一種基于VPX 架構的光纖慣組系統集成一體化設計方法

張燕萍, 師祥利, 尚俊云, 張 波, 褚萬利

（中國航天科技集團有限公司第十六研究所, 西安 710100）

0 引言

眾所周知, 慣性技術因其具有不受外界干擾、完全利用自身感知能力、 可以全天候自主感知載體六個自由度運動信息的優點, 是目前最為重要的導航技術手段之一。 捷聯式慣性導航系統具備體積小、 質量小、 抗沖擊振動能力強、 可靠性高、工作時間和儲存壽命長、 成本低廉、 反應時間短、動態范圍寬等一系列特點, 捷聯式慣性測量組合（Inertial Measurement Unit, IMU）是控制系統中用于導航制導的核心部件, 其精度和可靠性決定了運載火箭的制導性能, 結構尺寸制約了武器系統/運載火箭的大小［1-3］。 近年來, 因其具備寬動態測量范圍、 高靈敏度、 抗沖擊、 抗振動的顯著優勢,光纖慣組得到了長足發展。 隨著工業技術的發展,光纖陀螺儀成本不斷降低, 性能持續提高, 光纖慣組將在眾多領域得到廣泛應用。

武器系統/運載火箭控制系統電氣設備由IMU、彈/箭載計算機、 衛星導航系統、 電動伺服舵機等單機組成。 傳統的控制系統電氣設備采用聯邦式架構（分離式設計）, 各單機之間采用外部總線進行信息交互, 各部組件之間如電源、 機箱等相互獨立, 其連接方式為電纜連接, 該設計架構簡單易行, 但并未綜合考慮單機性能、 系統性能和成本間的關系, 且數字化程度不高, 單機間接口不規范, 從而導致系統體積大、 成本高, 通用性差、維修性低。

隨著武器系統/運載火箭功能需求的增加, 對控制系統提出了小型化、 低成本、 通用化、 標準化、 高集成一體化的需求［4］。 通過實現重要單機模塊化設計、 控制系統集成一體化設計, 以降低武器系統/運載火箭的結構尺寸和研發周期以及提高武器系統/運載火箭的有效載荷。 國際上最具代表性的有美國的 “航天發射系統” （SLS） 火箭、SpaceX 公司“獵鷹” （Falcon） 系列火箭和歐洲的“阿麗亞娜6 號” （Ariane 6）系列火箭, 均開展了控制系統集成一體化研究, 將模塊化組合化的綜合電子架構設計思路作為降低發射成本、 提高有效載荷的重要手段［5］。 Ariane 6 運載火箭［6-7］采用綜合電子架構, 實現了控制、 測量功能的集成。 未來,控制系統將采用高集成的通用模塊, 在保持原有高可靠性、 高可測試性的基礎上, 向著更加輕質、智能的集成一體化方向發展［4］。 目前, 國內運載火箭電氣系統最新研究表明, 采用系統集成和一體化設計方法, 可以降低運載火箭成本, 提升有效載荷, 充分發揮每個單機的功能, 達到設備多功能集成的目的［8］。 在國內外運載火箭控制系統發展的基礎上, 長征系列運載火箭實現了控制系統綜合電子架構的單機模塊化板卡［9］。 文獻［4］提出了一種箱體化的GNC（Guidance Navigation and Control）控制組合系統一體化設計方法, 該設計將慣性測量、 衛星定位、 伺服功率驅動等模塊與基本CPU模塊、 供電模塊、 接口模塊按照綜合電子架構進行了集成, 提升了GNC 系統的智能化水平。

目前, 以慣組為中心, 尤其是以光纖慣組為中心, 基于多個VPX 功能模塊［10］四周腔體均布,集成控制、 測量、 安全等功能的慣組一體化尚未見報道。 因此, 為了滿足運載火箭的輕量化、 集成化發展需求, 本文提出了一種基于光纖慣組的系統集成一體化（以下簡稱慣組一體化技術）設計方法, 并從系統設計實現與試驗驗證方面開展了研究。 一方面, 該方法可以減小系統的體積和質量,降低系統設計的成本; 另一方面, 將控制系統各個功能模塊通過VPX 總線形式和IMU 系統集成,增強了系統的兼容性、 可靠性, 便于系統的拆裝和維護, 對控制系統集成一體化設計提供了新思路和新方法。

1 慣組一體化設計

1.1 總體設計

慣組一體化設計的總體思路是將控制系統中的光纖慣組作為中心模塊, 對其它各部件進行功能分解及重組, 合并相同功能模塊, 形成標準化模塊, 各模塊之間采用背板進行信號交聯。 慣組一體化采用多核單處理器的計算機體系結構, 完成組合導航和制導控制任務解算; 采用多腔對稱分布一體化設計架構, 光纖慣組位于其正中位置,保證慣性儀表具有良好的動態、 力學環境特性,其余功能模塊集成到同一個機箱內, 分布在光纖慣組周圍的四個腔內, 具有良好的熱學、 電磁兼容性能。 慣組一體化設計可大幅減少系統內部冗余器件、 部件間交聯接插件等硬件資源, 有利于模塊間進行互換, 便于安裝使用, 達到降低成本、減小體積、 提高系統可靠性的目的; 中心模塊光纖慣組可以根據精度需求進行調配, 其余各功能模塊可以根據控制系統需求進行增減, 形成的標準化功能模塊均可以在其它單機產品上復用。 慣組一體化的總體設計原理如圖1 所示。

圖1 慣組一體化系統設計原理Fig.1 Design principle of integrated IMU system

1.2 硬件設計

根據上述慣組一體化設計方法, 盡可能縮小控制系統產品體積, 減少各組成部分直接“有線（電纜）” 連接。 以某型號運載火箭應用需求為例,將光纖慣組、 異構計算機模塊、 接口模塊、 時序控制模塊、 射頻調制模塊、 電源模塊、 遙測采編模塊等通過VPX 背板全部集成。 在系統設計時,采用VPX 總線設計, 實現了控制系統各設備間信息的互連互通和供配電能力, 同時也實現了產品的通用化設計和互換性設計能力, 通過背板實現了光纖慣組模塊、 異構計算機等模塊的集成互連。慣組一體化硬件設計平面布局如圖2 所示。

圖2 慣組一體化系統設計平面布局Fig.2 Plane layout diagram of integrated IMU system

慣組一體化工作原理為: 光纖慣組用于感測整個箭體三個軸向的角速度和視速度, 以數字脈沖形式發送給異構計算機模塊進行導航和姿態解算; 異構計算機模塊可接收地面測發控指令并完成相應控制, 同時可實現伺服驅動控制; 電源模塊將彈上電池或地面電源轉換為一體化內部各模塊使用的一次或二次電源; 時序控制模塊負責整箭的轉配電以及時序控制; 射頻調制模塊接收解算衛星定位信號并發送至異構計算機模塊, 由異構計算機模塊完成組合導航解算; 上述功能模塊均通過VPX 背板連接, 完成供配電及信號收發功能。

1.3 軟件設計

將傳統箭載軟件按組合導航、 飛行控制等功能分解、 合并, 按照數據流劃分為不同計算任務,合并各單機核心處理器, 設計了基于“通信核+主控核+ 實時解算核” 多核單處理器架構方式,采用嵌入式實時操作系統對任務按優先級管理,實施搶占式任務調度機制, 確保在單處理器架構下高效、 協調地完成組合導航、 制導控制及伺服控制等功能。 該嵌入式架構實現飛行時序控制、在線迭代導航與制導實時解算, 確保了實時高可靠的運行, 同時減少了各模塊處理器的數量, 提高了集成化水平。

軟件一體化設計可大幅減少軟件代碼, 減小部件間信息傳輸延遲, 提升系統性能。 慣組一體化系統中, 各功能模塊作為一體化軟件的不同任務, 各功能模塊間信息采用軟件變量傳遞, 在目前高速處理器情況下幾乎無時間延遲。 而傳統分立系統各功能模塊間普遍采用數據總線傳遞信息,時間延遲較大。

1.4 集成設計

慣組一體化內部各模塊電氣接口打破了傳統通信方式, 采用了符合VITA 標準的VPX 和DP2A 3U 型高集成連接方案, 實現了多路射頻接口、 時序信號、 高速差分、 1553B 總線、 高速以太網、0.1A ～30A 電流模擬信號的互聯和傳輸, 接口統一簡單, 標準化程度大幅提高, 有利于整合箭上電纜網布局, 實現了通用化、 小型化。

2 慣組一體化關鍵設計及實現

限于篇幅原因, 主要對慣組一體化、 光纖慣組及背板進行闡述。

2.1 慣組一體化實現

慣組一體化技術實現結構外形圖如圖3 所示,各功能模塊連接示意圖如圖4 所示。 這種慣組一體化技術實現了控制系統各功能模塊的高度集成,具有結構緊湊、 設計實現靈活等特點, 各模塊采用VPX 通用總線, 方便更換和維修, 提高了產品集成度、 可靠性和測試性。 與傳統單機產品相比,可以有效降低控制系統體積、 質量和設計成本,具有較好的應用前景。

圖3 慣組一體化技術實現結構示意圖Fig.3 Structure diagram of integrated IMU technology

圖4 慣組一體化產品各組成模塊連接示意圖Fig.4 Diagram of functional modules connection for integrated IMU products

2.2 光纖慣組設計實現

光纖慣組主要由光纖陀螺儀、 石英撓性加速度計、 計算機電路、 I/F 轉換電路和臺體組成。 作為獨立功能模塊, 其通過總線形式與背板進行電氣連接。 光纖慣組位于慣組一體化的中間位置,根據控制系統不同精度應用需求, 選擇不同精度慣性儀表實現慣性測量、 導航和控制功能。 以中精度級別光纖慣組為例, 其結構示意圖如圖5 所示, 具備定位基準和定位插拔功能, 易于安裝和固定。

圖5 光纖慣組外形示意圖Fig.5 Diagram of optical fiber IMU

2.3 背板設計實現

背板位于一體化機箱內部, 用于電源和信號的對外轉接、 提供各功能模塊電源通路及各功能模塊間信號的互連。

背板具有八個功能槽位, 功能槽位在背板的布置如圖6 所示。 光纖慣組位于背板上方, 通過矩形電連接器與背板連接, 通過兩個射頻連接器實現與外部設備的電氣接口。

圖6 背板插槽示意圖Fig.6 Diagram of backplane slot

根據VITA46 標準, 在背板設置定位導銷, 相鄰導向銷安裝位置距離及邊界的導向銷安裝位置距離可以進行調整設計。 導向銷與安裝在該位置的功能模塊對應的導向座角度應保持一致, 不同槽位對應的定位導銷角度按照0°、 45°、 90°、 270°和315°五種角度進行控制。

背板采用八槽互聯全網狀拓樸結構, 各模塊均包含交換器件, 模塊之間可以直接進行點對點通信, 背板與各功能模塊通過符合VPX 標準的連接器連接, 與后I/O 板采用四個相同的CRM 板間連接器, 各模塊之間采用高速串行以太網連接。

3 慣組一體化試驗驗證

根據運載火箭的使用要求, 慣組一體化產品需要對其功能性能、 電氣接口、 可靠性、 環境適應性等方面進行試驗驗證: 功能性能方面, 對產品的各項參數進行測試, 結果滿足指標要求; 電氣接口方面, 通過和運載火箭匹配試驗, 驗證接口協調正確; 可靠性驗證主要針對慣組一體化產品半實物仿真試驗進行說明; 環境適應性主要包括力學環境、 熱學環境和電磁兼容。 其中, 力學環境包含了環境應力篩選、 例行試驗和鑒定試驗,主要通過對慣組一體化減振特性、 角振動特性、沖擊響應譜、 六自由度振動進行試驗驗證分析;熱學環境則重點對系統集成一體化所帶來的熱問題進行分析和試驗驗證; 電磁兼容根據系統電磁環境條件進行分析和試驗驗證。

3.1 慣組一體化熱學設計試驗驗證

慣組一體化設計以光纖慣組為核心, 其位于箱體中心, 周圍四個腔多個功能模塊勻布, 加之光纖慣組本身對溫度變化比較敏感, 因此光纖慣組應用環境比較惡劣。 同時, 運載火箭實際地面發射準備有常溫2h 熱待機的應用工況, 并要求慣組一體化內部光纖慣組內臺體溫度不能大于45℃。基于此, 慣組一體化設計采用了復合熱控技術,并對原理樣機在常溫2h 熱待機條件下的溫度特性進行了試驗驗證。 試驗過程中, 將慣組一體化置于溫箱內, 在溫箱溫度達到25℃并保溫2h 后給慣組一體化通電, 對光纖慣組和機箱上的溫度測試點每5ms 進行一次采樣, 通電時間為2h, 試驗結果如圖7 所示。 由圖7 可知, 光纖慣組內臺體在常溫環境全載工作2h 后溫度達到了38.88℃, 小于45℃, 能夠滿足慣組一體化使用要求。

圖7 慣組一體化內臺體溫度變化曲線Fig.7 Temperature variation curves of the inner-platform in the integrated IMU products

為了進一步驗證慣組一體化產品熱學特性,在常溫下對光纖慣組（慣組一體化原理樣機中的光纖慣組內臺體） 進行了2h 通電試驗驗證, 結果如圖8 所示。 由圖8 可知, 光纖慣組溫度變化曲線與圖7 慣組一體化中光纖慣組內臺體溫度變化曲線一致, 通電2h 后產品內部溫度值不大于31℃, 與圖7 慣組一體化內臺體溫度變化相當, 驗證了慣組一體化熱學設計的合理性。 同時, 對光纖慣組精度和慣組一體化產品精度進行了對比分析, 結果如表1 所示。 通過表1 可以看出, 二者精度相當,進一步驗證了慣組一體化系統熱設計的合理性。

圖8 光纖慣組內臺體溫度變化曲線Fig.8 Temperature variation curves of the inner-platform in the optical fiber IMU

表1 光纖慣組和慣組一體化產品精度對比Table 1 Accuracy comparison of optical fiber IMU and integrated IMU products

3.2 慣組一體化減振設計試驗驗證

以三套產品線振動試驗結果為例, 慣組一體化產品減振特性試驗結果如表2 所示。 通過表2 可以看出, 慣組一體化產品減振特性能夠滿足系統減振器指標要求值。

表2 慣組一體化產品減振特性試驗結果Table 2 Test results of vibration reduction characteristics for integrated IMU products

3.3 慣組一體化角振動特性試驗驗證

為滿足使用要求, 慣組一體化產品采用帶阻和低通級聯的多階IIR 濾波器技術, 進一步提高了姿態控制的穩定性。 慣組一體化產品角頻率特性如圖9 ～圖11 所示, 可以看出, 慣組一體化產品的幅頻和相頻特性滿足任務技術指標要求, 證明了慣組一體化系統動態特性設計的正確性。

圖9 X 方向角振動試驗結果Fig.9 Test results of X-direction angular vibration

圖10 Y 方向角振動試驗結果Fig.10 Test results of Y-direction angular vibration

圖11 Z 方向角振動試驗結果Fig.11 Test results of Z-direction angular vibration

3.4 慣組一體化沖擊響應譜特性試驗驗證

在運載火箭實際飛行時, 慣組一體化產品內部光纖慣組安裝處X向需承受12000g大量級沖擊加速度。 分析慣組一體化內部光纖慣組承受沖擊響應譜特性, 對光纖慣組比較敏感的石英撓性加速度計進行了仿真試驗分析, 結果如圖12 所示。仿真結果表明,X向加速度計安裝處響應量級為81.00g, 小于加速度計能夠承受的最大量級。 對慣組一體化產品進行了沖擊響應譜試驗, 結果如圖13 所示,X向加速度計安裝處響應量級為68g,與仿真分析基本一致, 試驗過程中慣組一體化產品性能穩定, 滿足實際使用要求。

圖12 X 向沖擊響應譜仿真圖Fig.12 Simulation of X-direction shock response spectrum

圖13 X 向沖擊響應譜試驗結果Fig.13 Test results of X-direction shock response spectrum

3.5 慣組一體化六自由度試驗驗證

為考核慣組一體化在六自由度振動環境下的導航精度, 按照六自由度試驗條件對慣組一體化產品進行了試驗驗證, 結果如表3 所示。 通過表3 可以看出, 慣組一體化產品能夠滿足使用要求。

表3 慣組一體化產品六自由度試驗結果Table 3 Test results of 6-DOF for integrated IMU products

3.6 慣組一體化電磁兼容試驗驗證

根據運載火箭飛行過程中的電磁環境, 開展了電磁兼容試驗, 試驗項目如表4 所示。 電磁兼容試驗的順利通過, 表明了慣組一體化電磁兼容設計的合理性。

表4 慣組一體化電磁兼容試驗項目Table 4 Test lists of EMC for integrated IMU products

3.7 慣組一體化半實物仿真試驗驗證

對慣組一體化產品開展了半實物仿真試驗驗證,光纖慣組內臺體溫度特性仿真結果如圖14 所示, 溫度特性與3.1 節結果一致。 同時, 慣組一體化產品仿真結果如圖15 所示, 該數據進一步說明了慣組一體化設計方法可以適應運載火箭實際使用要求。

圖14 慣組一體化內臺體溫度半實物仿真曲線Fig.14 Temperature semi-physical simulation curves of the inner-platform in the integrated IMU products

圖15 慣組一體化半實物仿真數據Fig.15 Semi-physical simulation data of the integrated IMU products

3.8 慣組一體化試驗合理性分析

根據運載火箭的使用要求, 開展了慣組一體化產品系列地面試驗驗證, 試驗驗證結果表明,慣組一體化產品能夠覆蓋運載火箭實際應用環境要求, 試驗設計合理。 具體試驗項目及滿足情況如表5 所示。

4 結論

針對目前國內外運載火箭對控制系統電氣設備提出的輕質化、 智能化和集成一體化的發展要求, 本文提出了一種基于VPX 架構的光纖慣組系統集成一體化設計方法。 該方法以光纖慣組為中心模塊, 其余多個功能模塊四周腔體內勻布, 各標準獨立功能模塊采用VPX 架構實現統一網絡互聯。 通過多項地面試驗, 驗證了該設計方法可以滿足控制系統應用需求, 亦具有高集成、 小體積、 低成本、 標準化、 通用性強的特點, 相同功能的產品數量和質量與傳統產品相比較, 可以降低35%。 結果表明: 該技術為控制系統單機一體化設計提供了新思路和新方法, 具有一定的工程應用價值。