馬小龍，任月慧

（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）

0 引言

目前中國多級運載火箭除入軌級外，其余部分在分離后均為無控狀態(tài)、自由再入。再入體重達數(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。中國現(xiàn)有發(fā)射場大多建在內陸，航跡常常經過人口稠密地區(qū)。近年來隨著國民經濟的發(fā)展，航區(qū)人民生產生活區(qū)域日益擴大，對殘骸落入預定落區(qū)的要求更為迫切，且對預定落區(qū)的范圍有進一步縮小的需求。為保證落區(qū)安全，彈道需要被反復調整，甚至影響到火箭的運載能力，發(fā)射落區(qū)安全問題日益突出，已經成為制約中國航天發(fā)展的重要因素。對于海南發(fā)射場，盡管臨近海域，但依然存在海上商業(yè)航道、資源開發(fā)、國際爭端等諸多不利因素，同樣需要慎重考慮航區(qū)安全問題［1-3］。

再入體測控技術是落區(qū)安全控制的關鍵技術之一?；鸺蛹墯埡》蛛x后無控再入，再入體在分離干擾、外界氣動力和高空風作用下，姿態(tài)高速翻轉，最大實測角速度可達400（°）/s，且運動形式受外界擾動和分離體推進劑剩余量影響較大，運動規(guī)律具有一定的隨機性，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，這些特點給傳統(tǒng)測控方案帶來一定挑戰(zhàn)［4-5］。本文提出一種基于傘控的測控系統(tǒng)解決方案，采用慣性組合與衛(wèi)星定位組合導航技術解決再入體空中定姿定位問題；采用基于軟硬件信息的融合技術解決測控系統(tǒng)與火箭電氣系統(tǒng)獨立性和工作可靠性問題；采用北斗導航系統(tǒng)RD 短報文等無線鏈路實現(xiàn)了箭地通信功能。搭載飛行試驗表明本方案可實現(xiàn)再入體再入段全程實時跟蹤定位的目標，具備全自主高可靠的箭星地通信能力，為火箭再入體測控提供了一種可行的解決方案。

1 系統(tǒng)總體設計

1.1 系統(tǒng)組成

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

圖1 系統(tǒng)組成Fig.1 System composition

1.2 硬件設計

1.2.1 飛行信息傳感器

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

a）慣性測量組合。

慣性測量組合由高精度光纖陀螺、加速度計、數(shù)據(jù)采集電路、計算機板等部件組成，將加速度計和陀螺直接固聯(lián)在載體上，從陀螺儀和加速度計構成的慣性組合獲得機體三軸方向的角速度信號和加速度信號，在計算機板中進行補償后通過端口對外發(fā)送。其具備上電自檢測和周期自檢測功能，上電后完成對設備的初始化和上電自檢，進入工作狀態(tài)后進行周期自檢，并通過狀態(tài)字實時上報設備的工作狀態(tài)。其具有自對準功能，自動或通過判斷輸入的對準指令進入對準模式，系統(tǒng)在載體靜止或晃動基準時具備自尋北功能。設備能夠連續(xù)輸出經過補償?shù)腎MU 原始測量數(shù)據(jù)，包括對準數(shù)據(jù)、陀螺儀測量數(shù)據(jù)、加速度計測量數(shù)據(jù)、溫度測量數(shù)據(jù)等，實時與計算模塊進行通信，并響應通信接口相應接口指令，并輸出相應數(shù)據(jù)。慣性測量組合基本組成如圖2所示。

圖2 慣性測量組合組成Fig.2 IMU composition

b）高度計。

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

高度計需能承受火箭飛行上升段和載入段的力熱環(huán)境，同時體積小巧、質量輕、便于安裝，還需要有供電保護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)設計的核心，負責完成供配電、接收外部信息、裝訂和運行飛行控制程序、存儲飛行數(shù)據(jù)、輸出時序信號和伺服控制量、適時與地面通信等功能。

a）供配電模塊。

供電模塊負責對飛行控制器內各模塊供電，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)行機構等設備供配電，接收來自電池的一次電源，完成各用電器獨立電源輸出。供配電模塊能夠將自身各路配電狀態(tài)信息和供電信息通過內部總線與CPU模塊和數(shù)據(jù)采編模塊通信，將信息記錄下來。

b）CPU模塊。

CPU模塊作為控制組合的任務管理和信息處理核心，負責導航算法解算、飛行控制、控制量輸出、全系統(tǒng)資源和信息管理，并通過內部總線接收其他模塊狀態(tài)信息。CPU模塊采用SoC+FPGA的架構，完成開關量輸出輸入、異步/同步串行通信、1553B 總線通信、以太網總線通信等功能。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），按照控制律進行計算，得出伺服機構的操縱量，輸出給伺服機構控制器，并接收其反饋信號實現(xiàn)閉環(huán)控制，同時按照既定程序輸出時序指令引爆火工品。CPU模塊如圖3所示。

圖3 CPU模塊Fig.3 CPU module composition

c）時序輸出模塊。

時序輸出模塊接收來自CPU模塊的控制指令，完成時序輸出功能，包括飛行中的分離火工品以及傘系統(tǒng)相關火工品時序的輸出。為了提高時序輸出模塊的可靠性，其采用觸點并聯(lián)方式輸出，每個觸點采用獨立控制信號進行控制，同時將輸出的時序信號通過光耦隔離接收后反饋CPU模塊。時序模塊如圖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)指示設備信息的處理和采集；控制FLASH完成數(shù)據(jù)的存儲；控制完成通過USB進行數(shù)據(jù)回讀；控制完成通過以太網與其他模塊交互。

e）GNSS模塊。

GNSS 模塊分為GNSS 射頻和GNSS 信息處理兩個部分。GNSS 射頻根據(jù)接收到的GNSS 信號進行放大，低噪放及合路單元能夠對GNSS天線接入信號進行低噪聲有源放大以及合路處理，使其進入到GNSS基帶信號處理單元。GNSS 射頻能夠實現(xiàn)對導航衛(wèi)星信號的下變頻處理并對輸出的中頻信號進行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)星觀測數(shù)據(jù)、廣播導航電文等參數(shù)。GNSS信息處理根據(jù)配置要求，完成北斗、GPS、北斗/GPS的定位、測速以及授時處理。

f）箭地通信模塊。

箭地通信模塊的主要功能是將測控系統(tǒng)工作信息及翼傘運動狀態(tài)信息進行調制、變頻、濾波、功率放大后，通過遙測天線發(fā)送到地面，同時接收地面發(fā)送過來的遙控信息，通過低噪聲放大、下變頻、解調后，得到遙控指令，然后將其發(fā)送給箭上相關設備［5］。地面遙控指令主要用于手動控制方式，處于此方式時，地面人員根據(jù)地面數(shù)據(jù)分析得到的翼傘實時狀態(tài)信息，依據(jù)理想飛行狀態(tài)或者著陸點通過實時改變翼傘兩側牽引繩下拉量，發(fā)送人工遙控操縱控制指令，通過箭地通信模塊上傳到CPU模塊，實現(xiàn)對翼傘飛行狀態(tài)的手動歸航控制。

1.2.3 執(zhí)行機構

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以及動力電池，伺服操縱子系統(tǒng)接收CPU指令和配電指令按照程序上電，動力電池開始供電，伺服控制器接收CPU模塊的指令分別輸出左右電機的操縱電壓，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。

火工品是時序指令輸出的最后一環(huán)，負責飛行中的重要動作，執(zhí)行CPU模塊程序，完成彈蓋開傘、逐級脫傘等動作，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 外部設備

a）天線。

天線包括GNSS模塊的導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°均布設計，以期在再入段姿態(tài)不穩(wěn)定時維持導航接收和報文發(fā)射。

天線還包括箭地通信模塊中的遙測發(fā)射天線和指令接收天線，均采用微帶雙天線形式設計，共同安裝在天線支架上，為保證最大范圍傳輸，對稱安裝2個遙測發(fā)射天線和2個指令接收天線。

b）火箭狀態(tài)指示設備。

再入體測控系統(tǒng)被設計為與火箭電氣系統(tǒng)無接口各自獨立工作，因此需自行獲取再入體分離狀態(tài)作為測控系統(tǒng)后續(xù)工作的起點。火箭狀態(tài)指示設備為無源觸點，可設計為行程開關或者分離插頭，用以將分離信號提供給數(shù)據(jù)采編模塊，送CPU 模塊作為工作起點。為避免單點失效或者誤動作，須考慮冗余措施。

1.3 軟件設計

飛行控制軟件安裝在CPU模塊中，主要完成飛行過程中的GNC 控制、時序控制、分離信號采集、信號判斷、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程中分為待命段、上升段、再入段、落地段。軟件程序關系如圖7所示。

圖7 軟件程序關系Fig.7 Software program

1.3.1 待命段

系統(tǒng)上電后軟件啟動并初始化，檢測系統(tǒng)狀態(tài)，讀取GNSS模塊、慣組模塊、高度計模塊并循環(huán)判斷是否起飛，通過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輸出的換算高度綜合判斷火箭是否起飛，從而進入下一階段。

1.3.2 上升段

開始組合導航計算，根據(jù)慣組陀螺和加速度表測得的信息，用濾波算法［8］將GNSS數(shù)據(jù)和慣組數(shù)據(jù)進行融合，從而得到再入體位置、速度、姿態(tài)的最優(yōu)估計，同時準備接收分離信號并進入下一階段。

1.3.3 再入段

如果判斷再入體已經分離，則進入再入段工作流程，本段是主要工作段，姿態(tài)位置信息接收，采用組合導航解算出的高度信息、高度計、分離信號，通過一定邏輯判斷［9］，計算發(fā)出開傘和后續(xù)時序指令，根據(jù)歸航控制算法輸出控制量，通過控制翼傘的操縱繩，不斷調整傘系統(tǒng)的速度矢量［10］，使再入體飛向預定區(qū)域并避開設置好的避障點，同時將數(shù)據(jù)通過箭地通信發(fā)回地面。

1.3.4 落地段

通過慣組輸出的視加速度的大小以及高度計輸出來綜合判斷火箭是否落地，如果判斷再入體已經落地，則進入再入段工作流程，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)星報文為主要通信手段［11］將落地定位信息發(fā)回。

2 結束語

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