高旋彈用慣性測量系統(tǒng)多量程傳感器組合設(shè)計*

劉秀鋒，李 杰，2，侯利朋，劉一鳴，劉 俊，2，陳 偉

(1.中北大學(xué) 電子測試技術(shù)國防科技重點實驗室，山西 太原030051;2.中北大學(xué) 儀器科學(xué)與動態(tài)測試教育部重點實驗室，山西 太原030051;3.山西北方惠豐機電有限公司 科研設(shè)計二所，山西 長治046012)

0 引 言

在當(dāng)今現(xiàn)代化高技術(shù)戰(zhàn)爭中，慣性制導(dǎo)系統(tǒng)應(yīng)用于常規(guī)武器彈藥實施精確打擊有著不可替代的特殊地位，慣性制導(dǎo)武器大都依靠慣性測量系統(tǒng)測出載體的位置、速度和姿態(tài)等參數(shù)，通過計算機處理，形成制導(dǎo)指令信息傳送給控制系統(tǒng)，對飛行軌跡不斷進行調(diào)整，直到命中目標，所以，慣性測量系統(tǒng)的測量精度是決定武器系統(tǒng)能否精確打擊的決定性因素之一。

然而在高速旋轉(zhuǎn)環(huán)境下，載體的轉(zhuǎn)速和加速度變化范圍很大，尤其是在飛行初期，具有高轉(zhuǎn)速、高加速度和高過載的特點，在此情況下，由于電機受到變參數(shù)等因素影響，電機超調(diào)和滯后很大［1］，使得微慣性測量單元(microinertial measurement unit，MIMU)測得瞬時數(shù)據(jù)超過其量程，致使缺失數(shù)據(jù)無法實時解算。

基于上述影響因素，本文采用多量程的MEMS 慣性傳感器與MIMU 組合測量彈體的各個飛行階段的信息，將各量程的數(shù)據(jù)組合解算，得出彈體各個階段的姿態(tài)、速度和位置信息［2］。

1 系統(tǒng)工作原理

半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)與被測彈體在俯仰和偏航方向捷聯(lián)，滾轉(zhuǎn)方向不捷聯(lián)，由電機驅(qū)動慣性測量系統(tǒng)相對載體反轉(zhuǎn)，形成一個“減旋”系統(tǒng)，該系統(tǒng)使?jié)L轉(zhuǎn)軸向所敏感到的角速率遠小于彈體實際角速率，能有效隔離載體擾動，實現(xiàn)小量程高分辨率MEMS 慣性傳感器測量高轉(zhuǎn)速武器彈藥的轉(zhuǎn)速信息［3］，其總體組成結(jié)構(gòu)由半捷聯(lián)機械結(jié)構(gòu)部分、控制驅(qū)動部分和測試采集存儲部分組成，系統(tǒng)的總體組成結(jié)構(gòu)示意圖如圖1 所示。將60 r/s 量程陀螺(以下簡稱大陀螺)安裝在彈體的軸向上，實時測量高速旋轉(zhuǎn)武器彈藥的角速率，并傳入電機控制電路，將采集得到的轉(zhuǎn)速信號實時轉(zhuǎn)換為無刷直流電機的控制信號脈寬調(diào)制(PWM)脈沖，通過驅(qū)動器控制電機與高速旋轉(zhuǎn)武器彈藥的相反的角速率旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)減旋的目的，系統(tǒng)工作原理圖如圖2 所示。微慣性測量單元(micro inertial measurement unit，MIMU)與電機軸向捷聯(lián)，此時用于敏感載體姿態(tài)信息的MIMU 處于低轉(zhuǎn)速的環(huán)境中，這樣就可以將低量程高精度的MEMS 陀螺儀應(yīng)用于慣性測量，提高慣性測量的精度［4］。

圖1 系統(tǒng)總體組成結(jié)構(gòu)示意圖Fig 1 Diagram of system overall structure as a whole

圖2 系統(tǒng)工作原理框圖Fig 2 Working principle block diagram of system

2 總體設(shè)計原理

2.1 硬件總體設(shè)計原理

該系統(tǒng)通過MIMU 敏感彈體的姿態(tài)信息，采用現(xiàn)場可編程門陣列(FPGA)控制A/D 轉(zhuǎn)換器采集MIMU 數(shù)據(jù)并將其轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號，然后傳輸?shù)紽PGA 中，F(xiàn)PGA 將采集到的數(shù)據(jù)以一定格式編碼，最終存儲到FLASH 中，這些模塊統(tǒng)稱為采集存儲模塊(以下簡稱采存模塊)，實現(xiàn)彈體發(fā)射到落地過程中飛行參數(shù)的實時準確記錄［5］，因此，采存模塊是常規(guī)彈藥飛行參數(shù)測試的重要組件。

由于所用采存模塊為6 通道采集存儲，所以，該系統(tǒng)用2 個采存模塊，分別為采存模塊A 采集MIMU 的6 路數(shù)據(jù)，采存模塊B 采集大量程的加速度計和陀螺儀，如圖3 所示。當(dāng)飛行初始時刻系統(tǒng)瞬時具有高加速度和高轉(zhuǎn)速，電機滯后很大，所測數(shù)據(jù)超過MIMU 量程，此時采用大量程加速度計和陀螺儀數(shù)據(jù)，當(dāng)載體轉(zhuǎn)速不斷下降，電機工作于低速狀態(tài)，趨于穩(wěn)定，此時采用MIMU 數(shù)據(jù)，將各量程的慣性傳感器的數(shù)據(jù)組合得到彈體的各個階段的飛行數(shù)據(jù)。

圖3 系統(tǒng)硬件設(shè)計原理圖Fig 3 Hardware design principle diagram of system

2.2 A/D 轉(zhuǎn)換模塊設(shè)計

TI 公司的ADS8365 主要特點有:6 通道并行輸入;芯片內(nèi)部具有可選的FIFO 工作模式;16 位的A/D，采集精度高;正常工作時功耗儀為200 mW，功耗低。

ADS8365 有6 個模擬輸入通道，分為A，B，C 三組，每組包括2 個通道，分別由/HOLDA，/HOLDB，/HOLDC 啟動A/D 轉(zhuǎn)換。ADS8365 的時鐘信號由外部提供，轉(zhuǎn)換時間為20 個時鐘周期，最高頻率為5 MHz，在5 MHz 的時鐘頻率下，每個通道的總的轉(zhuǎn)換時間為4 μs。數(shù)據(jù)輸出方式很靈活，分別由BYTE，ADD 與地址線A2，A1，A0 的組合控制。轉(zhuǎn)換結(jié)果的讀取方式有三種:直接讀取、循環(huán)讀取和先進先出(first in first out，F(xiàn)IFO)方式［6］。

2.3 FPGA 控制模塊設(shè)計

本系統(tǒng)中采用的 FPGA 是 Xilinx 公司生產(chǎn)的XC2S30E，XC2S30E 是Spartan—ⅡE 系列產(chǎn)品中的一種。由于這種FPGA 采用了低內(nèi)核電壓，這將從根本上減小芯片功耗，從而解決高速工作狀態(tài)下發(fā)熱量大的問題。同時其豐富的門陣列資源，也為復(fù)雜控制邏輯的實現(xiàn)提供了可能［7］。本設(shè)計采存模塊中主要用其進行時序邏輯控制，實現(xiàn)信號采集、存儲等功能。A/D 轉(zhuǎn)換器，F(xiàn)LASH 的所有控制引腳均與XC2S30 相連，為XC2S30 作為系統(tǒng)核心提供硬件基礎(chǔ)。通過輸出控制信號使得A/D 轉(zhuǎn)換器采集慣性信息敏感倉中MIMU 輸出的加速度和角速度信息，進而將數(shù)據(jù)在XC2S30 內(nèi)部容量為1kB 的FIFO 中緩存。XC2S30 通過模擬RS—232 串行通信接口發(fā)送轉(zhuǎn)換后的數(shù)字量，其經(jīng)過滑環(huán)傳輸后再由慣性信息采集倉中XC2S30 模擬的串行通信接口接收數(shù)字量并將整合后的數(shù)據(jù)存儲到FLASH 中。使用FPGA 作為A/D 轉(zhuǎn)換器和FLASH 的控制器，其高速的數(shù)據(jù)處理速度與控制速度可以滿足系統(tǒng)高采樣率和處理速度的要求［8］。

2.4 FLASH 存儲模塊設(shè)計

FLASH 選取的是K9F2G08，用于存儲采集到的數(shù)據(jù)，其工作電壓為3.3 V，如圖4 所示為電路原理圖。

圖4 FLASH 存儲模塊電路圖Fig 4 Circuit diagram of storage module of FLASH

SD0～SD7 為數(shù)據(jù)接口，WE 為寫選通;R/B 為READY/BUSY OUTPUT(空閑/忙)，當(dāng)輸出為高電平，表示空閑;當(dāng)輸出為低電平，表示忙;WP 為寫保護。RDB1，WDB2 為存儲時WDB2 導(dǎo)通，由采存端F3.3 供電，RDB1 兩端無電壓;讀數(shù)時RDB1 導(dǎo)通，由讀數(shù)端R3.3 供電，WDB2 兩端無電壓;FC1～FC8，U12C1～U12C 為去耦電容器。去耦電容器在集成電路電源和地之間有兩個作用:一方面是本集成電路的蓄能電容;另一方面旁路掉該器件的高頻噪聲［9］。

3 實驗驗證

將半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)置于高速飛行仿真轉(zhuǎn)臺上模擬高速旋轉(zhuǎn)的武器彈藥飛行試驗(如圖5 所示)，實驗過程系統(tǒng)偏航角始終保持0°，俯仰角從45°勻速變到－45°滾轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)速圖如圖6 所示。

圖5 高速飛行仿真轉(zhuǎn)臺實驗Fig 5 Experiment of high speed flight simulation turntable

圖6 滾轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)速圖Fig 6 Revolving speed diagram of wobble shaft

通過對實驗數(shù)據(jù)進行上位機讀取，首先分析了原始數(shù)據(jù)的正確性。由于所用MIMU 陀螺x 軸量程為300°/s，飛行初始階段測得數(shù)據(jù)超過其量程，轉(zhuǎn)速如圖7 所示。

圖7 超量程轉(zhuǎn)速圖Fig 7 Revolving speed diagram of over-range

通過相關(guān)姿態(tài)算法解算，得到半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)在高速飛行仿真轉(zhuǎn)臺試驗中的姿態(tài)信息如圖8 所示。

圖8 系統(tǒng)的姿態(tài)信息Fig 8 Attitude information of system

將超量程數(shù)據(jù)進行組合后，通過Matlab 軟件可以繪制出x 軸的角速率信息圖，如圖9 所示。

圖9 組合數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)速圖Fig 9 Revolving speed diagram of combined data

由相關(guān)姿態(tài)算法解算，得到半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)組合數(shù)據(jù)的姿態(tài)信息如圖10 所示。

試驗過程中偏航角保持不變，由所測數(shù)據(jù)超量程時，解算可得出系統(tǒng)在80 s 時的偏航姿態(tài)角誤差為5°。對系統(tǒng)數(shù)據(jù)進行組合后由圖可得出系統(tǒng)在80 s 時的偏航姿態(tài)角誤差為0.6°。該試驗結(jié)果表明，該系統(tǒng)能很好的彌補武器彈藥初始飛行時刻的慣性傳感器超量程問題，提高慣性測量系統(tǒng)的精度，能完整準確的記錄半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)的姿態(tài)信息。

4 結(jié)束語

圖10 改進系統(tǒng)的姿態(tài)信息Fig 10 Attitude information of modified system

本系統(tǒng)采用多量程的慣性傳感器和MIMU組合將彈體各個飛行階段的數(shù)據(jù)進行測量，通過FPGA 模擬通信口接收數(shù)據(jù)并存儲在FLSAH 中，實現(xiàn)對半捷聯(lián)慣性測量系統(tǒng)的實時記錄，能很好地解決武器彈藥飛行初始時刻慣性傳感器超量程問題，通過高速飛行仿真轉(zhuǎn)臺組合數(shù)據(jù)分析處理實驗驗證，該設(shè)計能實時準確采集并存儲彈體各個飛行階段的信息，對試驗過程中系統(tǒng)的飛行姿態(tài)、位置、速度等相關(guān)參數(shù)的準確分析具有重要的意義，對常規(guī)彈藥的制導(dǎo)化具有很大的應(yīng)用價值。

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