劉秀鋒，李　杰，2*，劉一鳴，杜　瑾，劉　俊，2，陳　偉

（1.中北大學(xué)電子測試技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，太原030051；2.中北大學(xué)儀器科學(xué)與動(dòng)態(tài)測試教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，太原030051；3.山西北方惠豐機(jī)電有限公司科研設(shè)計(jì)二所，山西長治046012）

半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)多路采集數(shù)據(jù)對齊方法*

劉秀鋒1，李杰1，2*，劉一鳴1，杜瑾1，劉俊1，2，陳偉3

（1.中北大學(xué)電子測試技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，太原030051；2.中北大學(xué)儀器科學(xué)與動(dòng)態(tài)測試教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，太原030051；3.山西北方惠豐機(jī)電有限公司科研設(shè)計(jì)二所，山西長治046012）

半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)能實(shí)時(shí)精確測量彈體的各種飛行參數(shù)，為常規(guī)彈藥精確制導(dǎo)提供可能，半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)包含兩塊采集數(shù)據(jù)的采存模塊，當(dāng)系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)，由于兩個(gè)采存模塊采集不同步以及取點(diǎn)不統(tǒng)一導(dǎo)致采集的數(shù)據(jù)不是實(shí)時(shí)同步，從而無法對系統(tǒng)測得的數(shù)據(jù)進(jìn)行解算，本文提出一個(gè)實(shí)時(shí)對齊方法，利用數(shù)據(jù)相關(guān)性，求出差的平方和的最小值即為最接近的值，實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)對齊，為后續(xù)精確解算奠定基礎(chǔ)。

半捷聯(lián)；采集數(shù)據(jù)；慣性測量；數(shù)據(jù)對齊

EEACC:7230doi:10.3969/j.issn.1004-1699.2015.09.018

常規(guī)高旋彈藥制導(dǎo)化的前提是準(zhǔn)確獲取彈丸飛行過程中的姿態(tài)和位置信息，即實(shí)時(shí)精確測量彈體的各種飛行參數(shù)成為提高常規(guī)彈藥制導(dǎo)化的關(guān)鍵技術(shù)，對增強(qiáng)高旋彈藥的精確打擊具有重要的意義［1-2］。

針對高旋彈藥初始飛行時(shí)刻具有高加速度和高轉(zhuǎn)速的特點(diǎn)，一種具有橫滾隔離功能的半捷聯(lián)MEMS慣性測量系統(tǒng)［3］被應(yīng)用于高旋彈藥的姿態(tài)測量。半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)與被測載體在俯仰與偏航軸捷聯(lián)，滾轉(zhuǎn)軸向上不捷聯(lián)，通過動(dòng)力輸出使慣性測量系統(tǒng)在滾轉(zhuǎn)軸向所敏感到的角速率遠(yuǎn)小于彈體實(shí)際滾轉(zhuǎn)角速率，有效抑止彈體滾轉(zhuǎn)軸向高轉(zhuǎn)速對慣性測量系統(tǒng)中滾轉(zhuǎn)角速率測量精度的影響［4］。

該系統(tǒng)通過MIMU敏感彈體的姿態(tài)信息，采用FPGA控制模數(shù)轉(zhuǎn)換器采集MIMU數(shù)據(jù)到FPGA中以一定格式編碼，最終存儲(chǔ)到FLASH中，這個(gè)模塊簡稱為采存模塊，實(shí)現(xiàn)彈體發(fā)射到落地過程中飛行參數(shù)的實(shí)時(shí)準(zhǔn)確記錄［5］，它是常規(guī)彈藥飛行參數(shù)測試的重要組件。如圖1所示。

圖1　MIMU和采存模塊

1　半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集

1.1系統(tǒng)總體組成結(jié)構(gòu)及原理

半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)由控制驅(qū)動(dòng)模塊、動(dòng)力輸出模塊、MIMU（Micro Inertial Measurement Unit MIMU）采存模塊組成（如圖2所示），圖2中，將60 r/s量程陀螺（以下簡稱大陀螺）安裝在彈體的軸向上，實(shí)時(shí)測量高速旋轉(zhuǎn)武器彈藥的角速率，將采集得到的轉(zhuǎn)速信號(hào)實(shí)時(shí)轉(zhuǎn)化為控制無刷直流電機(jī)的PWM脈沖信號(hào)，通過電機(jī)驅(qū)動(dòng)器控制電機(jī)以相反的角速率轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)彈體中慣性測量系統(tǒng)減旋的目的。慣性測量系統(tǒng)中的MIMU與電機(jī)軸向捷聯(lián)，此時(shí)處于低轉(zhuǎn)速狀態(tài)，就可以將低量程高精度的MEMS慣性器件應(yīng)用于高旋藥的姿態(tài)測量，有效提高了高旋彈藥的測量精度［6-7］。

圖2　半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)框圖

1.2數(shù)據(jù)采集原理

采存模塊由電源模塊、調(diào)理模塊、AD轉(zhuǎn)換模塊、FPGA控制模塊、FLASH存儲(chǔ)模塊組成［8］。

1.2.1電源模塊

采存設(shè)計(jì)中用到的電源轉(zhuǎn)換芯片為REG104-5 和max8882EUTAQ，電路圖如圖3所示。

圖3　電源模塊電路圖

考慮到ADS8365和系統(tǒng)其他芯片的功耗，模擬供電部分采用了TI公司的低壓差線性穩(wěn)壓（LDO）型電源REG104-5。REG104-5是TI公司生產(chǎn)的高功率、高性能的電壓轉(zhuǎn)換芯片，噪聲低，輸出的噪聲峰-峰值不大于33 μv，可以用來給功耗比較大的芯片供電，能夠滿足此系統(tǒng)的需求［9］。MAX8882EUTAQ輸入電壓范圍電壓為2.5 V～6.5 V，在適用電壓范圍內(nèi)可以將5 V電壓轉(zhuǎn)換為標(biāo)準(zhǔn)的3.3 V和2.5 V電壓。

1.2.2信號(hào)調(diào)理模塊

在電子系統(tǒng)中，信號(hào)調(diào)理的作用是根據(jù)系統(tǒng)對信號(hào)的要求，對信號(hào)做適當(dāng)?shù)奶幚?。信?hào)調(diào)理模塊通常包括模擬信號(hào)放大、濾波、隔離、電平轉(zhuǎn)換等提高驅(qū)動(dòng)能力等不同的處理。本設(shè)計(jì)信號(hào)調(diào)理電路采用OPA4340增強(qiáng)輸入信號(hào)的驅(qū)動(dòng)能力。

1.2.3AD轉(zhuǎn)換模塊

TI公司的ADS8365主要特點(diǎn)有:6通道并行輸入；芯片內(nèi)部具有可選的FIFO工作模式；16位的A/D，采集精度高；正常工作時(shí)功耗為200 mW，功耗低。ADS8365有6個(gè)模擬輸入通道，分為A、B、C三組，每組包括2個(gè)通道，分別由/HOLDA、/HOLDB、/HOLDC啟動(dòng)A/D轉(zhuǎn)換。ADS8365的時(shí)鐘信號(hào)由外部提供，轉(zhuǎn)換時(shí)間為20個(gè)時(shí)鐘周期，最高頻率為5 MHz，在5 MHz的時(shí)鐘頻率下，每個(gè)通道的總的轉(zhuǎn)換時(shí)間為4 μs。數(shù)據(jù)輸出方式很靈活，分別由BYTE、ADD與地址線A2、A1、A0的組合控制。轉(zhuǎn)換結(jié)果的讀取方式有3種:直接讀取、循環(huán)讀取和FIFO方式［10］。圖4為AD轉(zhuǎn)換電路圖。

圖4　AD轉(zhuǎn)換模塊電路圖

1.2.4FPGA控制模塊

本系統(tǒng)中采用的FPGA是Xilinx公司生產(chǎn)的XC2S30E。XC2S30E是Spartan-ⅡE系列產(chǎn)品中的一款。由于這款FPGA采用了低內(nèi)核電壓，這將從根本上減小芯片功耗，從而解決高速工作狀態(tài)下發(fā)熱量大的問題。同時(shí)其豐富的門陣列資源，也為復(fù)雜控制邏輯的實(shí)現(xiàn)提供了可能［11］。如圖5所示。

圖5　FPGA控制模塊電路圖

1.2.5FLASH存儲(chǔ)模塊

FLASH存儲(chǔ)器選用的是K9F2G08，電路如圖6所示。

圖6　FLASH存儲(chǔ)模塊電路圖

2　采存模塊實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)采集不同步分析

由于高速旋轉(zhuǎn)的彈藥在初始飛行時(shí)刻具有高加速度和高轉(zhuǎn)速的特點(diǎn)，此時(shí)瞬時(shí)測得的數(shù)據(jù)會(huì)超過MIMU的量程，嚴(yán)重影響后續(xù)解算，所以需要增加一個(gè)大量程的加速度計(jì)和陀螺儀來彌補(bǔ)這部分?jǐn)?shù)據(jù)，由于本系統(tǒng)所用數(shù)據(jù)采集模塊采用TI公司的16位六通道高速同步模數(shù)轉(zhuǎn)換芯片ADS8365，所以需要兩塊采存模塊同時(shí)采集，但是當(dāng)系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)，由于兩個(gè)采存板采集不同步以及取點(diǎn)不統(tǒng)一導(dǎo)致采集的數(shù)據(jù)不是實(shí)時(shí)同步，從而無法對系統(tǒng)測得的數(shù)據(jù)進(jìn)行精確解算。

3　實(shí)時(shí)采集數(shù)據(jù)對齊原理

由于數(shù)據(jù)不同步所以需要一種方法將實(shí)時(shí)采集數(shù)據(jù)對齊。

3.1硬件設(shè)計(jì)原理

采存模塊A采集MIMU的6路數(shù)據(jù)，采存模塊B除了采集大量程的加速度計(jì)和陀螺數(shù)據(jù)外，同時(shí)對MIMU的一個(gè)測量數(shù)據(jù)進(jìn)行采集（比如對MIMU的x軸的陀螺數(shù)據(jù)進(jìn)行采集），如圖7所示，將采集的數(shù)據(jù)進(jìn)行讀取、分析，對采集的同一數(shù)據(jù)進(jìn)行截取、對齊后，其他數(shù)據(jù)也實(shí)現(xiàn)了數(shù)據(jù)的對齊（同一模塊數(shù)據(jù)采集為同步），此時(shí)所有的多路采集數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)對齊。

圖7　硬件設(shè)計(jì)原理圖

3.2程序設(shè)計(jì)原理

確定采存模塊A采集的數(shù)據(jù)的固定窗口寬度和位置，取采存模塊B采集的同一數(shù)據(jù)的滑動(dòng)窗口的起始位置和寬度，考慮到最小二乘法是一種數(shù)學(xué)優(yōu)化技術(shù)，當(dāng)滑動(dòng)窗口移動(dòng)時(shí)，通過計(jì)算兩個(gè)數(shù)據(jù)差的平方和最小值，顯示差的平方和最小值和所在的位置，通過最小值所在的位置和固定窗口寬度的差值，截取對應(yīng)的采存模塊的數(shù)據(jù)，從而實(shí)現(xiàn)兩個(gè)采集模塊實(shí)時(shí)采集數(shù)據(jù)對齊。程序流程圖如圖8所示。

圖8　數(shù)據(jù)對齊流程圖

4　實(shí)驗(yàn)結(jié)果

通過高速飛行仿真轉(zhuǎn)臺(tái)模擬彈體運(yùn)動(dòng)，偏航為0°，俯仰軸從45°到-45°勻速變化，啟動(dòng)時(shí)間為2 s，橫滾角由0變速加到-5 400（°）/s。如圖9所示，對數(shù)據(jù)進(jìn)行采集、存儲(chǔ)和讀取，圖10為仿真系統(tǒng)MIMU同一數(shù)據(jù)不同采集模塊的數(shù)據(jù)采集結(jié)果。

圖9　模擬仿真系統(tǒng)

圖10　數(shù)據(jù)采集結(jié)果不同步

利用最小二乘法對數(shù)據(jù)進(jìn)行運(yùn)算，進(jìn)而對數(shù)據(jù)進(jìn)行截取，從而實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)采集數(shù)據(jù)的對齊，結(jié)果如圖11所示。

圖11　實(shí)時(shí)采集數(shù)據(jù)對齊結(jié)果

將對齊數(shù)據(jù)進(jìn)行解算得出慣性測量系統(tǒng)減旋后的三軸姿態(tài)信息如圖12所示。60 s偏航角小于0.5°，滿足系統(tǒng)的精度要求。

圖12　三軸姿態(tài)信息

5　結(jié)束語

本系統(tǒng)能夠利用多個(gè)采存模塊對多個(gè)量程的傳感器進(jìn)行實(shí)時(shí)準(zhǔn)確采集存儲(chǔ)，有效的彌補(bǔ)了高旋彈藥初始飛行時(shí)刻的傳感器的超量程問題，本文利用數(shù)據(jù)相關(guān)性，求出差的平方和的最小值，實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)采集數(shù)據(jù)對齊，該數(shù)據(jù)能完整的記錄系統(tǒng)飛行仿真測試在各階段的姿態(tài)和加速度信息，為后續(xù)的高旋常規(guī)武器彈藥精確制導(dǎo)奠定基礎(chǔ)。

［1］ 李杰，馬幸，劉俊，等.小型慣導(dǎo)系統(tǒng)數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)采集處理與存儲(chǔ)設(shè)計(jì)［J］.中國慣性技術(shù)學(xué)報(bào)，2008（6）:274-277.

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劉秀鋒（1988-），男，山西嵐縣人，碩士研究生，主要研究方向?yàn)槲⑾到y(tǒng)集成及自動(dòng)控制技術(shù)，sliuxiufeng@163.com；

李杰（1976-），男，教授，博士生導(dǎo)師，主要研究方向?yàn)槲⑾到y(tǒng)集成理論與技術(shù)，慣性感知與控制技術(shù)，組合導(dǎo)航理論，計(jì)算幾何及智能信息處理等，lijie@nuc.edu.cn。

The Alignment Method of Multi-Channel Data on Half-Strapdown Inertial Measurement System*

LIU Xiufeng1，LI Jie1，2*，LIU Yiming1，DU Jin1，LIU Jun1，2，CHEN Wei3

（1.North University of China Science and Technology on Electronic Test&Measurement Laboratory，Taiyuan 030051，China 2.Key Laboratory of Instrumentation Science&Dynamic Measurement（North University of China），Ministry of Education，Taiyuan 030051，China；3.Shanxi North Huifeng Mechanical&Electronic Co.，Ltd No.2 Academic Institution，Changzhi Shanxi 046012，China）

Semi-strapdown inertial measurement system can realize real-time accurate measurement of projectile flight parameter，and provide the possibility for the precise guidance of conventional ammunition，Semi-strapdown inertial measurement system includes two blocks of data acquisition sampling module.As for the two acquisition and storage module asynchronous sampling，and take some disunity，which leads to the collection of the data is not real-time synchronization when the system running.Thus，we are unable to calculate the system measured data. This paper presents a real time alignment method，use the data correlation，deduce the minimum value and for travel is the most close to the values of the square.Finally，we realizedata alignment，which lay the foundation for follow up exact solution.

semi-strapdown；data acquisition；inertial measurement；data alignment

TJ760.6

A

1004-1699（2015）09-1373-06

項(xiàng)目來源:國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目（50905169）

2015-3-31修改日期:2015-06-10