为什么在编辑器里字体是一样的，发出来后就不一样了？都是手打的
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申请人信息
申请人ID：1703115
真实姓名：肖宸康
申请方式：个人
自我介绍：高中学生，制造并发射了两枚探空火箭，擅长探空火箭设计与制造、各种电脑软件、编程及推进剂开发。
申请人照片：
申请人曾经发表的技术文章：
项目信息
该研究内容丰富，对执行人/团队的能力要求较高，符合资助范围。同时尚有一些问题，建议加以完善。
（1）缺少关于时差定位系统的实现手段的描述，例如如何发出“脉冲”，箭载设备如何“随后”发出一个脉冲，地面子站如何接收这个脉冲，整个链条中的延迟波动如何消除。
（2）缺少关于惯导系统解算的姿态数据，如何作用于舵面方面的论述。
（3）工程量较大，45天的时间内完成有相当的难度，应合理预估时间避免超期。
（4）项目缺少研究目标或研究目标不明确。项目内容中只提到了想做什么，但是没有具体的性能指标或证明/证伪命题，从而缺少总体设计和对分系统指标的要求。很容易导致研究过程失控并且很难进行结题考核。
建议申报人对上述问题进行完善，减少“撒大网”的工作量，聚焦于核心问题，提高工作的学术技术层次。
远征3A 探空火箭航电系统与动力系统的研制
摘要
研制远征3A探空火箭系统的航电系统与动力系统
1 研究背景
远征3A探空火箭是196工程的重要部分，196工程开始于2019年6月，目的是为了研制一种具有高可靠性、高可复用性和先进性的探空火箭系统，搭载各型航电设备进行测试，为未来向太空进军夯实基础。本项目属于196工程的子项目。
2 研究目标
本项目总的目标是研制远征3A探空火箭系统的航电系统与动力系统，下面简要介绍各系统的具体技术目标。
2.1 动力系统的技术目标
研制动力系统的主要目标是为了给远征3A提供动力，对推进剂的能量性能并无严格要求。因此，动力系统推进剂选用经济、可靠的KNSB。不得不说，这种推进剂已经远远落后于时代，先进性更是无从谈起。但是在研制过程中将使用以下几种新工艺：
1.在制备推进剂的过程中尽可能的实现自动化与标准化。使用机械混合推进剂并使用恒温箱进行严格控温，一方面保证推进剂的一致性，一方面为将来浇筑更先进的高能固体燃料做经验积累。
2.推进剂与隔热层采用一体式浇筑，隔热层直接粘连在燃烧室内壁，推进剂使用整体贴壁浇筑。这种方法可以绝对杜绝由于采用“预制药柱”所带来的由于两段药柱间隔热层贴合不紧密造成的局部过热，同时也可以避免因为采用“预制药柱”而导致发动机在高加速度情况下最下段药柱被压碎的情况。
3.通管采用酚醛-石墨复合喷管。采用中口径的复合喷管，一方面改善了以往采用金属喷管时，燃气对喷管传热过多导致发动机局部过热的情况，另一方面令喷管的质量显著下降，降低了消极质量。
2.2 航电系统的技术目标
航电系统由两个分系统组成，为惯性导航系统与定位系统，下面分别进行简要介绍。
2.2.1 惯性导航系统
惯性导航系统位于箭体中部，主要提供惯性导航数据（姿态、高度、速度）并通过舵机对火箭的滚转进行控制。
2.2.2 定位系统
定位回传系统分为箭载与地面两部分，箭载系统搭载在头锥里，地面系统分为总站与子站两种。
主要原理为，首先由地面总站发出一个脉冲信号，箭载部分接收到信号后，随即发出另外一个脉冲信号，地面子站负责测量两次脉冲的时间间隔，由此推出火箭距每个子站的距离，通过无线透传汇总至总站，总站将所有数据拟合，得出火箭三维坐标。（系统原理类似于时差定位系统）
3 技术实现
3.1 动力系统的技术实现
推进剂参考Richard Nakka的教程以及论坛里的各个教程。
隔热层采用环氧树脂E57/GCC137，在制作过程中时刻保持燃烧室处于滚动状态，直到环氧初固。
发动机内弹道使用Richard Nakka的SRM-2014进行设计。
浇筑完毕后择机进行热试车，热试车主要测量发动机的推力以及工作过程中发动机外壁的温度，考察内弹道模拟误差与隔热层工作效果并将得到的内弹道数据使用RASAero II模拟远征3A的飞行弹道。
3.2 航电系统的技术实现
3.2.1 惯性导航系统的技术实现
3.2.1.1 硬件组成
单片机、三轴角速度传感器、三轴磁场传感器、气压传感器、舵机
3.2.1.2 惯导数据获取
3.2.1.2.1 姿态角（欧拉角）获取
姿态角采用四元数解算，下面简单介绍算法（不做详细解释）。
初始化程序（只运行一次）
1.创立一个四元数Q（向量），写出其矩阵形式，令q0=1，q1=q2=q3=0
2.发射前，读取地理坐标系下的磁场大小分量，记住M（向量），写出其矩阵形式。（磁场传感器一般只能测物体坐标系下的磁场大小分量，但当火箭还在发射架上时，可认为此时物体坐标系与地理坐标系重合）
主程序（循环运行）
1.读取现在物体坐标系的磁场大小分量
2.读取此时角速度Wx Wy Wz和三轴磁场大小gx gy gz
3.将此时三轴磁场大小归一化
4.将得到的磁场大小向量归一化的值与此时磁场大小分量叉乘，得到姿态误差向量
5.令ex ey ez为误差向量对应的三个元素
6.将磁场传感器修正的误差与角速度融合
7.得到WbEb（物体坐标系下的角速度）
8.求解四元数微分方程
解法具体为三种，
（1）一阶毕卡法。就是简单的迭代算法，人人都会。
（2）四阶龙格库塔法。这是惯导中常用的解法，
（3）精细积分法
精细积分方法是由钟万勰院士在1994年 提出来的一种科学计算方法。精细积分法主要计算是进行矩阵相乘，这在计算机上很容易实现。它一反常用的以差分近似为基础的算法，尽量采用解析公式，因此它可以大大提高计算精度，其数值结果可以比拟于精确解的数值结果。该方法自提出以来在力学方面应用广泛，但具体应用到捷联惯导系统方面的很少。
摘自《捷联系统四元数姿态解算的精细积分法》
笔者将对比这三种解法的优劣并最终选择最适合系统的解法。
9.四元数反推欧拉角
10.得此时的欧拉角
3.2.1.2.2 高度数据获取
高度通过气压进行判断，将发射前的高度归零。采用卡尔曼滤波（将此时的高度与上次测量时高度拟合）或者滑动加权滤波，或者龙格库塔法处理高度数据。
3.2.1.2.3 速度获取
对高度数据微分求出速度，在飞行任务完毕后再求解速度，以提高惯导系统主程序的运行速度。
3.2.1.3 箭体滚转角控制
通过两个舵机对火箭的滚转角进行控制。对舵面进行CFD仿真计算其升、阻力系数，由此设置舵机的最大偏转角，舵机偏转角采用PID算法进行控制，拟合不同攻角（偏转角）下舵面的升力，确定“P” “I ”“D”的系数。
3.2.2 定位系统的技术实现
3.2.2.1 火箭位置解算
在进行定位时，子站在总站周围排布。2.2.2节提到，子站主要负责测量两次脉冲时间间隔 t 。
3.2.2.2 各项参数的测量
dn 0 可以通过GPS定位，计算两点距离。
基站的坐标（an，bn，cn）也可以通过GPS定位完成。
tn测量是关键，其测量精度直接决定定位精度。从常规思想出发，要提高计时的最小单位，就必须用上更高速的时钟，可是单片机的高速时钟都由晶振倍频而来，而晶振的频率是有限的，另外就算晶振频率够高，单片机能否运行在这么高的主频也是个问题，而且MCU并不会用来裸跑程序，都会上操作系统，在操作系统内核下，中断的响应一般是控制在ms级别，要综合考虑系统开销，即便ns级的时间也是很难实现的。
而在ACAM的产品中，他们很聪明地利用芯片内部的逻辑门延迟来以高精度测量时间间隔，而最大的测量精度完全取决于内部信号通过逻辑门的传播时间，这个时间一般和电压和温度有关，比如3.3V 和 25°C 时，GP22 的最小分辨率是 90 ps。【1】
所以tn测量得测量可以通过GP22来完成。
4 前期研究成果
4.1 动力系统
动力系统的发动机与试车台在2019年8月完成了设计与加工。
笔者使用SRM-2014进行了内弹道模拟。
同时笔者也多次制备了KNSB，积累了一些制作经验。
4.2 航电系统
惯性导航系统与定位系统的仓体设计加工完毕。
笔者自学了矩阵、四元数、卡尔曼滤波、PID控制及其他的一些滤波算法颇有所得，同时在编程方面也颇有经验。
5 研究成果固定方式
等本项目研究结果汇总，以三个方面“动力系统”“惯性导航系统”“定位系统”在论坛相关版块发布较为严谨的帖子作为结题报告。
将研制的动力系统与航电系统安装在远征3A上，进行飞行测试。
将研制过程中的图片视频汇总、剪辑发至论坛和其他视频网站。
参考文献：
【1】pz_cloud . [项目] 用Arduino测量一千亿分之1秒的时间 . Arduino中文社区 XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/XXXXXXXXXXXXXXXXXXXml
附：关于各项研究预算的说明
下面对研究的各项预算用途及购买途径进行说明，以方便管理员审核。
打粉机 粉碎KN与SB XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/XXXXXXXm?spm=a230r.1.14.86.3ec6167fXhGJBP&id=601622906186&ns=1&abbucket=8
KNO3500g KNSB推进剂的氧化剂共6瓶，本地化工店购买
山梨糖醇500g KNSB推进剂的氧化剂共4瓶 XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/XXXXXXXmspm=a230r.1.14.30.2956a030ruJhIu&id=526483385596&ns=1&abbucket=8&skuId=3371378656860
环氧树脂E571.3KG 用于燃烧室隔热层
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/XXXXXXXm?spm=a1z09.2.9.132.KjOwgE&id=39574534394&_u=1enapdj6f7b
KC107 用于发动机热试车遥控点火 XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/84428
STM32F103C8T6 单片机，用于惯导、箭载定位、地面总站、地面子站*3 共6个
HMC5883L模块 三轴磁场强度传感器，用于惯导的姿态解算一个装箭一个备用，共2个
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/XXXXXXXm?spm=a230r.1.14.30.17a8283aipCcjE&id=549257230087&ns=1&abbucket=8
TDC-GP22 用于精确测量时间，三个配给子站，另外一个备用 ，共4个
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/XXXXXXXm?spm=a230r.1.14.18.528e4c63I1Tckw&id=600972408818&ns=1&abbucket=8
舵机ES09MD 气动控制两个
功放5W 用于地面总站与箭载部分的发射端功放，共两个
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/XXXXXXXm?spm=a1z10.5-c.w4002-1172025301.71.3ece7108z3Bbr9&id=16335171038
无线透传模块 各地面站通讯用，每个定位分系统各1个另外2个备用，共7个
惯导支架 采用3D打印技术加工支架将惯导固定在仪器仓中
惯导PCB 惯导的PCB电路打印
未列出项，由本人自费。
资金预算
| 用途 | 规格型号 | 单价(元) | 数量 | 单位 | 合计(元) |
|---|---|---|---|---|---|
| 打粉机 | 208 | 1 | 208 | ||
| KNO3 500g | 20 | 6 | 120 | ||
| 山梨糖醇 500g | 8 | 4 | 32 | ||
| 环氧树脂E57 1.3kg | 76 | 1 | 76 | ||
| 火箭点火控制器KC107 | 499 | 1 | 499 | ||
| STM32F103C8T6 | 17 | 6 | 102 | ||
| HMC5883L | 31 | 2 | 62 | ||
| TDC-GP22 | 65 | 4 | 260 | ||
| 舵机ES09MD | 46 | 2 | 92 | ||
| 5w功放 | 100 | 2 | 200 | ||
| 无线透传模块 | 20 | 7 | 140 | ||
| 仪器支架 | 100 | 1 | 100 | ||
| 惯导PCB | 30 | 1 | 30 |
申请金额 1921 元
项目状态
提交申请
专家审核
管理员复核
结题
申请人已放弃申报
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审核专家不太熟悉系统，点了彻底拒绝，他写的意见也全部丢失了，等星期一网管上班恢复流程。
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1
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公式不是那么重要。惯性导航系统可以买到，各种传感器执行器也可以买。
但是他们怎么拼到一起，参数是否合适，如何测试验证？拼在一起的目的是什么，实验结果怎么样才算成功？记录哪些数据？
关键问题是：整个系统的方案和指标还没确定。
飞行器至少需要搭载哪些设备？如果是验证控制系统，那么导引的精度预期多少？如何判定测试通过或者不通过？
具体每个部件是采购还是自制，工期和价格，测试仪器要有哪些？所有的部件装上飞行器，体积重量有多少？
各个分系统的指标如何支撑系统的方案？如果没有明确的结论，至少要有一套明确的方案，即使不能保证管用。
实验场地要求？地面设备包括哪些，预期的现场布置安装？
从经验看，你申报的内容需要5个人搞6-12个月，电脑10台，测试仪器和耗材20万元起。
器材和费用还是小问题，可以众筹寻找资助。但是寻找资助也需要有明确的需求书，别人才能想办法去找来借给你。
建议缩小范围，至少解决两个关键问题：飞行器的气动数计算，6dof飞行仿真。
不管是自制程序，商用程序还是开源程序，目的是拿出一个计算结果。有了结果之后再制定下一步的方案，会更快接近你的目标。
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