1 1 前言
隨著航天技術(shù)的發(fā)展，新型航天飛行器不斷涌現(xiàn)，各種用途的 導彈正不斷地走向高精度和小型化的道路。高精度要求航天飛行器和導彈的制導控 制精度高、穩(wěn)定性好，能夠適應復雜的外界環(huán)境。因此控制算法比較復雜、計算速度快、精 度高。小型化則要求航天飛行器和導彈的體積小、機動性好，在同等有效載荷的情況下，對 控制系統(tǒng)的重量和體積提出了更高的要求，要求控制計算機的性能越高越好，體積越小越好。性能指標和體積限制迫切需要研制新型的彈載控制計算機。 隨著數(shù)字信號處理器(DSP)性能的迅速提高和成本價格的下 降，DSP的應用范圍不斷擴大，開始在通用數(shù)字信號處理、通訊、語音處理、圖像處理、自動控制和儀表儀器及 軍事與尖端科技等方面，以其強大的指令系統(tǒng)及接口功能顯示出功能強、速度快、編程和開發(fā)方便等特點。利用DSP的性能，解決了高速與微型的矛盾，成功研制出了集 高速度、高精度和小型化于一體的基于DSP的新型彈載控制計算機，并通過了地面的性能測 試。

2 2 常用的彈載控制計算機的特點
彈載計算機要求具有實時性、可靠性、嵌入性等特點。實時性要求對輸入的信 息數(shù)據(jù)以最快 的速度處理，以最短的時間延遲輸出控制指令去控制導彈的飛行。可靠性要求能夠在惡劣的環(huán)境條件下使用，抗干擾能力強，要有寬工作溫度范圍、抗振動和沖擊、耐潮濕、抗電磁干 擾等特點。嵌入性要求最輕最小的體積重量。但這些條件很難同時滿足，系統(tǒng)設(shè)計時，需要綜合考慮。
基于PC機和基于單片機是常用的兩種彈載控制計算機。
基于PC機的彈載控制計算機是以Intel 80×86為CPU，外圍加上相應的協(xié)處理器、內(nèi)存、硬 盤 、接口電路（包括A/D和D/A、串行通訊等）等組成。和普通的商用計算機比較類似，采用高級語音設(shè)計，編程比較容易，研制的廠家多，技術(shù)也比較成熟；32位字長，有協(xié)處理器配合可以作較高精度的浮點運算，主頻15～66 MHz，甚至更高，整體速度快，相當于286～486的性能；尋址能力強，可以訪問到外部M bit～G bit的空間，能夠 進行實時的高精度和高速度計算。但接口能力差，需要較多的外圍接口器件配合，體積大，不易實現(xiàn)小型化。
基于單片機的彈載控制計算機主要由以Intel 8031為核心的51系列單片機或96系列單片機組 成中央處理器，外圍配以少量的接口器件組成。其接口能力強、I/O管腳多、可直接驅(qū)動邏輯電路，功耗大、體積小，可將RAM、ROM、CPU集成在單片上，有的可同 時集成晶振和看門狗WTD電路，減少了系統(tǒng)的復雜程度、方便了使用、提高了可靠性，嵌入性能很好。但其整體計算性能差，這種計算機一般是8位、準16位或16位，沒 有浮點運算指令，無法進行復雜的計算，計算精度差；晶振常為1～16 MHz，尋址能力有限， 通常只有幾十千字節(jié)至幾百千字節(jié)的能力，無法完成實時計算與高精度的控制任務，一般多 用于簡易控制系統(tǒng)中。
DSP同時具備了這兩者的優(yōu)點，可以滿足高性能和小型化的要求。

3 3 DSP的發(fā)展現(xiàn)狀
半導體技術(shù)同IT技術(shù)一樣也在不斷地發(fā)展。世界上第1個單片DSP是AM I公 司在1978年發(fā)布的，定點位數(shù)12/16，一次乘法和加法的時間(MAC)為300 ns。在那以后， 世界上有許多著名的半導體廠家陸續(xù)推出了自己的DSP，從定點到浮點，生產(chǎn)工藝不斷改善 ，硬件資源越來越豐富，運算速度越來越快，性能越來越高，功耗、體積也越來越小。以美國德州儀器公司（TI公司）生產(chǎn)的DSP為例，1982年推出了第1代的定點DSP，到1997年推出 的C 6X浮點DSP以及多處理器芯片TMS320C8X，后者集成了5個高性能的DSP，可以并行運算，實時處理能力達每秒20億次操作，精度達到了64位。就其1989年推出的第1代浮點DSP而言，MAC 已達60 ns，浮點位數(shù)已達40位；具有指令功能強，指令集有113條指令，大部分指令是單周期的，采用流水線操作，支持32位浮點乘法和并行指令；有5類尋址方式，這些類中又 可采用6種尋址類型；16 Mbit可尋址范圍。計算速度和精度已達到甚至 超過了PC機的CPU；體積小，具有豐富的硬件資源和靈活方便的接口，使得D SP 在要求高性能和小型化的導彈控制上具有良好的應用條件和前景。 研制基于DSP的新一代彈載控制計算機，雖然有卓越的性能和微小的體積作保證， 但關(guān)鍵在于控制系統(tǒng)整體方案設(shè)計。

4 4 基于DSP新型彈載控制計算機的方案設(shè)計
在整體方案設(shè)計之前，要對導彈的任務和實現(xiàn)的目標作需求分析。根據(jù) 導彈總體的要求和控 制對象的復雜程度，選擇控制周期；按照控制周期內(nèi)控制計算量來確定彈上計算的類型和運算速度，并結(jié)合外部單元確定接口方案，以及對抗干擾因素的考慮，可確定整體的通訊協(xié)議 和接口形式。

4.1控制系統(tǒng)整體組成框圖
在導彈的飛行過程中，為了精確地命中目標，需要對其飛行姿態(tài)進行控制，引導導彈準確飛 向目標。為了進行姿態(tài)控制，通常需要獲得彈體飛行姿態(tài)的實時參數(shù)，以及目標和導彈的相對位置關(guān)系。有了這些信息參數(shù)，經(jīng)過控制計算機的控制算法計算，實時輸出控制量到執(zhí)行 機構(gòu)，從而實現(xiàn)對導彈的控制，其構(gòu)成示意圖見圖1。


圖1彈載控制計算機的接口框圖

4.2 控制系統(tǒng)整體方案設(shè)計原則和設(shè)計思路
由圖1的接口組成可看出信息數(shù)據(jù)的流向。接口設(shè)計是一個重 要的環(huán)節(jié)，其設(shè)計質(zhì)量將直接影響系統(tǒng)的性能。為了減輕計算機的負擔，外部的輸入信號 用中斷方式讀入，信號輸入輸出時要考慮抗干擾性。所設(shè)計的整體方案要易于實現(xiàn)，對不同 型號的導彈要有一定的適應性，對于要求相近的型號，應該以修改控制軟件為主，以少改動或不改動硬件設(shè)計為好。這些要求都要在方案設(shè)計的各個環(huán)節(jié)中考慮。

4.3 彈載控制計算機與外圍的接口設(shè)計
彈載控制計算機與外圍的單元進行數(shù)據(jù)交換時，慣性器件應以脈沖數(shù)的 方式將信息數(shù) 據(jù)送出，由彈載控制計算機對其計數(shù)，轉(zhuǎn)換為數(shù)據(jù)，這樣不但加大了彈載控制計算機的負擔，而且慣性器件對應的模數(shù)轉(zhuǎn)換和隔離也復雜了。參考美國國軍標和前蘇聯(lián) 的做法，并考慮到新型敏感裝置或慣性器件中都采用了計算機或單片機。為了簡化彈載控制計算機與外圍單元交換數(shù)據(jù)的接口電路、減少隔離措施，可采用RS-485、RS-232或RS-422 通訊協(xié)議。為了減少彈載控制計算機和外圍單元串行通訊的時間開銷，同時也為了減少接口器件的數(shù)目、提高整體系統(tǒng)的可靠性，選用UART通訊接口芯片，可實現(xiàn)異步串行通 訊、數(shù)據(jù)采用中斷方式讀入控制計算機。由于DSP的I/O資源有限，需要控制大量外部接口線，在擴展I/O時，可直接借用UART控制器（如16C550，16C554）的閑置MODEM管 腳，而省去了擴展I/O帶來的不可靠因素。
控制伺服機構(gòu)常用的是4個舵機，飛行中要求這4個舵機同時動作，相互之間不能有延遲。 由于結(jié)構(gòu)上的限制，舵機的控制器離彈載控制計算機有一定的距離，為了抗干擾和提高系統(tǒng)可靠性，仍然需要串行通訊。為了保證控制精度，舵機的伺服控制器一般采用12位或更高的 D/A得到控制指令。如果考慮到通訊的數(shù)據(jù)量、舵機的工作方式和控制的實時性要求，在滿足精度的前提下，選用12位的D/A變換比較合適，如選用MAX536，其通訊的數(shù)據(jù)格式見圖2 。
由圖2可知，在1個字的通訊數(shù)據(jù)中，除了12位的D/A數(shù)據(jù)外，還可以用高4位地址/命 令位的 不同組合來實現(xiàn)“逐個送數(shù)，同時輸出”，達到同時控制4個舵機的目的。這樣的選擇可以實現(xiàn)和C31的無邏輯連接。


圖2MAX536的數(shù)據(jù)格式（高位在前）

4.4 DSP的選擇
DSP的選擇要從控制性能要求、接口、計算速度、計算精度、軟件的編 制和軟件的移植性等方面考慮。參考圖1，由于通訊接口采用了UART控制器，使得原本比較費時的通訊耗時很少，幾乎可以不考慮，這樣DSP計算速度的選擇就由控制方案中控制方程計算量的大 小來定，對于擺動頻率不超過10 Hz的小型導彈，采用2 ms控制周期，選用50 MHz晶振的DSP 即 可滿足需求。考慮到編程的方便和程序的移植性，選用浮點的DSP比較合適，再加上 對所需硬件資源，又選擇了TMS320C31-50及選擇微計算機工作模式，其主要硬件資源列于表 1，功能模塊如圖3所示。對于升級，可以考慮選用TMS320C4X 或TMS320C6X系列。


圖3TMS320C31的功能模塊圖


表1TMS320C31主要硬件資源

數(shù)據(jù)/程序總線 STRB: 32位數(shù)據(jù)，24位地址
內(nèi)部RAM 2K字, RAM0 1K; RAM1 1K
串行I/O口 1個高速串行口
DMA控制器 單通道
定時器 兩個，32位
外部中斷源 4個：INT0～INT3
仿真器接口 1個
互鎖信號 兩個：XF0,XF1
其他 保持、復位等信號


4.5 控制邏輯的設(shè)計
為了進行與外部數(shù)據(jù)的交換，需要片選、數(shù)據(jù)線、地址線等時 序信號按照規(guī)定的邏輯關(guān)系工 作，即系統(tǒng)要在邏輯控制關(guān)系的協(xié)調(diào)下，才能形成工作時序，系統(tǒng)才能正常工作。這種邏輯控制關(guān)系一般可用門電路或邏輯宏單元實現(xiàn)。為了實現(xiàn)4.2中的通用性，同時也是為了減少 硬件的數(shù)目，提高系統(tǒng)的可靠性，選用了邏輯宏單元。通過對系統(tǒng)所需的邏輯控制信號數(shù)目的分析，調(diào)試硬件時更改邏輯控制信號，選用了Lattice公司的在線邏輯編 程單元isp1610E。按照邏輯關(guān)系，編寫出邏輯控制方程，用專用電纜download后，即可實現(xiàn)邏輯控制。調(diào)試過程可參考硬件調(diào)試流程圖。

4.6 4.6 RAM和ROM的選擇
TMS320C31型DSP采用改進的哈佛結(jié)構(gòu)，程序和數(shù)據(jù)統(tǒng)一存放，如果 整個計算程序的大小不超 過2 K×32位，則可以放在DSP內(nèi)部RAM運行，無需擴展。但由于用戶程序一般都會超過2 K， 需 要按照程序的大小擴展32位的RAM。所選擇RAM的速度必須小于DSP的讀寫周期。TMS320C31-5 0全速運行時的讀寫周期為20 ns，因此，選擇了4片15 ns的128 K×8位RAM來組成系統(tǒng)的RAM 。 當DSP工作在微計算機模式時，程序要存放在EEPROM或FLASH中，在系統(tǒng)上電時，由Bootlood 程序搬移到外部的RAM中運行。選擇ROM時，同樣需要考慮容量和速度，由于DSP總線最多有7 個周期的延遲，因此，ROM的速度最慢不得超過該限制。容量要大于程序的大小。
按上述原則選擇好基本器件，根據(jù)數(shù)據(jù)流向、地址總線、數(shù)據(jù)總線和工作時序的要求依次設(shè) 計并實現(xiàn)彈載控制計算機。


圖4基于DSP新型彈載控制計算機原理框圖

5 5 基于DSP的新型彈載控制計算機的實現(xiàn)和調(diào)試

5.1 硬件生產(chǎn)和調(diào)試
在方案設(shè)計的基礎(chǔ)上，結(jié)合導彈控制的需求，選擇合適的DSP和接口器件， 構(gòu)成了基于DSP的彈上新型控制計算機。圖4為根據(jù)具體需求所設(shè)計的硬件原理框圖。

5.2 軟件設(shè)計和調(diào)試
為了實現(xiàn)軟件的模塊化設(shè)計，應對經(jīng)過數(shù)學仿真驗證的控制算法進 行分析，按照功能進行 模塊劃分，形成一個個的功能模塊。按照工作流程和控制規(guī)律，將一個個的功能模塊組成整體軟件。為了方便和硬件的聯(lián)調(diào)，軟件設(shè)計時可以考慮混合語言編程，對硬件接口控制多的地方，選用匯編語言；對算法復雜、計算量大的，可采用C語言。 整體軟件框圖如圖5所示。


圖5軟件框圖

5.3硬件和軟件聯(lián)調(diào)
 軟件和硬件調(diào)試分別通過后，就可進行軟件和硬件的聯(lián)調(diào)。先用仿真器將 根據(jù)控制算法所編寫的控制軟件下載到硬件的DSP中，測試輸出的控制結(jié)果是否正確。確認得到正確的結(jié)果后，將程序燒錄到EEPROM存儲器中，脫離仿真器進行地面試驗。如果結(jié)果不正確，查找 并修正錯誤，返回前一步重新調(diào)試；一切控制 正常，則到此就完成了整體設(shè)計、硬件生產(chǎn)和調(diào)試、軟件設(shè)計和調(diào)試、軟硬件的系統(tǒng)聯(lián)調(diào)，形成了基于DSP的新型彈載控制計算機。

6 6 結(jié)束語
隨著技術(shù)的不斷發(fā)展，DSP將以它特有的優(yōu)越性能在軍事和高科技 中得到廣泛的應用。本文以高精度和小型化的導彈飛行控制為例，詳細地說明了基于DSP的新型彈載控制計算機的研制，并通過了地面的性能測試。但在上彈之前，還需經(jīng)過更多的試驗和測試（如振動、沖擊 、溫度循環(huán)、老化試驗等），同時要經(jīng)過逐步的工程化，期望能夠在其他導彈型號和航天飛行器中得到更廣泛的應用。

致謝
在系統(tǒng)的設(shè)計和調(diào)試中，得到了曾慶湘研究員的大力支持和幫助，在此謹表誠摯的謝意。

請署名作者：
劉軍虎、呂級三 （中國運載火箭技術(shù)研究院，北京，100076）

吳學森 (北京特殊機電研究所，北京，100076)