1 1 前言
随着航天技术的发展，新型航天飞行器不断涌现，各种用途的 导弹正不断地走向高精度和小型化的道路。高精度要求航天飞行器和导弹的制导控 制精度高、稳定性好，能够适应复杂的外界环境。因此控制算法比较复杂、计算速度快、精 度高。小型化则要求航天飞行器和导弹的体积小、机动性好，在同等有效载荷的情况下，对 控制系统的重量和体积提出了更高的要求，要求控制计算机的性能越高越好，体积越小越好。性能指标和体积限制迫切需要研制新型的弹载控制计算机。 随着数字信号处理器(DSP)性能的迅速提高和成本价格的下 降，DSP的应用范围不断扩大，开始在通用数字信号处理、通讯、语音处理、图像处理、自动控制和仪表仪器及 军事与尖端科技等方面，以其强大的指令系统及接口功能显示出功能强、速度快、编程和开发方便等特点。利用DSP的性能，解决了高速与微型的矛盾，成功研制出了集 高速度、高精度和小型化于一体的基于DSP的新型弹载控制计算机，并通过了地面的性能测 试。
2 2 常用的弹载控制计算机的特点
弹载计算机要求具有实时性、可靠性、嵌入性等特点。实时性要求对输入的信 息数据以最快 的速度处理，以最短的时间延迟输出控制指令去控制导弹的飞行。可靠性要求能够在恶劣的环境条件下使用，抗干扰能力强，要有宽工作温度范围、抗振动和冲击、耐潮湿、抗电磁干 扰等特点。嵌入性要求最轻最小的体积重量。但这些条件很难同时满足，系统设计时，需要综合考虑。
基于PC机和基于单片机是常用的两种弹载控制计算机。
基于PC机的弹载控制计算机是以Intel 80×86为CPU，外围加上相应的协处理器、内存、硬 盘 、接口电路（包括A/D和D/A、串行通讯等）等组成。和普通的商用计算机比较类似，采用高级语音设计，编程比较容易，研制的厂家多，技术也比较成熟；32位字长，有协处理器配合可以作较高精度的浮点运算，主频15～66 MHz，甚至更高，整体速度快，相当于286～486的性能；寻址能力强，可以访问到外部M bit～G bit的空间，能够 进行实时的高精度和高速度计算。但接口能力差，需要较多的外围接口器件配合，体积大，不易实现小型化。
基于单片机的弹载控制计算机主要由以Intel 8031为核心的51系列单片机或96系列单片机组 成中央处理器，外围配以少量的接口器件组成。其接口能力强、I/O管脚多、可直接驱动逻辑电路，功耗大、体积小，可将RAM、ROM、CPU集成在单片上，有的可同 时集成晶振和看门狗WTD电路，减少了系统的复杂程度、方便了使用、提高了可靠性，嵌入性能很好。但其整体计算性能差，这种计算机一般是8位、准16位或16位，没 有浮点运算指令，无法进行复杂的计算，计算精度差；晶振常为1～16 MHz，寻址能力有限， 通常只有几十千字节至几百千字节的能力，无法完成实时计算与高精度的控制任务，一般多 用于简易控制系统中。
DSP同时具备了这两者的优点，可以满足高性能和小型化的要求。
3 3 DSP的发展现状
半导体技术同IT技术一样也在不断地发展。世界上第1个单片DSP是AM I公 司在1978年发布的，定点位数12/16，一次乘法和加法的时间(MAC)为300 ns。在那以后， 世界上有许多著名的半导体厂家陆续推出了自己的DSP，从定点到浮点，生产工艺不断改善 ，硬件资源越来越丰富，运算速度越来越快，性能越来越高，功耗、体积也越来越小。以美国德州仪器公司（TI公司）生产的DSP为例，1982年推出了第1代的定点DSP，到1997年推出 的C 6X浮点DSP以及多处理器芯片TMS320C8X，后者集成了5个高性能的DSP，可以并行运算，实时处理能力达每秒20亿次操作，精度达到了64位。就其1989年推出的第1代浮点DSP而言，MAC 已达60 ns，浮点位数已达40位；具有指令功能强，指令集有113条指令，大部分指令是单周期的，采用流水线操作，支持32位浮点乘法和并行指令；有5类寻址方式，这些类中又 可采用6种寻址类型；16 Mbit可寻址范围。计算速度和精度已达到甚至 超过了PC机的CPU；体积小，具有丰富的硬件资源和灵活方便的接口，使得D SP 在要求高性能和小型化的导弹控制上具有良好的应用条件和前景。 研制基于DSP的新一代弹载控制计算机，虽然有卓越的性能和微小的体积作保证， 但关键在于控制系统整体方案设计。
4 4 基于DSP新型弹载控制计算机的方案设计
在整体方案设计之前，要对导弹的任务和实现的目标作需求分析。根据 导弹总体的要求和控 制对象的复杂程度，选择控制周期；按照控制周期内控制计算量来确定弹上计算的类型和运算速度，并结合外部单元确定接口方案，以及对抗干扰因素的考虑，可确定整体的通讯协议 和接口形式。
4.1控制系统整体组成框图
在导弹的飞行过程中，为了精确地命中目标，需要对其飞行姿态进行控制，引导导弹准确飞 向目标。为了进行姿态控制，通常需要获得弹体飞行姿态的实时参数，以及目标和导弹的相对位置关系。有了这些信息参数，经过控制计算机的控制算法计算，实时输出控制量到执行 机构，从而实现对导弹的控制，其构成示意图见图1。
图1弹载控制计算机的接口框图
4.2 控制系统整体方案设计原则和设计思路
由图1的接口组成可看出信息数据的流向。接口设计是一个重 要的环节，其设计质量将直接影响系统的性能。为了减轻计算机的负担，外部的输入信号 用中断方式读入，信号输入输出时要考虑抗干扰性。所设计的整体方案要易于实现，对不同 型号的导弹要有一定的适应性，对于要求相近的型号，应该以修改控制软件为主，以少改动或不改动硬件设计为好。这些要求都要在方案设计的各个环节中考虑。
4.3 弹载控制计算机与外围的接口设计
弹载控制计算机与外围的单元进行数据交换时，惯性器件应以脉冲数的 方式将信息数 据送出，由弹载控制计算机对其计数，转换为数据，这样不但加大了弹载控制计算机的负担，而且惯性器件对应的模数转换和隔离也复杂了。参考美国国军标和前苏联 的做法，并考虑到新型敏感装置或惯性器件中都采用了计算机或单片机。为了简化弹载控制计算机与外围单元交换数据的接口电路、减少隔离措施，可采用RS-485、RS-232或RS-422 通讯协议。为了减少弹载控制计算机和外围单元串行通讯的时间开销，同时也为了减少接口器件的数目、提高整体系统的可靠性，选用UART通讯接口芯片，可实现异步串行通 讯、数据采用中断方式读入控制计算机。由于DSP的I/O资源有限，需要控制大量外部接口线，在扩展I/O时，可直接借用UART控制器（如16C550，16C554）的闲置MODEM管 脚，而省去了扩展I/O带来的不可靠因素。
控制伺服机构常用的是4个舵机，飞行中要求这4个舵机同时动作，相互之间不能有延迟。 由于结构上的限制，舵机的控制器离弹载控制计算机有一定的距离，为了抗干扰和提高系统可靠性，仍然需要串行通讯。为了保证控制精度，舵机的伺服控制器一般采用12位或更高的 D/A得到控制指令。如果考虑到通讯的数据量、舵机的工作方式和控制的实时性要求，在满足精度的前提下，选用12位的D/A变换比较合适，如选用MAX536，其通讯的数据格式见图2 。
由图2可知，在1个字的通讯数据中，除了12位的D/A数据外，还可以用高4位地址/命 令位的 不同组合来实现“逐个送数，同时输出”，达到同时控制4个舵机的目的。这样的选择可以实现和C31的无逻辑连接。
图2MAX536的数据格式（高位在前）
4.4 DSP的选择
DSP的选择要从控制性能要求、接口、计算速度、计算精度、软件的编 制和软件的移植性等方面考虑。参考图1，由于通讯接口采用了UART控制器，使得原本比较费时的通讯耗时很少，几乎可以不考虑，这样DSP计算速度的选择就由控制方案中控制方程计算量的大 小来定，对于摆动频率不超过10 Hz的小型导弹，采用2 ms控制周期，选用50 MHz晶振的DSP 即 可满足需求。考虑到编程的方便和程序的移植性，选用浮点的DSP比较合适，再加上 对所需硬件资源，又选择了TMS320C31-50及选择微计算机工作模式，其主要硬件资源列于表 1，功能模块如图3所示。对于升级，可以考虑选用TMS320C4X 或TMS320C6X系列。
图3TMS320C31的功能模块图
表1TMS320C31主要硬件资源
数据/程序总线 STRB: 32位数据，24位地址
内部RAM 2K字, RAM0 1K; RAM1 1K
串行I/O口 1个高速串行口
DMA控制器 单通道
定时器 两个，32位
外部中断源 4个：INT0～INT3
仿真器接口 1个
互锁信号 两个：XF0,XF1
其他 保持、复位等信号
4.5 控制逻辑的设计
为了进行与外部数据的交换，需要片选、数据线、地址线等时 序信号按照规定的逻辑关系工 作，即系统要在逻辑控制关系的协调下，才能形成工作时序，系统才能正常工作。这种逻辑控制关系一般可用门电路或逻辑宏单元实现。为了实现4.2中的通用性，同时也是为了减少 硬件的数目，提高系统的可靠性，选用了逻辑宏单元。通过对系统所需的逻辑控制信号数目的分析，调试硬件时更改逻辑控制信号，选用了Lattice公司的在线逻辑编 程单元isp1610E。按照逻辑关系，编写出逻辑控制方程，用专用电缆download后，即可实现逻辑控制。调试过程可参考硬件调试流程图。
4.6 4.6 RAM和ROM的选择
TMS320C31型DSP采用改进的哈佛结构，程序和数据统一存放，如果 整个计算程序的大小不超 过2 K×32位，则可以放在DSP内部RAM运行，无需扩展。但由于用户程序一般都会超过2 K， 需 要按照程序的大小扩展32位的RAM。所选择RAM的速度必须小于DSP的读写周期。TMS320C31-5 0全速运行时的读写周期为20 ns，因此，选择了4片15 ns的128 K×8位RAM来组成系统的RAM 。 当DSP工作在微计算机模式时，程序要存放在EEPROM或FLASH中，在系统上电时，由Bootlood 程序搬移到外部的RAM中运行。选择ROM时，同样需要考虑容量和速度，由于DSP总线最多有7 个周期的延迟，因此，ROM的速度最慢不得超过该限制。容量要大于程序的大小。
按上述原则选择好基本器件，根据数据流向、地址总线、数据总线和工作时序的要求依次设 计并实现弹载控制计算机。
图4基于DSP新型弹载控制计算机原理框图
5 5 基于DSP的新型弹载控制计算机的实现和调试
5.1 硬件生产和调试
在方案设计的基础上，结合导弹控制的需求，选择合适的DSP和接口器件， 构成了基于DSP的弹上新型控制计算机。图4为根据具体需求所设计的硬件原理框图。
5.2 软件设计和调试
为了实现软件的模块化设计，应对经过数学仿真验证的控制算法进 行分析，按照功能进行 模块划分，形成一个个的功能模块。按照工作流程和控制规律，将一个个的功能模块组成整体软件。为了方便和硬件的联调，软件设计时可以考虑混合语言编程，对硬件接口控制多的地方，选用汇编语言；对算法复杂、计算量大的，可采用C语言。 整体软件框图如图5所示。
5.3硬件和软件联调
软件和硬件调试分别通过后，就可进行软件和硬件的联调。先用仿真器将 根据控制算法所编写的控制软件下载到硬件的DSP中，测试输出的控制结果是否正确。确认得到正确的结果后，将程序烧录到EEPROM存储器中，脱离仿真器进行地面试验。如果结果不正确，查找 并修正错误，返回前一步重新调试；一切控制 正常，则到此就完成了整体设计、硬件生产和调试、软件设计和调试、软硬件的系统联调，形成了基于DSP的新型弹载控制计算机。
6 6 结束语
随着技术的不断发展，DSP将以它特有的优越性能在军事和高科技 中得到广泛的应用。本文以高精度和小型化的导弹飞行控制为例，详细地说明了基于DSP的新型弹载控制计算机的研制，并通过了地面的性能测试。但在上弹之前，还需经过更多的试验和测试（如振动、冲击 、温度循环、老化试验等），同时要经过逐步的工程化，期望能够在其他导弹型号和航天飞行器中得到更广泛的应用。
致谢
在系统的设计和调试中，得到了曾庆湘研究员的大力支持和帮助，在此谨表诚挚的谢意。
请署名作者：
刘军虎、吕级三 （中国运载火箭技术研究院，北京，100076）
吴学森 (北京特殊机电研究所，北京，100076)