一种集成飞行控制模组

技术领域

本发明属于导弹技术领域，具体涉及一种集成飞行控制模组。

背景技术

近年来，我国的短程空地导弹、火箭弹控制系统均采用分体式设计，CPU数量多，占用空间大，功耗高，速率慢。将控制电路集成，形成集成飞行控制模组，不仅功耗降低，而且大大降低了成本和占用空间，同时，采用标准化接口，还可以提高产品的可靠性。

发明内容

本发明针对分体式飞行控制模组占用空间大，功耗高，速率慢的问题和不足，提供一种集成飞行控制模组。

为了实现上述目的，本发明的技术方案是：

一种集成飞行控制模组，包括主控制器、制导部件、惯导部件、舵机部件及发动机部件，其中，主控制器采用多任务嵌入式系统，并行运行飞行演算与控制、制导控制、舵机控制、发动机控制多个应用程序；主控制器与制导部件、舵机部件、发动机部件之间采用串行通讯，串行通讯协议通过FPGA配置实现；上述通讯接口均采用标准航空连接器连接；

集成飞行控制模组的主控制器将采集到的舵机实时位置数据，与发控装置传来的位置指令数据，带入到组合控制算法中进行运算，组合控制算法包括多个具体型号的控制模型，运算处理后得到的PWM调制波形作为舵机控制的输入信号；

主控制器依据具体型号的控制模型演算发动机需要的参数，角速率传感器实时测量弹飞行过程中的转速，由脉冲点火算法控制脉冲发动机点火，产生相应的控制力及控制力矩实现姿态稳定，使弹按基准方向飞行直至命中目标；

集成飞行控制模组安装在导弹仪器舱，所述主控制器与发射载具上的发控装置交互数据。

本发明具有以下有益效果：

1)本发明将制导部件、舵机部件、发动机部件的控制电路整合到集成飞行控制模组，集成飞行控制模组与制导部件、舵机部件之间采用串行通讯，操作简单，稳定可靠。

2)系统采用标准化接口，提高了产品的可靠性。飞行器稳定可靠运行的基础上小型化得以实现。

3)对集成飞行控制模组中高功耗器件进行低功耗器件替代，降低功耗，减少发热；对驱动电路中的分立元器件进行集成处理，减少元器件数量；PCB印制板设计时，对电源和信号电路、高度和低速信号电路布线进行分区域设计，减少电路布线时的干扰、互扰动设计，降低系统噪声。

附图说明

图1为集成飞行控制模组工作流程图。

具体实施方式

以下结合附图介绍本发明详细技术方案：

一种集成飞行控制模组，包括主控制器、制导部件、惯导部件、舵机部件及发动机部件，其中，主控制器采用多任务嵌入式系统，并行运行飞行演算与控制、制导控制、舵机控制、发动机控制多个应用程序；主控制器与制导部件、舵机部件、发动机部件之间采用串行通讯，具体的通讯协议通过FPGA配置实现；上述通讯接口均采用标准航空连接器连接；

集成飞行控制模组安装在导弹仪器舱，所述主控制器与发射载具上的发控装置交互数据。

集成飞行控制模组的主控制器接收来自发控装置的控制指令并将控制指令执行的实时状态上行送至上位机的任务，还要并行运行飞行演算与控制、制导控制、舵机控制、发动机控制多个应用程序。经过ARM内部组合式控制算法的运算产生控制指令，经接口与制导部件、舵机部件通讯使其执行命令。在进行数据传送时，按照数据位的顺序依次传送；经CAN总线控制通讯与发动机部件通讯使其执行命令。制导部件、舵机部件、发动机部件收到控制信号后执行相应命令。

集成飞行控制模组的主控制器将采集到的舵机实时位置数据，与发控装置传来的位置指令数据，带入到组合控制算法中进行运算，运算处理后得到的PWM调制波形作为舵机控制的输入信号。

主控制器由制导控制，角速率传感器实时测量弹飞行过程中的转速，由脉冲点火算法控制脉冲发动机点火，产生相应的控制力及控制力矩实现姿态稳定，使弹按基准方向飞行直至命中目标。

处理器为ARM处理器，功耗降低了30％；FPGA处理器，功耗降低了60％。对系统中高功耗器件进行低功耗器件替代后，系统功耗下降，发热减少，运行可靠。

集成飞行控制模组PCB印制板设计时，对电源和信号电路、高度和低速信号电路布线进行分区域设计，减少电路布线时的干扰、互扰动设计，降低系统噪声。电路中三个系统电路分区布板，在电源电路，驱动电路的电源引脚处增加去耦电容，

电路设计布设完整地平面，以降低电磁干扰及噪声干扰。驱动电路和电机的运动会带来较大的高频噪声，对主控制器电路会产生影响，在电路板上单独划出一块地方，作为驱动电路的布线区域，以保证驱动电路中的高频噪声不会传送到主控制器电路。流经电路板走线的开关电流将引起电压发生变化，电路板走线存在寄生电感，采用公式计算电压的变化：V＝Ldl/dt。其中：V＝电压的变化，L＝电路板走线感抗，dl＝流经走线的电流变化，dt＝电流变化的时间。完整地平面可以降低电路中的dl/dt，减少噪声进入电路。使系统稳定可靠运行。