孫希昀 王立武 張章 劉靖雷 鄧?yán)?雷江利

基于主動排氣氣囊的著陸緩沖控制系統(tǒng)FPGA設(shè)計(jì)

孫希昀 王立武 張章 劉靖雷 鄧?yán)?雷江利

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

主動排氣氣囊能夠保證航天器著陸的穩(wěn)定性，為了能夠精準(zhǔn)的控制多氣囊差異式排氣，文章介紹了一種能夠?qū)崿F(xiàn)該控制功能的現(xiàn)場可編程邏輯門陣列（FPGA）軟件系統(tǒng)，其運(yùn)行于XQR2V1000-4BG575R FPGA上，能夠?qū)崿F(xiàn)對AD采樣芯片TLC2543進(jìn)行驅(qū)動和控制、多通道過載數(shù)據(jù)采集，基于串行濾波器的數(shù)據(jù)處理、分布式過載判斷控制氣囊排氣等功能。該系統(tǒng)基于FPGA高速多任務(wù)并行處理與調(diào)度、實(shí)時處理多通道數(shù)據(jù)采集運(yùn)算，解決了快速響應(yīng)著陸緩沖控制問題，使著陸緩沖系統(tǒng)能夠精確按照艙體實(shí)時過載進(jìn)行差異式主動排氣控制，以保證系統(tǒng)工作可靠性和航天器著陸穩(wěn)定性。該設(shè)計(jì)通過了系統(tǒng)和專項(xiàng)試驗(yàn)驗(yàn)證，表明了基于主動排氣氣囊的著陸緩沖控制系統(tǒng)FPGA設(shè)計(jì)能夠保證航天器以規(guī)定速度和過載安全著陸地面。

氣囊 著陸緩沖 主動排氣控制 現(xiàn)場可編程邏輯門陣列 航天返回

0 引言

著陸緩沖是航天器著陸安全的核心環(huán)節(jié)[1]，氣囊緩沖技術(shù)相較其他緩沖技術(shù)[2]有裝置質(zhì)量小、結(jié)構(gòu)簡單、安裝包絡(luò)小、成本較低、穩(wěn)定性好等特點(diǎn)[3-4]。在航天器著陸回收上得到了廣泛應(yīng)用，前蘇聯(lián)的Lunar-9/13、美國“火星探路者”、歐洲Beagle-2、Bepi-Colombo等航天器均采用了氣囊緩沖著陸設(shè)計(jì)[5-7]。

傳統(tǒng)的排氣式氣囊緩沖設(shè)計(jì)，會在航天器下降過程中，釋放緩沖氣囊；氣囊中充滿空氣，當(dāng)航天器著陸時氣囊受到壓縮，壓縮的空氣會從排氣孔或排氣閥門被動的擠壓排出，從而吸收航天器著陸沖擊能量，達(dá)到緩沖的目的[8-10]。這樣的排氣方法會造成過載曲線三角化，過載峰值高，容易受外界環(huán)境影響造成航天器著陸瞬間穩(wěn)定性變差，發(fā)生傾倒。

文獻(xiàn)[11]提出了機(jī)械式氣囊排氣控制機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)，使用氣瓶驅(qū)動并控制排氣口面積，有效地降低了過載峰值。但該設(shè)計(jì)缺點(diǎn)在于驅(qū)動結(jié)構(gòu)復(fù)雜，對裝配精度有較高要求。文獻(xiàn)[12]建立了氣囊排氣控制系統(tǒng)模型，在排氣式氣囊緩沖主動控制技術(shù)方面開展了仿真研究，但未經(jīng)驗(yàn)證試驗(yàn)，系統(tǒng)排氣控制的可行性未得到驗(yàn)證。

本文提出的主動排氣氣囊的著陸緩沖控制系統(tǒng)，不同于傳統(tǒng)機(jī)械式氣囊排氣控制和以單片機(jī)為核心的氣囊控制器系統(tǒng)，采用了現(xiàn)場可編程門陣列（field programmable gate array，F(xiàn)PGA）為核心的模塊化集成設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了多氣囊可配置智能化主動排氣控制，F(xiàn)PGA控制對多個方位的過載傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行采集，并進(jìn)行濾波和數(shù)據(jù)處理后，控制相應(yīng)位置的執(zhí)行裝置完成氣囊的排氣，大大縮短了排氣控制的執(zhí)行響應(yīng)時間（小于3×10–3s，優(yōu)于文獻(xiàn)[12]所述10–2s控制要求），提高了控制精度和氣囊緩沖排氣控制的適應(yīng)性。

1 軟件總體設(shè)計(jì)

1.1 功能分析

主動排氣氣囊控制能夠有效防止航天器產(chǎn)生彈跳振動及傾倒等問題[13-16]?？刂葡到y(tǒng)實(shí)時監(jiān)測航天器上水平和垂直方向的過載值（使用表示方向，其中方向?yàn)樗椒较?，為方向?yàn)樨Q直方向，三坐標(biāo)軸構(gòu)成右手坐標(biāo)系），判斷氣囊是否著陸，進(jìn)而差異式分時控制多個氣囊排氣口開啟。該控制過程中，一方面，需要通過較高的實(shí)時采樣處理數(shù)據(jù)精度、快速響應(yīng)著陸，同時對多路過載完成多次采樣濾波處理；另一方面，還需結(jié)合分布式過載判斷差異控制排氣策略，確?？刂频姆€(wěn)定性和可靠度。為滿足上述需求，本文提出了一種能夠適用于差異式主動排氣氣囊的著陸緩沖控制系統(tǒng)FPGA軟件設(shè)計(jì)，該設(shè)計(jì)采用多任務(wù)并行處理與調(diào)度，需要驅(qū)動A/D芯片按嚴(yán)格的時序?qū)Ω鱾€傳感器共9個通道的模擬量進(jìn)行采集、串行濾波器處理，實(shí)時響應(yīng)模擬量變化的同時并行實(shí)施分布式過載判斷控制，實(shí)現(xiàn)對多個緩沖氣囊排氣差異性分時精確控制。

1.2 總體設(shè)計(jì)架構(gòu)

回收著陸緩沖系統(tǒng)控制器選用Xilinx公司的XQR2V1000-4BG575R FPGA作為主控芯片[17]，F(xiàn)PGA控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)示意，如圖1所示。FPGA主控芯片位于回收控制器中FPGA模板上，每塊FPGA模板獨(dú)立配置完全相同的FPGA軟件，3個FPGA模板分別采集3個傳感器（a、b、c），每個傳感器的三個方向的過載數(shù)據(jù)（即：a路向過載、a路向過載、a路向過載，b路向過載、b路向過載、b路向過載，c路向過載、c路向過載、c路向過載），進(jìn)行濾波處理和判斷后，驅(qū)動輸出3路氣囊控制指令，進(jìn)行三取二判斷后向氣囊裝置輸出控制信號。

如圖1所示，單個FPGA模板上除FPGA芯片外，還包括：獨(dú)立的80MHz外部時鐘和A/D轉(zhuǎn)換芯片TLC2543電路等，F(xiàn)PGA軟件固化在XQR17V16PROM中，F(xiàn)PGA模板加電后自動完成加載控制。

圖1 FPGA控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)示意圖

FPGA軟件架構(gòu)如圖2所示。

圖2 FPGA軟件架構(gòu)

通過對著陸過載傳感器模擬量采集驅(qū)動控制、過載模擬量濾波處理以及氣囊排氣控制等功能需求的分析，頂層調(diào)度模塊獲取80MHz穩(wěn)定時鐘進(jìn)行分頻為20kHz、200kHz、1MHz的同步時鐘信號，對模擬量數(shù)據(jù)生成、數(shù)據(jù)處理和控制輸出等功能模塊進(jìn)行統(tǒng)一的調(diào)度管理。

2 著陸緩沖控制軟件設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)

為實(shí)現(xiàn)著陸緩沖控制，使用3個平均分布在航天器大底結(jié)構(gòu)上的著陸傳感器對過載進(jìn)行測量[18]。在航天器著陸過程中，3個著陸傳感器分別測量航天器三個方向共計(jì)9路過載量，同時送至3個FPGA模塊，F(xiàn)PGA軟件對9路過載信號模擬量按照采樣時序經(jīng)過A/D采樣量化（A/D采樣芯片選用TLC2543）和緩存，實(shí)時進(jìn)行數(shù)據(jù)濾波處理，當(dāng)監(jiān)測到傳感器數(shù)據(jù)滿足閾值后，按照氣囊排氣策略控制使航天器安全緩沖著陸。

2.1 多通道過載數(shù)據(jù)采集模塊設(shè)計(jì)

FPGA需要對著陸傳感器的過載信號模擬量進(jìn)行采樣及數(shù)字量轉(zhuǎn)換，包含A/D采樣芯片的驅(qū)動控制和多通道數(shù)據(jù)A/D量化兩部分內(nèi)容[19]。A/D采樣芯片TLC2543是12位開關(guān)電容逐次逼近式A/D轉(zhuǎn)換器，有SPI（serial peripheral interface）接口[20]，可輸出當(dāng)前時刻的轉(zhuǎn)化結(jié)果，同時接收下一時刻的轉(zhuǎn)換位控制字。FPGA與A/D芯片的接口示意如圖3所示，芯片B54ACS164245實(shí)現(xiàn)+3.3V～+5V的電平轉(zhuǎn)換。

圖3 FPGA與A/D芯片的接口示意圖

A/D采樣芯片信號連接示意如圖4所示。

圖4 A/D轉(zhuǎn)換信號連接示意圖

FPGA和TLC2543AD之間相互的信號有：

1）GZ_AD_CLK：工作時鐘，9路連續(xù)采集，每一路采樣頻率2kHz，如圖5所示；

圖5 傳感器信號采樣率

2）GZ_AD_CS：片選信號；

3）GZ_AD_IN：控制字，由8位（D7~D0）組成，高四位D7～D4用作選擇模擬輸入通道，D3、D2用作選擇數(shù)據(jù)長度，D1用作選擇輸出高低位順序，D0用作選擇輸出極性，每個通道具有各自的控制字；

4）GZ_AD_OUT：A/D轉(zhuǎn)換后的數(shù)據(jù)；

5）EOC：A/D轉(zhuǎn)換結(jié)束信號，轉(zhuǎn)換過程為高電平，轉(zhuǎn)換結(jié)束后變?yōu)榈碗娖健?/p>

FPGA驅(qū)動TLC2543AD進(jìn)行A/D數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換時序關(guān)系如圖6所示。為提高轉(zhuǎn)換效率，使用芯片自帶SPI接口進(jìn)行驅(qū)動控制。假設(shè)當(dāng)前需從B模擬通道中獲A/D轉(zhuǎn)換數(shù)據(jù)，F(xiàn)PGA通過GZ_AD_IN口輸出B模擬通道采集的轉(zhuǎn)換控制字（B7～B0），A/D轉(zhuǎn)換芯片接收到轉(zhuǎn)換控制字高4位（B 7～B 4）后即第4個時鐘下降沿，完成由上一時刻采樣A模擬通道切換為B模擬通道的工作，開始在隨后的8個時鐘周期內(nèi)進(jìn)行B模擬通道采樣和保持。在第12個時鐘下降沿，開始對采樣的模擬量進(jìn)行A/D轉(zhuǎn)換，轉(zhuǎn)換時間約需1×10–5s，轉(zhuǎn)換完成后，EOC信號變?yōu)榈碗娖剑D(zhuǎn)換的數(shù)據(jù)在輸出數(shù)據(jù)寄存器中，待下一個工作周期輸出。

圖6 FPGA驅(qū)動TLC2543AD控制時序

與此同時FPGA通過GZ_AD_OUT口以GZ_AD_CLK信號同步接收12位A模擬通道的A/D轉(zhuǎn)換數(shù)據(jù)（A11～A0）。實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)接收與通道采樣控制同步執(zhí)行，提高A/D轉(zhuǎn)換效率。

2.2 基于串行濾波器的數(shù)據(jù)處理模塊設(shè)計(jì)

數(shù)據(jù)處理模塊需要對采集獲得的數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理，并根據(jù)處理后的數(shù)據(jù)進(jìn)行狀態(tài)檢測和判斷。FPGA軟件設(shè)計(jì)了串行濾波器[21]能夠獲取可靠的傳感器數(shù)據(jù)，濾波器實(shí)現(xiàn)如式（1）所示，原始數(shù)據(jù)按相應(yīng)的采樣率，串行通過濾波器，在次采樣后（為自然數(shù)，這里=+2，其中為濾波調(diào)節(jié)系數(shù)，一般取值為1；為濾波窗寬度，本文設(shè)置=6，4），為任意離散時刻，輸出用于狀態(tài)檢測的參數(shù)H可通過式（1）計(jì)算得到

3個傳感器共計(jì)9路A/D轉(zhuǎn)換的采樣值通過濾波器后，F(xiàn)PGA軟件需結(jié)合濾波后的各個方向過載數(shù)據(jù)對航天器著陸情況進(jìn)行判斷[22]。航天器姿態(tài)受風(fēng)向、地形、減速傘繩等因素的影響，氣囊緩沖時會有較大的姿態(tài)干擾。

為降低著陸緩沖遇到的姿態(tài)干擾，需要根據(jù)傳感器數(shù)據(jù)對航天器著陸姿態(tài)進(jìn)行快速逆解，并結(jié)合傳感器的分布狀態(tài)，對氣囊緩沖的排氣進(jìn)行動態(tài)調(diào)整控制。為提高控制可靠性，針對每個位置的傳感器數(shù)據(jù)按照式（2）計(jì)算是否驅(qū)動輸出控制指令的評價值為?。當(dāng)?大于設(shè)定的閾值后，即認(rèn)為該位置傳感器著陸判斷狀態(tài)有效。

2.3 基于分布式過載判斷的控制邏輯

氣囊緩沖時采用主動排氣的控制方式，系統(tǒng)共設(shè)置6個獨(dú)立的組合式氣囊。3個著陸傳感器安裝在返回艙底部，根據(jù)氣囊的安裝位置進(jìn)行分布，通過各個傳感器的著陸判斷狀態(tài)和傳感器的結(jié)構(gòu)方位關(guān)系，制定氣囊排氣控制策略：

1）每個著陸傳感器分別控制對應(yīng)的2個氣囊；

2）若3個著陸傳感器著陸判斷狀態(tài)同時判定為有效，則控制全部氣囊同時排氣；

3）當(dāng)3個著陸傳感器中任意2個傳感器著陸判斷狀態(tài)判定為有效時，則采用多氣囊差異化排氣控制策略，即對另外一臺未判斷著陸有效的著陸傳感器對應(yīng)的2個氣囊先進(jìn)行排氣控制，然后延時1×10–2s后再對其余4個氣囊進(jìn)行排氣控制；

4）若只有1個著陸傳感器著陸判斷狀態(tài)為有效，不進(jìn)行排氣。

軟件輸出模塊完成3塊電路板同步時序和波形控制，保證輸出氣囊排氣控制指令的可靠性。

3 系統(tǒng)測試與驗(yàn)證

3.1 系統(tǒng)測試

為了驗(yàn)證系統(tǒng)和FPGA軟件設(shè)計(jì)、確保輸出驅(qū)動和控制信號的正確性，對該系統(tǒng)進(jìn)行了測試試驗(yàn)。

試驗(yàn)采用直流穩(wěn)壓電源作為信號激勵，設(shè)置輸出為2.8V，用示波器采集GZ_AD_CLK時鐘信號、GZ_AD_IN轉(zhuǎn)換控制字信號和GZ_AD_OUT A/D轉(zhuǎn)換后數(shù)據(jù)輸出信號，觀測A/D轉(zhuǎn)換的數(shù)字量是否正確。圖7為9個通道A/D轉(zhuǎn)換時鐘和轉(zhuǎn)換控制字波形，并將b路方向獲取的數(shù)據(jù)波形進(jìn)行放大顯示。

圖8為采樣時鐘和數(shù)據(jù)輸出信號波形圖。圖中黃色線為A/D轉(zhuǎn)換后的數(shù)據(jù)輸出，經(jīng)過采樣后的數(shù)字量為：0x100011110101，對應(yīng)的模擬量讀數(shù)為2.799V和穩(wěn)壓電源輸出的2.8V數(shù)值相差滿足誤差范圍，綠色線為采樣時鐘。

為了驗(yàn)證差異化氣囊排氣控制信號的輸出情況，模擬設(shè)計(jì)了3個位置過載模擬量輸入先后到達(dá)過載閾值，多氣囊分時排氣控制的試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果如圖9所示，其中黃色線為模擬傳感器輸出曲線，紅色、藍(lán)色和綠色分別是相應(yīng)的氣囊控制排氣指令。

通過測試，當(dāng)3個位置的過載采樣處理判斷后，有2個位置判斷為著陸有效時，能夠分別對另外一臺未達(dá)到設(shè)定過載值的著陸傳感器對應(yīng)的氣囊和其它位置對應(yīng)氣囊進(jìn)行分時控制排氣。通過示波器可以測算出過載模擬量到達(dá)閾值后數(shù)據(jù)采樣、串行濾波處理、差異判斷總時間開銷為3×10–3s，時間滿足氣囊著陸響應(yīng)時間要求。

圖7 采樣時鐘和轉(zhuǎn)換控制字波形圖

圖8 采樣時鐘和數(shù)據(jù)輸出信號波形圖

圖9 氣囊排氣控制輸出信號波形圖

3.2 空投試驗(yàn)驗(yàn)證

為了進(jìn)一步驗(yàn)證著陸緩沖過程中控制方法和程序，是否需具備一定的防側(cè)翻、傾覆能力，設(shè)計(jì)并完成了空投試驗(yàn)，并對空投試驗(yàn)后的數(shù)據(jù)進(jìn)行獲取和分析。程序設(shè)計(jì)以彈射分離機(jī)構(gòu)艙蓋為起始0時刻，0=0s，氣囊排氣的著陸傳感器先發(fā)出排氣指令相對0時刻的偏移量為排1；另兩個著陸傳感器同時發(fā)出排氣指令相對0時刻的偏移量為排2，兩次排氣指令時間間隔為?。使用空投模型實(shí)施投放，氣囊排氣正常，返回艙平穩(wěn)著陸，獲取控制子系統(tǒng)反饋的控制時間量排1=127.17s，排2=127.18s。分時排氣指令時間間隔?=排2–排1=1×10–2s，滿足氣囊差異分時排氣的設(shè)計(jì)要求。

4 結(jié)束語

本文介紹了一種基于主動排氣氣囊的著陸緩沖控制系統(tǒng)FPGA設(shè)計(jì)方法，結(jié)果表明：該設(shè)計(jì)應(yīng)用于航天器著陸緩沖的FPGA控制系統(tǒng)，能夠使航天器在著陸時具備一定的防側(cè)翻、傾覆能力，保證航天器平穩(wěn)著陸。該系統(tǒng)首次應(yīng)用于國內(nèi)某載人航天器，通過了試驗(yàn)驗(yàn)證，確保了航天器著陸緩沖的穩(wěn)定性。

后續(xù)需要進(jìn)一步研究著陸排氣控制策略如何適應(yīng)著陸場不同的地面環(huán)境，探索在高可靠性的前提下最優(yōu)控制規(guī)律的實(shí)現(xiàn)方法。

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FPGA Design of Landing Buffer Control Systems Based on Active Exhaust Air Bag

SUN Xiyun WANG Liwu ZHANG Zhang LIU Jinglei DENG Li LEI Jiangli

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

Active exhaust air bag can ensure the landing stability of spacecraft. In order to accurately control multi-air bag differential exhaust, this paper introduces a FPGA software system that can be applied to the control system. The FPGA software system is running on XQR2V1000-4BG575R FPGA, which can realize to drive and control of the AD sampling chip TLC2543, multi-channel overload data collection, the data processing of serial filter, judge distributed overload to control air exhaust and so on. The system is based on FPGA has the advantages of high-speed multitasking parallel processing and scheduling, real-time processing multichannel data acquisition and operation, which solve the problem of controlling the rapid response to the landing buffer, and system can make precise real-time difference active exhaust control according to the overload value of the spacecraft, to ensure the system reliability and the spacecraft landing stability. The system has been verified by system and special trials, indicating that the FPGA design of the landing buffer control system based on active exhaust air bag can ensure the spacecraft to land safely at the specified speed and overload.

airbag; landing and buffering; active exhaust control; field programmable gate array (FPGA); spacecraft recovery

V19

A

1009-8518(2019)05-0041-09

孫希昀, 王立武, 張章, 等. 基于主動排氣氣囊的著陸緩沖控制系統(tǒng)FPGA設(shè)計(jì)[J]. 航天返回與遙感, 2019, 40(5): 41-49.

SUN Xiyun, WANG Liwu, ZHANG Zhang, et al. FPGA Design of Landing Buffer Control Systems Based on Active Exhaust Air Bag[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2019, 40(5): 41-49. [DOI: 10.3969/j.issn.1009-8518.2019.05.004]

孫希昀，女，工程師，1980年生，2015年獲電子科技大學(xué)計(jì)算機(jī)軟件專業(yè)碩士學(xué)位。研究方向?yàn)楹教炱骰厥辗抡婧涂刂萍夹g(shù)研究。E-mail：18910755286@189.cn。

2019-05-06

國家重大科技專項(xiàng)工程

（編輯：龐冰）