摘 要：根據(jù)全球定位系統(tǒng)設(shè)計(jì)的GPS試驗(yàn)系統(tǒng)已用于導(dǎo)彈的飛行試驗(yàn)。本文簡述了在GPS試驗(yàn)系統(tǒng)的平臺上開發(fā)的導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置。該裝置可以將采集到的導(dǎo)彈參數(shù)以無線的方式發(fā)送給同機(jī)的GPS試驗(yàn)系統(tǒng)。GPS試驗(yàn)系統(tǒng)將導(dǎo)彈數(shù)據(jù)和GPS數(shù)據(jù)傳送至指揮塔臺。這樣可以在試驗(yàn)中實(shí)時(shí)、同時(shí)獲得飛機(jī)的飛行參數(shù)和導(dǎo)彈的工作參數(shù)。

關(guān)鍵詞：全球定位系統(tǒng) 飛行試驗(yàn) 導(dǎo)彈

中圖分類號：G631 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1672-3791（2012）12（c）-0061-02

全球定位系統(tǒng)（Global Positioning System，簡稱GPS）是美國從20世紀(jì)70年代開始研制的用于軍事部門的新一代衛(wèi)星導(dǎo)航與定位系統(tǒng)，歷時(shí)20年，耗資200多億美元，并于1994年全面建成。衛(wèi)星導(dǎo)航定位系統(tǒng)具有全能性、全球性、全天候、連續(xù)性和實(shí)時(shí)性的精密三維導(dǎo)航與定位功能，且具有良好的抗干擾性和保密性。因此，根據(jù)全球定位系統(tǒng)設(shè)計(jì)了用于飛行試驗(yàn)的GPS試驗(yàn)系統(tǒng)，以實(shí)時(shí)獲得試驗(yàn)飛機(jī)的飛行參數(shù)。

飛機(jī)上的試驗(yàn)導(dǎo)彈的參數(shù)可以由專用記錄艙記錄，也可以由遙測系統(tǒng)實(shí)時(shí)傳回地面站。但無論那種方法，都存在導(dǎo)彈工作參數(shù)與飛機(jī)飛行參數(shù)的時(shí)統(tǒng)問題，而且研制專用記錄艙或遙測系統(tǒng)成本不低。本文在GPS試驗(yàn)系統(tǒng)的平臺上，開發(fā)了導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置，可以在實(shí)時(shí)獲得試驗(yàn)飛機(jī)的飛行參數(shù)的同時(shí)，低成本獲得導(dǎo)彈的工作參數(shù)，自然也解決了導(dǎo)彈工作參數(shù)與飛行參數(shù)的時(shí)統(tǒng)問題。

1 GPS試驗(yàn)系統(tǒng)簡介

1.1 GPS簡介

GPS主要由空間衛(wèi)星星座、地面監(jiān)控站及用戶設(shè)備3部分構(gòu)成。

GPS空間衛(wèi)星星座由2l顆工作衛(wèi)星和3顆在軌備用衛(wèi)星組成。24顆衛(wèi)星均勻分布在6個(gè)軌道平面內(nèi)，軌道平面的傾角為55°，衛(wèi)星的平均高度為20200 km，運(yùn)行周期為11 h 58 min。衛(wèi)星用L波段的兩個(gè)無線電載波向廣大用戶連續(xù)不斷地發(fā)送導(dǎo)航定位信號，導(dǎo)航定位信號中含有衛(wèi)星的位置信息，使衛(wèi)星成為一個(gè)動(dòng)態(tài)的已知點(diǎn)。在地球的任何地點(diǎn)、任何時(shí)刻，在高度角15°以上，平均可同時(shí)觀測到6顆衛(wèi)星，最多可達(dá)到9顆。

GPS地面監(jiān)控站主要由分布在全球的1個(gè)主控站、3個(gè)注入站和5個(gè)監(jiān)測站組成。主控站根據(jù)各監(jiān)測站對GPS衛(wèi)星的觀測數(shù)據(jù)，計(jì)算各衛(wèi)星的軌道參數(shù)、鐘差參數(shù)等，并將這些數(shù)據(jù)編制成導(dǎo)航電文，傳送到注入站，再由注入站將主控站發(fā)來的導(dǎo)航電文注入到相應(yīng)衛(wèi)星的存儲(chǔ)器中。

GPS用戶設(shè)備由GPS接收機(jī)、數(shù)據(jù)處理軟件及終端設(shè)備等組成。GPS接收機(jī)可捕獲到按一定衛(wèi)星高度截止角所選擇的待測衛(wèi)星的信號，跟蹤衛(wèi)星的運(yùn)行，并對信號進(jìn)行交換、放大和處理，再通過計(jì)算機(jī)和相應(yīng)軟件，經(jīng)基線解算、網(wǎng)平差，求出GPS接收機(jī)中心的三維坐標(biāo)。

1.2 GPS試驗(yàn)系統(tǒng)簡介

根據(jù)全球定位系統(tǒng)設(shè)計(jì)的用于飛行試驗(yàn)的GPS試驗(yàn)系統(tǒng)，是GPS的第3部分：GPS用戶設(shè)備。GPS試驗(yàn)系統(tǒng)由四部分構(gòu)成，分別為：載機(jī)綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)、目標(biāo)機(jī)GPS遙測系統(tǒng)、地面工作站、地面檢測設(shè)備。

該系統(tǒng)利用飛機(jī)的掛彈接口，不改變飛機(jī)原有的外掛電路系統(tǒng)，不改變載機(jī)或目標(biāo)機(jī)的原掛裝系統(tǒng)氣動(dòng)構(gòu)成，利用GPS軌跡測量技術(shù)和無線遙測技術(shù)，將原掛裝的導(dǎo)彈改裝為多功能的GPS遙測彈，在地面系統(tǒng)的配合下，實(shí)時(shí)獲得載機(jī)和目標(biāo)機(jī)的位置、速度、航向、軌跡及導(dǎo)彈主要的工作參數(shù)等，從而解決在非靶場條件試驗(yàn)時(shí)，無法實(shí)時(shí)與試驗(yàn)彈系統(tǒng)同步獲取試驗(yàn)飛機(jī)飛行參數(shù)，無法實(shí)現(xiàn)精確的指揮引導(dǎo)而獲得預(yù)期試驗(yàn)效果的難題。

在飛行試驗(yàn)中，載機(jī)綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)、目標(biāo)機(jī)GPS遙測系統(tǒng)接收本機(jī)GPS信息，并進(jìn)行編碼、記錄，將數(shù)據(jù)擴(kuò)頻后通過射頻通道向外輻射。地面工作站實(shí)時(shí)接收載機(jī)和目標(biāo)機(jī)的射頻信號，經(jīng)擴(kuò)頻接收機(jī)接收解調(diào)得到數(shù)據(jù)信號；而后經(jīng)幀同步、數(shù)據(jù)合并，由計(jì)算機(jī)讀取、存盤，實(shí)時(shí)獲得載機(jī)和目標(biāo)機(jī)的位置、速度、軌跡等。試驗(yàn)后，地面檢測設(shè)備下載載機(jī)、目標(biāo)機(jī)記錄數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)對其進(jìn)行事后處理分析，得到被測參數(shù)，以數(shù)據(jù)、曲線、圖形、文本輸出，生成文件。通過遙測數(shù)據(jù)和下載數(shù)據(jù)的事后處理分析，提高數(shù)據(jù)的完整性和準(zhǔn)確性。

2 導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置

2.1 組成和功能

導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置由數(shù)據(jù)發(fā)送單元、數(shù)據(jù)接收單元和數(shù)據(jù)融合處理單元組成。發(fā)送單元安裝在試驗(yàn)導(dǎo)彈內(nèi)，通過射頻通道無線發(fā)送采集到的導(dǎo)彈工作參數(shù)；數(shù)據(jù)接收單元和數(shù)據(jù)融合處理單元安裝在載機(jī)綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)內(nèi)，數(shù)據(jù)接收單元收到數(shù)據(jù)后，通過載機(jī)綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)與本地收到的GPS數(shù)據(jù)融合、編碼，實(shí)時(shí)記錄到存儲(chǔ)器，并將數(shù)據(jù)擴(kuò)頻后送至調(diào)制遙測發(fā)射機(jī)，發(fā)射機(jī)輸出通過發(fā)射天線向空間輻射。地面工作站實(shí)時(shí)接收載機(jī)綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)的射頻信號，經(jīng)擴(kuò)頻接收機(jī)接收解調(diào)得到數(shù)據(jù)信號；而后經(jīng)幀同步、數(shù)據(jù)合并，由計(jì)算機(jī)讀取、存盤，實(shí)時(shí)獲得導(dǎo)彈主要的工作參數(shù)。

2.2 數(shù)據(jù)發(fā)送單元

數(shù)據(jù)發(fā)送單元負(fù)責(zé)把一側(cè)機(jī)翼采集到的導(dǎo)彈上的參數(shù)以一定的幀格式通過無線的方式發(fā)送給另一側(cè)機(jī)翼的接收組件。由模擬量調(diào)節(jié)采集模塊、429總線接口、數(shù)據(jù)綜合模塊、發(fā)射模塊和發(fā)射天線組成。數(shù)據(jù)發(fā)送單元原理框圖如圖1所示。

2.3 數(shù)據(jù)接收單元

本組件用于有線和近距無線接收同一載機(jī)另一側(cè)掛載的試驗(yàn)彈工作數(shù)據(jù)，并實(shí)時(shí)將數(shù)據(jù)通過載機(jī)綜合數(shù)據(jù)發(fā)送系統(tǒng)傳回地面。由接收天線、接收模塊、數(shù)據(jù)綜合模塊、串行輸出口組成。數(shù)據(jù)接收單元原理框圖如圖2所示。

2.4 數(shù)據(jù)融合處理組件

數(shù)據(jù)融合處理組件對導(dǎo)彈工作參數(shù)和GPS數(shù)據(jù)合并，并進(jìn)行擴(kuò)頻編碼。原理框圖如圖3所示。

在圖3中，以大規(guī)模可編程器件EPF10K50RI240為核心，所有串行數(shù)據(jù)的接收、緩存，時(shí)序控制，碼型轉(zhuǎn)換、數(shù)據(jù)存儲(chǔ)控制等功能均由大規(guī)?？删幊唐骷瓿?，外圍僅需要擴(kuò)展接口電路、隔離驅(qū)動(dòng)電路。接收到的導(dǎo)彈參數(shù)與GPS數(shù)據(jù)融合后形成新的幀結(jié)構(gòu)，形成的數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)分成兩路，一路為16位的并行數(shù)據(jù)進(jìn)行FIFO緩存，通過IDE接口電路存儲(chǔ)到電子硬盤中，另一路形成串行碼流經(jīng)過擴(kuò)頻編碼，輸入到擴(kuò)頻發(fā)射機(jī)，調(diào)制到規(guī)定的射頻上，功率放大后經(jīng)功分器輸入到發(fā)射天線，以電磁波的形式向空間輻射。

3 結(jié)語

增加了導(dǎo)彈參數(shù)發(fā)送裝置的GPS試驗(yàn)系統(tǒng)可以在飛行試驗(yàn)過程中實(shí)時(shí)、同時(shí)獲得試驗(yàn)飛機(jī)的飛行參數(shù)和導(dǎo)彈的工作參數(shù)，不但解決了導(dǎo)彈工作參數(shù)與飛行參數(shù)的時(shí)統(tǒng)問題，而且可以取代導(dǎo)彈專用記錄艙和遙測系統(tǒng)，降低試驗(yàn)的成本。

參考文獻(xiàn)

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