摘 要：根據(jù)全球定位系統(tǒng)設(shè)計的GPS試驗系統(tǒng)已用于導(dǎo)彈的飛行試驗。本文簡述了在GPS試驗系統(tǒng)的平臺上開發(fā)的導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置。該裝置可以將采集到的導(dǎo)彈參數(shù)以無線的方式發(fā)送給同機的GPS試驗系統(tǒng)。GPS試驗系統(tǒng)將導(dǎo)彈數(shù)據(jù)和GPS數(shù)據(jù)傳送至指揮塔臺。這樣可以在試驗中實時、同時獲得飛機的飛行參數(shù)和導(dǎo)彈的工作參數(shù)。

關(guān)鍵詞：全球定位系統(tǒng) 飛行試驗 導(dǎo)彈

中圖分類號：G631 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1672-3791（2012）12（c）-0061-02

全球定位系統(tǒng)（Global Positioning System，簡稱GPS）是美國從20世紀(jì)70年代開始研制的用于軍事部門的新一代衛(wèi)星導(dǎo)航與定位系統(tǒng)，歷時20年，耗資200多億美元，并于1994年全面建成。衛(wèi)星導(dǎo)航定位系統(tǒng)具有全能性、全球性、全天候、連續(xù)性和實時性的精密三維導(dǎo)航與定位功能，且具有良好的抗干擾性和保密性。因此，根據(jù)全球定位系統(tǒng)設(shè)計了用于飛行試驗的GPS試驗系統(tǒng)，以實時獲得試驗飛機的飛行參數(shù)。

飛機上的試驗導(dǎo)彈的參數(shù)可以由專用記錄艙記錄，也可以由遙測系統(tǒng)實時傳回地面站。但無論那種方法，都存在導(dǎo)彈工作參數(shù)與飛機飛行參數(shù)的時統(tǒng)問題，而且研制專用記錄艙或遙測系統(tǒng)成本不低。本文在GPS試驗系統(tǒng)的平臺上，開發(fā)了導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置，可以在實時獲得試驗飛機的飛行參數(shù)的同時，低成本獲得導(dǎo)彈的工作參數(shù)，自然也解決了導(dǎo)彈工作參數(shù)與飛行參數(shù)的時統(tǒng)問題。

1 GPS試驗系統(tǒng)簡介

1.1 GPS簡介

GPS主要由空間衛(wèi)星星座、地面監(jiān)控站及用戶設(shè)備3部分構(gòu)成。

GPS空間衛(wèi)星星座由2l顆工作衛(wèi)星和3顆在軌備用衛(wèi)星組成。24顆衛(wèi)星均勻分布在6個軌道平面內(nèi)，軌道平面的傾角為55°，衛(wèi)星的平均高度為20200 km，運行周期為11 h 58 min。衛(wèi)星用L波段的兩個無線電載波向廣大用戶連續(xù)不斷地發(fā)送導(dǎo)航定位信號，導(dǎo)航定位信號中含有衛(wèi)星的位置信息，使衛(wèi)星成為一個動態(tài)的已知點。在地球的任何地點、任何時刻，在高度角15°以上，平均可同時觀測到6顆衛(wèi)星，最多可達(dá)到9顆。

GPS地面監(jiān)控站主要由分布在全球的1個主控站、3個注入站和5個監(jiān)測站組成。主控站根據(jù)各監(jiān)測站對GPS衛(wèi)星的觀測數(shù)據(jù)，計算各衛(wèi)星的軌道參數(shù)、鐘差參數(shù)等，并將這些數(shù)據(jù)編制成導(dǎo)航電文，傳送到注入站，再由注入站將主控站發(fā)來的導(dǎo)航電文注入到相應(yīng)衛(wèi)星的存儲器中。

GPS用戶設(shè)備由GPS接收機、數(shù)據(jù)處理軟件及終端設(shè)備等組成。GPS接收機可捕獲到按一定衛(wèi)星高度截止角所選擇的待測衛(wèi)星的信號，跟蹤衛(wèi)星的運行，并對信號進行交換、放大和處理，再通過計算機和相應(yīng)軟件，經(jīng)基線解算、網(wǎng)平差，求出GPS接收機中心的三維坐標(biāo)。

1.2 GPS試驗系統(tǒng)簡介

根據(jù)全球定位系統(tǒng)設(shè)計的用于飛行試驗的GPS試驗系統(tǒng)，是GPS的第3部分：GPS用戶設(shè)備。GPS試驗系統(tǒng)由四部分構(gòu)成，分別為：載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)、目標(biāo)機GPS遙測系統(tǒng)、地面工作站、地面檢測設(shè)備。

該系統(tǒng)利用飛機的掛彈接口，不改變飛機原有的外掛電路系統(tǒng)，不改變載機或目標(biāo)機的原掛裝系統(tǒng)氣動構(gòu)成，利用GPS軌跡測量技術(shù)和無線遙測技術(shù)，將原掛裝的導(dǎo)彈改裝為多功能的GPS遙測彈，在地面系統(tǒng)的配合下，實時獲得載機和目標(biāo)機的位置、速度、航向、軌跡及導(dǎo)彈主要的工作參數(shù)等，從而解決在非靶場條件試驗時，無法實時與試驗彈系統(tǒng)同步獲取試驗飛機飛行參數(shù)，無法實現(xiàn)精確的指揮引導(dǎo)而獲得預(yù)期試驗效果的難題。

在飛行試驗中，載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)、目標(biāo)機GPS遙測系統(tǒng)接收本機GPS信息，并進行編碼、記錄，將數(shù)據(jù)擴頻后通過射頻通道向外輻射。地面工作站實時接收載機和目標(biāo)機的射頻信號，經(jīng)擴頻接收機接收解調(diào)得到數(shù)據(jù)信號；而后經(jīng)幀同步、數(shù)據(jù)合并，由計算機讀取、存盤，實時獲得載機和目標(biāo)機的位置、速度、軌跡等。試驗后，地面檢測設(shè)備下載載機、目標(biāo)機記錄數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)對其進行事后處理分析，得到被測參數(shù)，以數(shù)據(jù)、曲線、圖形、文本輸出，生成文件。通過遙測數(shù)據(jù)和下載數(shù)據(jù)的事后處理分析，提高數(shù)據(jù)的完整性和準(zhǔn)確性。

2 導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置

2.1 組成和功能

導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置由數(shù)據(jù)發(fā)送單元、數(shù)據(jù)接收單元和數(shù)據(jù)融合處理單元組成。發(fā)送單元安裝在試驗導(dǎo)彈內(nèi)，通過射頻通道無線發(fā)送采集到的導(dǎo)彈工作參數(shù)；數(shù)據(jù)接收單元和數(shù)據(jù)融合處理單元安裝在載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)內(nèi)，數(shù)據(jù)接收單元收到數(shù)據(jù)后，通過載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)與本地收到的GPS數(shù)據(jù)融合、編碼，實時記錄到存儲器，并將數(shù)據(jù)擴頻后送至調(diào)制遙測發(fā)射機，發(fā)射機輸出通過發(fā)射天線向空間輻射。地面工作站實時接收載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)的射頻信號，經(jīng)擴頻接收機接收解調(diào)得到數(shù)據(jù)信號；而后經(jīng)幀同步、數(shù)據(jù)合并，由計算機讀取、存盤，實時獲得導(dǎo)彈主要的工作參數(shù)。

2.2 數(shù)據(jù)發(fā)送單元

數(shù)據(jù)發(fā)送單元負(fù)責(zé)把一側(cè)機翼采集到的導(dǎo)彈上的參數(shù)以一定的幀格式通過無線的方式發(fā)送給另一側(cè)機翼的接收組件。由模擬量調(diào)節(jié)采集模塊、429總線接口、數(shù)據(jù)綜合模塊、發(fā)射模塊和發(fā)射天線組成。數(shù)據(jù)發(fā)送單元原理框圖如圖1所示。

2.3 數(shù)據(jù)接收單元

本組件用于有線和近距無線接收同一載機另一側(cè)掛載的試驗彈工作數(shù)據(jù)，并實時將數(shù)據(jù)通過載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)傳回地面。由接收天線、接收模塊、數(shù)據(jù)綜合模塊、串行輸出口組成。數(shù)據(jù)接收單元原理框圖如圖2所示。

2.4 數(shù)據(jù)融合處理組件

數(shù)據(jù)融合處理組件對導(dǎo)彈工作參數(shù)和GPS數(shù)據(jù)合并，并進行擴頻編碼。原理框圖如圖3所示。

在圖3中，以大規(guī)?？删幊唐骷﨓PF10K50RI240為核心，所有串行數(shù)據(jù)的接收、緩存，時序控制，碼型轉(zhuǎn)換、數(shù)據(jù)存儲控制等功能均由大規(guī)模可編程器件完成，外圍僅需要擴展接口電路、隔離驅(qū)動電路。接收到的導(dǎo)彈參數(shù)與GPS數(shù)據(jù)融合后形成新的幀結(jié)構(gòu)，形成的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)分成兩路，一路為16位的并行數(shù)據(jù)進行FIFO緩存，通過IDE接口電路存儲到電子硬盤中，另一路形成串行碼流經(jīng)過擴頻編碼，輸入到擴頻發(fā)射機，調(diào)制到規(guī)定的射頻上，功率放大后經(jīng)功分器輸入到發(fā)射天線，以電磁波的形式向空間輻射。

3 結(jié)語

增加了導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置的GPS試驗系統(tǒng)可以在飛行試驗過程中實時、同時獲得試驗飛機的飛行參數(shù)和導(dǎo)彈的工作參數(shù)，不但解決了導(dǎo)彈工作參數(shù)與飛行參數(shù)的時統(tǒng)問題，而且可以取代導(dǎo)彈專用記錄艙和遙測系統(tǒng)，降低試驗的成本。

參考文獻(xiàn)

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