基于GPS試驗系統(tǒng)的導彈參數(shù)發(fā)送裝置

摘 要：根據(jù)全球定位系統(tǒng)設計的GPS試驗系統(tǒng)已用于導彈的飛行試驗。本文簡述了在GPS試驗系統(tǒng)的平臺上開發(fā)的導彈參數(shù)發(fā)送裝置。該裝置可以將采集到的導彈參數(shù)以無線的方式發(fā)送給同機的GPS試驗系統(tǒng)。GPS試驗系統(tǒng)將導彈數(shù)據(jù)和GPS數(shù)據(jù)傳送至指揮塔臺。這樣可以在試驗中實時、同時獲得飛機的飛行參數(shù)和導彈的工作參數(shù)。

關鍵詞：全球定位系統(tǒng) 飛行試驗 導彈

中圖分類號：G631 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2012）12（c）-0061-02

全球定位系統(tǒng)（Global Positioning System，簡稱GPS）是美國從20世紀70年代開始研制的用于軍事部門的新一代衛(wèi)星導航與定位系統(tǒng)，歷時20年，耗資200多億美元，并于1994年全面建成。衛(wèi)星導航定位系統(tǒng)具有全能性、全球性、全天候、連續(xù)性和實時性的精密三維導航與定位功能，且具有良好的抗干擾性和保密性。因此，根據(jù)全球定位系統(tǒng)設計了用于飛行試驗的GPS試驗系統(tǒng)，以實時獲得試驗飛機的飛行參數(shù)。

飛機上的試驗導彈的參數(shù)可以由專用記錄艙記錄，也可以由遙測系統(tǒng)實時傳回地面站。但無論那種方法，都存在導彈工作參數(shù)與飛機飛行參數(shù)的時統(tǒng)問題，而且研制專用記錄艙或遙測系統(tǒng)成本不低。本文在GPS試驗系統(tǒng)的平臺上，開發(fā)了導彈參數(shù)發(fā)送裝置，可以在實時獲得試驗飛機的飛行參數(shù)的同時，低成本獲得導彈的工作參數(shù)，自然也解決了導彈工作參數(shù)與飛行參數(shù)的時統(tǒng)問題。

1 GPS試驗系統(tǒng)簡介

1.1 GPS簡介

GPS主要由空間衛(wèi)星星座、地面監(jiān)控站及用戶設備3部分構成。

GPS空間衛(wèi)星星座由2l顆工作衛(wèi)星和3顆在軌備用衛(wèi)星組成。24顆衛(wèi)星均勻分布在6個軌道平面內，軌道平面的傾角為55°，衛(wèi)星的平均高度為20200 km，運行周期為11 h 58 min。衛(wèi)星用L波段的兩個無線電載波向廣大用戶連續(xù)不斷地發(fā)送導航定位信號，導航定位信號中含有衛(wèi)星的位置信息，使衛(wèi)星成為一個動態(tài)的已知點。在地球的任何地點、任何時刻，在高度角15°以上，平均可同時觀測到6顆衛(wèi)星，最多可達到9顆。

GPS地面監(jiān)控站主要由分布在全球的1個主控站、3個注入站和5個監(jiān)測站組成。主控站根據(jù)各監(jiān)測站對GPS衛(wèi)星的觀測數(shù)據(jù)，計算各衛(wèi)星的軌道參數(shù)、鐘差參數(shù)等，并將這些數(shù)據(jù)編制成導航電文，傳送到注入站，再由注入站將主控站發(fā)來的導航電文注入到相應衛(wèi)星的存儲器中。

GPS用戶設備由GPS接收機、數(shù)據(jù)處理軟件及終端設備等組成。GPS接收機可捕獲到按一定衛(wèi)星高度截止角所選擇的待測衛(wèi)星的信號，跟蹤衛(wèi)星的運行，并對信號進行交換、放大和處理，再通過計算機和相應軟件，經(jīng)基線解算、網(wǎng)平差，求出GPS接收機中心的三維坐標。

1.2 GPS試驗系統(tǒng)簡介

根據(jù)全球定位系統(tǒng)設計的用于飛行試驗的GPS試驗系統(tǒng)，是GPS的第3部分：GPS用戶設備。GPS試驗系統(tǒng)由四部分構成，分別為：載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)、目標機GPS遙測系統(tǒng)、地面工作站、地面檢測設備。

該系統(tǒng)利用飛機的掛彈接口，不改變飛機原有的外掛電路系統(tǒng)，不改變載機或目標機的原掛裝系統(tǒng)氣動構成，利用GPS軌跡測量技術和無線遙測技術，將原掛裝的導彈改裝為多功能的GPS遙測彈，在地面系統(tǒng)的配合下，實時獲得載機和目標機的位置、速度、航向、軌跡及導彈主要的工作參數(shù)等，從而解決在非靶場條件試驗時，無法實時與試驗彈系統(tǒng)同步獲取試驗飛機飛行參數(shù)，無法實現(xiàn)精確的指揮引導而獲得預期試驗效果的難題。

在飛行試驗中，載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)、目標機GPS遙測系統(tǒng)接收本機GPS信息，并進行編碼、記錄，將數(shù)據(jù)擴頻后通過射頻通道向外輻射。地面工作站實時接收載機和目標機的射頻信號，經(jīng)擴頻接收機接收解調得到數(shù)據(jù)信號；而后經(jīng)幀同步、數(shù)據(jù)合并，由計算機讀取、存盤，實時獲得載機和目標機的位置、速度、軌跡等。試驗后，地面檢測設備下載載機、目標機記錄數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)對其進行事后處理分析，得到被測參數(shù)，以數(shù)據(jù)、曲線、圖形、文本輸出，生成文件。通過遙測數(shù)據(jù)和下載數(shù)據(jù)的事后處理分析，提高數(shù)據(jù)的完整性和準確性。

2 導彈參數(shù)發(fā)送裝置

2.1 組成和功能

導彈參數(shù)發(fā)送裝置由數(shù)據(jù)發(fā)送單元、數(shù)據(jù)接收單元和數(shù)據(jù)融合處理單元組成。發(fā)送單元安裝在試驗導彈內，通過射頻通道無線發(fā)送采集到的導彈工作參數(shù)；數(shù)據(jù)接收單元和數(shù)據(jù)融合處理單元安裝在載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)內，數(shù)據(jù)接收單元收到數(shù)據(jù)后，通過載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)與本地收到的GPS數(shù)據(jù)融合、編碼，實時記錄到存儲器，并將數(shù)據(jù)擴頻后送至調制遙測發(fā)射機，發(fā)射機輸出通過發(fā)射天線向空間輻射。地面工作站實時接收載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)的射頻信號，經(jīng)擴頻接收機接收解調得到數(shù)據(jù)信號；而后經(jīng)幀同步、數(shù)據(jù)合并，由計算機讀取、存盤，實時獲得導彈主要的工作參數(shù)。

2.2 數(shù)據(jù)發(fā)送單元

數(shù)據(jù)發(fā)送單元負責把一側機翼采集到的導彈上的參數(shù)以一定的幀格式通過無線的方式發(fā)送給另一側機翼的接收組件。由模擬量調節(jié)采集模塊、429總線接口、數(shù)據(jù)綜合模塊、發(fā)射模塊和發(fā)射天線組成。數(shù)據(jù)發(fā)送單元原理框圖如圖1所示。

2.3 數(shù)據(jù)接收單元

本組件用于有線和近距無線接收同一載機另一側掛載的試驗彈工作數(shù)據(jù)，并實時將數(shù)據(jù)通過載機綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)傳回地面。由接收天線、接收模塊、數(shù)據(jù)綜合模塊、串行輸出口組成。數(shù)據(jù)接收單元原理框圖如圖2所示。

2.4 數(shù)據(jù)融合處理組件

數(shù)據(jù)融合處理組件對導彈工作參數(shù)和GPS數(shù)據(jù)合并，并進行擴頻編碼。原理框圖如圖3所示。

在圖3中，以大規(guī)?？删幊唐骷﨓PF10K50RI240為核心，所有串行數(shù)據(jù)的接收、緩存，時序控制，碼型轉換、數(shù)據(jù)存儲控制等功能均由大規(guī)?？删幊唐骷瓿?，外圍僅需要擴展接口電路、隔離驅動電路。接收到的導彈參數(shù)與GPS數(shù)據(jù)融合后形成新的幀結構，形成的數(shù)據(jù)結構分成兩路，一路為16位的并行數(shù)據(jù)進行FIFO緩存，通過IDE接口電路存儲到電子硬盤中，另一路形成串行碼流經(jīng)過擴頻編碼，輸入到擴頻發(fā)射機，調制到規(guī)定的射頻上，功率放大后經(jīng)功分器輸入到發(fā)射天線，以電磁波的形式向空間輻射。

3 結語

增加了導彈參數(shù)發(fā)送裝置的GPS試驗系統(tǒng)可以在飛行試驗過程中實時、同時獲得試驗飛機的飛行參數(shù)和導彈的工作參數(shù)，不但解決了導彈工作參數(shù)與飛行參數(shù)的時統(tǒng)問題，而且可以取代導彈專用記錄艙和遙測系統(tǒng)，降低試驗的成本。

參考文獻

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