基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计

孙希昀 王立武 张章 刘靖雷 邓黎 雷江利

基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计

孙希昀 王立武 张章 刘靖雷 邓黎 雷江利

（北京空间机电研究所，北京 100094）

主动排气气囊能够保证航天器着陆的稳定性，为了能够精准的控制多气囊差异式排气，文章介绍了一种能够实现该控制功能的现场可编程逻辑门阵列（FPGA）软件系统，其运行于XQR2V1000-4BG575R FPGA上，能够实现对AD采样芯片TLC2543进行驱动和控制、多通道过载数据采集，基于串行滤波器的数据处理、分布式过载判断控制气囊排气等功能。该系统基于FPGA高速多任务并行处理与调度、实时处理多通道数据采集运算，解决了快速响应着陆缓冲控制问题，使着陆缓冲系统能够精确按照舱体实时过载进行差异式主动排气控制，以保证系统工作可靠性和航天器着陆稳定性。该设计通过了系统和专项试验验证，表明了基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计能够保证航天器以规定速度和过载安全着陆地面。

气囊 着陆缓冲 主动排气控制 现场可编程逻辑门阵列 航天返回

0 引言

着陆缓冲是航天器着陆安全的核心环节[1]，气囊缓冲技术相较其他缓冲技术[2]有装置质量小、结构简单、安装包络小、成本较低、稳定性好等特点[3-4]。在航天器着陆回收上得到了广泛应用，前苏联的Lunar-9/13、美国“火星探路者”、欧洲Beagle-2、Bepi-Colombo等航天器均采用了气囊缓冲着陆设计[5-7]。

传统的排气式气囊缓冲设计，会在航天器下降过程中，释放缓冲气囊；气囊中充满空气，当航天器着陆时气囊受到压缩，压缩的空气会从排气孔或排气阀门被动的挤压排出，从而吸收航天器着陆冲击能量，达到缓冲的目的[8-10]。这样的排气方法会造成过载曲线三角化，过载峰值高，容易受外界环境影响造成航天器着陆瞬间稳定性变差，发生倾倒。

文献[11]提出了机械式气囊排气控制机构设计，使用气瓶驱动并控制排气口面积，有效地降低了过载峰值。但该设计缺点在于驱动结构复杂，对装配精度有较高要求。文献[12]建立了气囊排气控制系统模型，在排气式气囊缓冲主动控制技术方面开展了仿真研究，但未经验证试验，系统排气控制的可行性未得到验证。

本文提出的主动排气气囊的着陆缓冲控制系统，不同于传统机械式气囊排气控制和以单片机为核心的气囊控制器系统，采用了现场可编程门阵列（field programmable gate array，FPGA）为核心的模块化集成设计，实现了多气囊可配置智能化主动排气控制，FPGA控制对多个方位的过载传感器数据进行采集，并进行滤波和数据处理后，控制相应位置的执行装置完成气囊的排气，大大缩短了排气控制的执行响应时间（小于3×10–3s，优于文献[12]所述10–2s控制要求），提高了控制精度和气囊缓冲排气控制的适应性。

1 软件总体设计

1.1 功能分析

主动排气气囊控制能够有效防止航天器产生弹跳振动及倾倒等问题[13-16]。控制系统实时监测航天器上水平和垂直方向的过载值（使用表示方向，其中方向为水平方向，为方向为竖直方向，三坐标轴构成右手坐标系），判断气囊是否着陆，进而差异式分时控制多个气囊排气口开启。该控制过程中，一方面，需要通过较高的实时采样处理数据精度、快速响应着陆，同时对多路过载完成多次采样滤波处理；另一方面，还需结合分布式过载判断差异控制排气策略，确保控制的稳定性和可靠度。为满足上述需求，本文提出了一种能够适用于差异式主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA软件设计，该设计采用多任务并行处理与调度，需要驱动A/D芯片按严格的时序对各个传感器共9个通道的模拟量进行采集、串行滤波器处理，实时响应模拟量变化的同时并行实施分布式过载判断控制，实现对多个缓冲气囊排气差异性分时精确控制。

1.2 总体设计架构

回收着陆缓冲系统控制器选用Xilinx公司的XQR2V1000-4BG575R FPGA作为主控芯片[17]，FPGA控制系统设计示意，如图1所示。FPGA主控芯片位于回收控制器中FPGA模板上，每块FPGA模板独立配置完全相同的FPGA软件，3个FPGA模板分别采集3个传感器（a、b、c），每个传感器的三个方向的过载数据（即：a路向过载、a路向过载、a路向过载，b路向过载、b路向过载、b路向过载，c路向过载、c路向过载、c路向过载），进行滤波处理和判断后，驱动输出3路气囊控制指令，进行三取二判断后向气囊装置输出控制信号。

如图1所示，单个FPGA模板上除FPGA芯片外，还包括：独立的80MHz外部时钟和A/D转换芯片TLC2543电路等，FPGA软件固化在XQR17V16PROM中，FPGA模板加电后自动完成加载控制。

图1 FPGA控制系统设计示意图

FPGA软件架构如图2所示。

图2 FPGA软件架构

通过对着陆过载传感器模拟量采集驱动控制、过载模拟量滤波处理以及气囊排气控制等功能需求的分析，顶层调度模块获取80MHz稳定时钟进行分频为20kHz、200kHz、1MHz的同步时钟信号，对模拟量数据生成、数据处理和控制输出等功能模块进行统一的调度管理。

2 着陆缓冲控制软件设计和实现

为实现着陆缓冲控制，使用3个平均分布在航天器大底结构上的着陆传感器对过载进行测量[18]。在航天器着陆过程中，3个着陆传感器分别测量航天器三个方向共计9路过载量，同时送至3个FPGA模块，FPGA软件对9路过载信号模拟量按照采样时序经过A/D采样量化（A/D采样芯片选用TLC2543）和缓存，实时进行数据滤波处理，当监测到传感器数据满足阈值后，按照气囊排气策略控制使航天器安全缓冲着陆。

2.1 多通道过载数据采集模块设计

FPGA需要对着陆传感器的过载信号模拟量进行采样及数字量转换，包含A/D采样芯片的驱动控制和多通道数据A/D量化两部分内容[19]。A/D采样芯片TLC2543是12位开关电容逐次逼近式A/D转换器，有SPI（serial peripheral interface）接口[20]，可输出当前时刻的转化结果，同时接收下一时刻的转换位控制字。FPGA与A/D芯片的接口示意如图3所示，芯片B54ACS164245实现+3.3V～+5V的电平转换。

图3 FPGA与A/D芯片的接口示意图

A/D采样芯片信号连接示意如图4所示。

图4 A/D转换信号连接示意图

FPGA和TLC2543AD之间相互的信号有：

1）GZ_AD_CLK：工作时钟，9路连续采集，每一路采样频率2kHz，如图5所示；

图5 传感器信号采样率

2）GZ_AD_CS：片选信号；

3）GZ_AD_IN：控制字，由8位（D7~D0）组成，高四位D7～D4用作选择模拟输入通道，D3、D2用作选择数据长度，D1用作选择输出高低位顺序，D0用作选择输出极性，每个通道具有各自的控制字；

4）GZ_AD_OUT：A/D转换后的数据；

5）EOC：A/D转换结束信号，转换过程为高电平，转换结束后变为低电平。

FPGA驱动TLC2543AD进行A/D数据转换时序关系如图6所示。为提高转换效率，使用芯片自带SPI接口进行驱动控制。假设当前需从B模拟通道中获A/D转换数据，FPGA通过GZ_AD_IN口输出B模拟通道采集的转换控制字（B7～B0），A/D转换芯片接收到转换控制字高4位（B 7～B 4）后即第4个时钟下降沿，完成由上一时刻采样A模拟通道切换为B模拟通道的工作，开始在随后的8个时钟周期内进行B模拟通道采样和保持。在第12个时钟下降沿，开始对采样的模拟量进行A/D转换，转换时间约需1×10–5s，转换完成后，EOC信号变为低电平，转换的数据在输出数据寄存器中，待下一个工作周期输出。

图6 FPGA驱动TLC2543AD控制时序

与此同时FPGA通过GZ_AD_OUT口以GZ_AD_CLK信号同步接收12位A模拟通道的A/D转换数据（A11～A0）。实现数据接收与通道采样控制同步执行，提高A/D转换效率。

2.2 基于串行滤波器的数据处理模块设计

数据处理模块需要对采集获得的数据进行滤波处理，并根据处理后的数据进行状态检测和判断。FPGA软件设计了串行滤波器[21]能够获取可靠的传感器数据，滤波器实现如式（1）所示，原始数据按相应的采样率，串行通过滤波器，在次采样后（为自然数，这里=+2，其中为滤波调节系数，一般取值为1；为滤波窗宽度，本文设置=6，4），为任意离散时刻，输出用于状态检测的参数H可通过式（1）计算得到

3个传感器共计9路A/D转换的采样值通过滤波器后，FPGA软件需结合滤波后的各个方向过载数据对航天器着陆情况进行判断[22]。航天器姿态受风向、地形、减速伞绳等因素的影响，气囊缓冲时会有较大的姿态干扰。

为降低着陆缓冲遇到的姿态干扰，需要根据传感器数据对航天器着陆姿态进行快速逆解，并结合传感器的分布状态，对气囊缓冲的排气进行动态调整控制。为提高控制可靠性，针对每个位置的传感器数据按照式（2）计算是否驱动输出控制指令的评价值为∇。当∇大于设定的阈值后，即认为该位置传感器着陆判断状态有效。

2.3 基于分布式过载判断的控制逻辑

气囊缓冲时采用主动排气的控制方式，系统共设置6个独立的组合式气囊。3个着陆传感器安装在返回舱底部，根据气囊的安装位置进行分布，通过各个传感器的着陆判断状态和传感器的结构方位关系，制定气囊排气控制策略：

1）每个着陆传感器分别控制对应的2个气囊；

2）若3个着陆传感器着陆判断状态同时判定为有效，则控制全部气囊同时排气；

3）当3个着陆传感器中任意2个传感器着陆判断状态判定为有效时，则采用多气囊差异化排气控制策略，即对另外一台未判断着陆有效的着陆传感器对应的2个气囊先进行排气控制，然后延时1×10–2s后再对其余4个气囊进行排气控制；

4）若只有1个着陆传感器着陆判断状态为有效，不进行排气。

软件输出模块完成3块电路板同步时序和波形控制，保证输出气囊排气控制指令的可靠性。

3 系统测试与验证

3.1 系统测试

为了验证系统和FPGA软件设计、确保输出驱动和控制信号的正确性，对该系统进行了测试试验。

试验采用直流稳压电源作为信号激励，设置输出为2.8V，用示波器采集GZ_AD_CLK时钟信号、GZ_AD_IN转换控制字信号和GZ_AD_OUT A/D转换后数据输出信号，观测A/D转换的数字量是否正确。图7为9个通道A/D转换时钟和转换控制字波形，并将b路方向获取的数据波形进行放大显示。

图8为采样时钟和数据输出信号波形图。图中黄色线为A/D转换后的数据输出，经过采样后的数字量为：0x100011110101，对应的模拟量读数为2.799V和稳压电源输出的2.8V数值相差满足误差范围，绿色线为采样时钟。

为了验证差异化气囊排气控制信号的输出情况，模拟设计了3个位置过载模拟量输入先后到达过载阈值，多气囊分时排气控制的试验。试验结果如图9所示，其中黄色线为模拟传感器输出曲线，红色、蓝色和绿色分别是相应的气囊控制排气指令。

通过测试，当3个位置的过载采样处理判断后，有2个位置判断为着陆有效时，能够分别对另外一台未达到设定过载值的着陆传感器对应的气囊和其它位置对应气囊进行分时控制排气。通过示波器可以测算出过载模拟量到达阈值后数据采样、串行滤波处理、差异判断总时间开销为3×10–3s，时间满足气囊着陆响应时间要求。

图7 采样时钟和转换控制字波形图

图8 采样时钟和数据输出信号波形图

图9 气囊排气控制输出信号波形图

3.2 空投试验验证

为了进一步验证着陆缓冲过程中控制方法和程序，是否需具备一定的防侧翻、倾覆能力，设计并完成了空投试验，并对空投试验后的数据进行获取和分析。程序设计以弹射分离机构舱盖为起始0时刻，0=0s，气囊排气的着陆传感器先发出排气指令相对0时刻的偏移量为排1；另两个着陆传感器同时发出排气指令相对0时刻的偏移量为排2，两次排气指令时间间隔为∇。使用空投模型实施投放，气囊排气正常，返回舱平稳着陆，获取控制子系统反馈的控制时间量排1=127.17s，排2=127.18s。分时排气指令时间间隔∇=排2–排1=1×10–2s，满足气囊差异分时排气的设计要求。

4 结束语

本文介绍了一种基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计方法，结果表明：该设计应用于航天器着陆缓冲的FPGA控制系统，能够使航天器在着陆时具备一定的防侧翻、倾覆能力，保证航天器平稳着陆。该系统首次应用于国内某载人航天器，通过了试验验证，确保了航天器着陆缓冲的稳定性。

后续需要进一步研究着陆排气控制策略如何适应着陆场不同的地面环境，探索在高可靠性的前提下最优控制规律的实现方法。

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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

孙希昀, 王立武, 张章, 等. 基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计[J]. 航天返回与遥感, 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]

孙希昀，女，工程师，1980年生，2015年获电子科技大学计算机软件专业硕士学位。研究方向为航天器回收仿真和控制技术研究。E-mail：18910755286@189.cn。

2019-05-06

国家重大科技专项工程

（编辑：庞冰）