分為GNSS 射頻和GNSS 信息處理兩個(gè)部分。GNSS 射頻根據(jù)接收到的GNSS 信號(hào)進(jìn)行放大，低噪放及合路單元能夠?qū)NSS天線接入信號(hào)進(jìn)行低噪聲有源放大以及合路處理，使其進(jìn)入到GNSS基帶信號(hào)處理單元。GNSS 射頻能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)的下變頻處理并對(duì)輸出的中頻信號(hào)進(jìn)行AD 采樣，以數(shù)字化的方式傳送至捕獲和跟蹤子單元。GNSS 信息處理根據(jù)衛(wèi)星捕獲和跟蹤的狀態(tài)，能夠從GNSS 基帶中提取必要的衛(wèi)星觀測(cè)數(shù)據(jù)、廣播導(dǎo)航電文等參數(shù)。GNSS信息處理根據(jù)配置要求，完成北斗、GPS、北斗/GPS的定位、測(cè)速以及授時(shí)處理。

f）箭地通信模塊。

箭地通信模塊的主要功能是將測(cè)控系統(tǒng)工作信息及翼傘運(yùn)動(dòng)狀態(tài)信息進(jìn)行調(diào)制、變頻、濾波、功率放大后，通過(guò)遙測(cè)天線發(fā)送到地面，同時(shí)接收地面發(fā)送過(guò)來(lái)的遙控信息，通過(guò)低噪聲放大、下變頻、解調(diào)后，得到遙控指令，然后將其發(fā)送給箭上相關(guān)設(shè)備［5］。地面遙控指令主要用于手動(dòng)控制方式，處于此方式時(shí)，地面人員根據(jù)地面數(shù)據(jù)分析得到的翼傘實(shí)時(shí)狀態(tài)信息，依據(jù)理想飛行狀態(tài)或者著陸點(diǎn)通過(guò)實(shí)時(shí)改變翼傘兩側(cè)牽引繩下拉量，發(fā)送人工遙控操縱控制指令，通過(guò)箭地通信模塊上傳到CPU模塊，實(shí)現(xiàn)對(duì)翼傘飛行狀態(tài)的手動(dòng)歸航控制。

1.2.3 執(zhí)行機(jī)構(gòu)

a）伺服操縱子系統(tǒng)。

伺服操縱子系統(tǒng)主要包括伺服控制器和伺服電機(jī)以及動(dòng)力電池，伺服操縱子系統(tǒng)接收CPU指令和配電指令按照程序上電，動(dòng)力電池開(kāi)始供電，伺服控制器接收CPU模塊的指令分別輸出左右電機(jī)的操縱電壓，并將執(zhí)行信息反饋給CPU模塊，如圖5所示。

圖5 伺服操縱子系統(tǒng)Fig.5 Servo mechanism subsystem

b）火工品。

火工品是時(shí)序指令輸出的最后一環(huán)，負(fù)責(zé)飛行中的重要?jiǎng)幼鳎瑘?zhí)行CPU模塊程序，完成彈蓋開(kāi)傘、逐級(jí)脫傘等動(dòng)作，主要包括分離解鎖裝置、減速傘脫傘裝置、垂掛釋放裝置、收口繩切割器、射傘火箭等。

1.2.4 外部設(shè)備

a）天線。

天線包括GNSS模塊的導(dǎo)航接收天線和多功能發(fā)射天線，該天線采用四分集或二分集［6］，天線沿再入體周向在不影響安裝的情況下按照360°均布設(shè)計(jì)，以期在再入段姿態(tài)不穩(wěn)定時(shí)維持導(dǎo)航接收和報(bào)文發(fā)射。

天線還包括箭地通信模塊中的遙測(cè)發(fā)射天線和指令接收天線，均采用微帶雙天線形式設(shè)計(jì)，共同安裝在天線支架上，為保證最大范圍傳輸，對(duì)稱安裝2個(gè)遙測(cè)發(fā)射天線和2個(gè)指令接收天線。

b）火箭狀態(tài)指示設(shè)備。

再入體測(cè)控系統(tǒng)被設(shè)計(jì)為與火箭電氣系統(tǒng)無(wú)接口各自獨(dú)立工作，因此需自行獲取再入體分離狀態(tài)作為測(cè)控系統(tǒng)后續(xù)工作的起點(diǎn)。火箭狀態(tài)指示設(shè)備為無(wú)源觸點(diǎn)，可設(shè)計(jì)為行程開(kāi)關(guān)或者分離插頭，用以將分離信號(hào)提供給數(shù)據(jù)采編模塊，送CPU 模塊作為工作起點(diǎn)。為避免單點(diǎn)失效或者誤動(dòng)作，須考慮冗余措施。

1.3 軟件設(shè)計(jì)

飛行控制軟件安裝在CPU模塊中，主要完成飛行過(guò)程中的GNC 控制、時(shí)序控制、分離信號(hào)采集、信號(hào)判斷、歸航控制等功能，如圖6所示［7］。

圖6 軟件功能模塊Fig.6 Software function module

飛行控制軟件在飛行過(guò)程中分為待命段、上升段、再入段、落地段。軟件程序關(guān)系如圖7所示。

圖7 軟件程序關(guān)系Fig.7 Software program

1.3.1 待命段

系統(tǒng)上電后軟件啟動(dòng)并初始化，檢測(cè)系統(tǒng)狀態(tài)，讀取GNSS模塊、慣組模塊、高度計(jì)模塊并循環(huán)判斷是否起飛，通過(guò)慣組輸出的視加速度的大小和GNSS模塊輸出的速度位置及高度計(jì)輸出的換算高度綜合判斷火箭是否起飛，從而進(jìn)入下一階段。

1.3.2 上升段

開(kāi)始組合導(dǎo)航計(jì)算，根據(jù)慣組陀螺和加速度表測(cè)得的信息，用濾波算法［8］將GNSS數(shù)據(jù)和慣組數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，從而得到再入體位置、速度、姿態(tài)的最優(yōu)估計(jì)，同時(shí)準(zhǔn)備接收分離信號(hào)并進(jìn)入下一階段。

1.3.3 再入段

如果判斷再入體已經(jīng)分離，則進(jìn)入再入段工作流程，本段是主要工作段，姿態(tài)位置信息接收，采用組合導(dǎo)航解算出的高度信息、高度計(jì)、分離信號(hào)，通過(guò)一定邏輯判斷［9］，計(jì)算發(fā)出開(kāi)傘和后續(xù)時(shí)序指令，根據(jù)歸航控制算法輸出控制量，通過(guò)控制翼傘的操縱繩，不斷調(diào)整傘系統(tǒng)的速度矢量［10］，使再入體飛向預(yù)定區(qū)域并避開(kāi)設(shè)置好的避障點(diǎn)，同時(shí)將數(shù)據(jù)通過(guò)箭地通信發(fā)回地面。

1.3.4 落地段

通過(guò)慣組輸出的視加速度的大小以及高度計(jì)輸出來(lái)綜合判斷火箭是否落地，如果判斷再入體已經(jīng)落地，則進(jìn)入再入段工作流程，主要工作為斷火工品線路、伺服操縱子系統(tǒng)、箭地通信模塊電源，以北斗衛(wèi)星報(bào)文為主要通信手段［11］將落地定位信息發(fā)回。

2 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了一種基于傘控的再入體測(cè)控系統(tǒng)設(shè)計(jì)軟硬件方案。搭載飛行試驗(yàn)表明本方案可實(shí)現(xiàn)火箭再入體再入段測(cè)控功能，具備全自主獨(dú)立箭地通信能力，為再入體落區(qū)控制提供一種工程可行的解決方案。