一种422总线的固液动力飞行器地面测发控系统

1.一种422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，其特征在于，包括地面综合控制台、调理控制机箱、飞行控制计算机以及遥测/遥控系统；其中，调理控制机箱位于发射架下方，地面综合控制台位于安全距离以外，飞行控制计算机以及遥测/遥控系统设置在固液动力飞行器上；地面综合控制台包括主控计算机和远程控制盒；调理控制机箱包括控制箱和电源箱；
主控计算机包括人机交互界面和在PCI插槽上安装的MOXA的CP-134U-I/DB9M板卡；
所述的CP-134U-I/DB9M板卡含有一个设置为RS422模式的44芯串口输出，44芯串口输出通过1转4的串口转换器，转换为4个9芯输出COM0、COM1、COM2和COM3，COM0用于与飞行控制计算机的RS422口连接，COM1、COM2分别用于与遥测/遥控系统的发射机和接收机的RS422口连接，COM3与调理控制机箱的FPGA控制电路的RS422口连接；
远程控制盒包含两套紧急断电装置和远程泄压阀开关按钮；两套紧急断电装置中的一个作为另一个的备份，每套装置上都含有钥匙锁，当按下紧急断电装置的按钮时，将断掉飞行器上的全部供电；远程泄压阀开关按钮用于控制飞行器上远程泄压阀的开关；
控制箱包含FPGA控制电路和继电器；FPGA控制电路采集固液动力飞行器上的电池电压信号，并反馈给主控计算机上进行显示，将从固液动力飞行器传输来的3路RS422信号进行转接和隔离输出，并接收主控计算机发送的命令触发继电器动作，反馈继电器的状态给主控计算机；继电器依据FPGA控制电路传送来的控制信号和远程控制盒发送来的控制信号，控制电源箱中的电源开关；主控计算机与FPGA控制电路之间通过RS422传输电缆连接，传输4路RS422信号；
电源箱内包含6块开关电源，其中3块电源用于为飞行器上的舵机供电，一块电源用作提供点火信号，一块电源提供飞行器上电池激活信号，一块电源给转电前飞行器上的控制设备供电；
飞行控制计算机的RS422口和遥测/遥控系统的发射机和接收机的RS422口都通过RS422电缆与飞行器的主脱插插座连接；飞行器的主脱插插座外接RS422电缆连接FPGA控制电路，传输3路RS422信号；飞行控制计算机通过RS422信号线路与地面综合控制台进行通讯，一方面，接收主控计算机发送的命令，另一方面，将飞行器上压力传感器采集的压力信息进行AD转换后通过RS422口发送给主控计算机，并实时反馈飞行器上的状态信息给主控计算机；遥测/遥控系统包含发射机和接收机，主控计算机通过两路RS422信号对发射机和接收机的工作频段进行设置。
2.根据权利要求1所述的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，其特征在于，所述的主控计算机与FPGA控制电路之间传输的4路RS422信号，一路是用作与FPGA控制电路板通信，两路用作与遥测/遥控系统通信，一路用作与飞行控制计算机通信；每路RS422信号线为含有5芯的数据线，主控计算机通过20芯的RS422传输电缆与调理控制机箱的FPGA控制电路连接，调理控制机箱端的连接器采用26芯的航插28-12；所述的远程控制盒与调理控制机箱的继电器之间直接通过屏蔽电缆连接，远程控制盒和调理控制机箱端的连接器均采用8芯的航插22-23。
3.根据权利要求1所述的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，其特征在于，所述的电源箱，完成四方面的功能：功能一，为飞行器上的控制设备供电，采用5线制为控制设备供电，其中4路用作设备供电，另外1路用作飞行控制计算机的锁定地信号，电源箱上的连接器采用5芯的航插16S-8，并通过线缆连接到飞行器的主脱插；功能二，提供飞行器上电池激活信号，电源箱上的连接器采用14芯的航插20-27，并通过线缆连接到飞行器的主脱插；功能三：为飞行器上的舵机供电，电源箱上的连接器采用37芯的航插28-21，通过线缆连接到飞行器上的主脱插；功能四：提供点火供电，点火供电功能由4根供电线路完成，两正两负，电源箱上的连接器采用4芯的航插14S-2，通过线缆连接到飞行器上的主脱插。
4.根据权利要求1所述的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，其特征在于，所述的飞行器的主脱插插座的型号为YF28P-94ZK，插头型号为YF28-94TJ，控制箱上通过一个19芯的航插22-14作为连接器连接飞行器外接的RS422电缆。
5.根据权利要求1所述的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，其特征在于，所述的控制箱，其与远程泄压阀连接的连接器为6芯的航插14S-6，控制箱中的FPGA控制电路，根据主控计算机发送来命令控制远程泄压阀动作。
6.根据权利要求1所述的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，其特征在于，所述的电源箱内的6块开关电源，用于舵机供电的3块电源并联使用，均采用型号为RSP-3000-48的电源，输入交流220V，输出直流48V；提供点火信号的电源型号为RSP-750-27，输入交流220V，输出直流27V；提供电池激活信号的电源型号为RSP-750-12，输入交流220V，输出直流12V；为控制设备供电的电源型号为HF900W-S-30，输入交流220V，输出直流30V。
7.根据权利要求1-6任一所述的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，其特征在于，所述的地面综合控制台和FPGA控制电路，在上电后，进行地面测试，地面测试包括时序测试；
时序测试要求测试信号幅值28V，脉冲宽度200ms，测试精度要求为：脉冲宽度不大于±10ms，时序节点不大于50ms，测试电流不大于20ms；测试顺序为：(1)点火器点火信号，(2)开启液路电磁阀1信号，(3)开启液路电磁阀2信号，(4)开启电爆阀信号，(5)自毁信号；时序测试在实验室完成。
8.根据权利要求1-6任一所述的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，其特征在于，所述的测发控系统，采用的通讯帧格式中包含两个字节的帧头以及一个校验和；所述的校验和是通讯帧中的数据长度与数据的所有字节累加结果的低8位。

一种422总线的固液动力飞行器地面测发控系统\n技术领域\n[0001] 本发明属于地面测发控技术领域，具体涉及一种422总线的固液动力飞行器地面测发控系统。\n背景技术\n[0002] 固液动力飞行器是一种新型的、采用固液动力发动机作为动力装置的、具有推力可调、可多次启动等特点的飞行器。相较于固体动力发动机，固液动力发动机可实现推力调节、长时间工作、多次启动，并且燃烧产物不污染环境；相较于液体动力发动机，固液动力发动机结构简单、操作方便、成本低廉。因此，在新一代飞行器动力系统研制中，固液动力发动机具有较大的优势。\n[0003] 然而飞行器的地面测试、点火发射、安全控制具有高成本、高风险等特点，这就要求地面的测发控装置具备较高的可靠性、安全性和容错性，以确保飞行器地面测试发射高效可靠和操作人员的人身安全。在文献导弹与航天运载技术-2004-1（34）《载人航天运载火箭地面测试发射控制系统》中介绍的测试发射控制系统结构复杂，体积大，不易移动，不能适应野外机动发射的条件。而在文献测控技术2012年第31卷增刊《基于VXI的导弹地面测发控系统设计》中介绍的VXI总线的导弹地面测发控系统，因不涉及到弹上飞行控制计算机、遥测/遥控系统等控制设备，地面测发控系统功能及构成相对简单，可测量的状态量也相对较少，只能实现一些简单的测发功能，不能全面的反映弹上以及地面的状态信息。同时，固液动力飞行器要求能够远程进行安全可靠地测试发射控制，并对点火器点火和阀门动作等控制时序要求较高的精度。\n[0004] 固液动力飞行器集成了液体动力飞行器和固体动力飞行器的特点，但是目前关于固液动力飞行器地面测发控系统研究的相关文献很少，特别是对于含有弹上飞行控制系统，要求能够进行弹体姿态控制的固液动力飞行器的地面测试、发射、安全控制以及良好的人机交互等一体化设计更加稀缺。因此，对固液动力飞行器的地面测试发射控制系统的研究具有重要的意义。\n发明内容\n[0005] 本发明的目的是为了解决上述问题，提出了一种422总线的固液动力飞行器地面测发控系统。本发明考虑到固液动力飞行器的特点，提出了一种能够在飞行器发射准备阶段实现对弹上设备系统进行测试、远程安全可靠点火，并能够对点火前地面以及弹上的状态数据进行监控、采集和记录的地面测发控系统。\n[0006] 本发明提供的一种422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，包括地面综合控制台、调理控制机箱、飞行控制计算机以及遥测/遥控系统。调理控制机箱位于发射架下方，地面综合控制台位于安全距离以外，飞行控制计算机和遥测/遥控系统设置在固液动力飞行器上。\n[0007] 地面综合控制台包括主控计算机和远程控制盒。主控计算机包括人机交互界面和在PCI插槽上安装的MOXA的CP-134U-I/DB9M板卡。所述的CP-134U-I/DB9M板卡含有一个设置为RS422模式的44芯串口输出，44芯串口输出通过1转4的串口转换器，转换为4个9芯输出COM0、COM1、COM2和COM3，COM0用于与飞行控制计算机的RS422口连接，COM1、COM2分别用于与遥测/遥控系统的发射机和接收机的RS422口连接，COM3与调理控制机箱的FPGA控制电路的RS422口连接。所述的远程控制盒包含两套紧急断电装置和远程泄压阀开关按钮；两套紧急断电装置中的一个作为另一个的备份，每套装置上都含有钥匙锁，当按下紧急断电装置的按钮时，将断掉飞行器上的全部供电；远程泄压阀开关用于控制飞行器上远程泄压阀的开关。\n[0008] 调理控制机箱包括控制箱和电源箱。控制箱包含FPGA控制电路和继电器。FPGA控制电路采集固液动力飞行器上的电池电压信号，并反馈给主控计算机上进行显示，将从固液动力飞行器传输来的3路RS422信号进行转接和隔离输出，并接收主控计算机发送的命令触发继电器动作，反馈继电器的状态给主控计算机。主控计算机与FPGA控制电路之间通过RS422传输电缆连接，传输4路RS422信号。继电器依据FPGA控制电路传送来的控制信号和远程控制盒发送来的控制信号，控制电源箱中的电源开关。电源箱内包含6块开关电源，其中3块电源用于为飞行器上的舵机供电，一块电源用作提供点火信号，一块电源用作提供激活飞行器上电池的信号，一块电源给转电前飞行器上的控制设备供电。控制箱中的FPGA控制电路，还根据主控计算机发送来命令控制远程泄压阀动作。\n[0009] 飞行控制计算机的RS422口和遥测/遥控系统的发射机和接收机的RS422口都通过RS422电缆与飞行器的主脱插插座连接。飞行器的主脱插插座通过外部RS422电缆连接FPGA控制电路，传输3路RS422信号。\n[0010] 飞行控制计算机通过RS422信号线路与地面综合控制台进行通讯，一方面，接收主控计算机发送的命令，另一方面，将飞行器上压力传感器采集的压力信息进行AD转换后通过RS422口发送给主控计算机，并实时反馈飞行器上的状态信息给主控计算机。\n[0011] 遥测/遥控系统包含发射机和接收机，主控计算机通过两路RS422信号对发射机和接收机的工作频段进行设置。\n[0012] 本发明提供的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，其优点和积极效果在于：\n[0013] （1）本发明的测发控系统，实现了固液动力飞行器安全高效地地面测试发射控制。\n[0014] （2）本发明的测发控系统采用了422总线的控制方式，各设备系统通过全双工的双向智能RS-422串行总线进行通讯，实现了信号的远距离传输。\n[0015] （3）本发明的测发控系统在通信协议中加入两个字节的帧头以及校验和，可大大减少通信的误码率。一旦出现丢帧或者通讯错误，系统能智能地识别错误，同时上报通讯故障信息并重新发送命令消息。\n[0016] （4）本发明的测发控系统要求对固液动力飞行器能够远程进行安全可靠地测试发射控制，并对点火器点火和阀门动作等控制时序要求较高的精度，因此需要在发射前进行时序功能测试，以进一步验证其可靠性和安全性。\n[0017] （5）本发明的测发控系统中的地面综合控制台上的主控计算机上利用MFC设计的人机交互界面，能够同时采集和发送4个RS422口的消息数据，并且设置有串口配置区，可方便用户进行串口配置选择，并且每个RS422口的波特率可单独设置。\n[0018] （6）本发明中采用FPGA控制电路板将飞行器上的RS422总线进行转接，并输出到地面的主控计算机，4路RS422总线采用屏蔽电缆相互隔离设计，互不干扰。\n[0019] （7）本发明的测发控系统，结构简单，操作容易，便携性好，并且每套设备都配备了安全保障措施，防止非专业人员误操作造成严重的后果。一旦出现紧急情况能通过远程泄压阀对气瓶中的高压气体进行泄压，避免意外发生。\n附图说明\n[0020] 图1是本发明的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统的结构分布图；\n[0021] 图2是本发明的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统的人机交互界面图；\n[0022] 图3是本发明的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统的调理控制机箱中RSP-3000电源块的正面图；\n[0023] 图4是本发明的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统利用外部电源对遥控开关电源进行控制的接线图；\n[0024] 图5是本发明的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统的通信及供电的线缆连接图；\n[0025] 图6是本发明的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统的操作流程图。\n具体实施方式\n[0026] 下面结合附图和实施例对本发明的技术方案作进一步的说明。\n[0027] 本发明提出的一种422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，以RS422总线仪器为核心，采用前后端分布式布局，如图1所示，具体包括地面综合控制台1、调理控制机箱\n2、飞行控制计算机3以及遥测/遥控系统4。其中调理控制机箱2位于发射架下方，地面综合控制台1位于安全距离以外。本发明实施例中的固液动力飞行器为一固液动力探空火箭\n5。飞行控制计算机3和遥测/遥控系统4安装在固液动力探空火箭5上，如图1所示，位于火箭的头部。火箭5上的压力传感器52和远程泄压阀53的位置在火箭的中部，箭上电池51位于火箭的头部。\n[0028] 地面综合控制台1主要包括主控计算机11和远程控制盒12。其中主控计算机11包括人机交互界面101以及在计算机的PCI(Peripheral Component Interconnect)插槽上安装的MOXA的CP-134U-I/DB9M板卡102。\n[0029] MOXA的CP-134U-I/DB9M板卡102，如图1所示，简称MOXA多串口板卡102，含有一个44芯的串口输出；有两种工作模式，即RS422模式和RS485模式，RS485模式为半双工工作方式，RS422模式为全双工工作方式，本发明中采取的是RS422工作模式，可提高通信的传输率，通过安装在主控计算机11上的驱动配置软件上更改其模式位，选择RS422模式。\n因此MOXA多串口板卡102的44芯输出即为RS422的输出口，44芯的串口输出再通过一个\n1转4的串口转换器，转换之后的均为9芯输出（简称DB9），4个DB9口分别为COM0、COM1、COM2和COM3，其中COM0与飞行控制计算机3的RS422口连接，COM1、COM2分别与遥测/遥控系统4的发射机和接收机的RS422口连接，COM3与调理控制机箱2的FPGA控制电路201的RS422口连接。9芯输出中实际用于信号传输的只有5芯，分别为：接收信号正（RX+），接收信号负（RX-），地信号（GND），发送信号正（TX+）以及发送信号负（TX-）。\n[0030] 远程控制盒12作为紧急断电和远程泄压阀两个重要功能的一个硬件备份，远程控制盒12包含两套紧急断电装置和远程泄压阀开关按钮。两套紧急断电装置，其中一个也作为另一个的备份，每套装置上都含有钥匙锁，防止误操作，一旦按下紧急断电装置的按钮，能断掉箭上的全部供电。远程泄压阀开关用于控制固液动力探空火箭3上的远程泄压阀53，释放箭体上高压气瓶中的气体，在紧急情况发生时，防止高压气瓶中的气体进入液体贮箱造成爆炸。\n[0031] 人机交互界面101采用MFC设计，利用Visual C++6.0编译完成，运行在Windows XP操作系统上，如图2所示。MFC具有良好的人机交互，设计方便，操作简单，并且上手容易，具有高度模块化设计。人机交互界面101工作之前，需要用户登录才能进行下一步操作，增强了安全性和可靠性。并且测试区与监控区独立隔离，相互区分，便于操作人员对于不同数据的隔离观测与记录。\n[0032] 调理控制机箱2包括控制箱21和电源箱22，控制箱21主要用于对弹地信号隔离变换、信号转接，弹上火工品测量通道选通、信号状态监控和测试，并执行点火发射、解除发射等任务。控制箱21中包含一个以FPGA（Field-Programmable Gate Array，现场可编程门阵列）芯片为核心的控制电路201（简称FPGA控制电路201）和继电器202。FPGA控制电路201所采用的FPGA芯片型号为XC3S250，主要用来对火箭5上的电池电压信号进行采集，并反馈到后端的主控计算机11上进行显示。电压信号是和火箭5上的3路RS422信号一同经过主脱落插头引出，外部通过电缆线再传输到调理控制机箱2。另外，FPGA控制电路201还用作箭上传输来的3路RS422信号的信号转接和隔离输出，并接收主控计算机11发送的命令触发继电器202动作，同时反馈后端继电器202的动作状态。继电器202依据FPGA控制电路传送来的控制信号和远程控制盒12发送来的控制信号，控制电源箱22中的电源开关。图1调理控制机箱2中FPGA控制电路201与继电器202之间的4根信号线路分别代表：转电信号、紧急断电信号、电池激活信号以及点火信号。\n[0033] 电源箱22除了为调理控制机箱2中控制箱21供电，转电前为箭上供电，同时还提供了激活箭上电池51的信号以及点火器的点火信号。此外，电源箱22的机箱侧面上含有电流表和电压表，用来显示电源箱22中开关电源输出的电压和电流，操作人员可以根据其显示数据来判断是否满足供电要求。\n[0034] 电源箱22内部包含6块开关电源，其中3块电源用于为箭上的舵机供电，一块电源用作提供点火信号，一块电源用作提供激活箭上电池的信号，一块电源给转电前箭上的控制设备供电。箭上的控制设备包括飞行控制计算机3、遥测/遥控系统4、舵控系统以及组合导航系统等。3块舵机电源型号为台湾明纬公司的RSP-3000-48，输入交流220V，输出直流48V，由于考虑到弹上舵机上电瞬间会产生大的冲击电流，为了保护地面的开关电源，需要将3块RSP-3000-48电源并联使用，3块电源并联输出功率能达到9000W，满足系统所要求的输出功率；点火电源型号为台湾明纬公司的RSP-750-27，输入交流220V，输出直流\n27V；激活电源型号为台湾明纬公司的RSP-750-12，输入交流220V，输出直流12V；箭上控制设备供电电源型号为上海衡幅公司的HF900W-S-30，输入交流220V，输出直流30V。另外，每块电池都有电压可调的功能，其可调范围为±10%，且均带有短路保护、过负载保护、过电压保护、过温度保护，能够满足箭上设备所需的电压和功率要求。\n[0035] 另外，RSP型号的三种电源都能进行远程控制，即能通过外部接线端子来控制是否允许外部输出。本发明中可通过主控计算机11发送的RS422指令来控制FPGA控制电路\n201，进而来控制继电器202动作，以达到远程输出保护的目的。如图3所示为RSP电源（本发明中包括：RSP-3000-48，RSP-750-27，RSP-750-12）的正面图，其中，控制端子脚位定义（CN1、CN2、CN3）分别如下面两个表所示。\n[0036] 表1：控制端子脚位定义（CN1、CN2）\n[0037] \n[0038] 其中，RCG表示对地遥控开/关；RC表示遥控开/关；PV表示输出电压外部控制；\nPS表示参考电压终端；-S表示-遥感；+S表示+遥感；CS表示均流。\n[0039] 表2：控制端子脚位定义（CN3）\n[0040] \n[0041] 其中，P OK GND表示电源对地正常；P OK表示电源正常信号（继电器触发）；P OK2表示电源正常信号（TTL信号）；RCG表示对地遥控开/关；RC表示遥控开/关；AUXG表示辅助电源对地；AUX表示辅助输出；OLP表示过负载保护模式选择；OL-SD表示过负载保护模式选择。\n[0042] 图4表示利用外部电源对遥控开关进行控制的接线图，AUX和AUXG端分别连接第一个12V电源的正负极，RC端口通过一个电阻连接发光二极管的正极，发光二极管的负极连接RCG端口，RC端口还连接第二个12V电源的正极，RCG端口还通过开关SW连接第二个\n12电源的负极。图4中的AUXG、AUX对应于图3中CN3的7、8脚，RCG、RC对应于CN1和CN2的1、2脚。根据图4的连接方式，当开关SW打开的时候，电源开启输出，开关SW关闭的时候，电源关闭输出。\n[0043] 如图5所示，主控计算机11与调理控制机箱2中的FPGA控制电路201通信是通过RS422传输电缆连接，其中包含4路RS422信号线：一路是用作与FPGA控制电路板通信，两路用作与遥测/遥控系统4通信，一路用作与飞行控制计算机3通信。每路RS422信号线含有5芯的数据线，所以用来通信的RS422通讯电缆包含20芯的线路，前后端距离为350m，电缆长选为400m，主控计算机11端连接器为4路DB9口输出，调理控制机箱2端的连接器采用26芯的航插28-12。另外，远程控制盒12上的紧急断电开关和远程泄压阀开关与调理控制机箱2的继电器202之间直接通过线缆连接。远程泄压阀和紧急断电信号线均为4线制，两路正信号，两路负信号，这两种信号单独采用线路进行连接，因此远程控制盒12和调理控制机箱2端的连接器均采用8芯的航插22-23，连接器中间采用400m屏蔽电缆。\n[0044] 如图5所示，调理控制机箱2的电源箱22完成四方面的功能。功能一：为箭上的控制设备供电，采用5线制为控制设备供电，其中4路用作设备供电，另外1路用作飞行控制计算机3的锁定地信号，电源箱22上的连接器采用5芯的航插16S-8，通过10m左右的线缆连接到箭上的主脱落插头（简称主脱插）。功能二：提供箭上的电池激活信号，电源箱22上的连接器采用14芯的航插20-27，通过10m左右的线缆连接到箭上的主脱插。功能三：提供箭上的舵机供电，舵机供电包含32根供电线路，电源箱22上的连接器采用37芯的航插\n28-21，通过10m左右的线缆也连接到箭上的主脱插。功能四：提供点火供电，点火供电功能由4根供电线路完成，两正两负，增强可靠性，电源箱22上的连接器采用4芯的航插14S-2，通过10m左右的线缆也连接到箭上的主脱插。\n[0045] 飞行控制计算机3和遥测/遥控系统4均位于箭体的头部，如图1所示。箭上通过RS422电缆将飞行控制计算机3和遥测/遥控系统4的输出口与主脱插插座端连接，脱插插座型号为YF28P-94ZK，外部经过主脱插插头将3路RS422引出，脱插插头型号为YF28-94TJ，再通过10m左右的外部电缆线连接到调理控制机箱2上，3路RS422信号线为\n15线制，机箱上通过一个19芯的航插22-14作为连接器连接箭上脱插口引导来的电缆线。\n[0046] 飞行控制计算机3与地面通讯需要一路RS422即可满足要求，该RS422信号线路主要用作接收主控计算机11发送的命令，将箭上的压力传感器52采集的压力信息通过飞行控制计算机3自带的AD转换器转换后通过RS422口发送给地面综合控制台1的主控计算机11，同时实时反馈箭上的状态信息供给地面的主控计算机11，供工作人员分析，一旦出现错误或者紧急情况，便于地面工作人员采取有效的措施。遥测/遥控系统4包含发射机和接收机，地面要分别对其工作频段进行设置，因此需要2路RS422连接线，频段参数设置信息要在转电之前完成。\n[0047] 远程泄压阀53位于箭体中部，气瓶的下方，一方面能通过前端的主控计算机1的控制面板发送命令，FPGA控制电路201响应其命令后直接作用于远程泄压阀53动作；另一方面也能通过远程控制盒12上的开关按钮动作直接进行响应。远程泄压阀53一旦动作，能释放气瓶中存放的高压气体，防止弹体由于压力过大爆炸。调理控制机箱2上与远程泄压阀53连接的连接器为6芯的航插14S-6。\n[0048] 此外，本发明的测发控系统在通讯中的波特率均设置为38.4kbps，字格式包括：1位起始位、8位数据位D0～D7、1位停止位，无奇偶校验位。\n[0049] \n起始位 D0 D1 D2 D3 D4 D5 D6 D7 停止位\n[0050] 通讯帧格式如下表所示，包含N个字节：\n[0051] 表3通讯帧格式\n[0052] \n字节序号 名称 内容\n1 帧头 55H\n2 帧头 AAH\n3 数据长度 N-4\n4～N－1数据 \nN 校验和 \n[0053] 其中，校验和（checksum）是上表通讯帧中的“数据长度”与“数据”所有字节累加结果的低8位。校验和表示为：\n[0054] 在通信协议中加入两个字节的帧头以及校验和，可大大减少通信的误码率。一旦出现丢帧或者通讯错误，系统能智能地识别错误，同时上报通讯故障信息并重新发送命令消息。\n[0055] 使用本发明所提供的422总线的固液动力飞行器地面测发控系统，具体操作流程如图6所示。\n[0056] 在地面上电之前，首先保证手动紧急断电处于闭合状态，以确保箭上没有供电。然后断开紧急断电开关，先进行地面供电。位于前端的综合控制台1和调理控制机箱2的FPGA控制电路201先上电，登录到人机交互界面，向FPGA控制电路201发送通信确认命令以确认是否能正常通讯。\n[0057] 然后进行地面测试，地面测试包括电压/电流测试、箭上火工品阻值测试和时序测试。\n[0058] 要求地面测发控系统能够完成各项电压/电流的测试功能，要测信号包括：（1）地面控制电源供电电压、电流检查，电压范围28±4.2V；（2）地面舵机供电电压、电流检查，电压范围48±7.2V；（3）箭上电池激活电源供电电压检查，电压范围12±1.8V；（4）地面点火电源电压检查，电压范围27±4.05V；（5）箭上控制电池电压检查，电压范围28±4.2V；\n（6）箭上舵机电池电压检查，4个舵机电池电压分别检查，供电电压48±7.2V。地面电源电压、电流测试通过电源箱22上的表头检查，在电源上电之后，表头显示电源的电压，满足供电要求之后，主控计算机11发送使能信号，收到FPGA发送的反馈信号后，主控计算机11再发送供电开启信号。箭上的电池电压检查在箭上电池激活之后进行，箭上电池工作之后，FPGA控制电路201将采集到的电池电压信号在程序内部进行解算，解算后打包成消息通过RS422信号线发送给主控计算机11，主控计算机程序11内部进行反解算，然后将结果反馈到界面显示。通过这种机制，在电池电压出现异常时，可解除发射任务，进一步保护箭上的控制设备，保证整个飞行任务的顺利可靠。\n[0059] 箭上火工品阻值测试：包括箭上时序火工品、电池激活火工品以及发动机点火火工品。箭上时序火工品包括点火器、电爆阀、液路电磁阀（2个）和远程泄压阀53，经过火工品测试插座引入地面测试设备，各火工品检测阻值含箭上电缆阻值，每路火工品引出两根测试线，要求测试的点火器阻值为5Ω左右，电爆阀阻值为2Ω左右（还需要加1Ω左右的限流电阻），液路电磁阀阻值为35±5.25Ω，远程泄压阀53阻值为35±6Ω；3路电池激活火工品信号，分别为控制电池、火工品电池、舵机电池激活通路。箭上火工品阻值测试在箭体上电之前进行（即准备阶段），箭体头部预留有火工品阻值测试接口，此接口在箭体起竖之前裸露在外部。测试时利用电雷管测试仪的表笔两端接触待测的接点即可。\n[0060] 时序测试要求时序测试信号幅值28V，脉冲宽度200ms，时序测试精度要求为脉冲宽度不大于±10ms，时序节点不大于50ms，测试电流不大于20ms，其测试顺序为：（1）点火器点火信号，（2）开启液路电磁阀1信号，（3）开启液路电磁阀2信号，（4）开启电爆阀信号，（5）自毁信号。时序测试要求在实验室完成，测试接口也位于箭体头部，靠近火工品阻值测试口。在箭体组装完成后，上电启动箭上的控制设备，将飞行控制计算机3输出的时序信号直接连接到示波器的接口上。待阻值测试完成后，将阻值测试口与时序测试口对接，然后固定密封到箭体内部，外面用蒙皮包裹，防止在飞行过程中影响到飞行器的气动力以及气动力矩。\n[0061] 待地面测试完成后，开启地面的控制电源，给箭上的飞行控制计算机3、遥测/遥控系统4、组合导航系统等设备仪器供电，其中飞行控制计算机3、遥测/遥控系统4和组合导航系统均为上电自动自检。飞行控制计算机3上电完成后，地面主控计算机11也会向飞行控制计算机3发送通信确认命令，收到通信正常的命令之后，飞行控制计算机3将自检结果自动发给地面。\n[0062] 由于考虑箭上设备在供电之后就会自动地进行上电自检，会将自检结果发给飞行控制计算机3，然后反馈到地面，而飞行控制计算机1也会进行上电自检，为了避免出现无效的信号，先让飞行控制计算机3上电自检，时间为1s以内，待飞行控制计算机3自检完毕并将结果回传之后，再给箭上组合导航系统、遥测/遥控系统供电，之间的时间间隔可为5s以内。其他系统的上电自检完毕会将自检结果通过飞行控制计算机3的RS422口回传到地面的综合控制台显示。（要求图6中的流程和说明书中对应，箭上上电完成的判断这个地方有些不清楚）\n[0063] 地面主控计算机11收到飞行控制计算机3发送的自检结果命令，地面前端则开始发送开关电源使能信号，只有FPGA控制电路201收到该使能信号，远程遥控的开关电源才能允许输出，否则即便接收到电源开指令，也无法输出。这种采用软件的双层保护措施，能有效降低误操作率和事故率。FPGA控制电路201接收到使能信号后要向主控计算机反馈状态信息。\n[0064] 地面主控计算机11接收到FPGA控制电路201的反馈信号后，就可开始向FPGA控制电路201发送舵系统供电指令，即三块RSP-3000-48开关电源并联输出指令。FPGA控制电路201接收到该指令后，即开启舵系统供电指令。\n[0065] 待箭上全系统供电完成之后，发射架上的箭体开始起竖。由于考虑到箭体起竖会造成惯导误差，此时飞行控制计算机3会再次向组合导航系统发送查自检命令并反馈到地面，以确认误差在允许的范围内。地面接收到该命令后，会向飞行控制计算机3发送惯导初始参数装订数据，此数据信息包括当地的地理经纬度、海拔高度、航向角、滚动角、俯仰角。\n与此同时，进行遥测/遥控系统4的遥测机和发射机的频段参数设置，地面直接通过人机交互界面另外两路RS422信号线向箭上的遥测机和发射机发送设置命令。\n[0066] 箭体起竖之后，地面即可发送箭上电池激活指令，FGPA控制电路201接收该指令并反馈已收到该命令，RSP-750-12开关电源输出。一旦箭上电池激活完成之后，箭上电池便开始工作，此时，FPGA控制电路201通过电压传感器采集箭上的电池电压信号通过RS422口反馈到地面的人机交互界面显示，地面操作人员即可根据界面上显示的读数来判断电池是否供电正常。\n[0067] 在点火发射之前，要保证箭上的供电由箭上电池来完成，因此还需要转电操作，地面主控计算机11向FPGA控制电路201发送转电信号，调理控制机箱2中的继电器202会延迟5s动作，转电完成后也会向地面反馈状态信息。\n[0068] 转电成功完成之后，做最后的射前检查，确保所有的地面人员撤离到安全距离之外，所有的准备就绪即可进入发射倒计时，主控计算机11发出点火指令，FPGA控制电路201收到后反馈已接收状态，然后开始10s倒计时，倒计时期间，发射架上的动作机构会将主脱插分离，以免影响到出架飞行。FPGA控制电路201有一个时刻监控主脱插的分离信号，如果在倒计时期间动作机构不能将主脱插分离，那么FPGA控制电路201有权限终止本次发射，即不给点火信号。\n[0069] 在地面主控计算机11、FPGA控制电路201和飞行控制计算机3通信过程中，都设置有通信保护措施，一旦出现误码或者等待超时，发送方都会重新发送该命令，最多发送3次，3次之后会将错误报告给地面的主控计算机。\n[0070] 本发明提出的一种422总线的固液动力飞行器的地面测发控系统，能够完成全系统的地面测试，箭上系统自检以及结果回传，飞行控制数据装订，重要参数实时检测及系统信息回读，和安全保障措施。实现了总线信息的全面监控，数据的实时存储显示，安全保护一体化设计。