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(1.華中科技大學(xué) 電氣與電子工程學(xué)院， 武漢 430723； 2.中國航天科技集團烽火機械， 成都 611130)

0 引言

精確制導(dǎo)組件(Precision Guidance Kit, PGK)是為導(dǎo)彈加裝的制導(dǎo)控制系統(tǒng)，使導(dǎo)彈在飛行過程中，通過對導(dǎo)彈飛行軌跡的坐標數(shù)據(jù)與目標坐標數(shù)據(jù)的比較，計算預(yù)定落點和目標落點的差異，利用鴨式舵的旋轉(zhuǎn)對導(dǎo)彈的飛行軌跡進行修正，大大提高導(dǎo)彈的精確打擊能力，提升作戰(zhàn)性能。

早年用于實現(xiàn)PGK的系統(tǒng)一般采用制導(dǎo)與控制分開設(shè)計[1-3]，由多個子系統(tǒng)共同組成，各子系統(tǒng)分別通過定制軟件和嵌入式硬件實現(xiàn)特定功能，然后利用不同的數(shù)據(jù)總線通信，如RS-422，1553B通訊總線等[4-5]，實現(xiàn)協(xié)同作用。不過，這種基于多個子系統(tǒng)的PGK硬件和軟件利用率低，可靠性低，且不同的子系統(tǒng)經(jīng)常由不同的設(shè)備商提供，通用性差，維護成本高[6]。

為實現(xiàn)制導(dǎo)與控制系統(tǒng)的一體化，彈載計算機的應(yīng)用被提出。彈載計算機常見的核心處理器有3種：PC機、單片機和DSP[7]。PC機接口能力差，需要較多的外圍接口器件配合，體積大，不易實現(xiàn)小型化，而以Intel8031為核心的51系列單片機或96系列單片機組成的中央處理器功耗大，計算能力差，一般多用于簡單的控制系統(tǒng)中[8]。本文采用具有計算精度高、響應(yīng)速度快的DSP將制導(dǎo)、控制系統(tǒng)從功能和結(jié)構(gòu)上分別實現(xiàn)一體化設(shè)計，從軟件和硬件上分別進行資源統(tǒng)籌優(yōu)化，將各子系統(tǒng)中的電子設(shè)備進行集成設(shè)計，減少系統(tǒng)冗余器件，降低成本，提高系統(tǒng)的可靠性。

1 方案設(shè)計

本系統(tǒng)采用高性能的DSP處理器作為控制模塊的核心器件，從硬件結(jié)構(gòu)和軟件功能上分別進行一體化設(shè)計，實現(xiàn)高精確度、高可靠性、低維護的PGK系統(tǒng)設(shè)計目標。

PGK系統(tǒng)主要由飛行控制系統(tǒng)和地面系統(tǒng)組成，其中飛行控制系統(tǒng)主要包括彈載控制器、地磁測量模塊、衛(wèi)星導(dǎo)航模塊以及數(shù)據(jù)記錄模塊，用于彈體在飛行過程中實現(xiàn)檢測并調(diào)整飛行軌跡，是系統(tǒng)的主要構(gòu)成部分。地面系統(tǒng)由無線裝定器和測試系統(tǒng)組成，用于對飛行參數(shù)進行無線裝定和系統(tǒng)測試。系統(tǒng)組成及關(guān)系如圖1所示。

圖1 PGK系統(tǒng)組成及關(guān)系圖

2 硬件系統(tǒng)設(shè)計

如圖2所示，方框內(nèi)為PGK組件控制系統(tǒng)，方框外的無線裝定設(shè)備和測發(fā)控設(shè)備為PGK組件測試配套設(shè)備。

硬件部分主要對控制模塊、GPS接收機、地磁模塊和無線裝定模塊的設(shè)計進行詳細說明。

圖2 PGK基本連接關(guān)系圖

2.1 控制模塊

PGK的控制模塊是整個電氣系統(tǒng)的控制核心，主要負責(zé)完成各種電氣接口的初始化、系統(tǒng)配置、數(shù)據(jù)讀取、數(shù)據(jù)處理、數(shù)據(jù)解算、控制算法運行、驅(qū)動波形輸出等工作。

DSP相對于其他處理器來說具有哈佛結(jié)構(gòu)、流水線操作、高速硬件乘法器的特點[9]，擁有強大的實時數(shù)字信號處理能力，可以大大提高數(shù)據(jù)處理的實時性和運算速度，也因而適用于制導(dǎo)與控制一體化的系統(tǒng)。

為了實現(xiàn)接口與運算的分離，基于SoC高速浮點DSP芯片OMAP-137作為系統(tǒng)的計算核心，其主要性能指標如下：

1)500 MHz的主頻，2800MIPS，2100MFLOPS。

2)256 kByte片上RAM，32 kCache，384 kByte片上ROM。

3)豐富的外設(shè)資源，2個SPI，1個I2C，1個TTL電平串口等。

4)32 bit的EMIF，133 MHz，可快速完成和FPGA的數(shù)據(jù)交互。

5)17 mm x 17 mm 256 pinBGA封裝。

以DSP為核心的控制模塊，與地磁模塊、無線裝定模塊、衛(wèi)星導(dǎo)航模塊、電機驅(qū)動模塊等連接，形成了制導(dǎo)與控制相統(tǒng)一的一體化系統(tǒng)。

2.2 GPS接收機

GPS接收機跟蹤4顆以上衛(wèi)星，測量接收機和衛(wèi)星之間的偽距，然后通過綜合解算得出接收機的速度和位置，實現(xiàn)對彈體的速度和位置信息的采集。

GPS接收機從功能上劃分為有源天線(環(huán)形天線)、射頻模塊、數(shù)字處理模塊、電源模塊四部分。有源天線包含低噪聲放大器，射頻模塊、數(shù)字處理模塊、電源模塊集成在一塊OEM板上。衛(wèi)星接收裝置功能框圖如圖3所示。

圖3 衛(wèi)星接收轉(zhuǎn)置功能圖

2.2.1 射頻模塊

射頻模塊采用高集成度的一次變頻方案，具有外圍器件少、集成度高、體積小、功耗低等優(yōu)點。模塊通過下變頻將射頻信號變換成基帶信號，經(jīng)A/D采樣后送給數(shù)字處理模塊處理。

射頻模塊功能框圖如圖4所示，主要包括放大器、混頻器、頻率綜合器(本振)、基帶濾波器和A/D變換等功能單元。

圖4 射頻模塊功能框圖

2.2.2 數(shù)字處理模塊

數(shù)字處理模塊用于跟蹤接收衛(wèi)星，提取偽距、偽距變化率、星歷等參數(shù)，并進行導(dǎo)航解算，通過數(shù)據(jù)接口給出高精度的定位數(shù)據(jù)，為組合導(dǎo)航信息融合提供觀測量。

數(shù)字處理模塊采用超大規(guī)模FPGA+DSP架構(gòu)，包含環(huán)路處理、主控及導(dǎo)航解算、對外接口和AGC控制等功能單元，如圖5所示。

圖5 數(shù)字處理模塊功能框圖

環(huán)路處理單元完成信號解調(diào)、偽距、偽距變化率測量等功能后，將數(shù)據(jù)輸出到主控及導(dǎo)航解算單元進行導(dǎo)航解算，完成導(dǎo)航解算、接收機控制等功能。主控及導(dǎo)航處理單元包含高速數(shù)字信號處理器DSP、可擦除存儲器FLASH、SRAM以及看門狗等部分，主要完成各個模塊的控制和協(xié)調(diào)、偽距修正、定位解算等功能，最后通過對外接口輸出，接口單元采用TTL秒脈沖信號輸出，含兩個全雙工RS-232串行接口。

2.3 地磁模塊

地磁探測定姿技術(shù)用于制導(dǎo)武器已成為研究熱點，位于彈體上的地磁傳感器在彈體飛行的過程中通過測量地磁場在各方向分量上的變化來確定彈體姿態(tài)，其采用獨立電源供電，為地磁傳感器提供低噪供電電壓和工作所需的置復(fù)位信號，并對地磁傳感器的輸出信號進行降噪濾波，同時采用高精度AD采集芯片采集變換，為采集變換提供高精度參考電壓。

選定Honeywell公司的HMC105X系列地磁傳感器作為系統(tǒng)的地磁測量單元，主要性能指標如下：

1) 測量范圍±6 Gauss(最大)，分辨率120u Gauss；

2) 靈敏度5 mv/ Gauss(5 V電橋電壓)；

3) 非線性：0.5%(±3 Gauss)；

2.4 無線裝定模塊

為了提高使用的安全性和方便性，在作戰(zhàn)過程中，不允許存在線纜與彈體相連，因而，導(dǎo)彈上的飛行參數(shù)必須通過無線的方式在彈體未上電的情況下進行參數(shù)裝定。

無線裝定模塊采用M24SR64-Y芯片，RF協(xié)議符合ISO/IEC 14443 Type A和NFC Forum Type 4 Tag標準。由于芯片工作無線電頻率為13.56 MHz，通信距離較短，一般需要發(fā)射天線靠近裝定。

3 軟件系統(tǒng)設(shè)計

飛行控制軟件用于控制炮彈在飛行過程中按照設(shè)定的飛行時序，根據(jù)GPS和地磁數(shù)據(jù)進行修正，以提高炮彈的射擊精度。

飛行控制軟件按功能可劃分為監(jiān)控、飛控、測試、裝定4個功能模塊。

3.1 軟件工作流程

如圖6所示，核心控制板上電后，首先運行飛控軟件的監(jiān)控模塊，完成中斷、定時器及各硬件接口的初始化設(shè)置，然后讀取FLASH中的“起飛及測試狀態(tài)”數(shù)據(jù)，采用“3取2”判斷，如果控制字表示的是“起飛狀態(tài)”，監(jiān)控模塊調(diào)用飛控模塊，通過彈地通訊口發(fā)出1次“起飛狀態(tài)”數(shù)據(jù)，并在指定的FLSAH“軟件運行狀態(tài)”地址單元中寫入起飛狀態(tài)的控制字，然后進行相關(guān)飛行控制；如果控制字表示的是“測試狀態(tài)”，監(jiān)控模塊調(diào)用測試模塊，在指定的FLSAH“軟件運行狀態(tài)”地址單元中寫入控制字，完成相應(yīng)項目測試；如果既不是“起飛狀態(tài)”也不是“測試狀態(tài)”，監(jiān)控模塊通過彈地通訊口發(fā)出1次“起飛及測試狀態(tài)錯誤”數(shù)據(jù)，并在指定的FLSAH“軟件運行狀態(tài)”地址單元中寫入相應(yīng)的控制字。

起飛狀態(tài)以及各測試項目對應(yīng)的指令控制字如表1所示。

表1 指令控制字及含義對照

圖6 飛控軟件工作流程圖

3.2 模塊功能

1)監(jiān)控功能模塊。

(1)中斷初始化：完成中斷控制相關(guān)寄存器設(shè)置。

(2)定時器初始化：完成定時器控制相關(guān)寄存器設(shè)置，定時時間為0.002 s。

(3)硬件接口初始化：完成相關(guān)硬件接口的初始化；完成與GPS接收機通訊的RS232口的初始化，通訊協(xié)議為：波特率115200 bps，1位起始位，8位數(shù)據(jù)位，無校驗位，1位停止位；完成與地面測試設(shè)備通訊的1路RS422口的初始化，通訊協(xié)議為：波特率460800 bps，1位起始位，8位數(shù)據(jù)位，無校驗位，1位停止位。

(4)調(diào)用其他模塊：根據(jù)FLASH中的“起飛及測試狀態(tài)”數(shù)據(jù)，來調(diào)用飛控模塊或測試模塊。

2)飛控功能模塊。

(1)飛控計算所需數(shù)據(jù)初始化：在進行飛控計算前，完成對飛控算法中使用數(shù)據(jù)的初始化，數(shù)據(jù)分為裝定數(shù)據(jù)和寫在程序中的常量。

(2)滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角速率解算：采集地磁傳感器信號，進行相關(guān)補償后，實時解算輸出滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角速率，解算輸出頻率為500 Hz。

(3) 接收GPS導(dǎo)航數(shù)據(jù)：通過RS232口接收GPS接收機發(fā)出的導(dǎo)航數(shù)據(jù)，經(jīng)校驗后，提取出PDOP值、收星數(shù)、X向位置、Y向位置、Z向位置、X向速度、Y向速度、Z向速度，供控制規(guī)律計算使用。

3)測試功能模塊。

(1) 核心控制板自檢測試：調(diào)用自檢信息獲取函數(shù)，檢查地磁傳感器、存儲器、通訊口、GPS接收機是否正常，將自檢結(jié)果數(shù)據(jù)寫入FLASH指定地址單元，同時通過彈地口將自檢結(jié)果發(fā)送給地面測試裝備。

(2) 滾轉(zhuǎn)角極性測試：進入滾轉(zhuǎn)角極性測試后，連續(xù)三次發(fā)出地磁傳感器置位/復(fù)位指令，然后進行地磁傳感器在線補償，每隔2 ms計算滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角的速度，并同地磁Y軸和Z軸原始數(shù)據(jù)寫入FLASH指定地址單元，通過彈地口將測試數(shù)據(jù)發(fā)送至地面測試裝備。

(3) GPS收星定位測試：熱啟動測試過程首先從FLASH讀取校驗正確的星歷數(shù)據(jù)，然后轉(zhuǎn)發(fā)給GPS接收機，直至收到GPS接收機發(fā)出“星歷裝定正確”的反饋數(shù)據(jù)，然后發(fā)出GPS收星定位指令，直至收到GPS接收機輸出的導(dǎo)航數(shù)據(jù)，將其寫入FLASH指定地址單元，通過彈地口將測試數(shù)據(jù)發(fā)送至地面測試裝備；冷啟動過程則直接向GPS接收機發(fā)出收星定位指令，將輸出的導(dǎo)航數(shù)據(jù)發(fā)送至地面測試裝備。星歷數(shù)據(jù)和收星定位指令最多發(fā)送3次。

(4) 執(zhí)行機構(gòu)驅(qū)動控制測試：進入執(zhí)行機構(gòu)驅(qū)動控制測試后，連續(xù)三次發(fā)出地磁傳感器置位/復(fù)位指令，然后進行地磁傳感器在線補償，每隔2 ms計算滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角的速度，20 s開始驅(qū)動控制固定鴨舵停留在設(shè)定滾轉(zhuǎn)角指令附近(在0°～360°范圍內(nèi)，每隔10 s增加45°，調(diào)用驅(qū)動控制函數(shù)和驅(qū)動使能函數(shù))，將相關(guān)數(shù)據(jù)寫入FLASH指定地址單元，同時通過彈地口將相關(guān)數(shù)據(jù)發(fā)送給地面測試設(shè)備。

(5) 模飛測試：調(diào)用飛控模塊，每隔100 ms從FLASH中讀取模擬GPS數(shù)據(jù)，每隔2 ms讀取模擬滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角速度數(shù)據(jù)，進行飛行控制運算，驅(qū)動執(zhí)行機構(gòu)動作，相關(guān)控制字寫入FLASH。

4) 時序控制。

(1) 進入飛控模塊，立即從彈地口發(fā)出1次“起飛狀態(tài)”數(shù)據(jù)，并在指定的FLSAH“軟件運行狀態(tài)”地址單元中寫入起飛狀態(tài)的控制字；

(2) 將FLASH中的星歷數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)到GPS接收機，先從FLASH讀取校驗正確的星歷數(shù)據(jù)，向GPS接收機發(fā)送星歷裝定指令，然后通過RS232口轉(zhuǎn)發(fā)星歷數(shù)據(jù)給GPS接收機，如果200 ms內(nèi)沒有收到GPS接收機發(fā)出的“星歷裝定正確”反饋數(shù)據(jù)，則重新發(fā)送星歷裝定指令，轉(zhuǎn)發(fā)星歷數(shù)據(jù)，最多進行3次星歷裝定，間隔時間200 ms；

(3) 連續(xù)三次發(fā)出地磁傳感器置/復(fù)位指令(間隔10 ms)，開始地磁在線標定補償(周期1 s)，計算地磁補償參數(shù)，滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角速率計算(周期2 ms)；

(4) 當(dāng)飛行時間大于tg0(裝定值)時，向GPS接收機發(fā)出GPS收星定位指令，如果在300 ms內(nèi)沒有收到GPS接收機發(fā)出的正確的導(dǎo)航數(shù)據(jù)，則重新發(fā)出GPS收星定位指令，最多發(fā)出3次GPS收星定位指令；

(5) 當(dāng)飛行時間大于tk0-2(tk0為裝定的修正開始時間)，停止地磁在線標定，隨后使用上一次的地磁標定補償參數(shù)進行滾轉(zhuǎn)角、滾轉(zhuǎn)角速率計算(周期2 ms)；

(6) 當(dāng)飛行時間大于tk0(裝定值)，彈道修正開始，按照飛行控制規(guī)律形成控制指令，并按需控制執(zhí)行機構(gòu)驅(qū)動單元使能開啟或關(guān)斷，控制執(zhí)行機構(gòu)運動；

(7) 當(dāng)飛行時間大于tk1(裝定值)，彈道修正結(jié)束，執(zhí)行機構(gòu)驅(qū)動單元使能關(guān)斷。

3.3 地面測試系統(tǒng)

地面測試系統(tǒng)完成控制系統(tǒng)相關(guān)的參數(shù)裝定和系統(tǒng)測試，主要由地面測試儀、無線裝定設(shè)備、控制器外置模塊及配套線纜構(gòu)成，組成圖如圖7所示。

圖7 地面測試系統(tǒng)設(shè)備組成

地面測試儀內(nèi)置兩路直流穩(wěn)壓電源，能在計算機指令分別獨立控制下對外輸出15 V±3 V的直流電源供電，最大輸出電流分別為2A和5A，電源具備短路保護功能，測試儀對輸出電壓電流值提供顯示功能，地面測試儀可以提供一路5 V的無線裝定天線連接用電，提供一路USB設(shè)備接口與計算機主機連接通信，接收主機控制指令完成指定各項操作，提供二路RS422通信對外接口，一路用于與彈上通信，提供彈地有線通信、測試功能，一路用于與無線裝定天線連接通信。地面測試流程如圖8所示。

圖8 地面測試流程圖

4 飛行試驗

完成系統(tǒng)的設(shè)計后，在051基地阿拉善試驗靶場用實物進行了飛行試驗，發(fā)射PGK編號為3-9#和3-5#的修正彈。

3-9#PGK的供電時間為46 s，GPS模塊全程有收星數(shù)，且收星數(shù)在3-10之間波動，如圖9(a)所示。通過地磁測量模塊測量所得的彈體滾轉(zhuǎn)角數(shù)據(jù)的局部放大圖如圖9(b)所示，滾轉(zhuǎn)角在0～360°范圍內(nèi)變化，說明地磁測量模塊工作正常。

圖9 3-9#PGK測試結(jié)果

3-5#PGK的磁力矩電機正常發(fā)電27.6 s，因此記錄了27.6 s的數(shù)據(jù)，GPS于2.1 s時開始定位，全程均有收星數(shù)，收星數(shù)在0～11之間波動，如圖10(a)所示。飛行試驗的滾轉(zhuǎn)角局部放大圖如圖10(b)所示，顯示滾轉(zhuǎn)角在0～360°之間變化，因此地磁測量模塊工作正常，證明此系統(tǒng)可以初步完成模塊功能的實現(xiàn)。

圖10 3-5#PGK測試結(jié)果

5 結(jié)束語

本文提出采用DSP設(shè)計一體化的高精度PGK控制系統(tǒng)，從硬件設(shè)計和軟件設(shè)計兩方面詳細地介紹了控制系統(tǒng)的組成與功能，并通過飛行試驗檢測了組件GPS模塊和地磁測量模塊的功能。系統(tǒng)的優(yōu)勢在于實現(xiàn)了制導(dǎo)與控制的一體化，改善了以往多個子系統(tǒng)協(xié)同作用導(dǎo)致的系統(tǒng)抗干擾能力差、可靠性低的情況，提高了導(dǎo)彈的打擊能力和作戰(zhàn)能力，不過對于算法和系統(tǒng)的優(yōu)化仍然需要進一步研究。