基于DSC的火箭弹引信检测系统设计

卢明洋，李豪杰，李长生，杨文忠

（南京理工大学 机械工程学院，江苏 南京　210094）

通信与信息技术

基于DSC的火箭弹引信检测系统设计

卢明洋，李豪杰，李长生，杨文忠

（南京理工大学 机械工程学院，江苏 南京210094）

为了控制火箭弹引信产品质量并提高生产效率，设计了基于数字信号控制器（DSC）的检测系统。检测系统主要由电源、信号调理电路、涡轮电机模拟电路和测速信号发生电路等模块组成，重点对涡轮电机模拟电路和信号调理电路进行介绍，并设计了A/D采样、接口通信和逻辑控制等软件。系统与示波器同时对引信进行检测实验，对比了结果，并分析了系统误差的来源。实验结果表明，检测系统能有效获得解保发火信号的幅度与时间值，在引信批量生产中可显著减少检测时间。

检测系统；DSC；引信；A/D采样

单兵火箭弹作为一种陆军部队携带使用的步兵近战武器，目前已成为步兵分队的主要装备火力，配备高精度炸点控制的空炸引信，可将杀伤目标由点扩展到面，大大提高了作战效能与毁伤威力［1］。

火箭弹空炸引信裸板在组装使用前要模拟弹丸弹道飞行过程对其输出响应进行全面检测。传统人工检测采用稳压电源、示波器、信号发生器、转接开关板等工具并配合涡轮电机人工吹气完成整个过程，接线繁琐且可靠性差，完成一套引信的检测需要耗费相当多的时间和精力。在批量生产状况下为了提高生产效率，严控产品质量，设计了火箭弹引信检测系统。

1　总体设计

1.1引信功能

该型火箭弹引信为电子引信，发射前由装定器供电，发射后由头部涡轮电机供电。引信工作于定时空炸方式，发射前由装定器将距离信息输入引信，引信根据内置弹道表查询出对应的解保和发火时间配置定时器；出炮口时定时器启动，在弹道飞行中解保定时时间到达，引信解除保险；发火定时时间到达，引信发火引爆战斗部。引信具有炮口测速及时间修正功能，根据测得的炮口速度，按照修正公式对查询到的发火时间进行修正。引信作用的关键在于解保和发火信号的有效性与时间的准确性，检测系统主要对此进行检测。

1.2检测系统结构

依据引信功能，检测系统应检测的内容有：发火电压幅值、发火时间、解保电压幅值和解保时间。为使引信产生这些信号并有效测定涉及的模块有：电源、信息装定、A/D采集、涡轮电机波形模拟、测速信号模拟、逻辑控制等。

测试系统总体结构如图1所示。发火解保电路模块接收引信内部的电容放电信号；信号采集模块包含信号调理和A/D采样；模拟断线模块模拟弹丸出炮口时拉断装定线的动作；测速信号模块模拟弹丸出炮口时线圈切割磁感线产生的测速波形；涡轮电机模拟模块模拟涡轮弹道飞行中产生的正弦波。检测系统包含硬件和软件两部分。

图1　检测系统总体结构

2　硬件设计

根据模块化设计，选择TI的DSC芯片TMS320F2812作为主控，其除了具有单片机的控制功能外，也具有不错的数据处理能力。TMS320F2812内置12位ADC，采样频率最高为12.5 MSPS，具有16个采样通道［2］，满足引信的A/D采样需求，其价格也相对较低。围绕主控芯片和系统框图搭建外围电路，显示部分采用串口彩屏，其余部分主要电路如下。

2.1电源模块

检测系统TMS320F2812工作需要3.3 V和1.9 V直流电源；信号调理电路工作电压为-5 V和5 V；涡轮电机模拟模块工作电压为-9 V和9 V。据此要求可设计出电源转换电路，电源结构如图2所示。

图2　电源结构

设计中采用DC-DC和线性稳压结合的办法既降低了功耗又保证了电源的低纹波特性。DC-DC正负电压变换均采用LM 2596芯片，最大负载电流［3］为3 A。线性电源芯片采用LM 1086和LM 7905，最大负载电流［4-5］为1.5 A。LDO采用TPS767D301给TMS320F2812供电，每通道最大电流［6］为1 A。

2.2信号调理模块

引信电容放电信号为负值，TMS320F2812内置ADC采样范围为0～3 V，需对放电信号进行调理。放电电容C为22μF，充满后电压U最大为18 V，放电回路电阻值R约为10Ω，假设电容放电时刻为0，根据电容放电特性得出电阻两端电压uC（单位：V）与时间t的关系为：

电容满电压最高可达到18 V，需对其进行降压，采取电阻分压，具体电路如图3所示。

图3　信号调理电路

图3中Port ARMING为解保信号输入端，Port FIRE为发火信号输入端，Port ARMING_SIG接F2812的ADCIN0引脚，Port FIRE_SIG接ADCIN1引脚。两路信号被电阻 R15，R16和 R17，R18分压，通过OPA4703构成的射级跟随器接到AD8510构成的反相运算电路，最后接入ADC。为了防止输入信号过大损害ADC，在每个采样输入端加有如图4所示的钳位电路，将ADC输入端电压限制在0～3.3 V之间。

图4　钳位电路

2.3涡轮电机模拟模块

弹丸在飞行中依靠头部的涡轮电机发电给引信供能，在引信裸板检测时需要模拟涡轮发电信号。引信中使用的涡轮电机在负载为550Ω时，产生的电压频率及有效值参数如表1所示。

表1　涡轮电机参数

测试中为了考察引信电路工作的可靠性，模拟的信号频率为9 kHz，电压峰峰值为48 V。模拟模块采用两级电路，前级由AD9833产生频率为9 kHz峰峰值为0.6 V的小信号，后级采用LM 1875对小信号进行功率放大。AD9833为波形发生芯片，通过SPI接口与TMS320F2812连接，接收TMS320F2812发来的配置字，产生预定波形。LM1875为音频放大器，涵盖了所需的9 kHz频率，输出功率最大可达20 W，完全满足要求，具体放大电路如图5所示［7］。

图5　LM 1875功率放大电路

该电路输出变压器为采用铁氧体磁芯定做的升压变压器，在9 kHz频率下输入阻抗匹配为4Ω，输出阻抗为440Ω，输入端电压峰峰值为6 V，输出峰峰值为48 V。

2.4测速信号发生模块

引信利用弹丸尾部线圈出炮口时切割磁感线在回路中产生的电压信号测算弹丸飞行速度［8］，在检测系统中为了检测引信测速功能是否正常需模拟产生的电压测速信号。

测速信号要求：两脉冲相互独立，脉冲一致性好，具有陡峭的下降沿和脉冲幅值［9］达到0.55 V。对此，根据测速系统及主控芯片的特性采用如图6所示的方案。

TMS320F2812通过GPIO产生的两个脉冲电压在0～3.3 V之间，波形变换电路先将其反相，再将电平下移1.65 V，输出波形幅值不变，范围在-1.65～1.65 V之间。

3　软件设计

系统软件流程如图7所示。系统首先初始化，初始化完成后向引信发送装定信息，然后接收反馈数据，反馈正确，则执行断线操作；紧接着启动涡轮电机模拟供能，启动ADC，需要时发送测速信号；随后根据采样数据判断解保和发火信号并完成检测结果传输；按键检测判断是否要进行下一轮检测，若是则说明已经换了下一个引信，回到发送装定信息阶段开始新的检测。

图6　测速信号发生框图

图7　系统软件流程图

在发送装定信息和反馈处理中会接收到不同的反馈数据，对不同的反馈数据有不同的操作，总流程图中规划为两步，将其细化如图8所示。发送信息完成后，设置了500 ms的定时时间，防止程序长时间接收不到反馈数据进入死循环。程序先判断是否超时或接收到反馈数据，若是则判断是接收到反馈还是超时，否则延迟50 ms继续发送数据；若是超时，则执行按键检测，若是接收到反馈数据，则判断反馈数据对错；反馈数据正确则执行断线操作，若错误则执行按键检测。

图8　装定数据流程及结果判断

4　实验与分析

根据上述原理制作了原理样机，测试系统模块的性能，进行了时间测定实验和A/D采样实验，并分析了误差来源。

4.1时间测定实验

测试系统使用CPU Timer0记录解保和发火时间，因为发火时间最长不会超过5 s，设定Timer0周期为10 s。当检测到断线信号时，启动定时器计时，检测到信号时读取定时器CpuTimer0Regs.TIM寄存器的值，与周期寄存器的值做减法运算得出解保或发火时间。在系统工作时，同时使用示波器检测解保和发火时间，以断线信号作为示波器的外部触发，捕捉解保和发火信号，从时间轴上读出相应时间值。

3发引信装定200 m无测速信号的检测结果如表2所示。从表中可以看出检测系统的检测结果与示波器读出的结果差值在±1 ms范围内，满足检测需求。

表2　解保发火时间值比较　ms

4.2A/D采样实验

将待测引信与检测系统连接，在A/D信号调理电路的输入和输出端分别接上示波器探头，使用示波器的触发模式分别采集引信的解保和发火信号。发火信号如图9所示，图中下部分为A/D调理电路的输入，上部分为输出。从图中可以看出，原本幅值约为16 V的负信号经过调理变为幅值约为2.2 V的正信号，极性和幅值都得到了有效处理。

图9　信号调理电路输入输出信号

TMS320F2812内部ADC的工作频率编程为25 MHz，EV管理器GPT1周期中断触发ADC，周期设为1μs。程序中设置数组ADFireValue［10］存储采集到的处理后发火信号幅值附近的值，读出数组值并将其换算成对应的电压如图10所示。可以看出，A/D采样没有捕获到放电尖峰，比示波器采样值差-0.2 V，在可接受范围内。

4.3误差来源分析

为了防止高频干扰，A/D输入引脚加入了如图11所示的RC低通滤波电路。引信内电容的放电信号到来时，尖峰部分被C1电容吸收，因而A/D采集的值无法重现信号的尖峰部分，而且上升沿也被延缓了。

图10　发火信号幅值附近A/D采样计算值

图11　A/D输入滤波

除去电容，根据A/D采样值计算的电压值还受其他因素的影响。如图3所示，以发火信号为例，设A/D调理端输入电压为ui，分压电阻电路的增益为AR，其后跟随器的增益为Ae1，反相运算电路的增益为Ai，之后的跟随器增益为Ae2，A/D引脚处的电压为uo，则有：

设A/D采样值为Vs，由于A/D自身的增益和偏移误差导致Vs与uo的关系为［10］：

则：

5　结　论

本文基于DSC设计了火箭弹引信检测系统。该系统利用F2812内部ADC模块采集引信的解保与发火信号，以一种简便、低成本方式实现了产品质量的检测。时间测定实验和A/D采样实验结果表明，检测系统误差在可接受范围内，满足检测需求。该系统应用在火箭弹引信批量生产中可显著提高生产效率。

［1］PRUG R W.The effects of explosive blast on structures and personnel［J］.Process safety progress，2004，18（1）：5-16.

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［4］Texas Instruments.LM 1086 1.5 A low dropout positive regulators［EB/OL］.［2015-04-11］.http：//www.ti.com/lit/ds/sym link/ lm1086.pdf.

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［7］宋承天，王克勇，郑链.迫弹引信涡轮电机模拟信号发生器设计［J］.仪器仪表学报，2008，29（3）：615-616.

［8］洪黎，张合，李豪杰.单兵火箭弹自主式初速存储测试系统研究［J］.测试技术学报，2008，27（1）：9-10.

［9］洪黎.单兵火箭弹引信炸点精确控制关键技术研究［D］.南京：南京理工大学，2014：35.

［10］何平，王纪坤，岳长进.一种提高DSP的ADC精度的方法［J］.现代电子技术，2010，33（22）：130-132.

Design of rocket fuze detection system based on DSC

LU M ingyang，LIHaojie，LIChangsheng，YANGWenzhong
（School of Mechanical Engineering，Nanjing University of Science and Technology，Nanjing 210094，China）

To ensure the quality of rocket fuze product and improve the production efficiency，the detection system based on digital signal controller（DSC）was designed.This detection system is composed of power supply，signal processing circuit，turbine generator simulation circuit，velocity measurement signal generating circuit，etc.The turbine generator simulation circuit and signal processing circuit are introduced emphatically.The softwares of A/D sampling，interface communication and logic control were designed.The fuze was tested in the experiment by means of the system and oscilloscope simultaneously.The results are compared and the source of system error is analyzed in this paper.The experimental results show that the detection system can ensure the amplitude and time of the arming signal，and significantly reduce the detection time of fuzemass production.

detection system；DSC；fuze；A/D sampling

TN911.72-34；TP274

A

1004-373X（2016）11-0001-04

10.16652/j.issn.1004-373x.2016.11.001

2015-09-30

国家自然科学基金（61403201）；总装备部预研基金（9140A05020114BQ02063）

卢明洋（1990—），男，江苏盱眙县人，硕士。研究方向为探测制导与控制。