基于1553B總線接口的星載機構(gòu)驅(qū)動器設(shè)計

陳偉，蔣范明

（上海航天局第八O五研究所，上海　201109）

基于1553B總線接口的星載機構(gòu)驅(qū)動器設(shè)計

陳偉，蔣范明

（上海航天局第八O五研究所，上海201109）

機構(gòu)驅(qū)動器在整星天線機構(gòu)驅(qū)動中得到廣泛的應(yīng)用。隨著高精度指向衛(wèi)星對機構(gòu)驅(qū)動器的實時性和可靠性的要求越來越高，傳統(tǒng)的、基于RS 422接口的驅(qū)動器已經(jīng)無法滿足系統(tǒng)的要求。因此，提出了一種基于1553B總線接口的星載機構(gòu)驅(qū)動器的設(shè)計方案，并對驅(qū)動器的可靠性進行了仿真和試驗驗證。

驅(qū)動器；總線接口；設(shè)計方案；可靠性

0　引言

星載機構(gòu)驅(qū)動器作為衛(wèi)星天線機構(gòu)驅(qū)動部件，是整星的重要組成部分［1］。隨著高精度指向衛(wèi)星的發(fā)展，對機構(gòu)驅(qū)動器的實時性和可靠性有了更高的要求。傳統(tǒng)的、基于RS 422接口的機構(gòu)驅(qū)動器已經(jīng)無法滿足越來越高的實時性要求，把成熟的1553B總線接口技術(shù)引入機構(gòu)驅(qū)動器的設(shè)計中，可以極大地提高機構(gòu)驅(qū)動器的性能，因此，本文提出一種基于1553B總線接口的星載機構(gòu)驅(qū)動器的設(shè)計方案，并對該驅(qū)動器的功能、性能和可靠性進行了驗證。

1　基于1553B接口的星載機構(gòu)驅(qū)動器的設(shè)計

1.1 1553B總線通信

1553B總線是MIL-STD-1553B的簡稱，其全稱是 “飛機內(nèi)部時分制命令/響應(yīng)式多路傳輸數(shù)據(jù)總線”，它是為了適應(yīng)飛機的發(fā)展而提出的電子系統(tǒng)信息傳輸標準，由于其具有高可靠性、傳輸速率高等特點，因而逐漸地被廣泛地應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域。目前1553B總線已經(jīng)成為了航空航天領(lǐng)域最主要的總線標準［2］。

1553B總線基本結(jié)構(gòu)如圖1所示［3］。從圖1可以看出，1553B總線采用了集中控制式結(jié)構(gòu)，數(shù)據(jù)總線采用A總線、B總線雙冗余電纜，由1個總線控制器 （BC）、一個可選的總線監(jiān)控器 （MT）和最多可達31個遠程終端設(shè)備 （RT）組成。

圖1 1553B總線結(jié)構(gòu)圖

MIL-STD-1553B數(shù)據(jù)總線的主要特性:1）具有雙向傳輸性，傳輸方式為半雙工方式，采用異步通信方式，數(shù)據(jù)傳輸速率是1 MHz；2）具有命令字、數(shù)據(jù)字和狀態(tài)字3種字格式，每個字長20位，其中，數(shù)據(jù)位為16位；3）在一條消息中最多可傳送32個數(shù)據(jù)字；4）信號以串行數(shù)字脈沖的調(diào)制方式在數(shù)字總線上傳輸，編碼方式采用曼切斯特II型雙相電平；5）采用指令/應(yīng)答協(xié)議機制；6）支持單一或多個總線控制器BC；7）采用典型的雙冗余，熱備份容錯方式；8）總線消息方式為控制器至終端、終端至控制器、終端至終端、廣播和系統(tǒng)控制5種；9）終端類型有總線控制器BC、遠程終端RT和總線監(jiān)視器MT，一條數(shù)據(jù)總線的RT最多為31個；10）總線耦合方式有變壓器耦合和直接耦合兩種；11）傳輸介質(zhì)采用雙絞屏蔽線［4］。

1553B總線的主要優(yōu)勢包括可靠性和傳輸速率高等［5-6］:1）1553B總線采用了雙冗余熱備份的數(shù)據(jù)總線結(jié)構(gòu)；2）總線控制器具有備份控制器；3）總線協(xié)議為指令/應(yīng)答式握手協(xié)議，BC除進行自檢外，還定期地向各個RT發(fā)送命令，要求各個RT進行相應(yīng)的自檢并回傳檢查狀態(tài)，以判定各個RT是否工作正常；4）1553B在傳輸電纜、耦合變壓器噪聲抑制和電氣隔離等方面都具有嚴格的規(guī)定，使電單機在抗干擾、抗輻射和電磁兼容等方面大大地加強，數(shù)傳傳輸?shù)臏蚀_率大大地提高；5）1553B總線數(shù)據(jù)傳輸誤碼率≤10-7，并且有很強的檢錯、糾錯功能，收發(fā)端采用嚴格的握手協(xié)議，從而使得數(shù)據(jù)傳輸?shù)臏蚀_性得到了大大的提高。

1.2機構(gòu)驅(qū)動器的硬件設(shè)計

星載機構(gòu)驅(qū)動器的硬件主要由驅(qū)動控制模塊及相應(yīng)的電源、遙測和遙控等功能模塊組成，其結(jié)構(gòu)框圖如圖2所示。

圖2　基于1553B總線接口的機構(gòu)驅(qū)動器的結(jié)構(gòu)框圖

其中，電源模塊提供給驅(qū)動線路28 V一次母線供電，并將一次母線供電轉(zhuǎn)換為5 V和±12 V二次電源，提供給控制電路和角度信號處理電路；驅(qū)動模塊驅(qū)動與角度傳感器同軸的電機按照指令轉(zhuǎn)動，并通過角度信號處理電路采集機構(gòu)位置；控制模塊采集電流及角度信號遙測信息，通過1553B總線接收總線控制器的內(nèi)部指令，并根據(jù)指令要求控制細分電路及轉(zhuǎn)速電路驅(qū)動電機繞組，對系統(tǒng)形成閉環(huán)控制。

機構(gòu)驅(qū)動器采用了 “CPU+FPGA”的1553B總線接口，如圖3所示。協(xié)議芯片采用DDC公司的BU-65170S3，CPU負責(zé)協(xié)議芯片的初始化、總線數(shù)據(jù)注入的解析處理和總線內(nèi)部指令的解析處理，以及組織總線快、慢遙測；FPGA負責(zé)控制信號的邏輯譯碼。1553B總線接口的實物照如圖4所示。從圖4中可以看出，1553B總線接口采用了變壓器耦合方式，耦合變壓器采用了BTTC公司的B-3226-T。

圖3　基于CPU+FPGA的1553B總線接口圖

圖4　1553B接口實物照圖

1.3機構(gòu)驅(qū)動器軟件設(shè)計

對于由總線控制器發(fā)起的數(shù)據(jù)傳輸流程，采用更新數(shù)據(jù)傳輸機制，總線控制器組織總線數(shù)據(jù)傳輸。

對于由遠程終端要求的數(shù)據(jù)傳輸流程，采用服務(wù)請求機制。各遠程終端通過總線狀態(tài)字中的服務(wù)請求位來標識數(shù)據(jù)傳輸請求，通過矢量字 （16 bits，按位定義數(shù)據(jù)類型）位來標識請求傳輸?shù)臄?shù)據(jù)類型。

總線控制器周期性（周期為0.5 s）地依次對各個遠程終端進行輪詢，即向各個遠程終端發(fā)出“發(fā)送矢量字”方式指令。如返回狀態(tài)字中的“服務(wù)請求位”被設(shè)置成1，則說明該遠程終端有服務(wù)請求。總線控制器將進一步地分析該遠程終端返回的矢量字，確定該終端需求的某種或幾種特定的數(shù)據(jù)傳輸類型，然后生成ACE通信幀，啟動總線通信。

各個遠程終端一旦在發(fā)送緩沖區(qū)準備好數(shù)據(jù)或是請求獲取某類數(shù)據(jù)時，就應(yīng)將矢量字中的相應(yīng)位設(shè)置成1，并將總線狀態(tài)字中的服務(wù)請求位設(shè)置成1；待總線控制器將數(shù)據(jù)取走或發(fā)來數(shù)據(jù)后，再將矢量字中相應(yīng)的位設(shè)置為0。

各個總線周期、總線控制器和遠程終端的動作時序如圖5所示。

1.4機構(gòu)驅(qū)動器的功能性能驗證

考核天線機構(gòu)驅(qū)動器最重要的指標為指向精度。因而采用機構(gòu)驅(qū)動器分別與A、B天線驅(qū)動機構(gòu)產(chǎn)品進行聯(lián)試，得到的測試綜合指向精度分別如表1-2所示，指標要求理論指向精度誤差≤0.3°。從測試結(jié)果表可知，機構(gòu)驅(qū)動器的性能完全滿足指標要求。

同時，測試機構(gòu)驅(qū)動器驅(qū)動天線驅(qū)動機構(gòu)A和驅(qū)動機構(gòu)B的動態(tài)指向精度，測得的天線驅(qū)動機構(gòu)A的動態(tài)指向精度測試曲線如圖6所示，動態(tài)指向性能如表3所示；天線驅(qū)動機構(gòu)B的動態(tài)指向精度測試曲線如圖7所示，動態(tài)指向性能如表4所示。由于理論動態(tài)指向精度誤差指標要求為≤0.7℃，因此，由測試結(jié)果可知，機構(gòu)驅(qū)動器的動態(tài)指向精度指標滿足要求。

1.5機構(gòu)驅(qū)動器的可靠性驗證

1.5.1熱仿真

圖5　總線控制器BC與遠程終端RT間的動作時序圖

表1天線驅(qū)動機構(gòu)A的指向精度測試結(jié)果表

表2　天線驅(qū)動機構(gòu)B的指向精度測試結(jié)果表

圖6　天線驅(qū)動機構(gòu)A的動態(tài)指向精度測試曲線

表3　天線驅(qū)動機構(gòu)A的動態(tài)指向精度性能參數(shù)表

圖7　天線驅(qū)動機構(gòu)B的動態(tài)指向精度測試曲線

表4　天線驅(qū)動機構(gòu)B的動態(tài)指向精度性能參數(shù)表

使用FEMAP軟件作為前、后處理器，采用TMG軟件作為求解器，建立控制器熱分析模型。環(huán)境溫度為+55℃、總熱耗約26.8 W時，驅(qū)動器的溫度分布在+60.5～+94.1℃之間，此時驅(qū)動器整體及各元器件的溫度分布云圖如圖8所示；環(huán)境溫度為-20℃、總熱耗約26.8 W時，驅(qū)動器的溫度分布在-19.4～+26.4℃之間，此時驅(qū)動器的整體溫度分布云圖如圖9所示。實際驅(qū)動器的工作溫度在-10～+45℃之間，驅(qū)動器的溫度分布更優(yōu)，能夠滿足驅(qū)動器的正常工作溫度為-55～+125℃的要求。

圖8　+55℃環(huán)境下的驅(qū)動器熱仿真

圖9　-20℃環(huán)境下的驅(qū)動器熱仿真

1.5.2力仿真

對單機結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析，固定模型的6個支腳。結(jié)構(gòu)的前六階振型如圖10-14所示，其中，一階、六階為內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)局部橫向（Z向）模態(tài)；三階、四階為內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)局部橫向 （Y向）模態(tài)；二階、五階為內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)局部縱向（X向）模態(tài)。圖12、13給出了結(jié)構(gòu)整體一階橫向（Z、Y向）振型。結(jié)構(gòu)主要模態(tài)頻率如表5所示，整機模態(tài)分析滿足要求。

對單機進行沖擊試驗仿真，沖擊試驗中結(jié)構(gòu)在X、Y、Z 3個方向組合沖擊的作用下，元器件加速度響應(yīng)如圖15所示，內(nèi)部印制板、主要框架結(jié)構(gòu)的等效應(yīng)力云圖分別如圖16-17所示。由計算結(jié)果可知，組合沖擊時，元器件最大加速度為88.5 g；印制板等效應(yīng)力為51.3 MPa，主要集中在螺栓孔位置；主要框架的等效應(yīng)力最大為48.4 MPa；結(jié)構(gòu)強度的剩余系數(shù)為2.53，均符合設(shè)計要求。

表5　支腳底部固支結(jié)構(gòu)的主要模態(tài)頻率

圖10　印制板X向一階彎曲

圖11　印制板X向二階彎曲

圖12　Z向整體彎曲

圖13　Y向整體彎曲

圖14　X向整體扭轉(zhuǎn)

圖15　關(guān)鍵位置的加速度響應(yīng) 單位：g

圖16　內(nèi)部支承結(jié)構(gòu)的等效應(yīng)力 單位：MPa

圖17　主要框架的等效應(yīng)力 單位：MPa

1.5.3可靠性試驗

為了驗證基于1553B接口的星載機構(gòu)驅(qū)動器的可靠性，單機進行了力、熱、磁、EMC和老練試驗等各項鑒定級試驗考核，具體的項目如表6所示。熱循環(huán)試驗的照片如圖18所示，高溫老練試驗的照片如圖19所示。經(jīng)過鑒定試驗考核，發(fā)現(xiàn)單機功能性能正常，能夠適應(yīng)衛(wèi)星飛行主動段及在軌的環(huán)境試驗要求。

圖18　熱循環(huán)試驗的照片

表6　機構(gòu)驅(qū)動器環(huán)境試驗項目表

圖19　高溫老練試驗的照片

2　結(jié)束語

本文提出了一種基于1553B總線接口的星載機構(gòu)驅(qū)動器的設(shè)計方案，該方案利用1553B總線接口的可靠性和傳輸速率高的優(yōu)點，大大地提高了單機的可靠性和實時性。該方案已經(jīng)應(yīng)用于型號產(chǎn)品中，產(chǎn)品經(jīng)過鑒定級試驗的考核后，功能性能均正常。該方案為后續(xù)星上機構(gòu)驅(qū)動器的設(shè)計提供了一種更加可靠的設(shè)計方案，具有重要的現(xiàn)實意義。

［1］陳偉.星載天線驅(qū)動器磁保持繼電繼觸點保護技術(shù) ［J］.電子產(chǎn)品可靠性與環(huán)境試驗，2016，34（1）:26-31.

［2］中國電子技術(shù)標準化研究所.光纖化的飛機內(nèi)部時分制指令/響應(yīng)式多路傳輸數(shù)據(jù)總線:ST 20539-1995［S］.

［3］數(shù)字式時分制指令/響應(yīng)型多路傳輸數(shù)據(jù)總線:GJB 289A-97［S］.

［4］Digital time division command/response multiplex data bus: AIR FORCE MIL-STD-1553B CHG NOTICE［S］.

［5］廉保旺，李勇，張怡，等.CAN總線與1553B總線性能分析比較 ［J］.數(shù)字化，2000，19（6）:47-49.

［6］熊華鋼.1553B總線通信技術(shù)的應(yīng)用與發(fā)展 ［J］.通信與電視，2003，23（3）:301-304.

The Design of Mechanism Driver for Satellite Based on 1553B Bus Interface

CHEN Wei，JIANG Fan-ming
（No.805 Research Institute of SAST，Shanghai 201109，China）

The mechanism driver is widely used in the antenna driver of satellite.As the requirements of high-precision pointing satellite to mechanism driver become increasingly higher，the traditional RS 422 interface-based driver has been unable to meet the requirements of the system.Therefore，a design scheme of mechanism driver for satellite based on 1533B bus interface is proposed，and the reliability of the driver is simulated and tested.

driver；bus interface；design scheme；reliability

V 443；TP 336

A

1672-5468（2016）05-0034-08

10.3969/j.issn.1672-5468.2016.05.008

2016-04-07

陳偉 （1982-），男，福建漳平人，上海航天局第八○五研究所電氣控制室工程師，碩士，從事星載機構(gòu)驅(qū)動器的研制開發(fā)工作。