导发架主控计算机供配电管理的设计与实现

景德胜，张 坤

(1.中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所，陕西 西安 710065； 2.中国民航大学 适航学院，天津 300300)

0 引言

导发架作为飞机和导弹的纽带起着承上启下的作用，用于载机悬挂和发射导弹。主控计算机作为导发架的核心组成部分，对上接收载机下发的各项指令数据、上报导弹的状态信息；对下负责导弹的供配电管理、控制导弹按照火控流程进行工作、直至导弹安全发射离机。

导弹离架前由导发架负责供配电，离架发射后供电由自身的热电池提供。为保证导弹正常发射，发射前导弹要进行导引、飞行控制、发动机点火控制以及火工品引爆控制等系统的自检，确保导弹发射前处于正常工作状态[1]。一旦检测到导弹工作异常，导弹控制系统应转入应急/安全状态，同时主控计算机切断给导弹的供电，确保载机和导弹的安全。主控计算机安装在电磁环境复杂的导发架内，供配电除满足导弹供电电压、电流的要求外，还要响应灵敏，防止在出现异常时不能及时切断导弹电源，同时要防止过于灵敏而易受高频信号干扰发生虚警的情况，还需满足弹载产品小体积、轻重量及散热等要求。

1 设计思路

传统的导发架供配电管理主控计算机只产生供电输出控制信号，电源输出执行部分由外部的电磁继电器驱动板负责，这种供配电方式供电控制信号暴露在计算机和驱动板之间，易受电磁干扰影响，硬件结构分散[2]。使用的主要部件电磁继电器因包含电路、磁路和可动的机械部件，器件组成复杂、可靠性相对较低[3]。如2002年3月某型火箭在发射前地面检测中发现发控设备出现故障，最终定位于某型电磁继电器批次性功能异常，造成重大损失。本方法将导发架对导弹的供配电管理的控制和输出均集成在主控计算机内。

1.1 控制电路设计

控制电路主要包括上电状态控制设计和隔离设计两部分。

主控计算机采用DSP+FPGA的处理架构，产品上电以后正常工作之前，因处理器复位、逻辑芯片加载程序等需要耗时120 ms左右，在此期间，主控计算机无法发出控制指令和信号。为了保证导发架下端导弹在此时间段处于断电状态，利用控制信号驱动芯片在其输出使能为无效状态时所有输出管脚均为高阻态的特性，防止供配电控制开关在上电过程中误动作，实现上电过程状态的控制。

主控计算机处理器芯片、可编程芯片等供电及信号均小于5 V，导弹供电为28 V，工作电流在10 A左右，两者压差较大，若不采取隔离措施导弹供电接通/断开瞬间产生的电磁干扰可能会导致主控计算机工作异常。本设计中隔离点设置在控制信号驱动器后、电流输出开关前，使用光电耦合器进行信号的隔离。

1.2 输出电路设计

针对导弹工作特点和安全性的要求，供配是输出电路需要满足闭合迅速/关断灵敏，闭合迅速可保证导弹在短时间内达到规定的电压和电流，减少电源稳定时间过长对导弹电气系统工作带来的影响，关断灵敏的目的是保证异常情况下可及时切断导弹供电以确保安全；需要具备电压检测和过流保护功能，过高或过低电压都会对导弹的正常工作带来严重影响，过流会造成导弹甚至导发架的损毁，后果非常严重；要有反向保护设计，导弹发射时弹上热电池激活供电后，会有电压倒灌到主控计算机，因此输出电路还需要具备反向保护功能。

经对多种器件进行比较分析得到的功率开关可满足主控计算机输出电路的设计要求。功率开关为半导体器件，通常采用电阻检测技术实现对电流的检测。功率开关电流检测方法分为低边电流检测和高边电流检测：低边电流检测将检测电阻放置在负载和电路地之间，检测电阻上的电压通过运放放大后采集；高边电流检测将检测电阻放置在电源和负载之间[4]。低边电流检测因共模电压接近地电位，可采用低成本、低电压运放实现，但存在检流电阻会引入地线干扰和无法检测电源与地短路时的短路电流两个缺点。因此主控计算机输出电路选用高边功率开关来实现。

2 硬件设计

导发架主控计算机是一台以DSP处理器为核心的嵌入式计算机，包括母板、电源模块、处理模块、模拟量模块和离散量模块，主控计算机各模块通过连接器插装在母版上，各模块之间通过母板完成信号交联，电源模块通过母板向各个模块提供数字电源和模拟电源。

导弹供配电管理的控制、隔离和输出分别分布在处理模块、离散量模块和母板上，输出部分设计在母板上的主要原因是考虑功率开关的散热设计。

2.1 功率开关输出控制电路

功率开关控制信号电路采用光电耦合器进行隔离。FPGA芯片输出经驱动器后转换为TTL电平，当FPGA芯片输出为低电平时，光电耦合器前级二极管导通，后级输出为地；当FPGA输出高电平时，光电耦合器前级二级管截止，后级输出为悬空，光电耦合器的输出通过连接器接到母板上，控制母板上的功率开关。功率开关输出控制电路见图1。

光电耦合器选用东芝半导体的TLP621系列产品，其前级导通压降约为1.15 V，导通电流为5～20 mA，选取330 Ω电阻作为限流电阻，经计算实际导通电流约为11.6 mA，消耗功率44 mW；光耦后级输出电流推荐值最大10 mA，实际负载电流不超过2.4 mA，设计满足光电耦合器及功率开关的要求。根据驱动器245手册参数，其5 V端口高电平输出下限为3.7 V～24 mA，当光电耦合器处于截止状态(即驱动芯片输出为高电平)时，按照驱动器输出下限计算，光耦前级电流小于1 mA，光耦不会误导通。上电过程中，驱动芯片输出使能信号为无效状态(高电平)，所有输出管脚保持高阻态，同时在处理模块上开关量输出端设计上拉电阻R1，可保证上电过程中控制信号输出为高，防止开关量误动。

图1 信号处理示意图

2.2 功率开关电路

导弹需要输入电流最大为10 A，由于电流较大，考虑到印制板与各模块连接器电流的承受能力，功率驱动功能在母板上实现，选用Infineon公司高边功率开关BTS660。BTS660功率开关具有高精度、大电流和通过自我开启功能实现反向电池保护的特点，其内部设计有静电放电保护电路、过压保护电路、输出电压检测电路、防止过载的负载检测限制电路和电流检测与保护电路[5]，主要性能指标见表1[6]。

表1 功率开关主要性能指标

功率开关BTS660由离散量模块提供的悬空/地离散量输出控制，当离散量输出悬空时功率开关截止，当离散量输出接地时功率开关导通。功率开关电路示意见图2。图中电阻R1、R2为1 kΩ电阻，C1为输出滤波电容，选用耐压值为50 V、容量为10 μF的瓷介电容。根据手册推荐，设计时4路输出短接在一起。

图2 功率开关电路示意图

2.3 热设计

BTS660作为功率开关，是主控计算机设计时散热的主要考虑因素。设计时将功率开关布置在靠近机箱壁的位置，通过导热垫与机箱壁良好接触，通过机箱散热；同时在功率器件所处的母板上大面积设计覆铜层，以提高散热效率。

3 热仿真验证

导发架主控计算机工作环境恶劣，为保证供配电管理部分设计在高温下可正常工作，对主控计算机散热机箱进行仿真分析。

3.1 模型设计

为降低仿真计算的复杂程度，减少计算时间，在不影响计算精度的前提下对仿真模型进行了一系列的简化，具体简化内容包括：结构件内外圆角、螺孔、凸台等对散热无影响的细小结构特征；接线区、接插件等对热仿真结果影响较小的无功耗部件；零部件模型上的各种修饰特征，如圆角、雕刻字符等；对仿真结果影响较小的标准紧固件，如密封圈、橡胶垫、钢丝螺套、平垫、弹垫、螺母、开口销等。

3.2 仿真结果及分析

热仿真时，网格划分原则为：翅片间隙内网格不少于3个，芯片厚度方向网格不少于3个，整机网格最大纵横比不超过20，重点关注的芯片网格最大纵横比不超过10，同时，在芯片周围区域进行适度的网格膨胀，以保证网格过渡均匀。总体网格数量为856 428。采用计算流体力学(CFD)方法进行热仿真分析，在环境温度60℃时，整机最高环境温度为102 ℃，最高温度出现在母板上的BTS660位置，为该器件的壳温，该器件结壳热阻最大为33 ℃/W，按照在最大输出电流10 A时功耗为0.9 W计算，其结温约为131.7 ℃，该器件的资料表明其最大允许结温为150 ℃，因此在上述温度及功耗条件下，该器件能够稳定工作。

4 结论

本文提出了一种采用光电耦合器和功率开关实现导发架主控计算机供配电管理的设计方法，与传统采用电磁继电器进行导弹供电控制的方法相比，本方法具有抗干扰能力强、集成度高和体积小的特点，为导发架供配电管理设计提供了一种新的思路。本技术已应用在某型导弹发射控制系统中，应用效果良好。

参考文献

[1] 梁雅俊，肖明清，胡斌，等.某型导发架三相电源测试系统设计[J].测控技术，2016，35(5)：45-60.

[2] 于雅丽，贾红莉，崔家慎. 通用发射控制系统的研究与应用 [J]. 计算机测量与控制，2013，21(5)：1248-1250.

[3] 张小东，王强，邓桐彬，等.车载智能供配电控制设备的设计与实现[J].通信电源技术，2016，33(4)：85-90.

[4] MEHTA A. 低边与高边电流检测 [J]. 今日电子，2009，(5)：33-35.

[5] 张新华，黄建，张兆凯，等.高功率密度电动伺服系统高压驱动关键技术研究[J].导航定位与授时，2016，3(3)：7-13.

[6] Infineon 公司.BTS660 数据手册[EB/OL].(2009-09-22)[2017-10-20]http://www.infineon.com/dgdl/BTS660P_20030925.pdf.