基于DSP的一體化PGK控制系統設計

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

0 引言

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

早年用于實現PGK的系統一般采用制導與控制分開設計[1-3]，由多個子系統共同組成，各子系統分別通過定制軟件和嵌入式硬件實現特定功能，然后利用不同的數據總線通信，如RS-422，1553B通訊總線等[4-5]，實現協同作用。不過，這種基于多個子系統的PGK硬件和軟件利用率低，可靠性低，且不同的子系統經常由不同的設備商提供，通用性差，維護成本高[6]。

為實現制導與控制系統的一體化，彈載計算機的應用被提出。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中[8]。本文采用具有計算精度高、響應速度快的DSP將制導、控制系統從功能和結構上分別實現一體化設計，從軟件和硬件上分別進行資源統籌優化，將各子系統中的電子設備進行集成設計，減少系統冗余器件，降低成本，提高系統的可靠性。

1 方案設計

本系統采用高性能的DSP處理器作為控制模塊的核心器件，從硬件結構和軟件功能上分別進行一體化設計，實現高精確度、高可靠性、低維護的PGK系統設計目標。

PGK系統主要由飛行控制系統和地面系統組成，其中飛行控制系統主要包括彈載控制器、地磁測量模塊、衛星導航模塊以及數據記錄模塊，用于彈體在飛行過程中實現檢測并調整飛行軌跡，是系統的主要構成部分。地面系統由無線裝定器和測試系統組成，用于對飛行參數進行無線裝定和系統測試。系統組成及關系如圖1所示。

圖1 PGK系統組成及關系圖

2 硬件系統設計

如圖2所示，方框內為PGK組件控制系統，方框外的無線裝定設備和測發控設備為PGK組件測試配套設備。

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計進行詳細說明。

圖2 PGK基本連接關系圖

2.1 控制模塊

PGK的控制模塊是整個電氣系統的控制核心，主要負責完成各種電氣接口的初始化、系統配置、數據讀取、數據處理、數據解算、控制算法運行、驅動波形輸出等工作。

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

為了實現接口與運算的分離，基于SoC高速浮點DSP芯片OMAP-137作為系統的計算核心，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的數據交互。

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、衛星導航模塊、電機驅動模塊等連接，形成了制導與控制相統一的一體化系統。

2.2 GPS接收機

GPS接收機跟蹤4顆以上衛星，測量接收機和衛星之間的偽距，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(環形天線)、射頻模塊、數字處理模塊、電源模塊四部分。有源天線包含低噪聲放大器，射頻模塊、數字處理模塊、電源模塊集成在一塊OEM板上。衛星接收裝置功能框圖如圖3所示。

圖3 衛星接收轉置功能圖

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、功耗低等優點。模塊通過下變頻將射頻信號變換成基帶信號，經A/D采樣后送給數字處理模塊處理。

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 數字處理模塊

數字處理模塊用于跟蹤接收衛星，提取偽距、偽距變化率、星歷等參數，并進行導航解算，通過數據接口給出高精度的定位數據，為組合導航信息融合提供觀測量。

數字處理模塊采用超大規模FPGA+DSP架構，包含環路處理、主控及導航解算、對外接口和AGC控制等功能單元，如圖5所示。

圖5 數字處理模塊功能框圖

環路處理單元完成信號解調、偽距、偽距變化率測量等功能后，將數據輸出到主控及導航解算單元進行導航解算，完成導航解算、接收機控制等功能。主控及導航處理單元包含高速數字信號處理器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調、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

地磁探測定姿技術用于制導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，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，在作戰過程中，不允許存在線纜與彈體相連，因而，導彈上的飛行參數必須通過無線的方式在彈體未上電的情況下進行參數裝定。

無線裝定模塊采用M24SR64-Y芯片，RF協議符合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，一般需要發射天線靠近裝定。

3 軟件系統設計

飛行控制軟件用于控制炮彈在飛行過程中按照設定的飛行時序，根據GPS和地磁數據進行修正，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控模塊，完成中斷、定時器及各硬件接口的初始化設置，然后讀取FLASH中的“起飛及測試狀態”數據，采用“3取2”判斷，如果控制字表示的是“起飛狀態”，監控模塊調用飛控模塊，通過彈地通訊口發出1次“起飛狀態”數據，并在指定的FLSAH“軟件運行狀態”地址單元中寫入起飛狀態的控制字，然后進行相關飛行控制；如果控制字表示的是“測試狀態”，監控模塊調用測試模塊，在指定的FLSAH“軟件運行狀態”地址單元中寫入控制字，完成相應項目測試；如果既不是“起飛狀態”也不是“測試狀態”，監控模塊通過彈地通訊口發出1次“起飛及測試狀態錯誤”數據，并在指定的FLSAH“軟件運行狀態”地址單元中寫入相應的控制字。

起飛狀態以及各測試項目對應的指令控制字如表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)監控功能模塊。

(1)中斷初始化：完成中斷控制相關寄存器設置。

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

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

(4)調用其他模塊：根據FLASH中的“起飛及測試狀態”數據，來調用飛控模塊或測試模塊。

2)飛控功能模塊。

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

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

(3) 接收GPS導航數據：通過RS232口接收GPS接收機發出的導航數據，經校驗后，提取出PDOP值、收星數、X向位置、Y向位置、Z向位置、X向速度、Y向速度、Z向速度，供控制規律計算使用。

3)測試功能模塊。

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

(2) 滾轉角極性測試：進入滾轉角極性測試后，連續三次發出地磁傳感器置位/復位指令，然后進行地磁傳感器在線補償，每隔2 ms計算滾轉角和滾轉角的速度，并同地磁Y軸和Z軸原始數據寫入FLASH指定地址單元，通過彈地口將測試數據發送至地面測試裝備。

(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據，然后轉發給GPS接收機，直至收到GPS接收機發出“星歷裝定正確”的反饋數據，然后發出GPS收星定位指令，直至收到GPS接收機輸出的導航數據，將其寫入FLASH指定地址單元，通過彈地口將測試數據發送至地面測試裝備；冷啟動過程則直接向GPS接收機發出收星定位指令，將輸出的導航數據發送至地面測試裝備。星歷數據和收星定位指令最多發送3次。

(4) 執行機構驅動控制測試：進入執行機構驅動控制測試后，連續三次發出地磁傳感器置位/復位指令，然后進行地磁傳感器在線補償，每隔2 ms計算滾轉角和滾轉角的速度，20 s開始驅動控制固定鴨舵停留在設定滾轉角指令附近(在0°～360°范圍內，每隔10 s增加45°，調用驅動控制函數和驅動使能函數)，將相關數據寫入FLASH指定地址單元，同時通過彈地口將相關數據發送給地面測試設備。

(5) 模飛測試：調用飛控模塊，每隔100 ms從FLASH中讀取模擬GPS數據，每隔2 ms讀取模擬滾轉角、滾轉角速度數據，進行飛行控制運算，驅動執行機構動作，相關控制字寫入FLASH。

4) 時序控制。

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

(2) 將FLASH中的星歷數據轉發到GPS接收機，先從FLASH讀取校驗正確的星歷數據，向GPS接收機發送星歷裝定指令，然后通過RS232口轉發星歷數據給GPS接收機，如果200 ms內沒有收到GPS接收機發出的“星歷裝定正確”反饋數據，則重新發送星歷裝定指令，轉發星歷數據，最多進行3次星歷裝定，間隔時間200 ms；

(3) 連續三次發出地磁傳感器置/復位指令(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，滾轉角、滾轉角速率計算(周期2 ms)；

(4) 當飛行時間大于tg0(裝定值)時，向GPS接收機發出GPS收星定位指令，如果在300 ms內沒有收到GPS接收機發出的正確的導航數據，則重新發出GPS收星定位指令，最多發出3次GPS收星定位指令；

(5) 當飛行時間大于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進行滾轉角、滾轉角速率計算(周期2 ms)；

(6) 當飛行時間大于tk0(裝定值)，彈道修正開始，按照飛行控制規律形成控制指令，并按需控制執行機構驅動單元使能開啟或關斷，控制執行機構運動；

(7) 當飛行時間大于tk1(裝定值)，彈道修正結束，執行機構驅動單元使能關斷。

3.3 地面測試系統

地面測試系統完成控制系統相關的參數裝定和系統測試，主要由地面測試儀、無線裝定設備、控制器外置模塊及配套線纜構成，組成圖如圖7所示。

圖7 地面測試系統設備組成

地面測試儀內置兩路直流穩壓電源，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

完成系統的設計后，在051基地阿拉善試驗靶場用實物進行了飛行試驗，發射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，且收星數在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角數據的局部放大圖如圖9(b)所示，滾轉角在0～360°范圍內變化，說明地磁測量模塊工作正常。

圖9 3-9#PGK測試結果

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

圖10 3-5#PGK測試結果

5 結束語

本文提出采用DSP設計一體化的高精度PGK控制系統，從硬件設計和軟件設計兩方面詳細地介紹了控制系統的組成與功能，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。系統的優勢在于實現了制導與控制的一體化，改善了以往多個子系統協同作用導致的系統抗干擾能力差、可靠性低的情況，提高了導彈的打擊能力和作戰能力，不過對于算法和系統的優化仍然需要進一步研究。