基于无人平台的空地导弹发控系统设计

梁嘉琪，邙 强

（陕西中天火箭技术股份有限公司，西安 710025）

0 引言

2018 年8 月，委内瑞拉总统遭无人机突袭。2019 年9 月，沙特油田遭多个无人机攻击。2020 年1 月3 日，美军无人机精确打击伊朗指挥官。这些事件的发生，充分说明无人机在局部精确打击中显示出了巨大的优越性，目前现有发射控制系统，只能用于一种型号的载机，针对多种载机平台增加了研发时间和成本，且只完成了基本的武器发射控制功能，如数据传输、武器发射等功能，由于大量数据高速计算以及通讯传输耗时可能造成的数据传输延迟，导致武器发射精度降低。

同种武器，面对不同的载机，适应贯标和非贯标载机悬挂物接口，多种平台兼用，对武器质量控制、模块化设计以及设计定型都具有重要意义；作为武器系统的重要组成部分，发射控制系统如何提高武器数据传输精度，保障武器安全发射显得尤为重要。为了实现精确打击目标，减少研发成本，适应各种型号无人机发射某种武器，本文设计了一种针对某种激光制导空地导弹的发射控制系统，作为机载火控系统的重要组成部分。

1 总体设计

无人机空地导弹发射控制系统用于多种载机平台与某型号空地导弹供电、通信，并完成武器自检、悬挂物管理、参数装订以及点火控制等功能。

综上，发射控制系统应满足如下功能：

1）与无人机相匹配的电气接口；

2）为某空地导弹供电功能；

3）与载机和导弹通讯功能；

4）I/O 采集功能；

5）输出驱动信号功能；

6）数据存储功能；

7）火工品保护功能。

无人机空地导弹发射控制系统采用DSP 为主处理器，FPGA 作为协处理器。DSP 用于数据解算及流程控制，FPGA 用于通信接口扩展、离散量输出控制、数字量及模拟信号采集。整系统包括综合管理模块、1553B 通讯模块、RS422 通讯模块、电源模块、点火模块、开关量输入输出模块等。

2 系统设计

2.1 电源设计

发射控制系统电源设计包含自身电源供电系统，以及为每枚导弹空地导弹提供两路可控制的供电电源。

载机有两路电源对发控系统供电，供电特性符合GJB181A 中规定的直流电源特性，其代号分别为DC1（主直流1）和DC2（主直流2），供电电压为28.5 V，组合电流为10 A。其中，DC1 为非关键用电，用于发控系统供电和弹上部件供电，DC2 为关键用电，用于发动机点火及电池激活，电源设计原理框图如图1 所示。

图1 电源设计原理框图

导弹供电要求为两路24 V～32 V，一路为导弹提供控制用电，一路为导弹提供功率用电。

为了满足载机GJB1188A 中关于供电电源防反、浪涌、瞬断以及电磁兼容的要求，如图1 所示加入防反二极管，浪涌抑制器、储能电容以及滤波电路。

发控系统包含2 路对导弹供电，分别为控制供电及功率供电，其中，控制供电为外供28 V 电源经过滤波及隔离后输出电源，功率供电为外供28 V 滤波后输出电源，滤波及隔离均在电源板实现，输入滤波电路由共模电感、差模电感和滤波电容组成，对输入噪声进行抑制，减少干扰，提高电磁兼容性能。

导弹供电均由MOS 驱动器LTC4364 和MOS管IPT015 方式实现，其中，LTC4364 具备防反、欠压、过流等保护功能，IPT015 的过流能力为100 A，满足某空地导弹供电需求。

发控系统自身供电经计算其所需功率为7.8 W，经第一级滤波后，选用5 V，2 A 输出DC-DC 为2 次电源，并增加差模抑制电路和滤波电路，然后将5 V转化为3.3 V、1.5 V、1.2 V 等3 次电源供CPU 及其他芯片使用。

2.2 控制系统设计

为了完成大数据量的高速高精度传输以及数据存储故障分析等功能，如下页图2 所示，控制系统采用TI 的DSP TMS570LS20216 为主处理器，通过EMIF 总线与FPGA 进行数据传输，完成导弹流程控制，对准参数传递，发射诸元装订，故障上报等功能，FPGA 作为协处理器，选用Xilinx 公司的Spartan-3AN 系列器件完成输入I/O 采集，输出控制信号，模拟数据采集，数据通讯以及存储。

图2 控制系统框图

2.2.1 USART 接口设计

发射控制系统设计了5 路双向隔离RS422 通讯接口，分别实现与载机、导弹数据通信。

选用ADI 公司的隔离RS422 接口芯片ADM2582E 与FPGA 共同实现5 路RS422 通讯功能。ADM2582E 工作电压为+3.3 V，包含发送、接收使能控制引脚，可以直接连入FPGA 中。

发射控制系统的RS422 接口具备硬件自检功能，额外增加了2 路ADM2582E，用来实现与载机、悬挂物的422 接口自检功能，如图3 所示。

图3 串口回环自检

串口回环自检如图3 所示，导弹处于不加电状态，导弹RS422 接收端口无驱动信号，将自环芯片使能，从而使RS422 进行自环测试。自检完毕后，为保证环回芯片的发送端不会影响接收芯片正常接收，将DE 为无效状态，使环回芯片的输出端保持三种状态。

2.2.2 1M 1553B 总线设计

1M 1553B 总线使用DDC 公司生产的BU-61580总线控制器实现，将曼码调制解调模块集成在FPGA 内部以完成协议处理功能。电路完整实现了1553B 协议中规定的总线控制器（BC）、远置单元（RT）、总线监视器（MT）协议，内置16 K×22 bit 的存储器。

载机端1553B 为总线控制器BC，发控系统1553B 为RT，FPGA 采集RT 地址信号，通过EMIF总线传输至DSP，完成RT 的初始化、数据接收、数据发送、故障处理等功能。

2.2.3 输入开关量采集

发控系统需要实时完成导弹分离检测、关键信号监测等功能。本系统设计了21 路输入开量采集。

选用AVAGO 公司的光耦HCPL-063L，该芯片工作电压+3.3 V，可以直接与FPGA 的I/O 引脚相连，采样频率为15 MHz，SO-8 表贴封装，输入端发光二极管工作电流10 mA，开关量输入接口电路原理如图4 所示。

图4 开关量输入接口电路原理图

2.2.4 存储模块

为了确保在大量数据存储时，不影响载机、发控系统和导弹之间数据传输的实时性，选用NAND FLASH，由FGPGA 对数据包打包，写入以及擦除，DSP进行存储流程控制。存储的数据分别为ADC 数据，RS422 总线数据，1553B 总线数据，关键信号等数据。

选用MT29F128G08 为存储芯片，共128 Gbit，3.3 V 供电系统。其一共16 384 块，每块128 页，在DSP 主控程序完成NandFlash 复位、页编写、块擦除、坏块管理等功能，在执行程序过程中无等待，只做流程判断，满足程序实时性要求和存储数据量要求。

2.3 发射系统设计

发射系统主要完成火工品保护和点火的功能，如图5、图6 所示。在未收到点火指令时，火工品处于点火短路状态，收到点火指令时且导弹流程正确时，由DSP+FPGA 控制输出100 ms、10 A～14 A 的点火电流。

图5 发动机点火示意图

图6 发动机点火控制电磁继电器示意图

由于载机DC2 关键电压的电流为10 A，所以利用DC-DC 进行了降压输出，采用MOSFET 和电磁继电器的组合来实现发动机火工品保护和点火。当收到点火指令时，首先控制电磁继电器撤销短路保护状态，避免大电流通过继电器，再控制MOS 管打开，对发动机点火。

3 软件设计

发控系统的软件主要完成载机平台下对1～3枚某空地导弹的发射控制、参数传递、故障处理、数据存储等功能。软件流程图如图7 所示，包含发射控制以及存储控制。发射控制主要包含3 枚某导弹的发射控制，参数传递，故障处理等功能，包含初始化，导弹上电控制，串口数据接收及发送，部件状态查询等功能。其关键部分为载机数据接收处理、导弹流程控制，以及导弹查询及故障处理。存储部分包含掉电管理，NandFlash 存储控制（包含数据读、写、擦、坏块管理），数据下载，索引表管理等部分。

图7 软件流程图

为了保证数据传输的实时性，保障导弹的对准精度，整部分软件以对准参数传递为最高优先级，提高导弹的对准精度和命中精度，在无数据传递时进行其他功能处理。

针对重要目标攻击时，软件可以响应多发武器连射保证目标可靠摧毁，武器准备及发射无延迟，与载机交互友好。

4 测试

4.1 1553B 总线测试

1553B 总线接线关系示意图如图8 所示，通过USB 转1553B 作为模拟载机的BC，利用耦合器连接后，模拟载机进行了1553B 总线的收发测试，测试结果表明，1553B 收发无丢帧，通讯正常。

图8 1553B 总线接口示意图

如图9 所示，1553B 各引脚与FPGA 和1553B隔离变压器相连，DSP 所有的操作都是通过EMIF总线向寄存器里读写完成1553BRT 初始化，接收，发送数据。分别对硬件地址线（5 个地址线，1 个地址回线，一个奇校验线）进行了测试，程序能正常读取地址线，并配置正确。

图9 1553BRT 地址示意图

4.2 发射系统测试

当收到导弹发射指令时，发控系统判断导弹准备正常后进入发射流程。测试方法为利用模拟载机系统使导弹准备好，在点火信号两端加入模拟火工品电阻，阻值0.3 Ω～2 Ω，功率10 W，发送导弹发射指令，火工品两端输出波形见图10，可以看出输出电压6.5 V，持续100 ms 的脉冲，此时输出电流为13 A，满足设计需求。

图10 火工品点火波形图

4.3 整系统实时性测试

利用示波器监测发控系统发送至导弹的指令周期如图11 所示，载机惯导对准数据数据周期40 ms。如图12 所示，1 号为飞机数据，2 号为控制盒发送至弹上数据。可以看出，控制盒收到飞机数据后，立即向导弹装订数据，装订周期为80 ms，处理时间为400 μs，满足弹上传递对准实时性要求。

图11 载机/导弹串口数据周期

图12 控制盒处理数据时间

5 结论

本文设计了一种通用无人机平台空地导弹发射系统，适应GJB1188A 规定的《飞机/悬挂物电气连接系统接口需求》，可兼容两种载机通讯接口1553B 总线和RS422 总线，只需要更换DSP 主控软件，就可以完成多种载机平台下某种空地导弹发射，保证了硬件设计的可靠性，缩短了新型号的研制周期。

该型发控系统解决了发射控制系统大数据量高精度高速传输的问题，提高了导弹的对准精度；解决了发射控制实时性高与大量飞行数据存储耗时长之间的矛盾，存储的飞行数据不仅可以获取大量的飞行数据以便工程分析，而且可以嵌入机载火控系统，减少任务员的操作难度；同时系统解决了导弹状态采集、发射流程、时序控制等关键问题，提供了可靠的供电方案、控制系统方案、发射系统方案。模块化的设计方案，为后续其他型号发控系统设计提供了思路。