W-1探空火箭设计（整体）

项目目标：对飞控进行测试，积累经验。

对矢量偏流发动机、固体火箭发动机、翼面控制进行测试

（注：此版申请为后续申请的准备）

简介：

尺寸：直径520(mm）长度约1.2m

导航与控制系统设计

姿态控制：通过单片机对各部件进行信息传达，对舵机控制来改变鸭翼方向、发动机喷口方向。

导航系统：通过惯性制导和GNSS进行定位，在自适应PID控制下结合卡尔曼滤波的方式按预先的计划飞行。

载荷设计 图传传感器 气压计

电源系统 输入供电12V

通信设计

2.4G和4G的信号

ESP8266模块2.4G通信（通过WIFI模块外接天线实现TCP连接）

CubeIDE C++实现

部分代码要修改，这部分不完整。

#include "stm32H7xx_hal.h"（）
#include <stdio.h>
#include "cmsis_os.h"
// 定义串口接收缓冲区大小
#define ESP8266_RESPONSE_EVENT ((uint32_t)0x00000001)  // 定义接收到响应的事件标志osEventFlagsId_t esp8266EventFlags;  // 事件标志ID，在系统初始化时创建

#define RXBUFFER_SIZE 256
// 串口接收缓冲区
uint8_t RxBuffer[RXBUFFER_SIZE];

void SystemClock_Config(void) {

    // 系统时钟配置代码

    // 创建事件标志变量

osEventFlagsId_t esp8266EventFlags;

UART_HandleTypeDef huart1;

uint8_t RxBuffer[RXBUFFER_SIZE];

    }

}

// 定义ESP8266连接的TX和RX引脚

#define ESP8266_TX_PIN GPIO_PIN_（空）// 使用GPIOA的（未选 TX引脚）作为TX

#define ESP8266_RX_PIN GPIO_PIN_6（空）// 使用GPIOA的（未选 RX引脚）作为RX

// 串口接收缓冲区大小

#define RXBUFFER_SIZE 256

UART_HandleTypeDef huart1;

uint8_t RxBuffer[RXBUFFER_SIZE];

// 函数声明

void SystemClock_Config(void);

void MX_USART1_UART_Init(void);

void ESP8266_Reset(UART_HandleTypeDef *huart);

void ESP8266_JoinAP(UART_HandleTypeDef *huart, const char *ssid, const char *password);

void ESP8266_CreateTCP(UART_HandleTypeDef *huart, const char *serverIP, uint16_t port);

int main(void) {

    HAL_Init();

    SystemClock_Config();

    MX_USART1_UART_Init();

// 初始化ESP8266    

ESP8266_Reset(&huart1);        

// 连接到Wi-Fi网络    

   const char *ssid = "yourSSID"; 

   const char *password = "yourPASSWORD";

   ESP8266_JoinAP(&huart1, ssid, password);        

// 创建TCP连接    const char *serverIP = "192.168.0.100";  

uint16_t port = 80;    ESP8266_CreateTCP(&huart1, serverIP, port);

// 发送数据    char sendCommand[64];   

snprintf(sendCommand, sizeof(sendCommand), 

"AT+CIPSEND=%d\r\n", strlen("Hello from ESP8266"));    

HAL_UART_Transmit(&huart1, (uint8_t *)sendCommand, strlen(sendCommand), HAL_MAX_DELAY);    

// 发送实际数据    需改(Hello from ESP8266)

HAL_UART_Transmit(&huart1, (uint8_t *)"Hello from ESP8266", strlen("Hello from ESP8266"),

HAL_MAX_DELAY);   

// 检查发送状态

osEventFlagsWait(esp8266EventFlags, 0x1, osFlagsWaitAny, 1000); 

// 等待响应，超时时间根据需要调整    

if (strstr((char *)RxBuffer, "SEND OK") != NULL) {        

// 数据发送成功    

} else {        

// 发送失败处理   

 } 

// 关闭TCP连接    

HAL_UART_Transmit(&huart1, (uint8_t *)"AT+CIPCLOSE\r\n", strlen("AT+CIPCLOSE\r\n"),HAL_MAX_DELAY);

        while (1) {        

// 其他任务...    

  }

}

// 串口接收中断回调函数

void HAL_UART_RxCpltCallback(UART_HandleTypeDef *huart, uint8_t *pData, uint16_t Size) {

    if (huart->Instance == USART1) {

        // 检查是否接收到足够的数据

        if (Size > 0) {

            // 检查接收到的数据中是否包含特定的响应字符串

            if (strstr((char *)pData, "SEND OK") != NULL) {

                // 如果接收到SEND OK响应，设置事件标志

                osEventFlagsSet(esp8266EventFlags, 0x1);

            }

            // 可以添加更多的检查，例如WIFI GOT IP或CONNECT状态

        }

    }

}

//端口和密码未设置

安全设计

这个探空小型火箭上没有对应的这个设计

发射的系统设计

关于回收;目前暂时没有设计回收，后续正在开发。

关于W-1上部分的制造

飞控系统设计和制造详细内容

系统功能

-飞行目标：确定火箭的飞行高度、速度和任务目标。

-环境条件：分析火箭将面临的环境条件，如温度、风速等。

2. 主控制器（STM32H750VBT6）

-核心配置：高速时钟，确保系统稳定运行。

-内存分配：根据算法和数据处理需求分配RAM和Flash。

-外设配置：配置GPIO、ADC、SPI、I2C、UART等接口。

传感器集成
- GNSS模块：选择高精度、低功耗的GNSS模块，LC29HEA移动站(GNSS)

-惯性导航系统：集成加速度计、陀螺仪和磁力计，DETA10-N。

- 数据融合：GNSS和INS数据融合，提供精确的导航信息。

卡尔曼滤波是一个有效的设计，它通过线性系统和噪声的统计特性来估计系统状态。在探空火箭的飞控系统中，卡尔曼滤波通常用于融合GNSS定位和惯性导航系统（INS）的数据，以提供更准的位置、速度和姿态估计。

 卡尔曼融合导航设计步骤

1. 定义系统模型

- 状态向量：定义系统的状态向量 \( \mathbf{x}_k \)，通常包括位置、速度、姿态角等。
- 系统动态方程：根据物理定律建立状态转移方程 \( \mathbf{x}_{k} = \mathbf{F} \mathbf{x}_{k-1} + \mathbf{w}_{k-1} \)，其中 \( \mathbf{F} \) 是状态转移矩阵，\( \mathbf{w}_{k-1} \) 是过程噪声。

2. 定义观测模型
- 观测向量：定义观测向量 \( \mathbf{z}_k \)，通常包括GNSS位置和INS的直接测量。
- 观测方程：建立观测方程 \( \mathbf{z}_k = \mathbf{H} \mathbf{x}_k + \mathbf{v}_k \)，其中 \( \mathbf{H} \) 是观测矩阵，\( \mathbf{v}_k \) 是观测噪声。

3. 初始化滤波器
- 初始状态估计：设定初始状态估计 \( \mathbf{\hat{x}}_{0|0} \)。
- 初始误差协方差：设定初始误差协方差矩阵 \( \mathbf{P}_{0|0} \)。

4. 预测步骤
- 估计：根据系统动态方程预测下一状态 \( \mathbf{\hat{x}}_{k|k-1} = \mathbf{F} \mathbf{\hat{x}}_{k-1|k-1} \)。
- 先验协方差：预测误差协方差 \( \mathbf{P}_{k|k-1} = \mathbf{F} \mathbf{P}_{k-1|k-1} \mathbf{F}^T + \mathbf{Q} \)，其中 \( \mathbf{Q} \) 是过程噪声协方差矩阵。

5. 更新步骤
- 卡尔曼增益：计算卡尔曼增益 \( \mathbf{K}_k = \mathbf{P}_{k|k-1} \mathbf{H}^T (\mathbf{H} \mathbf{P}_{k|k-1} \mathbf{H}^T + \mathbf{R})^{-1} \)，其中 \( \mathbf{R} \) 观测噪声协方差矩阵。

- 状态更新：更新状态估计

 \( \mathbf{\hat{x}}_{k|k} = \mathbf{\hat{x}}_{k|k-1} + \mathbf{K}_k (\mathbf{z}_k - \mathbf{H} \mathbf{\hat{x}}_{k|k-1}) \)。

-误差协方差更新：更新误差协方差 \( \mathbf{P}_{k|k} = (\mathbf{I} - \mathbf{K}_k \mathbf{H}) \mathbf{P}_{k|k-1} \)。 6. 循环迭代
- 迭代：重复预测和更新步骤，直到完成所有测量数据的处理。

飞控算法设计

- 姿态控制算法：设计PID控制，实现姿态稳定。

- 导航算法：设计导航算法，根据飞行目标和环境条件调整飞行路径。

硬件

- 电源设计：由12V的电源转换电路，提供稳定的电源给飞控系统。

- 信号调理：为传感器信号设计适当的放大、滤波和模数转换电路。

- 通信接口：通过SPI I2C的通信接口，包括无线通信模块，用于与地面站通信。

测试与验证计划

- 单元测试：对每个单元进行详细的单元测试，验证功能正确性。

- 集成测试：进行系统集成测试，确保各模块协同工作。

- 环境测试：在模拟的环境条件下测试系统性能。

- 飞行测试：进行实际的飞行测试，验证系统在真实条件下的性能。

8. 制造与装配步骤

- PCB设计：设计飞控系统的PCB，并进行制造。
- 组件采购：根据设计图纸采购所需的电子元件和传感器。
- 装配：按照装配图纸和工艺要求，用SMT服务帮助贴片。
- 调试：对装配完成的飞控系统进行调试，测试各部分工作。

结构（部分固定螺纹未画）

鸭翼舱底座

舵机控制室底座

载荷室底座（鸭翼控制舵机室）

鸭翼室受力结构

载荷室2外壳（电路室外壳）

电池仓底座

舵机室外壳

供电舱部件

载荷仓外壳（电池）

供电仓部件

控制中心外壳

分层区部件

整流罩底座

整流罩

 (该部分电脑出问题，图片无法上传，需重启，文件先上传）

电路板（电路板为整机设计）

以STM32H750VBT6的最小系统电路的核心展开

外围电路包括为整个系统的供电的电路，驱动电路，运用TIM引脚通用定时器对舵机进行PWM信号控制，发动机点火控制电路，对外无线电2.4G、4G通信电路，IMU惯导模块N100WP惯导模块 CAN 数据通信电路及通过SDMMC引脚进行数据的存储电路等等。实现图传、舵机控制、点火、无线电通讯和惯导交联功能。

设计中

本次实验目的;对设计结构，矢量发动机、舵机在实际使用上进行测试，提升各方面经验。