基于DSP+FPGA的激光半主動導(dǎo)彈飛控軟件設(shè)計

(陜西中天火箭技術(shù)股份有限公司，西安 710000)

0 引言

彈載飛控系統(tǒng)通常由傳感器(慣組、導(dǎo)引頭)、飛控計算機及其內(nèi)嵌飛控軟件、執(zhí)行機構(gòu)(舵機)組成。飛控計算機通過內(nèi)嵌的飛控軟件，處理傳感器數(shù)據(jù)進行舵指令計算，引導(dǎo)和控制導(dǎo)彈沿方案彈道飛行，使得在沒有人為干預(yù)情況下完成自動導(dǎo)航、目標識別、精確控制等智能化任務(wù)[1]，飛控軟件是飛控系統(tǒng)的核心部分。

飛控軟件實時性強，軟件的主任務(wù)周期時間有嚴格限制，每周期內(nèi)必須完成與各種外設(shè)的通訊、舵指令計算、數(shù)據(jù)遙測等任務(wù)[2]。飛控軟件可靠性要求高，飛行中如果軟件出現(xiàn)問題，不但造成飛行失敗，可能還會造成人員傷亡，飛控軟件要對飛行中出現(xiàn)的各種可能情況做出冗余處理，保證飛行的安全。

為滿足飛控軟件實時性和可靠性的要求，本文從硬件和軟件兩方面進行協(xié)同設(shè)計[3]，硬件方面飛控計算機采用DSP+FPGA結(jié)構(gòu)，軟件則采用模塊化設(shè)計方法[4-5]。

1 飛控計算機原理

飛控計算機組成如圖1所示，包括主機模塊、FPGA模塊、DC/DC模塊、通信模塊、輸入輸出開關(guān)量模塊、A/D轉(zhuǎn)換模塊，其中主機模塊由DSP和時鐘電路組成，F(xiàn)PGA模塊由通信控制邏輯模塊、開關(guān)量控制模塊等組成。

圖1 飛控計算機原理圖

DSP采用TI公司生產(chǎn)的TMS320 C6713核心處理器，具有快速數(shù)據(jù)處理以及高精度和寬動態(tài)范圍的浮點計算能力，保證了飛控軟件的計算速度和精度，并且外設(shè)接口豐富，可實現(xiàn)飛控系統(tǒng)的小型化。DSP通過EMIF總線與FPGA相連，使FPGA充當一個協(xié)處理器，F(xiàn)PGA采用成熟的IP核，通過操作寄存器完成接收幀頭、幀尾、幀長、校驗方式、發(fā)送幀頭、幀尾、波特率的配置，F(xiàn)PGA根據(jù)配置對通信數(shù)據(jù)進行判斷，如果數(shù)據(jù)格式正確，則將數(shù)據(jù)存儲在相應(yīng)的fifo，并將接收完成狀態(tài)寄存器置為1，否則將數(shù)據(jù)丟棄，接收完成狀態(tài)寄存器置為0。DPS只需查詢接收完成狀態(tài)寄存器，利用與協(xié)處理器的接口函數(shù)就可實現(xiàn)數(shù)據(jù)接收和發(fā)送。

DSP+FPGA的硬件結(jié)構(gòu)利用了FPGA的控制能力和高度并行化數(shù)據(jù)處理方面的優(yōu)勢，為DSP進行流程控制、導(dǎo)航和制導(dǎo)控制算法解算提供了更多的時間余量，減少了DSP計算壓力，保證了飛控軟件的實時性。

2 飛控軟件功能和性能

某激光制導(dǎo)彈飛控軟件包括測試工作模式和正常工作模式。測試工作模式主要用于導(dǎo)彈交付用戶之后，定期對彈上設(shè)備的功能測試、零位測試和校準，正常工作模式完成彈的發(fā)射和控制。

正常工作模式由離軌前準備階段和離軌后自主飛行階段組成。離軌前準備階段主要完成飛控計算機硬件初始化、彈上設(shè)備自檢、傳遞對準、離軌信號采集和判斷；離軌后自主飛行階段包括導(dǎo)航計算、制導(dǎo)控制指令計算兩部分，其中制導(dǎo)控制系統(tǒng)包括中制導(dǎo)階段、中末制導(dǎo)交接階段、末制導(dǎo)階段。

某激光制導(dǎo)彈飛控軟件正常模式流程圖如圖2所示。

圖2 飛控軟件正常模式流程圖

導(dǎo)彈總體方案要求飛控軟件嚴格按照圖2所示流程進行任務(wù)管理和調(diào)度，并且要求軟件實時性強。DSP每1ms要查詢一次外部通訊接口接收完成狀態(tài)寄存器，并完成彈上設(shè)備數(shù)據(jù)的接收和解析；每T1周期執(zhí)行一次導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制算法計算，實現(xiàn)姿態(tài)和過載回路控制；每T2周期向數(shù)據(jù)記錄設(shè)備發(fā)送一幀遙測數(shù)據(jù)。

由飛控軟件功能和性能要求可知，飛控軟件功能復(fù)雜、實時性強。為了程序易于編寫、調(diào)試和維護，提高軟件的可靠性，并且便于功能擴展，采用了模塊化設(shè)計方法。

3 飛控軟件模塊化設(shè)計

飛控軟件總的架構(gòu)包括硬件配置、定時中斷和主程序三部分。飛控計算機上電后立即進行硬件配置且只進行一次，配置完成后進入主程序循環(huán)，一旦定時中斷觸發(fā)，則跳出主程序執(zhí)行中斷，中斷執(zhí)行完繼續(xù)回到主程序。

硬件配置主要完成飛控計算機EMIF總線、PLL、中斷周期配置和RS422通訊串口初始化。根據(jù)寄存器定義，軟件可設(shè)置每個RS422通道接收幀頭、幀尾、幀長、奇偶校驗方式，F(xiàn)PGA按照設(shè)置的幀格式判斷接收的數(shù)據(jù)幀是否正確，如果正確則存放fifo，否則將數(shù)據(jù)丟棄。

為了保證數(shù)據(jù)接收的實時性，飛控軟件設(shè)置了1 ms定時中斷函數(shù)，在中斷函數(shù)順序查詢各個串口接收完成標志位，如果標志位為1，則讀取fifo數(shù)據(jù)，并根據(jù)通信協(xié)議將接收的數(shù)據(jù)解析為十進制浮點數(shù)，否則繼續(xù)查詢下一個通信接口。

主程序主要完成導(dǎo)彈測試、維護和圖2所示的飛控軟件功能，包括測試維護、設(shè)備自檢、傳遞對準、離軌信號判斷、組合導(dǎo)航、制導(dǎo)、控制共7個模塊，飛控軟件架構(gòu)和模塊結(jié)構(gòu)圖如圖3所示。

圖3 飛控軟件架構(gòu)和模塊結(jié)構(gòu)圖

1)測試維護模塊：導(dǎo)彈交付用戶之后，只有飛控計算機與發(fā)控單元通信接口，彈上其它設(shè)備通信測試口均已封閉，為了在全彈狀態(tài)下，完成對彈上各設(shè)備的測試和校準，開發(fā)了飛控軟件測試維護模塊。該模塊利用飛控計算機的轉(zhuǎn)發(fā)功能，首先將接收的測試指令轉(zhuǎn)發(fā)到相應(yīng)彈上設(shè)備，并將設(shè)備測試結(jié)果轉(zhuǎn)發(fā)給導(dǎo)彈測試儀，導(dǎo)彈測試儀對測試結(jié)果進行顯示和存儲，該模塊實現(xiàn)了在不打開導(dǎo)彈包裝箱的前提下，完成對彈上設(shè)備的測試，且操作簡單、安全。飛控計算機初始化完成后T3時間內(nèi)必須連續(xù)收到三幀測試指令，才能進到測試維護模塊，否則進入設(shè)備自檢模塊開始執(zhí)行圖2所示軟件流程。

圖4.測試維護模塊功能圖

2)設(shè)備自檢模塊：采用兩次問答形式完成彈上設(shè)備自檢，飛控軟件分別向?qū)б^、舵機、慣組發(fā)送自檢指令，通過設(shè)備返回的狀態(tài)字判斷自檢是否正常，如果自檢異常，飛控軟件再發(fā)送第二幀自檢指令，并將自檢結(jié)果上報發(fā)控單元，發(fā)控單元根據(jù)上報的自檢狀態(tài)決定是繼續(xù)發(fā)射流程還是終止發(fā)射流程。

3)傳遞對準模塊：飛控軟件根據(jù)接收的飛機主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)和彈上傳感器輸出數(shù)據(jù)，利用卡爾曼濾波在規(guī)定時間內(nèi)估計出彈上陀螺零位、加速度計零位，并對濾波結(jié)果進行收斂性判斷，給出對準是否成功的結(jié)論，該模塊包括傳遞對準算法、對準結(jié)果收斂性判斷、傳遞對準結(jié)果輸出三部分。

4)離軌信號判斷：飛控軟件采集熱電池電壓A/D值，并實時查詢離散輸入開關(guān)量(即電氣分離信號)，開關(guān)量為1時，即認為脫插已分離。熱電池激活和脫插分離兩個條件均滿足時，則認為彈體離軌，飛控軟件進入自主飛行階段。為了提高軟件的可靠性，避免因電器分離信號采集失敗導(dǎo)致飛控軟件無法進入自主飛行階段，對離軌信號增加冗余判斷，如果彈體傳感器輸出軸向過載連續(xù)100 ms均大于20 g，則也認為導(dǎo)彈已離軌。

5)組合導(dǎo)航模塊：利用四元數(shù)法計算姿態(tài)矩陣，再從姿態(tài)矩陣中提取彈體的姿態(tài)，用姿態(tài)矩陣把加速度計輸出的沿彈體各軸的過載信息轉(zhuǎn)換到導(dǎo)航坐標系，然后進行位置、速度計算，并對GPS工作狀態(tài)進行判斷，如果GPS收星數(shù)大于4，并且通信正常，則用GPS位置修正導(dǎo)航計算的位置。該模塊包括初始四元數(shù)計算、導(dǎo)航計算、GPS修正位置三部分。

6)制導(dǎo)模塊：根據(jù)彈目距離和導(dǎo)引頭跟蹤狀態(tài)，制導(dǎo)律計算分為中制導(dǎo)、中末制導(dǎo)交接、末制導(dǎo)3個部分。中制導(dǎo)階段采用彈上捷聯(lián)慣導(dǎo)作為測量設(shè)備，將彈體導(dǎo)向裝訂的目標方向；末制導(dǎo)階段利用導(dǎo)引頭信息將彈體導(dǎo)向目標，直至命中目標；中末交接段主要為了避免指令跳邊，進行中制導(dǎo)到末制導(dǎo)的線性過渡。在飛行過程中受到天氣、導(dǎo)航誤差等因素影響，導(dǎo)引頭會出現(xiàn)全程不跟蹤、跟蹤后丟失、丟失后又跟蹤、丟失后不再跟蹤等多種可能情況，飛控軟件需對導(dǎo)引頭各種工作情況做出相應(yīng)的邏輯處理，保證飛行安全。制導(dǎo)邏輯流程圖如圖5所示。

圖5 飛控軟件制導(dǎo)邏輯流程圖

7)控制模塊：控制模塊包括自動駕駛儀和舵分配兩部分，自動駕駛儀由俯仰通道、偏航通道、滾轉(zhuǎn)通道組成，其中俯仰/偏航采用內(nèi)環(huán)為姿態(tài)角/角速度反饋、外環(huán)為過載反饋的三回路駕駛儀；滾轉(zhuǎn)通道采用角速度反饋和姿態(tài)穩(wěn)定的兩回路駕駛儀。自動駕駛儀根據(jù)制導(dǎo)模塊計算的過載指令和彈上傳感器輸出的彈體姿態(tài)、角速率、過載，分別計算出俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)3個通道舵指令。舵分配是將駕駛儀計算的3個通道指令轉(zhuǎn)換為4個舵面指令，并將指令發(fā)送給舵機，舵機進行舵面偏轉(zhuǎn)，完成對彈的控制。

舵指令轉(zhuǎn)換公式如上式所示，其中δx為滾轉(zhuǎn)舵偏，δy為偏航舵偏，δz為俯仰舵偏，δ1～δ4分別為4個舵面指令,δ1和δ3為聯(lián)動舵，兩者大小相等，方向相反。

模塊間數(shù)據(jù)傳遞關(guān)系如圖6所示，飛控軟件定義主慣導(dǎo)數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)體、慣組傳感器數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)體、導(dǎo)引頭數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)體、導(dǎo)航計算結(jié)果結(jié)構(gòu)體、制導(dǎo)計算結(jié)構(gòu)體。模塊間數(shù)據(jù)傳遞通過結(jié)構(gòu)體指針完成，保持了模塊在功能及結(jié)構(gòu)方面的獨立性和完整性，便于模塊間的聯(lián)接與分離。

圖6 模塊間數(shù)據(jù)傳遞關(guān)系圖

4 飛控軟件的編程

飛控軟件采用匯編語言和C語言混合編程。中斷向量表設(shè)置以及搬運程序bootload等對寄存器和存儲器的操作采用匯編語言編寫，指令占用內(nèi)存少，執(zhí)行速度快；飛控軟件的主程序主要對數(shù)據(jù)進行操作，則采用C語言進行編程，充分利用編譯器的庫函數(shù)實現(xiàn)復(fù)雜算法的計算。軟件主要包括一個定時中斷函數(shù)和主函數(shù)，主函數(shù)采用switch-case跳轉(zhuǎn)結(jié)構(gòu)，根據(jù)發(fā)控單元指令，跳轉(zhuǎn)到相應(yīng)分支，程序的主要部分如下所示：

Interrupt void ExtInt1() //1ms定時中斷

{

………………

DataNum=ComRev(FKaddr);//查詢發(fā)控單元

if(DataNum==FKLen)

{

……………… //數(shù)據(jù)解析

}

DataNum=ComRev(DYTaddr);//查詢導(dǎo)引頭

if(DataNum==DYTLen)

{

……………… //數(shù)據(jù)解析

}

………………//查詢GPS串口

………………//查詢慣組傳感器

}

{

InitDevice(); //硬件初始化

for(;;) //循環(huán)

{

switch(Order) //發(fā)控指令

{

case 10：

According to the Japanese guidelines on the gastric cancer treatment issued by JGCA (2011)[13], the algorithm of surgical treatment in patients with GC is as follows (Figure 7).

TestMode(); //測試維護模塊

break;

case 20：

DeviceCheck(); //自檢模塊

break;

case 30：

TransferAlign(); //傳遞對準模塊

break;

case 40：

TransferAlign(); //離軌信號判斷模塊

break;

case 50：

Navigation(); //導(dǎo)航模塊

Guidance(); //制導(dǎo)模塊

Control(); //控制模塊

break;

default：

break;

}

}

}

5 半實物仿真試驗

為了驗證飛控軟件功能、性能是否滿足系統(tǒng)要求，搭建了反射式半主動激光末制導(dǎo)仿真系統(tǒng)，如圖7所示，由仿真機、三軸轉(zhuǎn)臺、二軸轉(zhuǎn)臺、反射屏、激光器、飛控計算機、導(dǎo)引頭、慣組等組成。仿真機接收舵機輸出的舵偏角，進行彈體運動學(xué)和動力學(xué)模型實時解算，并將仿真曲線和結(jié)果實時顯示，三軸轉(zhuǎn)臺接收仿真機指令模擬彈體姿態(tài)運動，二軸轉(zhuǎn)臺上裝有反射棱鏡，將激光器輸出的光源反射到發(fā)射屏上，模擬目標的運動。仿真機與轉(zhuǎn)臺之間的通信通過反射內(nèi)存網(wǎng)，保證了實時性。半實物仿真將硬件連入回路，盡可能的接近真實飛行環(huán)境，克服了數(shù)學(xué)模型的不精確以及干擾因素的影響[6]。

半實物仿真試驗重點對制導(dǎo)邏輯和離軌后自主飛行階段的導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制算法進行了驗證，完成了涵蓋典型、近界、遠界、有無發(fā)射離軸角等近50條彈道仿真，脫靶量均小于2.0 m。

圖7 反射式半主動激光末制導(dǎo)仿真系統(tǒng)

設(shè)計的制導(dǎo)邏輯測試用例及測試結(jié)果如表1所示，主要包括導(dǎo)引頭不跟蹤目標、跟蹤后丟失、丟失后又跟蹤等情況進行測試，測試結(jié)果與軟件設(shè)計狀態(tài)均一致，飛控軟件制導(dǎo)邏輯處理正確。

表1 制導(dǎo)邏輯測試用例

典型彈道的半實物仿真試驗結(jié)果與數(shù)字仿真結(jié)果對比曲線如圖8所示，飛控軟件計算結(jié)果與數(shù)字仿真結(jié)果一致。飛控軟件實時性、精度、可靠性均滿足要求。

圖8 彈體俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)角速率

6 結(jié)論

飛控計算機采用DSP+FPGA的結(jié)構(gòu)，利用了FPGA高度并行化數(shù)據(jù)處理能力，使得DSP更及時響應(yīng)外部事件請求，并在規(guī)定時間內(nèi)完成事件的處理工作；飛控軟件的模塊化設(shè)計，便于程序的擴展和維護，提高了軟件的可靠性。軟件通過了半實物仿真試驗，軟件的實時性和可靠性均得到了驗證。

飛控軟件采用了1 ms定時中斷查詢模式，測試中發(fā)現(xiàn)在自主飛行階段主程序進行導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制算法解算時被1 ms定時中斷打斷，導(dǎo)致算法計算周期最大達到1.8 ms，雖然滿足計算周期小于T1的要求，但增加了舵指令輸出延遲。后續(xù)對飛控軟件進行改進，在自主飛行階段關(guān)閉所有定時中斷，將慣組傳感器通信接口由查詢模式改為中斷模式，每產(chǎn)生一次中斷，完成一次導(dǎo)航、制導(dǎo)和控制算法計算，在計算過程中不再受定時中斷干擾。軟件的改進方案有待進一步驗證。