一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)及重構(gòu)方法
【專利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)及重構(gòu)方法，該系統(tǒng)包括射頻前端和信息處理平臺(tái)。其中，信息處理平臺(tái)包括飛行控制單元、功能重構(gòu)單元、測(cè)控收發(fā)管理單元、配置管理單元，當(dāng)載體的高度在衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍之內(nèi)時(shí)，系統(tǒng)工作在單機(jī)工作模式下，功能重構(gòu)單元加載導(dǎo)航處理程序，系統(tǒng)完成測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制功能，當(dāng)載體的高度超出衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，由配置管理單元對(duì)功能重構(gòu)單元進(jìn)行重構(gòu)，加載飛行控制備份程序，形成測(cè)控、飛行控制功能雙冗余狀態(tài)，系統(tǒng)工作在雙機(jī)工作模式。該系統(tǒng)的重構(gòu)方法優(yōu)化了系統(tǒng)整體功能，提高了系統(tǒng)硬件資源的利用效率，能夠兼顧多功能、高可靠和低成本需求。
【專利說(shuō)明】
一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)及重構(gòu)方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本發(fā)明涉及一種測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)及重構(gòu)方法，屬于空間飛行器計(jì)算機(jī)與數(shù)據(jù)處理領(lǐng)域。【背景技術(shù)】
[0002]隨著半導(dǎo)體技術(shù)的飛速發(fā)展，現(xiàn)場(chǎng)可編程器件FPGA由于極大的靈活性和較好的可重構(gòu)能力，正在被應(yīng)用到越來(lái)越多的領(lǐng)域。為了更好的發(fā)揮可編程器件的靈活性，處理器+ 可編程器件的組合正被大家所廣泛關(guān)注和接受，在航天工程中，處理器+可編程器件的組合已經(jīng)應(yīng)用于飛行控制數(shù)據(jù)解算與接口控制，無(wú)線電信號(hào)與數(shù)據(jù)處理等領(lǐng)域。
[0003]目前測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制是空間飛行器三類關(guān)鍵功能，傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中采用測(cè)控收發(fā)設(shè)備、導(dǎo)航信號(hào)接收設(shè)備、飛行控制計(jì)算設(shè)備三類獨(dú)立設(shè)備的實(shí)現(xiàn)，單一功能往往采用處理器+可編程器件的計(jì)算機(jī)體系架構(gòu)，現(xiàn)有技術(shù)所采用的架構(gòu)主要存在兩方面局限，一方面， 單機(jī)硬件強(qiáng)大的計(jì)算和數(shù)據(jù)處理能力往往超出單機(jī)實(shí)現(xiàn)具體功能的需求，某些單機(jī)功能甚至并不是飛行全程使用，在一定程度上造成了飛行器處理資源的浪費(fèi)；另一方面，系統(tǒng)的冗余往往通過(guò)獨(dú)立功能(具體單機(jī)實(shí)現(xiàn))冗余實(shí)現(xiàn)，這種設(shè)計(jì)往往造成單機(jī)內(nèi)部的設(shè)計(jì)復(fù)雜， 對(duì)于處理器+可編程器件的組合這種通用架構(gòu)缺乏跨功能的冗余重構(gòu)設(shè)計(jì)，提高系統(tǒng)可靠性往往通過(guò)單純?cè)黾釉O(shè)備的冗余實(shí)現(xiàn)，效費(fèi)比較高。
【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)，利用多處理器+可編程器件通用架構(gòu)實(shí)現(xiàn)測(cè)控通信、導(dǎo)航處理、飛行控制等功能，并且可根據(jù)實(shí)際飛行過(guò)程配置為兩種不同的模式，以實(shí)現(xiàn)對(duì)計(jì)算資源的充分利用，系統(tǒng)單機(jī)工作模式下，功能重構(gòu)單元進(jìn)行導(dǎo)航解算，系統(tǒng)雙機(jī)工作模式下，功能重構(gòu)單元重構(gòu)成為飛行控制單元備份狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)飛行控制功能的雙模冗余，提高系統(tǒng)的可靠性。
[0005]本發(fā)明解決的另一個(gè)問(wèn)題是:提供一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)的重構(gòu)方法，該重構(gòu)方法根據(jù)實(shí)際情況對(duì)系統(tǒng)功能動(dòng)態(tài)適配，并且提供了一種時(shí)間同步方法實(shí)現(xiàn)兩個(gè)冗余備份模塊的飛行時(shí)間同步。
[0006]本發(fā)明的技術(shù)方案是:一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括射頻前端和信息處理平臺(tái)，射頻前端包括S頻段收發(fā)通道和L頻段接收通道兩部分，S頻段收發(fā)通道接收遙控信號(hào)，將其濾波、放大和AGC控制，發(fā)送到信息處理平臺(tái)，同時(shí)將信息處理平臺(tái)輸出的遙測(cè)信號(hào)通過(guò)下行無(wú)線電信號(hào)下傳，L頻段接收通道接收導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，將其濾波、放大和AGC控制，發(fā)送到信息處理平臺(tái)，信息處理平臺(tái)包括飛行控制單元、功能重構(gòu)單元、測(cè)控收發(fā)管理單元和配置管理單元，其中:
[0007]配置管理單元存儲(chǔ)測(cè)控程序、導(dǎo)航處理程序、飛行控制主份程序、飛行控制備份程序，系統(tǒng)初始化時(shí)，配置管理單元將測(cè)控程序加載到測(cè)控收發(fā)管理單元、將飛行控制主份程序加載到飛行控制單元、將導(dǎo)航處理程序加載到功能重構(gòu)單元，系統(tǒng)設(shè)置為單機(jī)工作模式；
[0008]飛行控制單元實(shí)時(shí)判斷載體的高度是否超過(guò)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍；
[0009]當(dāng)載體的高度在衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍之內(nèi)時(shí)，系統(tǒng)一直工作在單機(jī)工作模式下，功能重構(gòu)單元接收射頻前端發(fā)送的導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，進(jìn)行導(dǎo)航解算，得到載體導(dǎo)航信息， 飛行控制單元根據(jù)載體導(dǎo)航信息和慣導(dǎo)信息，進(jìn)行組合導(dǎo)航運(yùn)算，得到飛行控制參數(shù)，根據(jù)該飛行控制參數(shù)，執(zhí)行軌道控制運(yùn)算，得到飛行控制指令，該飛行控制指令通過(guò)測(cè)控收發(fā)管理單元發(fā)送給外部執(zhí)行機(jī)構(gòu);與此同時(shí)，測(cè)控收發(fā)管理單元接收射頻前端發(fā)送的遙控、遙測(cè)信號(hào)，進(jìn)行信號(hào)解調(diào)，得到遙控?cái)?shù)據(jù)和遙測(cè)參數(shù)，飛行控制單元解析遙控?cái)?shù)據(jù)執(zhí)行遙控指令，對(duì)遙測(cè)參數(shù)重新組幀發(fā)回給測(cè)控收發(fā)管理單元，再由測(cè)控收發(fā)管理單元發(fā)送到射頻前端；
[0010]當(dāng)載體的高度超出衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，配置管理單元將飛行控制備份程序加載至功能重構(gòu)單元進(jìn)行重構(gòu)，完成重構(gòu)之后，功能重構(gòu)單元向飛行控制單元發(fā)送的同步請(qǐng)求指令，由飛行控制單元和功能重構(gòu)單元共同完成飛行時(shí)間同步處理，之后，飛行控制單元發(fā)送同步好指令給配置管理單元和功能重構(gòu)單元，系統(tǒng)切換到雙機(jī)工作模式，飛行控制單元和功能重構(gòu)單元同時(shí)解析遙控?cái)?shù)據(jù)、執(zhí)行遙控指令，進(jìn)行遙測(cè)組幀處理和根據(jù)慣導(dǎo)信息進(jìn)行飛行控制計(jì)算得到飛行控制指令，發(fā)送遙測(cè)數(shù)據(jù)幀和飛行控制指令給測(cè)控收發(fā)管理單元，并同時(shí)發(fā)送健康狀態(tài)信號(hào)給配置管理單元，配置管理單元根據(jù)飛行控制單元或功能重構(gòu)單元是否“健康”，控制測(cè)控收發(fā)管理單元數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)，測(cè)控收發(fā)管理單元根據(jù)數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)選擇飛行控制單元或功能重構(gòu)單元的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)輸出。
[0011]當(dāng)系統(tǒng)工作在單機(jī)工作模式下時(shí)，所述飛行控制單元、功能重構(gòu)單元、測(cè)控收發(fā)管理單元也向配置管理單元發(fā)送健康狀態(tài)信號(hào)，配置管理單元根據(jù)飛行控制單元、功能重構(gòu)單元和測(cè)控收發(fā)管理單元的健康狀態(tài)信號(hào)分別判斷飛行控制單元、功能重構(gòu)單元和測(cè)控收發(fā)管理單元是否“健康”，對(duì)“不健康”的單元進(jìn)行程序重新加載。
[0012]所述健康狀態(tài)信號(hào)為方波信號(hào)，根據(jù)健康狀態(tài)信號(hào)判斷測(cè)控收發(fā)管理單元、飛行控制單元或功能重構(gòu)單元是否“健康”的具體方法為:對(duì)約定時(shí)間段T秒內(nèi)健康狀態(tài)信號(hào)的正脈沖進(jìn)行計(jì)數(shù)，當(dāng)正脈沖數(shù)超過(guò)閾值則認(rèn)為該單元“健康”，否則認(rèn)為該單元“不健康”。
[0013]所述方波信號(hào)的頻率為f時(shí)，閾值為T X f X 0.9。
[0014]所述配置管理單元根據(jù)飛行控制單元或功能重構(gòu)單元是否“健康”，控制測(cè)控收發(fā)管理單元數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)的具體方法為:當(dāng)飛行控制單元“不健康”，功能重構(gòu)單元“健康”時(shí)， 選擇功能重構(gòu)單元發(fā)送的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)外輸出，否則，選擇飛行控制單元發(fā)送的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)輸出給射頻前端。
[0015]所述配置管理單元采用抗輻照芯片實(shí)現(xiàn)。
[0016]—種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)的重構(gòu)方法，該方法包括如下步驟:
[0017](1)對(duì)測(cè)控收發(fā)管理單元、功能重構(gòu)單元、飛行控制單元進(jìn)行配置和初始化，把導(dǎo)航處理程序加載至功能重構(gòu)單元，功能重構(gòu)單元接收導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，進(jìn)行導(dǎo)航解算，得到載體導(dǎo)航信息，測(cè)控收發(fā)管理單元、功能重構(gòu)單元、飛行控制單元共同完成測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制功能；
[0018](2)當(dāng)飛行器高度超過(guò)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，飛行控制單元向配置管理單元發(fā)送重構(gòu)指令；
[0019](3)配置管理單元接收到飛行控制單元發(fā)送的重構(gòu)指令之后，提取飛行控制單元備份程序，將其加載至功能重構(gòu)單元；
[0020](4)飛行時(shí)間同步處理，S卩:使功能重構(gòu)單元的飛行時(shí)間與飛行控制單元的飛行時(shí)間同步；
[0021](5)完成飛行時(shí)間同步之后，功能重構(gòu)單元與飛行控制單元互為備份，同時(shí)進(jìn)行遙控指令解析、飛行控制計(jì)算和遙測(cè)組幀處理，執(zhí)行遙控指令，輸出飛行控制指令、遙測(cè)數(shù)據(jù)幀；
[0022](6)根據(jù)飛行控制單元和功能重構(gòu)單元的“健康”狀態(tài)選通飛行控制單元或功能重構(gòu)單元的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)幀輸出。[〇〇23] 所述步驟(4)飛行時(shí)間同步處理過(guò)程為:
[0024](4a)功能重構(gòu)單元向飛行控制單元發(fā)送同步請(qǐng)求指令；
[0025](4b)飛行控制單元收到同步請(qǐng)求指令之后，將當(dāng)前飛行時(shí)刻發(fā)送給功能重構(gòu)單元；
[0026](4c)功能重構(gòu)單元將本地飛行時(shí)間調(diào)整為飛行控制單元的飛行時(shí)刻；
[0027](4d)功能重構(gòu)單元根據(jù)慣導(dǎo)信息執(zhí)行軌道控制運(yùn)算得到一幀飛行控制指令，記為同步飛行控制指令，將該同步飛行控制指令發(fā)回到飛行控制單元，所述同步飛行控制指令包含飛行時(shí)間；
[0028](4e)飛行控制單元接收功能重構(gòu)單元返回的同步飛行控制指令，對(duì)同一飛行時(shí)刻的飛行控制單元與同步飛行控制指令進(jìn)行比對(duì)，一致，則認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元已同步好，向功能重構(gòu)單元和配置管理單元發(fā)送同步好指令;不一致，則認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元不同步，不發(fā)送同步好指令。
[0029]步驟(4e)的另一種實(shí)現(xiàn)方法為:飛行控制單元中設(shè)置兩個(gè)計(jì)數(shù)器，一個(gè)為同步失敗計(jì)數(shù)器，另一個(gè)為同步好計(jì)數(shù)器，所述功能重構(gòu)單元將其飛行時(shí)間調(diào)整為飛行控制單元的飛行時(shí)刻之后，在每個(gè)制導(dǎo)周期，根據(jù)慣導(dǎo)信息執(zhí)行軌道控制運(yùn)算得到一幀飛行控制指令，記為同步飛行控制指令，將該同步飛行控制指令發(fā)回到飛行控制單元，飛行控制單元發(fā)送重構(gòu)指令時(shí)，將同步失敗計(jì)數(shù)器和同步好計(jì)數(shù)器清零，之后，在每個(gè)制導(dǎo)周期對(duì)當(dāng)前飛行控制指令與接收到的同步飛行控制指令進(jìn)行比對(duì)，不一致時(shí)，同步失敗計(jì)數(shù)器加1，并將同步好計(jì)數(shù)器清零，同步失敗計(jì)數(shù)值達(dá)到M時(shí)，2,認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元不同步，不發(fā)送同步好指令;一致時(shí)，將同步好計(jì)數(shù)器加1，當(dāng)同步好計(jì)數(shù)器達(dá)到N，N>2且同步失敗計(jì)數(shù)器值小于M時(shí)，認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元的飛行時(shí)間同步，發(fā)送同步好指令。
[0030]本發(fā)明相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)的有益效果為:
[0031](1)本發(fā)明按照空間飛行器的三種關(guān)鍵功能進(jìn)行單元?jiǎng)澐?，將測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制進(jìn)行了一體化設(shè)計(jì)，同時(shí)增加配置管理單元完成上述三種功能的配置與管理，采用時(shí)分復(fù)用的設(shè)計(jì)思想實(shí)現(xiàn)了導(dǎo)航、飛行控制跨功能的重構(gòu)設(shè)計(jì)，避免了單一功能冗余帶來(lái)的硬件設(shè)備復(fù)雜化，這種測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化設(shè)計(jì)的系統(tǒng)及其重構(gòu)方法優(yōu)化了系統(tǒng)整體功能，提高了系統(tǒng)硬件資源的利用效率，能夠兼顧多功能、高性能、高可靠和低成本需求。
[0032](2)系統(tǒng)應(yīng)用面臨嚴(yán)酷的空間輻照環(huán)境，為兼顧經(jīng)濟(jì)性和可靠性，本發(fā)明配置管理單元采用抗輻照芯片設(shè)計(jì)，單機(jī)工作模式下，各模塊通過(guò)抗輻照芯片進(jìn)行周期性的健康狀態(tài)監(jiān)測(cè)，對(duì)故障單元進(jìn)行故障刷新，可以容忍部分故障發(fā)生，采用此方案，其余器件可以適當(dāng)降低元器件等級(jí)要求，從而降低產(chǎn)品成本。
[0033](3)本發(fā)明健康狀態(tài)信號(hào)采用方波信號(hào)，設(shè)置合理的判斷閾值對(duì)脈沖數(shù)進(jìn)行計(jì)數(shù)判斷，數(shù)據(jù)選通信號(hào)采用高低電平，控制對(duì)外輸出的通道的選擇，上述功能均為硬件形式信號(hào)實(shí)現(xiàn)，可以確保判斷的可靠性和實(shí)時(shí)性。
[0034](4)本發(fā)明采取同步策略確保系統(tǒng)重構(gòu)為雙機(jī)模式后主備單元時(shí)間基準(zhǔn)和輸出飛控指令的一致性，同步采用雙計(jì)數(shù)判斷方式，避免因某一次同步判斷失敗導(dǎo)致系統(tǒng)同步失敗，提高系統(tǒng)同步的成功概率，雙計(jì)數(shù)的閾值可以結(jié)合實(shí)際的故障模式設(shè)計(jì)進(jìn)行修改，具有一定的靈活性?！靖綀D說(shuō)明】
[0035]圖1為本發(fā)明實(shí)施例系統(tǒng)組成框圖；[〇〇36]圖2為本發(fā)明實(shí)施例信息處理平臺(tái)電路組成框圖；
[0037]圖3為本發(fā)明實(shí)施例系統(tǒng)時(shí)鐘單元連接關(guān)系圖；
[0038]圖4為本發(fā)明實(shí)施例重構(gòu)方法流程圖；
[0039]圖5為本發(fā)明實(shí)施例功能重構(gòu)單元與飛行控制單元飛行時(shí)間同步方法?！揪唧w實(shí)施方式】
[0040]下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明:[0041 ]以某火箭上面級(jí)為例，制導(dǎo)系統(tǒng)一般選用的方案為:近地段利用星敏感器測(cè)量信息校準(zhǔn)慣性基準(zhǔn)，慣組與衛(wèi)星導(dǎo)航信息進(jìn)行組合導(dǎo)航，在某一高度后由于衛(wèi)星導(dǎo)航信息不可用，因此，將其速度、位置作為初值賦以軌道推算使用，此后GPS導(dǎo)航處理設(shè)備即處于閑置狀態(tài)，上面級(jí)后續(xù)采用純慣性導(dǎo)航直至星箭分離。然而，此時(shí)上面級(jí)的主動(dòng)段任務(wù)才剛剛開(kāi)始，飛行控制需要進(jìn)行多次點(diǎn)火操作，其可靠性尤為重要，需要進(jìn)行多機(jī)重構(gòu)設(shè)計(jì)保證其可靠運(yùn)行，圖1為本發(fā)明實(shí)施例的一種測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)組成框圖，如圖所示， 系統(tǒng)主要包括射頻前端和信息處理平臺(tái)組成。[〇〇42]1、射頻前端
[0043]射頻前端S頻段收發(fā)通道和L頻段接收通道兩部分。其中:S頻段收發(fā)通道接收部分接收兩路S頻段信號(hào)，其中一路經(jīng)過(guò)移相器進(jìn)行相位偏移使之與另一路信號(hào)相位同步，對(duì)兩路信號(hào)合路、濾波并進(jìn)行低噪聲放大及AGC控制最后將信號(hào)輸出給信息處理平臺(tái)；S頻段發(fā)射部分對(duì)信息處理平臺(tái)輸出的遙測(cè)信號(hào)的功率放大、濾波，并分成兩路，分別通過(guò)兩個(gè)天線發(fā)射出去，還可以在發(fā)射鏈路功放前端加上一級(jí)濾波器，對(duì)輸入信號(hào)進(jìn)行濾波選擇。L頻段接收通道同時(shí)接收兩路GPS導(dǎo)航信號(hào)，其中一路經(jīng)過(guò)移相器進(jìn)行相位偏移使之與另一路信號(hào)相位同步，兩路信號(hào)合路、濾波后進(jìn)行低噪聲放大及AGC控制最后將信號(hào)輸出給信息處理平臺(tái)。
[0044]上述功能在一塊電路板中實(shí)現(xiàn)，一體化的設(shè)計(jì)避免了單一功能冗余帶來(lái)的硬件設(shè)備復(fù)雜化，優(yōu)化了系統(tǒng)整體功能，提高了系統(tǒng)硬件資源的利用效率，能夠兼顧多功能、高性能、高可靠和低成本需求。[〇〇45]2、信息處理平臺(tái)
[0046]信息處理平臺(tái)是可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制系統(tǒng)核心部分，可以在系統(tǒng)運(yùn)行過(guò)程中實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航功能和飛行控制功能的重構(gòu)。信息處理平臺(tái)由時(shí)鐘處理單元、電源變換單元、飛行控制單元、功能重構(gòu)單元、測(cè)控收發(fā)管理單元和配置管理單元組成。
[0047]圖2為信息處理平臺(tái)電路組成框圖。信息處理平臺(tái)電路主要由雙DSP處理器(DSP1 和DSP2)、FPGA1、FPGA2、FPGA3、EPR0M、SRAM1、SRAM2、AD(S)、AD(L)、DA和對(duì)外接口電路實(shí)現(xiàn)， 所述對(duì)外接口包括CAN總線、422串行接口等。其中，飛行控制單元主要由DSP2和SRAM2實(shí)現(xiàn)， 還有少部分功能在FPGA1中實(shí)現(xiàn);功能重構(gòu)單元主要由AD(L)、DSP1、SRAM1和FPGA2實(shí)現(xiàn);測(cè)控收發(fā)管理單元主要由六0(5)^?641、04(5)和接口電路實(shí)現(xiàn);配置管理單元主要由？?6六3和 EPROM實(shí)現(xiàn)。
[0048]以下對(duì)信號(hào)處理平臺(tái)各單元進(jìn)行詳細(xì)描述:
[0049]2.1電源變換單元[〇〇5〇]電源變換單元將外部輸入的+28V直流電源轉(zhuǎn)換為系統(tǒng)需要的+5V1/9.5W、+5V2/ 3W、+3.3V/1W和+5V/0.4W電源，首先，+28V先后經(jīng)過(guò)短路保護(hù)電路和浪涌抑制電路。短路保護(hù)電路是為了防止設(shè)備短路引起機(jī)上一次電源保護(hù)，浪涌抑制電路是防止設(shè)備啟動(dòng)時(shí)的浪涌電流對(duì)一次電源的沖擊。電源變換單元使用DVHF2805S、DVSA2805S和DVSA283R3S變換器， 具有較寬的工作溫度范圍，滿額定功率下的連續(xù)工作溫度為一 55°C?125°C，存儲(chǔ)溫度一 65 。(:?150。。。[0051 ]2.2時(shí)鐘單元
[0052]時(shí)鐘單元用于產(chǎn)生精確、同步的時(shí)鐘信號(hào)，供系統(tǒng)使用，圖3為系統(tǒng)時(shí)鐘單元連接關(guān)系圖，為了避免溫度對(duì)晶振的影響，時(shí)鐘單元采用溫度補(bǔ)償晶振為系統(tǒng)提供時(shí)間基準(zhǔn)，晶振通過(guò)時(shí)鐘緩沖器對(duì)時(shí)鐘進(jìn)行分路，分別向FPGA1和FPGA2輸出系統(tǒng)工作時(shí)鐘，經(jīng)過(guò)FPGA1內(nèi)部PLL后，產(chǎn)生的時(shí)鐘，輸出給與其連接的AD(S)、DA(S)、DSP2、CAN總線芯片使用，經(jīng)過(guò)FPGA2 內(nèi)部PLL后，輸出給與其連接的AD(L)和DSP1使用。FPGA1和FPGA2分別向DSP1和DSP2輸出同頻同相的主時(shí)鐘和制導(dǎo)時(shí)鐘，DSP1和DSP2通過(guò)主時(shí)鐘產(chǎn)生相同的主頻，DSP1和DSP2響應(yīng)制導(dǎo)時(shí)鐘同步制導(dǎo)運(yùn)算，這樣，可以確保DSP1和DSP2時(shí)鐘的同步性，也是保證雙機(jī)工作模式同步的硬件基礎(chǔ)，飛行控制周期根據(jù)一定倍數(shù)的時(shí)鐘周期確定，一般在20ms?200ms范圍選取。[〇〇53]2.3飛行控制單元[〇〇54]飛行控制單元的運(yùn)算功能在DSP2中實(shí)現(xiàn)，發(fā)送健康狀態(tài)信號(hào)的功能在FPGA1中實(shí)現(xiàn)，具體實(shí)現(xiàn)的功能有:[〇〇55] a)DSP2接收FPGA1的遙控?cái)?shù)據(jù)，對(duì)其進(jìn)行解析，得到遙控指令，執(zhí)行相應(yīng)的指令操作，遙控指令包括上行的導(dǎo)航參數(shù)修正、關(guān)鍵單機(jī)的斷電重啟及程控指令的故障干預(yù)等。 [〇〇56] b)DSP2按約定的協(xié)議將經(jīng)由FPGA1轉(zhuǎn)發(fā)的各遙測(cè)設(shè)備采集的遙測(cè)參數(shù)組幀后發(fā)回 FPGA1;控制FPGA1向FPGA3發(fā)送健康狀態(tài)信號(hào)，該健康信號(hào)為頻率為100Hz的方波信號(hào)。 [〇〇57] c)飛行控制單元實(shí)時(shí)判斷載體的高度是否超過(guò)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍；[〇〇58] d)當(dāng)載體的高度在衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍之內(nèi)時(shí)，以GPS衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)為例，當(dāng)載體飛行超過(guò)3000km時(shí)，GPS導(dǎo)航信息不滿足載體制導(dǎo)精度要求，認(rèn)為超出GPS衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍。DSP2控制FPGA1接收DSP1通過(guò)FPGA2發(fā)送的載體導(dǎo)航信息和由外部慣性測(cè)量組合通過(guò)對(duì)外接口輸入的慣導(dǎo)信息，所述慣導(dǎo)信息包括載體的姿態(tài)、位置和速度信息，在每個(gè)制導(dǎo)周期進(jìn)行組合導(dǎo)航運(yùn)算，即:使用導(dǎo)航信息修正慣性測(cè)量組合輸出的慣導(dǎo)信息，得到飛行控制參數(shù)，如載體姿態(tài)、位置和速度信息，根據(jù)飛行控制參數(shù)，執(zhí)行軌道控制運(yùn)算得到飛行控制指令，飛行控制指令包括當(dāng)前飛行時(shí)刻、外部執(zhí)行機(jī)構(gòu)如發(fā)動(dòng)機(jī)的開(kāi)關(guān)控制指令等，將飛行控制指令發(fā)送給FPGA1;[〇〇59] e)當(dāng)載體的高度超出衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，DSP2控制FPGA1接收慣導(dǎo)信息作為飛行控制參數(shù);根據(jù)飛行控制參數(shù)，執(zhí)行軌道控制運(yùn)算得到飛行控制指令，將飛行控制指令發(fā)送給FPGA1;
[0060] f)當(dāng)載體的高度超出衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，DSP2控制FPGA1向FPGA3發(fā)送重構(gòu)指令，重構(gòu)指令為寬度為100ms的脈沖信號(hào)；DSP2控制FPGA1接收FPGA2發(fā)送的同步請(qǐng)求指令，之后，控制FPGA1將飛行時(shí)刻發(fā)送給FPGA2,該飛行時(shí)刻為以起飛時(shí)刻為零點(diǎn)的累計(jì)飛行時(shí)間。接收FPGA2返回的同步飛行控制指令，將同步飛行控制指令與當(dāng)前飛行控制指令進(jìn)行一致性判斷，一致時(shí)，向FPGA2和FPGA3發(fā)送同步好指令。[0061 ]2.4功能重構(gòu)單元[〇〇62] 功能重構(gòu)單元具有兩種重構(gòu)狀態(tài):導(dǎo)航處理狀態(tài)和飛行控制備份狀態(tài)，AD(L)、 DSPUSRAM1和FPGA2實(shí)現(xiàn)，F(xiàn)PGA2已經(jīng)兼容了功能重構(gòu)單元兩種重構(gòu)狀態(tài)下的功能，所以重構(gòu)時(shí)只針對(duì)DSP1進(jìn)行重新加載。[〇〇63] 系統(tǒng)初始化時(shí)，F(xiàn)PGA3將導(dǎo)航處理程序從EPROM搬到SRAM1中，再經(jīng)過(guò)FPGA2加載到 DSP1，將實(shí)現(xiàn)導(dǎo)航信號(hào)處理和飛行控制備份接口功能的程序加載到FPGA2中，當(dāng)載體的高度在衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍之內(nèi)時(shí)，F(xiàn)PGA2接收時(shí)鐘單元發(fā)送的基準(zhǔn)時(shí)鐘信號(hào)，接收射頻AD (L)輸出的采樣信號(hào)，實(shí)現(xiàn)多個(gè)通道信號(hào)的捕獲、跟蹤和數(shù)據(jù)解調(diào)，產(chǎn)生導(dǎo)航衛(wèi)星數(shù)據(jù)發(fā)送至DSP1，DSP1根據(jù)接收的導(dǎo)航衛(wèi)星數(shù)據(jù)進(jìn)行單一或組合定位信息的導(dǎo)航解算得到載體的位置、速度等導(dǎo)航信息，該導(dǎo)航信息通過(guò)FPGA1發(fā)送給DSP2;DSP1還控制FPGA2發(fā)送健康狀態(tài)信號(hào)，所述健康信號(hào)為頻率為100Hz的方波信號(hào)。[〇〇64]當(dāng)載體的高度超出衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，F(xiàn)PGA3經(jīng)過(guò)FPGA2對(duì)DSP1的程序進(jìn)行重新加載，將飛行控制備份程序經(jīng)過(guò)FPGA2加載到DSP1中，使DSP1當(dāng)處于飛行控制備份狀態(tài)，完成加載后DSP1控制FPGA2向FPGA1發(fā)送同步請(qǐng)求指令，同步請(qǐng)求指令為寬度為50ms的脈沖信號(hào)，同步請(qǐng)求脈沖與制導(dǎo)時(shí)鐘的上升沿同步，控制FPGA2接收FPGA1發(fā)送的系統(tǒng)飛行時(shí)刻，將飛行時(shí)間變量更改為飛行控制單元的飛行時(shí)刻，接收經(jīng)由FPGA1轉(zhuǎn)發(fā)的慣導(dǎo)信息， 根據(jù)該慣導(dǎo)信息執(zhí)行軌道控制運(yùn)算得到同步飛行控制指令，將同步飛行控制指令發(fā)回到 FPGA1;實(shí)時(shí)檢測(cè)FPGA1發(fā)送的同步好指令，收到同步好指令之后，與DSP2互為備份，進(jìn)行遙控指令解析、飛行控制計(jì)算和遙測(cè)組幀處理，輸出飛行控制指令、遙測(cè)數(shù)據(jù)幀，控制FPGA2向 FPGA3發(fā)送健康狀態(tài)信號(hào)，所述健康信號(hào)為頻率為100Hz的方波信號(hào)。[0〇65]飛行控制單元和功能重構(gòu)單元的飛行控制周期同步，一個(gè)制導(dǎo)周期為20ms。飛行控制單元和功能重構(gòu)單元完成同步時(shí)間大約等于一個(gè)飛行控制周期中用于執(zhí)行飛行控制運(yùn)算的時(shí)間tl+指令傳遞時(shí)間t2,設(shè)計(jì)中tl+t2遠(yuǎn)小于飛行控制周期，本實(shí)施例中，飛行控制周期設(shè)置為20ms，tl+t2時(shí)間實(shí)測(cè)最大值為5.6ms，能夠確保在一個(gè)飛行控制周期內(nèi)完成飛行控制單元和功能重構(gòu)單元的同步。[〇〇66]2.5測(cè)控收發(fā)管理單元[〇〇67]測(cè)控收發(fā)管理單元主要由AD(S)、FPGA1、DA(S)和接口電路實(shí)現(xiàn)，接收無(wú)線電遙控信號(hào)，進(jìn)行信號(hào)解調(diào)，得到遙控?cái)?shù)據(jù)，發(fā)送至飛行控制單元和功能重構(gòu)單元。本實(shí)施例中，上行鏈路為:S頻段遙控信號(hào)通過(guò)AD(S)芯片采樣得到數(shù)字遙控信號(hào)，該數(shù)字遙控信號(hào)FPGA1進(jìn)行解調(diào)，得到遙控?cái)?shù)據(jù)發(fā)送至DSP2;下行鏈路為:FPGA1接收DSP2發(fā)送的遙測(cè)組幀數(shù)據(jù)，進(jìn)行 PCM-PSK調(diào)制，下行遙測(cè)對(duì)同一下行載波進(jìn)行調(diào)制，調(diào)制后的信號(hào)為中頻通過(guò)DA芯片發(fā)送至射頻前端。在FPGA1中產(chǎn)生健康狀態(tài)信號(hào)，發(fā)送給FPGA3,所述健康信號(hào)為頻率為100Hz的方波信號(hào)。[〇〇68]外圍高速AD和DA芯片，實(shí)現(xiàn)中頻信號(hào)的采集及輸出。AD為射頻AD芯片，用于對(duì)射頻前端輸入的S頻段遙控信號(hào)和L頻段GPS信號(hào)AD采樣和量化，為了實(shí)現(xiàn)一體化的設(shè)計(jì)，ADCS 片要兼容測(cè)控處理工作的S頻段和GPS頻段，故其帶寬必須足夠，選用芯片的全功率帶寬為 2.3GHz，內(nèi)部集成有可選的DEMUX降速模塊，比例1:1，1:2兩種可選速率，保證了在較高采樣率下的數(shù)據(jù)穩(wěn)定可靠傳輸。由于該芯片采樣率最高位1.5Gsps，對(duì)于輸入的S和GPS頻段，都不滿足低通采樣定理，但由于其帶寬較低，采用帶通采樣模式。[〇〇69] DAC芯片為射頻芯片，將遙測(cè)信號(hào)進(jìn)行DA轉(zhuǎn)換，DAC輸出2-3GHz的射頻信號(hào)，選用 DAC全功率帶寬6GHz，內(nèi)部集成有可選的MUX提速模塊，比例2:1和4:1兩種可選速率，保證了在較高采樣率下的數(shù)據(jù)穩(wěn)定可靠傳輸。
[0070]FPGA1還負(fù)責(zé)測(cè)控收發(fā)管理單元的所有數(shù)據(jù)接口管理，實(shí)現(xiàn)飛行控制單元對(duì)外的通信功能，如:通過(guò)CAN總線接口接收外部設(shè)備輸入的遙測(cè)參數(shù)(如，溫度、壓力等)和慣導(dǎo)信息，同時(shí)發(fā)送給DSP2和FPGA2，F(xiàn)PGA2的數(shù)據(jù)間接轉(zhuǎn)發(fā)到DSP1中；接收DSP1和DSP2發(fā)送的飛行控制指令，根據(jù)數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)選擇DSP2或DSP1輸出的飛行控制指令輸出給外部執(zhí)行機(jī)構(gòu)， 接收DSP2或DSP1發(fā)送的遙測(cè)數(shù)據(jù)幀，根據(jù)數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)選擇一路遙測(cè)數(shù)據(jù)幀進(jìn)行調(diào)制并輸出到射頻前端。
[0071]數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)有兩種狀態(tài)，為高電平時(shí)，選擇DSP2發(fā)送的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)外輸出，為低電平時(shí)，選擇DSP1發(fā)送的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)外輸出，初始狀態(tài)為高電平。[〇〇72]2.6配置管理單元[〇〇73] 配置管理單元主要由抗輻照FPGA3和EPROM實(shí)現(xiàn)，F(xiàn)PGA3為抗輻照芯片，可以承受惡劣的空間環(huán)境，EPROM用于存儲(chǔ)用戶程序和數(shù)據(jù)，用戶程序包括測(cè)控程序、導(dǎo)航處理程序、飛行控制主份程序、飛行控制備份程序，SRAM1和SRMA2用于存儲(chǔ)隨機(jī)讀取使用的數(shù)據(jù)。[〇〇74] 在系統(tǒng)初始化時(shí)，F(xiàn)PGA3將測(cè)控程序從EPROM加載到FPGA1中，將飛行控制主份程序從EPR0M加載到DSP2對(duì)應(yīng)的SRAM2中、將導(dǎo)航處理程序從EPR0M加載到功能重構(gòu)單元對(duì)應(yīng)的 SRAM1中，系統(tǒng)設(shè)置為單機(jī)工作模式。為了防止空間單粒子對(duì)存儲(chǔ)區(qū)產(chǎn)生單粒子翻轉(zhuǎn)效應(yīng)， 使器件邏輯狀態(tài)翻轉(zhuǎn)，即原來(lái)存儲(chǔ)的“〇”變?yōu)椤?”，或者“1”變?yōu)椤癌枴?，?shù)據(jù)的存儲(chǔ)和讀取采用了兩種單粒子防護(hù)設(shè)計(jì)手段，首先，將關(guān)鍵數(shù)據(jù)同時(shí)存儲(chǔ)在物理地址上三冗余的EPR0M上， 讀取時(shí)應(yīng)采取三取二表決的方式，并使用三取二后的結(jié)果進(jìn)行后續(xù)操作;其次，由于一般的 DSP不具備EDAC(Error Detect1n And Correct1n)功能，因此選用自帶EDAC電路的SRAM 器件，用于存儲(chǔ)快速調(diào)用的程序和數(shù)據(jù)，在寫入數(shù)據(jù)的時(shí)自動(dòng)生成一定位數(shù)的校驗(yàn)碼，與相應(yīng)數(shù)據(jù)一同進(jìn)行保存，讀取數(shù)據(jù)時(shí)也對(duì)校驗(yàn)碼進(jìn)行判決，如果出現(xiàn)一位錯(cuò)誤則自動(dòng)糾正，將正確數(shù)據(jù)送出，同時(shí)將修改以后的數(shù)據(jù)覆蓋原有錯(cuò)誤數(shù)據(jù)。[〇〇75]當(dāng)載體的高度超過(guò)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，F(xiàn)PGA3接收到FPGA1發(fā)送的重構(gòu)指令，從EPR0M中提取飛行控制單元備份程序，將其加載到DSP1對(duì)應(yīng)的SRAM1中，功能重構(gòu)單元成為飛行控制單元備份機(jī)狀態(tài)。實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)飛行控制單元發(fā)出同步好指令，收到同步好指令后，系統(tǒng)設(shè)置為雙機(jī)工作模式。
[0076]測(cè)控收發(fā)管理單元、功能重構(gòu)單元、飛行控制單元均向FPGA3發(fā)送健康狀態(tài)信號(hào)， 健康狀態(tài)信號(hào)為頻率為f?的方波信號(hào)，用來(lái)表征測(cè)控單元、功能重構(gòu)單元、飛行控制單元工作狀態(tài)，F(xiàn)PGA3對(duì)約定時(shí)間段T秒內(nèi)健康狀態(tài)信號(hào)的正脈沖進(jìn)行計(jì)數(shù)，當(dāng)正脈沖數(shù)超過(guò)閾值則認(rèn)為該單元“健康”，否則認(rèn)為該單元“不健康”，健康狀態(tài)信號(hào)的設(shè)計(jì)為可配置頻率，如設(shè)置心跳為頻率為100Hz的方波信號(hào)，此時(shí)一秒產(chǎn)生100個(gè)方波，判斷周期為ls，閾值設(shè)置為 90,則認(rèn)為Is周期內(nèi)收到90個(gè)方波信號(hào)認(rèn)為對(duì)應(yīng)的單元“健康”，也可以連續(xù)判斷Ts，對(duì)Ts的方波信號(hào)進(jìn)行統(tǒng)計(jì)和判斷。
[0077]當(dāng)系統(tǒng)為單機(jī)工作模式時(shí)，F(xiàn)PGA3根據(jù)飛行控制單元、功能重構(gòu)單元和測(cè)控收發(fā)管理單元的健康狀態(tài)信號(hào)分別判斷飛行控制單元、功能重構(gòu)單元和測(cè)控收發(fā)管理單元是否 “健康”，任何一個(gè)單元出現(xiàn)“不健康”時(shí)，F(xiàn)PGA3向相應(yīng)的單元對(duì)應(yīng)SRAM進(jìn)行程序刷新操作。 該設(shè)計(jì)主要目的是在系統(tǒng)單機(jī)工作模式下，健康狀態(tài)作為執(zhí)行刷新操作的依據(jù)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)故障的恢復(fù)。
[0078]當(dāng)系統(tǒng)為雙機(jī)工作模式時(shí)，功能重構(gòu)單元工作在飛行控制單元狀態(tài)，F(xiàn)PGA3根據(jù)收到的飛行控制單元與功能重構(gòu)單元的健康狀態(tài)信號(hào)判斷飛行控制單元或功能重構(gòu)單元是否“健康”，根據(jù)飛行控制單元或功能重構(gòu)單元是否“健康”，控制測(cè)控收發(fā)管理單元數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)。其控制測(cè)控收發(fā)管理單元數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)的具體方法為:當(dāng)飛行控制單元“不健康”， 功能重構(gòu)單元“健康”時(shí)，控制數(shù)據(jù)選通信號(hào)為低電平，否則，控制數(shù)據(jù)選通信號(hào)為高電平。 該設(shè)計(jì)主要目的是在系統(tǒng)雙機(jī)工作模式下，健康狀態(tài)作為選通信號(hào)控制的依據(jù)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)雙機(jī)主從的切換功能。由此可見(jiàn)，健康狀態(tài)信號(hào)在重構(gòu)前后的功能使用不同，對(duì)應(yīng)刷新操作和切機(jī)操作兩種不同的效果的故障處理措施，其中切機(jī)操作的屬于雙冗余模式下的故障處理方法，其可靠性更高。
[0079]本實(shí)施例應(yīng)用面臨嚴(yán)酷的空間輻照環(huán)境，為兼顧經(jīng)濟(jì)性和可靠性，本發(fā)明采用抗輻照芯片F(xiàn)PGA設(shè)計(jì)，單機(jī)工作模式下，各模塊通過(guò)抗輻照芯片進(jìn)行周期性的健康狀態(tài)監(jiān)測(cè)， 對(duì)故障單元進(jìn)行故障刷新，可以容忍部分故障發(fā)生，采用此方案，其余器件可以適當(dāng)降低元器件等級(jí)要求，從而降低產(chǎn)品成本。
[0080]圖5為一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)的重構(gòu)方法的流程圖，該方法的具體過(guò)程為:
[0081](1)對(duì)測(cè)控收發(fā)管理單元、功能重構(gòu)單元、飛行控制單元進(jìn)行配置和初始化，把導(dǎo)航處理程序加載至功能重構(gòu)單元，功能重構(gòu)單元接收導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，進(jìn)行導(dǎo)航解算，得到載體導(dǎo)航信息，測(cè)控收發(fā)管理單元、功能重構(gòu)單元、飛行控制單元共同完成測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制功能；[〇〇82](2)當(dāng)飛行器高度超過(guò)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，飛行控制單元向配置管理單元發(fā)送重構(gòu)指令；
[0083](3)配置管理單元接收到飛行控制單元發(fā)送的重構(gòu)指令之后，提取飛行控制單元備份程序，將其加載至功能重構(gòu)單元；
[0084](4)飛行時(shí)間同步處理，S卩:使功能重構(gòu)單元的飛行時(shí)間與飛行控制單元的飛行時(shí)間同步；
[0085]飛行時(shí)間同步處理過(guò)程為:
[0086](4a)功能重構(gòu)單元向飛行控制單元發(fā)送同步請(qǐng)求指令；
[0087](4b)飛行控制單元收到同步請(qǐng)求指令之后，將當(dāng)前飛行時(shí)刻發(fā)送給功能重構(gòu)單元；
[0088](4c)功能重構(gòu)單元將本地飛行時(shí)間調(diào)整為飛行控制單元的飛行時(shí)刻；
[0089](4d)功能重構(gòu)單元根據(jù)慣導(dǎo)信息執(zhí)行軌道控制運(yùn)算得到一幀飛行控制指令，記為同步飛行控制指令，將該同步飛行控制指令發(fā)回到飛行控制單元，所述同步飛行控制指令包含飛行時(shí)間；
[0090](4e)飛行控制單元接收功能重構(gòu)單元返回的同步飛行控制指令，對(duì)同一飛行時(shí)刻的飛行控制單元與同步飛行控制指令進(jìn)行比對(duì)，一致，則認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元已同步好，向功能重構(gòu)單元和配置管理單元發(fā)送同步好指令;不一致，則認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元不同步，不發(fā)送同步好指令。
[0091](5)完成飛行時(shí)間同步之后，功能重構(gòu)單元與飛行控制單元互為備份，同時(shí)進(jìn)行遙控指令解析、飛行控制計(jì)算和遙測(cè)組幀處理，執(zhí)行遙控指令，輸出飛行控制指令、遙測(cè)數(shù)據(jù)幀；
[0092](6)根據(jù)飛行控制單元和功能重構(gòu)單元的“健康”狀態(tài)選通飛行控制單元或功能重構(gòu)單元的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)幀輸出。
[0093]飛行控制單元判斷飛行控制單元和功能重構(gòu)單元是否同步的方法還可以采用下述多次判決的方案:飛行控制單元中設(shè)置兩個(gè)計(jì)數(shù)器，一個(gè)為同步失敗計(jì)數(shù)器，另一個(gè)為同步好計(jì)數(shù)器;功能重構(gòu)單元將其飛行時(shí)間調(diào)整為飛行控制單元的飛行時(shí)刻之后，在每個(gè)制導(dǎo)周期，根據(jù)慣導(dǎo)信息執(zhí)行軌道控制運(yùn)算得到一幀飛行控制指令，記為同步飛行控制指令， 將該同步飛行控制指令發(fā)回到飛行控制單元，飛行控制單元發(fā)送重構(gòu)指令時(shí)，將同步失敗計(jì)數(shù)器和同步好計(jì)數(shù)器清零，之后，在每個(gè)制導(dǎo)周期對(duì)當(dāng)前飛行控制指令與接收到的同步飛行控制指令進(jìn)行比對(duì)，不一致時(shí)，同步失敗計(jì)數(shù)器加1，并將同步好計(jì)數(shù)器清零，同步失敗計(jì)數(shù)值達(dá)到M時(shí)，M多2(本實(shí)施例中M取3)，認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元不同步，不發(fā)送同步好指令;一致時(shí)，將同步好計(jì)數(shù)器加1，當(dāng)同步好計(jì)數(shù)器達(dá)到N，N多2(本實(shí)施例中N取 5)且同步失敗計(jì)數(shù)器值小于M時(shí)，認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元的飛行時(shí)間同步，發(fā)送同步好指令。
[0094]本發(fā)明采取同步策略確保系統(tǒng)重構(gòu)為雙機(jī)模式后主備單元時(shí)間基準(zhǔn)和輸出飛控指令的一致性，同步采用雙計(jì)數(shù)判斷方式，避免因某一次同步判斷失敗導(dǎo)致系統(tǒng)同步失敗， 提高系統(tǒng)同步的成功概率，雙計(jì)數(shù)的閾值可以結(jié)合實(shí)際的故障模式設(shè)計(jì)進(jìn)行修改，具有靈活性。
[0095]本發(fā)明說(shuō)明書(shū)中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員公知技術(shù)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)，其特征在于包括射頻前端和信息處理 平臺(tái)，射頻前端包括S頻段收發(fā)通道和L頻段接收通道兩部分，S頻段收發(fā)通道接收遙控信 號(hào)，將其濾波、放大和AGC控制，發(fā)送到信息處理平臺(tái)，同時(shí)將信息處理平臺(tái)輸出的遙測(cè)信號(hào) 通過(guò)下行無(wú)線電信號(hào)下傳，L頻段接收通道接收導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，將其濾波、放大和AGC控制， 發(fā)送到信息處理平臺(tái)，信息處理平臺(tái)包括飛行控制單元、功能重構(gòu)單元、測(cè)控收發(fā)管理單元 和配置管理單元，其中:配置管理單元存儲(chǔ)測(cè)控程序、導(dǎo)航處理程序、飛行控制主份程序、飛行控制備份程序， 系統(tǒng)初始化時(shí)，配置管理單元將測(cè)控程序加載到測(cè)控收發(fā)管理單元、將飛行控制主份程序 加載到飛行控制單元、將導(dǎo)航處理程序加載到功能重構(gòu)單元，系統(tǒng)設(shè)置為單機(jī)工作模式；飛行控制單元實(shí)時(shí)判斷載體的高度是否超過(guò)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)工作范圍；當(dāng)載體的高度在衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍之內(nèi)時(shí)，系統(tǒng)一直工作在單機(jī)工作模式下，功 能重構(gòu)單元接收射頻前端發(fā)送的導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，進(jìn)行導(dǎo)航解算，得到載體導(dǎo)航信息，飛行控 制單元根據(jù)載體導(dǎo)航信息和慣導(dǎo)信息，進(jìn)行組合導(dǎo)航運(yùn)算，得到飛行控制參數(shù)，根據(jù)該飛行 控制參數(shù)，執(zhí)行軌道控制運(yùn)算，得到飛行控制指令，該飛行控制指令通過(guò)測(cè)控收發(fā)管理單元 發(fā)送給外部執(zhí)行機(jī)構(gòu)；與此同時(shí)，測(cè)控收發(fā)管理單元接收射頻前端發(fā)送的遙控、遙測(cè)信號(hào)， 進(jìn)行信號(hào)解調(diào)，得到遙控?cái)?shù)據(jù)和遙測(cè)參數(shù)，飛行控制單元解析遙控?cái)?shù)據(jù)執(zhí)行遙控指令，對(duì)遙 測(cè)參數(shù)重新組幀發(fā)回給測(cè)控收發(fā)管理單元，再由測(cè)控收發(fā)管理單元發(fā)送到射頻前端；當(dāng)載體的高度超出衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，配置管理單元將飛行控制備份程序加載 至功能重構(gòu)單元進(jìn)行重構(gòu)，完成重構(gòu)之后，功能重構(gòu)單元向飛行控制單元發(fā)送的同步請(qǐng)求 指令，由飛行控制單元和功能重構(gòu)單元共同完成飛行時(shí)間同步處理，之后，飛行控制單元發(fā) 送同步好指令給配置管理單元和功能重構(gòu)單元，系統(tǒng)切換到雙機(jī)工作模式，飛行控制單元 和功能重構(gòu)單元同時(shí)解析遙控?cái)?shù)據(jù)、執(zhí)行遙控指令，進(jìn)行遙測(cè)組幀處理和根據(jù)慣導(dǎo)信息進(jìn) 行飛行控制計(jì)算得到飛行控制指令，發(fā)送遙測(cè)數(shù)據(jù)幀和飛行控制指令給測(cè)控收發(fā)管理單 元，并同時(shí)發(fā)送健康狀態(tài)信號(hào)給配置管理單元，配置管理單元根據(jù)飛行控制單元或功能重 構(gòu)單元是否“健康”，控制測(cè)控收發(fā)管理單元數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)，測(cè)控收發(fā)管理單元根據(jù)數(shù)據(jù)選 通開(kāi)關(guān)選擇飛行控制單元或功能重構(gòu)單元的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)輸出。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)，其特征在于當(dāng) 系統(tǒng)工作在單機(jī)工作模式下時(shí)，所述飛行控制單元、功能重構(gòu)單元、測(cè)控收發(fā)管理單元也向 配置管理單元發(fā)送健康狀態(tài)信號(hào)，配置管理單元根據(jù)飛行控制單元、功能重構(gòu)單元和測(cè)控 收發(fā)管理單元的健康狀態(tài)信號(hào)分別判斷飛行控制單元、功能重構(gòu)單元和測(cè)控收發(fā)管理單元 是否“健康”，對(duì)“不健康”的單元進(jìn)行程序重新加載。3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)，其特征在于 所述健康狀態(tài)信號(hào)為方波信號(hào)，根據(jù)健康狀態(tài)信號(hào)判斷測(cè)控收發(fā)管理單元、飛行控制單元 或功能重構(gòu)單元是否“健康”的具體方法為:對(duì)約定時(shí)間段T秒內(nèi)健康狀態(tài)信號(hào)的正脈沖進(jìn) 行計(jì)數(shù)，當(dāng)正脈沖數(shù)超過(guò)閾值則認(rèn)為該單元“健康”，否則認(rèn)為該單元“不健康”。4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)，其特征在于所 述方波信號(hào)的頻率為f時(shí)，閾值為T X f X 0.9。5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)，其特征在于所 述配置管理單元根據(jù)飛行控制單元或功能重構(gòu)單元是否“健康”，控制測(cè)控收發(fā)管理單元數(shù)據(jù)選通開(kāi)關(guān)的具體方法為:當(dāng)飛行控制單元“不健康”，功能重構(gòu)單元“健康”時(shí)，選擇功能重 構(gòu)單元發(fā)送的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)外輸出，否則，選擇飛行控制單元發(fā)送的飛行控 制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)輸出給射頻前端。6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)，其特征在于所 述配置管理單元采用抗輻照芯片實(shí)現(xiàn)。7.—種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)的重構(gòu)方法，其特征在于包括如下步 驟:(1)對(duì)測(cè)控收發(fā)管理單元、功能重構(gòu)單元、飛行控制單元進(jìn)行配置和初始化，把導(dǎo)航處 理程序加載至功能重構(gòu)單元，功能重構(gòu)單元接收導(dǎo)航衛(wèi)星信號(hào)，進(jìn)行導(dǎo)航解算，得到載體導(dǎo) 航信息，測(cè)控收發(fā)管理單元、功能重構(gòu)單元、飛行控制單元共同完成測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制功 能；(2)當(dāng)飛行器高度超過(guò)衛(wèi)星導(dǎo)航系統(tǒng)作用范圍時(shí)，飛行控制單元向配置管理單元發(fā)送 重構(gòu)指令；(3)配置管理單元接收到飛行控制單元發(fā)送的重構(gòu)指令之后，提取飛行控制單元備份 程序，將其加載至功能重構(gòu)單元；(4)飛行時(shí)間同步處理，S卩:使功能重構(gòu)單元的飛行時(shí)間與飛行控制單元的飛行時(shí)間同 步；(5)完成飛行時(shí)間同步之后，功能重構(gòu)單元與飛行控制單元互為備份，同時(shí)進(jìn)行遙控指 令解析、飛行控制計(jì)算和遙測(cè)組幀處理，執(zhí)行遙控指令，輸出飛行控制指令、遙測(cè)數(shù)據(jù)幀；(6)根據(jù)飛行控制單元和功能重構(gòu)單元的“健康”狀態(tài)選通飛行控制單元或功能重構(gòu)單 元的飛行控制指令和遙測(cè)數(shù)據(jù)幀輸出。8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)的重構(gòu)方法，其 特征在于步驟(4)飛行時(shí)間同步處理過(guò)程為:(4a)功能重構(gòu)單元向飛行控制單元發(fā)送同步請(qǐng)求指令；(4b)飛行控制單元收到同步請(qǐng)求指令之后，將當(dāng)前飛行時(shí)刻發(fā)送給功能重構(gòu)單元；(4c)功能重構(gòu)單元將本地飛行時(shí)間調(diào)整為飛行控制單元的飛行時(shí)刻；(4d)功能重構(gòu)單元根據(jù)慣導(dǎo)信息執(zhí)行軌道控制運(yùn)算得到一幀飛行控制指令，記為同步 飛行控制指令，將該同步飛行控制指令發(fā)回到飛行控制單元，所述同步飛行控制指令包含 飛行時(shí)間；(4e)飛行控制單元接收功能重構(gòu)單元返回的同步飛行控制指令，對(duì)同一飛行時(shí)刻的飛 行控制單元與同步飛行控制指令進(jìn)行比對(duì)，一致，則認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元已 同步好，向功能重構(gòu)單元和配置管理單元發(fā)送同步好指令;不一致，則認(rèn)為功能重構(gòu)單元和 飛行控制單元不同步，不發(fā)送同步好指令。9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的一種可重構(gòu)測(cè)控、導(dǎo)航、飛行控制一體化系統(tǒng)的重構(gòu)方法，其 特征在于步驟(4e)的另一種實(shí)現(xiàn)方法為:飛行控制單元中設(shè)置兩個(gè)計(jì)數(shù)器，一個(gè)為同步失 敗計(jì)數(shù)器，另一個(gè)為同步好計(jì)數(shù)器，所述功能重構(gòu)單元將其飛行時(shí)間調(diào)整為飛行控制單元 的飛行時(shí)刻之后，在每個(gè)制導(dǎo)周期，根據(jù)慣導(dǎo)信息執(zhí)行軌道控制運(yùn)算得到一幀飛行控制指 令，記為同步飛行控制指令，將該同步飛行控制指令發(fā)回到飛行控制單元，飛行控制單元發(fā) 送重構(gòu)指令時(shí)，將同步失敗計(jì)數(shù)器和同步好計(jì)數(shù)器清零，之后，在每個(gè)制導(dǎo)周期對(duì)當(dāng)前飛行控制指令與接收到的同步飛行控制指令進(jìn)行比對(duì)，不一致時(shí)，同步失敗計(jì)數(shù)器加1，并將同 步好計(jì)數(shù)器清零，同步失敗計(jì)數(shù)值達(dá)到M時(shí)，2,認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元不同 步，不發(fā)送同步好指令;一致時(shí)，將同步好計(jì)數(shù)器加1，當(dāng)同步好計(jì)數(shù)器達(dá)到N，N>2且同步失 敗計(jì)數(shù)器值小于M時(shí)，認(rèn)為功能重構(gòu)單元和飛行控制單元的飛行時(shí)間同步，發(fā)送同步好指令。
【文檔編號(hào)】G05D1/10GK105955299SQ201610403780
【公開(kāi)日】2016年9月21日
【申請(qǐng)日】2016年6月8日
【發(fā)明人】張義超, 于秀麗, 汪文明, 張緒斌, 孫戎, 曹夢(mèng)磊, 周文勇, 安雪巖, 張勁松, 高驥, 陸浩然, 陳益, 張鎮(zhèn)琦, 劉小旭, 胡聲超
【申請(qǐng)人】北京宇航系統(tǒng)工程研究所, 中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院