（通信与信息系统专业论文）基于fpga的无人机大气数据简易系统研究.pdf

摘要 无人机由于轻巧灵活等特点，在现代战争探测中得到广泛应用。本文论述了 无人机大气数据测试系统的工作原理，论证适合其特点的总体方案，采用f p g a 芯片作为系统的载体，并着重对系统级芯片内部模块化设计进行论述。在设计中 根据实际采取按功能分割各个模块方法，并分别对测试系统的各个模块进行没 计。 大气数据参数有很多，气压高度是控制无人机正常飞行的一个很重要的参 数，是保证无人机完成任务的关键所在。目前常用的办法是通过测量大气静压柬 间接测量无人机高度。本文以对气压高度h 。的测试系统作为设计的主干线，论 述了测试气压高度h 。的系统结构及各个模块之间关系。在对各个模块进行硬件 建模完成之后，采用a s m d 的方式，对所有模块用v e r i l o gh d l 语言进行源代 码的编写，通过编写测试激励文件对模块进行仿真并分析结果。系统整体通过仿 真验证：本文系统具有较好的实时性，满足系统设计需求。 本气压高度测量系统中的前端传感器频率信号5 k 到1 0 k h z ，修改千日应寄存 器参数字长就可以应用于不同频率范围的等精度测量。采月 | 标准信号频率高的 f p g a 芯片，在满足测频的精度的要求下，可以提高测试系统的速度。较之单片 机实现整个测试系统，采用f p g a 实现的方式具有抗干扰性强，工作稳定可靠等 特点。 关键字：气压高度，v e r i l o gh d l ，算法状态机和数据通道，现场可编程门阵列 a b s t r a c t p i l o t l e s sa i r c r a f tl s i n c r e a s i n gu s e di nt o d a y 7 sw a r d e t e c tb e c a u s eo fl t s f l e x i b i l i t y t h i sp a p e ri n t r o d u c e st h ep r i n c i p l eo fa t m o s p h e r ed a t am e a s u r e m e n t s y s t e mi np i l o t l e s sa i r c r a f t ，d i s c u s s e st h ep r a c t i c a lt o t a lp r o j e c t ，u s e sf p g ad i ea st h e s y s t e mc a r r i e ra n di n t r o d u c e di nd e t a i lt h em o d u l ed e s i g ni ne x t e r n a ld i ei ns y s t e m l e v e l p a r t i t i o nt h em o d u l e sa c c o r d i n gt od i f f e r e n tf u n c t i o n si np r a c t i c a ld e s i g na n d d e s i g nt h em o d u l e si nt h em e a s u r e m e n ts y s t e mr e s p e c t i v e l y t h e r ea r em a n ya t m o s p h e r ep a r a m e t e r s t h ea i rp r e s s u r ea l t i t u d ei sav e r y i m p o r t a n tp a r a m e t e ri ni t sf l i g h t ，w h i c hi st h ek e yp o i n tt of u l f i l lt h ea s s i g n m e n t u s u a l l yp i l o t l e s sa i r c r a f ta l t i t u d e i sm e a s u r e di n d i r e c t l yb ym e a s u r i n gs t a t i ca i r p r e s s u r e t h i sp a p e rf o c u s e so nt h ea i rp r e s s u r em e a s u r e m e n ts y s t e ma n dd i s c u s s e s t h es t r u c t u r e si nt h ea i rp r e s s u r eh pm e a s u r e m e n ts y s t e ma n dt h er e l a t i o n sb e t w e e n t h em o d u l e so ft h es y s t e m a f t e rf i n i s h i n gt h em o d e l i n go fa l lt h em o d u l e s ， i m p l e m e n t a t i o nv e f i l o gh d lc o d i n ga c c o r d i n gt oa s m d ，s i m u l a t ea l lt h em o d u l e s w i t ht e s t b e n c ha n da n a l y s i st h e s i m u l a t i o nr e s u l t t h et o t a ls y s t e mp a s s e st h ef u n c t i o n s i m u l a t i o na n dv e r i f i c a t i o na n dt h ec h a r a c t e ro fr e a lt i m em e e t st h er e q u i r e m e n t so f t h es y s t e md e s i g n t h ef r e q u e n c yf r o mt h ef r o n ts e n s o ri sw i t h i n5 kt o1o kh zi nt h ea i rp r e s s u r e a l t i t u d em e a s u r e m e n ti nt h ep a p e ns oi ti sc o n v e n i e n tt oi m p l e m e n tt h ed i f f e r e n t f t e q u e n c ym e a s u r e m e n tb yu p d a t i n gt h el e n g t ho ft h ec o r r e s p o n d i n gr e g i s t e r s i f f p g ad i ew i t hh i g h e rf r e q u e n c yo fs t a n d a r dc l o c ki su s e d ，i tc a na c c e l e r a t et h e m e a s u r e m e n ts p e e dw j mt h es a m ef r e q u e n c ym e a s u r e m e n tp r e c i s i o n c o m p a r e dw i t h m i c r o c o m p u t e r , f p g ai sm o r ea n t i - j a m m i n ga n ds t a b l ei ni t si m p l e m e n t a t i o n k e y w o r d s ：a i r p r e s s u r ea l t i t u d e ，v e r i l o gh d l ，a l g o r i t h ms t a t em a c h i n ea n d d a t a p a t h ，f p g a i i 两北j 业火学硕士学位论文第一章绪论 1 1 课题背景和意义 第一章绪论 无人驾驶飞机，即不载人飞机，简称无人机，是由无线电遥控设备或自备程 序控制系统操纵的不载人飞机。它具有体积小、重量轻、机动性好、造价低廉、 用途广泛、不依赖机场、空勤保障简单、不受人的生理特点限制等优点，在现代 战争、气象、地质勘探和科学实验中得到广泛应用。同其他通用飞机一样，无人 机大气数据的采集与处理系统也非常重要，它是保证无人机飞行安全和地面指 挥、操纵人员正确引导飞行、顺利执行飞行任务的关键之一【”。 最早的飞机是在没有任何飞行仪表的情况下飞行的，驾驶员只能依赖于他 她的视觉、感觉和听觉给出相对地面的高度和速度等大气参数。因此，这种飞行 只限于在良好的气候条件下进行。 随着航空技术的发展，航空专家们越来越认识到必须设计- - g p 自g 够在能见度 很差的条件下操纵飞机的系统，即飞行状态仪表。大气数据仪表即是表征飞行状 态仪表的部分。 在标准大气条件下，气压高度与静压是一一对应的单值函数关系，因此可以 用气压的大小来反映飞机气压高度的大小。最初的高度表实际上就是一种真空膜 盒式气压计，以米或英尺计量高度。首先把膜盒内部抽成接近真空，作用在膜盒 外部的为静压，这样，高度表便是测量绝对压力的气压计，不过刻度为与气压相 对应高度。 气动式大气仪表的进步发展，造就了升降速度指示器和马赫数指示器的出 现。机械式大气数据仪表依靠空气流动直接驱动指示器，结构简单、可靠性好。 经过专家的多年研制，出现了许多修正方案，如：温度误差的机械补偿，气压校 正等因而提高了指示精度 2 j 。 随着气动仪表的高速发展，导致了气动传感器的出现，促进了大气数据系统 发展，并逐渐在此基础之上演变成大气数据计算机系统，研究大气数据简易系统 正是为以后设计数字式大气数据计算机系统做准备。 由于飞机飞行时所需的大气数据参数有很多，要想把所有的参数都测量出束 需要建立一个庞大的大气数据计算机系统。本文基于f p g a 的无人机大气数据简 易系统正是为此课题准备的研究工作。本文结合无人机的特点，选取其中的一个 参数，气压高度，设计一个专用的测量系统对其进行测量，为以后建立数字式大 曲北t ：业人学硕士学位论文 第一章绪论 气数据计算机系统做准备工作。本文主要研究内容就是对前端传感器信号进行数 据采集和处理，得到满足精度和运算速度要求的气压高度h d 。整个测量系统的 载体则是一块f p g a 芯片，在此芯片内部构造一个能对前端传送过来的信号进行 采集和处理的系统则是本文研究的重点【3 1 。 1 2 本文主要工作 f p g a 以其功能强大，开发过程投资少、周期短、可反复修改、保密性好f 黑 匣子) 、丌发工具智能化等特点成为当今硬件设计的首选方式之。本文的工作 主要是在研究大气数据的采集与计算、以及f p g a 模块化设计的基础上，以x i l i n x 公司的s p a r t a n i i 系列的x c 2 s 1 0 0 芯片为依托在其中构建个满足一定精度和运 算速度专用的无人机大气数据简易系统，采取输入参数中一个最基本的参数大气 静压p s ，然后根据相关公式，来测量出气压高度h p 。 具体工作如下： ( 1 ) 研究无人机大气数据简易系统的组成及测量方法，着重研究气压高度的 测试与计算推导过程，得出在满足一定条件下的计算式。 ( 2 ) 掌握f p g a 的特点和工作原理，将f p g a 的模块化设计合理运用于本文 设计之中。 ( 3 ) 重点研究片内系统各个模块构造，采用半集中控制方式，将各个不同模 块关联在一起，在满足一定精度与速度的条件下搭建出系统的各个模 块。 ( 4 ) 对各个模块及总体功能进行分析，设计a s m d ，然后编写出相应的基于 v e r i l o gh d l 语言的源代码，完成设计输入。 ( 5 ) 设计输入完成之后，对所设计的系统各个模块进行仿真、综合。 ( 6 ) 在完成系统的仿真验证之后，分析结果，以待以后进一步的研究。 1 3 本文内容安排 本文在内容上做了如下安排： 第一章，绪论，总体对设计工作及论文情况进行简要介绍。 第二章，无人机大气数据系统的理论基础，介绍本文大气数据系统的组成， 介绍气压测高原理并且推导出气压高度h 。的计算公式。 第三章，f p g a 设计基础知识，简单介绍了f p g a 基本原理、结构以及采用 硬件描述语言自顶向下的设计流程，另外简单介绍了a s m d 流程图。 西北一i ：业人学硕士学位论文第一章绪论 第四章，气压高度测试系统设计，从系统的测试要求出发，详细介绍了系统 控制模块、测频模块、除法模块、线性插值模块、乘法模块和显示模块的没计原 理与a s m d 的设计方法，并通过仿真与分析。 第五章，总体仿真与验证，在完成各个模块设计之后，进行总体仿真与验证。 通过各级仿真确定系统的功能及时序是否正确，验证系统的精度和速度是否满足 要求并分析结果； 第六章，总结与展望。 1 4 本章小结 绪论首先讲述本文研究目的和意义：根据无人机自身的特点，选取其中的高 度参数进行测量，为以后的无人机大气数据计算机做准备。之后给出本文的主要 工作，设计出系统的各个模块，系统通过仿真验证，功能f 确，满足速度与精度 要求。接着介绍了本文的结构安排。 西北工业大学颈士学位论文第二章无人机大气数据系统的理论基础 第二章无人机大气数据系统的理论基础 大气数据各种参数的测量是现代化飞行中必不可少的一项工作，它为机载火 控系统飞行控制系统和导航系统等提供所需的实时大气数据信息，其性能的好 坏不仅直接关系到对大气数据的准确检测和指示，而且还影响飞行任务的完成及 飞行的安全。因此，世界上各个国家都非常重视大气数据系统的发展和应用。随 着航空与电子技术的飞速发展，大气数据系统逐渐演变为大气数据计算机系统。 2 1 大气数据系统功能要求 飞机大气数据参数主要应用于飞机上的导航系统、火控系统、发动机自控系 统、空管系统，另外即时的仪表显示、警告系统等也是必不可少的信息。因此， 为了满足飞机上其它系统对大气数据信息的需求和对大气数据系统的安全性、可 靠性、可维修性的要求，一般来说，大气数据计算机应具有一下功能1 1 1 ： ( 1 ) 如果浚系统在输入静压p ：，总压p 。( 或动压p q ) 、大气总温t c ，气压修正 信号a p 0 和指示仰角嘶和静压源误差修正信号的条件下，应能提供下 列大气参考信息，即气压高度h p ，气压修正高度h 。o 、气压高度变化率、 高度偏差信号h 。、马赫数m a 、m a 的变化率、指示空速v i 、真空速 v 、最大允许空速v 。和最大允许马赫数m 。、真实仰角1 2 。、大气密度 p 。、大气静温t s 、大气总温t t 、真实静压p ，、指示动压p 小真实动压 p 。空速保持v 和静压变化率等； ( 2 ) 系统应具有输出不同形式信息的功能。如根据实际需要能输出直流、单 向交流、三项交流等模拟信息，也能输出二进制和二一十进制串行或并 行的数字信息等； ( 3 ) 系统应具有误差修正功能：如静压源误差修正、传感元件的非线性修正 等： ( 4 ) 系统应具有自监控功能和故障警告功能，其中包括全部主要部件的监控 能力； ( 5 ) 系统应具有飞行前和飞行中的自检测功能； f 6 ) 系统应具有可快速方便地更换组件功能等。 上述对大气数据系统的全面功能要求，视飞机机种的不同而有所差别。除上 述功能要求外，其还应该满足一般常规要求，如静态性能、动态性能、体积、重 西北t 业大学硕士学位论文 第二章无人机大气数据系统的理论基础 量和功耗等。 本文所研究的无人机大气数据简易系统，采取输入参数中一个最基本的参数 大气静压p ；然后根据相关公式，来测量出气压高度h ，。 2 2 无人机大气数据系统的组成 无人机大气数据系统，虽然对大气数据各个参数的测量范围及功能不及其它 大型飞机强大，但是对它的研究也是十分重要的。 通用大气数据系统是一种典型的综合实时测试系统，它依靠少量的传感器获 得基本信息后，通过数据处理单元计算出几十个甚至上百个有用的大气数据参 数，提供给其它需要大气参数的机载电子设备。同时，它的运算速度快，能及时 采集、运算和输出信息，以适应飞机系统的快速动态响应要求【2 1 。 针对无人机的具体特点，下面提出了无人机大气数据系统的具体设计方案， 其工作原理框图如图2 1 所示。 输入信。j 丽习冈if p g a g fj 瞩, t 陌司 叫电喀1 屯鸽h 处理学元厂1 显示i 图2 一i无人机人气数据系统原理框酗 无人机大气数据测试系统受无人机成本、体积、重量、功耗、使用环境条件 等诸多方面因素的限制，它不可能像普通大型飞机上所使用的大气数据计算机一 样，全面测量出大气静压p 。、大气动压p 。、总温度l 、攻角、侧滑角等大气数 据计算机系统所需要的全部输入参数。同样的道理，对输出参数的选取也只要求 输出最基本、最重要的大气数据参数。从图2 1 可见，它由原始参数传感器电路、 输入接口电路、基于f p g a 的运算处理单元和译码显示等模块组成。 传感器电路包括静压传感器和动压传感器电路。它们分别测得相应的原始参 数静压p 。和动压p 。，并以模拟量的形式送到输入接口电路。由于本文主要考虑 的是在f p g a 片内系统的构造，对前端只要考虑接收正常的电压信号( o 5 v ) 经 电压变频率( v f ) 转换后的频率信号，并对它们进行处理 3 1 。 输入接口电路主要由v 停变换器组成，把来自原始参数传感器信号变成频率 信号输入到f p g a 芯片中去，经过相应的函数运算处理，得到的结果可以经过一 些变换再传递给无人机的控制系统，以供其它机载设备使用。 2 3 气压高度的计算原理 大气数据参数有很多，这里着重介绍气压高度计算原理。 6 西北工业人学硕士学位论文 第二章无人机大气数据系统的理论基础 目前，测量飞行高度的方法主要有：利用测量大气压强或密度来测量飞行高 度和利用无线电波的反射特性来测量高度。本文主要研究通过测量大气压强来间 接测量飞行高度。 2 3 1 国际标准大气 国际标准大气主要规定- - 2 0 0 0 米+ 8 0 0 0 0 米高度范围内大气各参数与高 度的关系【1 】。 ( 1 ) 空气为干燥的理想气体，并遵循理想气体方程所确定的关系： p ：p e ， ：r ：肚r ( 2 1 ) m 。、。 式中： p 一气体的气压( 单位：p a ) 旷气体的密度( 单位：k g m 3 ) t 一气体的温度( 单位：k ) m 一平均空气克分子量m = 2 8 。9 6 4 4 2 0 ( k g k m 0 1 ) 只一通用气体常数 r + = 8 3 1 4 3 2 ( k g m v s 2 k k m 0 1 ) r 一空气专用气体常数r = 等= 2 8 7 0 5 2 8 7 ( m v s z - k ) ； ( 2 ) 以海平面为零高度，海平面大气的标准状态为：气压p o 为7 6 0 m m h g ( 或 1 0 1 3 2 5 k p a ) ；气温t o 为2 8 8 1 5 k ：标准空气密度为1 2 2 5 k g m 3 ； ( 3 ) 为了便于讨论大气中的压力分布，国际标准大气引出重力势及重力势高 度h 的概念。重力势中( x ，y z ) 代表了地球大气层内某一给定点上空气微 粒的势能中( x ，y ，z ) 。在地球重力场内，当( x ，y ，z ) 为常数时，其所确定 的面上的所有势能都相等，就称之为“等位势面”或“等重力势面”。当空 气微粒沿地球外法线从重力势为巾l 的面移动到的中2 ( 中2 = 巾j + d m ) 面 时，单位质量所做的功为： d q b = g 。d h( 2 2 ) 或 中2j ：g 融 ( 2 3 ) 式中 西北工业大学硕士学位论文第二章无人机大气数据系统的理论基础 h 几何高度( 单位：米) g 。一随几何高度h 变化的自由落体加速度( 单位：米秒3 ) 用重力势巾除以标准自由落体加速度g 。，就得到重力势高度h 的表示式： = 詈= 胁 ( 2 t ) 蜀岛“ 或 d h = 显幽 ( 2 5 ) 在标准大气情况下，只考虑地球万有引力时，用下面的公式就可以足够精确 地求得不同高度的重力加速度： g h2 9 0 ( 鬲) ( 26 ) 式中：r = 6 3 5 6 7 6 6 米，称为地球的公称半径。 将式( 2 6 ) 代入式( 24 ) ，可得重力势高度h 与几何高度h 的关系： 肚兰 ( 2 7 ) r h “2 而 ( 2 8 ) ，一n ( 4 ) 对流层的上界为l l 公里；在对流层内，气温垂直变化率为6 5 k k m ，即每 上升1 0 0 0 米，气温降低6 5 k ；在高度为1 1 公里至2 5 公里的平流层内， 气温不随高度的变化而变化，等于一5 6 6 c ；当高度超过2 5 公里时，气温 随高度的升高略有上升，气温的垂直变化率约为1 k k m 。而每一高度分层 的温度均驳为重力势高度的线性函数，即： 巧= 瓦+ 风h - - h 6 )( 2 9 ) 式中： h b 一相应层的重力势高度下限值 t b 一相应大气温度下限值 b 一气温的垂直变化率( p = d t d h ) 2 3 2 气压高度公式的推导 假设大气相对于地球静止，即没有水平和垂直方向的运动，这时可在任意高 度上取一个截面积为d s ，高度为d h 的微型空气柱，如图2 2 所示。 两北1 1 业大学硕士学位论文第二章无人机大气数据系统的理论基础 p s 图2 - 2 微型空气柱压力分析示意图 假设微型空气柱的下底面所承受的大气压力为p 。；上地面所受的大气压力为 p s + d p 。，则压差为d p 。；设空气柱重量为g ，因为大气处于静止平等状态，则其 静力平衡式为1 】： 只出一( 只+ a p , ) a s = g 而 所以 即 或结合式( 2 1 ) ， 将式( 2 5 ) 代入上式， g = p g h d h d s d p ；d 3 + p g h d h d s = 0 a l = 一p g 湘 有 堡pghdh一旦r t 凰 ( n 得： ( 2 1 0 ) ( 2 1 1 ) 等= 一念阳( 2 1 2 ， p 月丁 7 当卢0 时，将式( 2 9 ) 产巧= 毛+ 1 3 ( h h o 代入( 2 1 2 ) 式，并在h b 至h 。， p b 至p 。的高度和气压范围内，将式( 2 1 2 ) n j 2 g r 分，即： 孵2 e 一面柄拊 重力高度h ( h 。，h 。) ，气压p 、( 只，只) ，式中带有注脚b 的各参数均指相 应层的下限值。整理后，可得： 只；e 【1 + f l ( h p 一风) 一最 ( 2 1 3 ) 9 荫北t 业大学硕十学位论文第二章无人机大气数据系统的理论基础 当口= 0 时，则可得 珥= 瓣) 一- 1 】+ 一璺! 生：些! 只= 只p ” 一划。+ 詈砌每 当用上式求解h 。时，由于标准大气温度不是连续的 达式，下面就分别讨论之【l 】： ( 1 ) h 。 1 1 0 0 0 米时 f 2 1 4 ) f 2 1 5 ) ( 21 6 ) 故h 。有不同的函数表 把h 0 2 0 ，p o = 10 1 3 2 5 k p a ，t o = 2 8 8 15 k ，1 3 = 一0 0 0 6 5 k m ，g 。= 9 8 0 6 6 5 m s 2 。 r = 2 8 7 0 5 2 8 71 1 3 2 k s 2 代入式( 2 1 4 ) ，可得： ”。4 ，盯6 ，f l - ( 志厂0 2 6 31 亿， 式中：h 。的单位是米，p ；的单位是k p a ； ( 2 ) 11 0 0 0 h 。 2 0 0 0 0 米时 首先，由( 2 。1 7 ) 式求出h p = 1 1 0 0 0 米时的p b = 2 2 6 3 2 k p a ，而在此时 t b = 216 6 5 k ，p = o ，代入式( 2 16 ) 所以 h p = 1 1 0 0 0 - 6 3 4 1 5 3 m 志 ，s ， 式中：h 。的单位是米，p ；的单位是k p a ； ( 3 ) 2 0 0 0 0 i - 。 3 2 0 0 0 米时 由公式( 2 1 8 ) 求出h p = 2 0 0 0 0 米时， p b = 5 4 7 5 k p a ，而在此时 t b 2 2 1 6 6 5 k ，b = + o 0 0 1 k m ，所以得到 h p = 2 0 0 0 0 - 2 1 6 6 5 0 1 _ ( 焘厂2 ” 眨切 式中：h 。的单位是米，p 。的单位是k p a 。 综上所述，根据前端静压传感器送过来电压信号，对之进行采集和处理便可 得到所需的参数。本文主要任务便是研究如何在块f p g a 芯片中通过内部系统 的搭建，对前端信号进行采集、处理得出理想的结果，并且系统通过仿真验证。 蛹北工业人学硕士学位论文第二章无人机大气数据系统的理论基础 2 4 本章小结 在本章中描述了本文设计无人机大气数据的组成，包括原始参数传感器电 路、输入接口电路、基于f p g a 的运算处理单元和译码显示等模块。在这些模块 中，本文主要是进行基于f p g a 的运算处理单元和译码显示模块的设计。另外介 绍了气压高度的计算原理，建立大气微型空气柱的模型，推导出不同气压高度的 公式。由于无人机的飞行高度远远小于1 1 0 0 0 米，因此本文的设计主要是基于 公式( 2 1 7 ) 展开的 硝j l - t ：业大学硕士学位论文 第三章f p g a 设计基础知识 第三章f p g a 设计基础知识 当今社会是数字化的社会，是数字集成电路广泛应用的社会。数字集成电路 由早期的电子管、晶体管、小中规模集成电路、发展到超大规模集成电路( v l s i c ， 几万门以上) 以及许多具有特定功能的专用集成电路。但是，随着微电子技术的 发展，设计与制造集成电路的任务已不完全由半导体厂商来独立承担。系统设计 师们更愿意自己设计专用集成电路( a s i c ) 芯片，而且希望a s i c 的设计周期尽可 能短，最好是在实验室里就能设计出合适的a s i c 芯片，并且立即投入实际应用 之中，因而出现了现场可编程逻辑器件( f p l d ) ，其中应用最广泛的当属现场可编 程门阵列( f p g a ) 和复杂可编程逻辑器件( c p l d ) p j 。 3 1 可编程逻辑器件 p l d 是可编程逻辑器件( p r o g r a m m a b l el o g i cd e v i c e ) 的简称，f p g a 是现场 可编程门阵y t j ( f i e l dp r o g r a m m a b l eg a t e a r r a y ) 的简称，两者的功能基本相同，只 是实现原理略有不同，统称为可编程逻辑器件或c p l d f p g a 。 工程师可以通过传统的原理图输入法，或是硬件描述语言自由的设计一个数 字系统。通过软件仿真，可以事先验证设计的正确性。在p c b 完成以后，还可 以利用p l d 的在线修改能力，随时修改设计而不必改动硬件电路。使用p l d 来 开发数字电路，可以大大缩短设计时间，减少p c b 面积，提高系统的可靠性。 简化的f p g a c p l d 的结构由4 部分组成：输入输出模块、二维逻辑阵列 模块、连线资源和内嵌式存储器结构。输入输出模块是芯片与外界的接口，完 成不同电气特性下的输入输出功能要求；二维逻辑阵列模块是可编程逻辑的主 体，也可以根据设计灵活地改变连接与配罱，完成不同的逻辑功能：连线资源连 接所有的二维逻辑阵列模块和输入输出模块，连线长度和工艺决定着信号在连 线上的驱动能力和传输速度：内嵌式存储器结构可以在芯片内部存储数据。f p g a 与c p l d 的主要区别便是两者的二维逻辑阵列模块内部结构不同【5 - 9 1 。 c p l d 的二维逻辑阵列基于乘积项( p r o d u c t - t e r m ) 结构，f p g a 的二维逻辑阵 列模块是基于查找表( l o o k u p t a b l e ) 结构，简称为l u t ，l u t 本质上就是一个 r a m 。 本课题研究的对象便是基于x i l i n x 公司生产的s p a r t a n i ix c 2 s 1 0 0 的f p g a 芯片，此芯片的内部构造如图3 1 所示。 两北【：业大学硕士学位论文筇三章f p g a 设计基础知识 图3 - 1 x i l i n xs p a r t a n 1 1 芯片的内部构造 s p a r t a n i i 主要包括可配置逻辑单元c l b s ，i o 块，r a m 块和可编程连线( 未 表示出) 。在s p a r t a n - i i 中，一个c l b 包括2 个s l i c e s ，每个s l i c e s 包括两个l u t ， 两个触发器和相关逻辑。 s l i c e s 可以看成是s p a r t a n i i 实现逻辑的最基本结构， 它的结构如图3 2 所示 1 0 】。 图3 - 2s p a r t a n - 1 1 的s l i c e s 结构 1 4 西北： 业大学硕士学位论文第三章f p g a 设计基础知识 另外，f p g a 中寄存器资源比较丰富，适合做同步时序电路较多的设计； c p l d 中组合逻辑资源比较丰富，适合做组合电路较多的设计。本课题采用一片 f p g a 芯片作为系统的硬件载体【1 0 】。 3 2 采用硬件描述语言的设计流程 3 2 1 自顶i a - j t ( t o p - d o w n ) 设计 利用层次化、结构化的设计方法，一个完整的硬件设计任务首先由总设 计师划分为若干个可操作的模块，编制出相应的模型( 行为的或结构的) ， 通过仿真加以验证后，再把这些模块分配给下一层的设计师，这就允许多个 设计者同时设计一个硬件系统中的不同模块，其中每个设计者负责自己所承 担的部分【“】 12 1 。图3 3 为自顶向下的示意图，以设计树的形式绘出。 t o p d o w n 设计从系统级开始，把系统划分为基本单元，然后再把每 个基本单元划分为下一层次的基本单元，一直这样做下去，直到可以直接用 e d a 元件库中的元件来实现为止。 图3 - 3t o p d o w n 设计思想 3 2 2f p g a 的设计过程 f p g a 的开发与设计流程是基于一定的开发环境进行设计输入、仿真、综合 以及实现的，在很多设计范围内是可以通用的【1 3 】。 ( 1 ) 电路设计与输入 常用的设计输入方法有硬件描述语言( h d l ) f n 原理图设计输入方法。目自口进 行大型的工程设计时，最常用的设计方法是h d l 设计输入法。用的最多的就是 硼北工业大学硕士学位论文 第三章f p g a 设计基础知识 v h d l 和v e r i l o gh d l 。优点是可移植性、通用性好，设计不因芯片的工艺与结 构的变化而变化，更利于向a s i c 的移植。原理图法可维护性较差，不利于模块 建设与重用。更主要的缺点是，当所选用的芯片升级换代后，所有的原理图都要 做相应的改动另外，波形输入和状态机输入方法是两种常用的辅助设计输入方 法。 ( 2 ) 功能仿真 电路设计完成后，要用专用的仿真工具对设计进行功能仿真，验证电路功能 是否符合设计要求。功能仿真有时也被称为前仿真。常用的仿真工具有 m o d e l s i m ，s y n o p s y s 公司的v c s ，c a d e n c e 公司的n c v e r i l o g 和n c - v h d l 。 ( 3 ) 综合优化( s y n t h e s i z e ) 是指将h d l 语言、原理图等设计输入翻译成由与、或、非f - i ，r a m ，寄存 器等基本逻辑单元组成的逻辑连接( 网表) ，并根据目标与要求( 约束条件) 优化所 生成的逻辑连接，输出e d f 并 1e d n 等文件，供f p g a 厂家的布局布线器进行实现。 常用的专业综合优化工具有s y n p l i e i t y 公司的s y n p l i f y s y n p l i f yp r o 、a m p l i f y ， s y n o p s y s 公司的f p g ac o m p i l e r 等等。另外，x i t i r l xi s e 中自带的综合工具x s t 。 ( 4 ) 综合后仿真 检查综合结果是否与原设计一致，在仿真时，把综合生成的延时文件反标到 综合仿真模型中去，可估计门延时带来的影响。综合后仿真虽然比功能仿真精确 一些，但是只能估计门延时，而不能估计线延时，仿真结果与布线后的实际情况 还有一定的差距，并不十分准确。这种仿真的主要目的在于检查综合器的综合结 果是否与设计输入一致。 ( 5 ) 实现( i m p l e m e n t a t i o n ) 综合结果的本质就是一些由与、或、非门、触发器，r a m 等基本逻辑尊元 组成的逻辑网表，它与芯片实际配置情况还有较大差距。此时应该使用f p g a 厂 商提供的工具软件，根据所选芯片的型号，将综合输出的逻辑网表适配到具体 f p g a 器件上，这个过程就是实现。x i l i n x 的实现过程分为：翻译( t r a n s l a t e 、映 射( m a p ) 、布局布线( p l a c e & r o u t t e ) 等3 个步骤。 ( 6 ) 时序仿真 布局布线之后应该做时序仿真，时序仿真中应该将布局布线的时延文件反标 到设计中，使仿真即包含门延时，又包含线延时信息。与前面各种仿真相比，这 种后仿真包含的延时信息最为全面、准确，能较好地反映芯片的实际工作情况。 ( 7 ) 设计_ 丁 ：发的最后步骤就是在线调试或者将生成的配罨文件写入芯片中 进行上板的验证工作。 6 两北工业大学硕士学位论文 第三章f p g a 设计基础知识 3 3 行为建模的算法状态机和数据通道图 本文的各个模块的v e r i l o gh d l 建模是根据算法状态机和数据通道图 ( a s m d ，a l g o r i t h ms t a t em a c h i n ea n dd a t a p a t h ) 实现的，下面介绍a s m a s m 的特点。 3 3 1a s m 图 a s m 图是时序状态机功能的一种抽象，类似于软件流程图，但是显示的是 计算动作( 如寄存器操作) 的时间顺序，以及在状态机输入影响下发生的时序步 骤。a s m 图描述的是状态机的行为动作，而不是存储元件所存储的内容。 a s m 图是由以下三种基本元素组成的：状态框、判决框和条件框。状态框 是矩形的，条件框是带有圆角的矩形框，判决框是菱形的。a s m 图的基本单元 是a s m 块，如图3 - 4 所示。一个a s m 块包括一个状态框和连到它输出的所有 判决框和条件框。 传统的流程图和a s m 流程图之间的主要区别在于不同操作之间的时序关系 不同。a s m 是把一个块作为一个单元，块中的所有操作在同一个时钟边沿发生 的，是同步的 1 4 】 ” 。下面结合图3 5 来说明a s m 图中的操作过程。 图3 - 5a s m 流程图操作示意 1 7 两北工业大学硕士学位论文 第三章f p g a 设计基础知识 1 在状态s o ，判断条件b 、c ，并输出相应的值1 或者0 ； 2 在下个时钟跳变沿，通常是上升沿，以下操作同时发生： 寄存器a 一a + 1 如果条件b 成立，寄存器d - i 控制逻辑转向下一个状态s 2 或者s 3 或者s 4 的状态 3 3 2 a s m d 图 a s m d 流程图描述的是时序控制器的状态，以及从一个状态转变到另一个 状态时发生的时序之间的关系。a s m d 流程图通常是把时序状态机数据通道的 设计从控制器的设计中分离出来，并在两个单元之间保持清楚的联系。与状态转 移的寄存器操作是在图的通道上标记的，而不是在通道上的条件框中或状态框中 标注，因为这些存储器不是控制器的一部分。由控制器产生的是那些控制数据通 道寄存器的信号，以及引发a s m 图上的寄存器操作的信号【1 4 】。 3 4 本章小结 本章首先介绍了c p l d 和f p g a 的逻辑结构及其异同，前者基于乘积项，后 者基于查找表，f p g a 中寄存器资源比较丰富，适合做同步时序电路较多的设计； c p l d 中组合逻辑资源比较丰富，适合做组合电路较多的设计。着重介绍x l i n x 的s p a r t a n i i 系列f p g a 芯片的内部结构。然后介绍采用硬件描述语言的设计流 程，简单介绍自顶向下的设计方法，详细描述f p g a 的设计过程，主要包括设计 输入、仿真、综合以及实现等步骤。 另外，考虑到本文的所有v e r i l o gh d l 代码都是基于a s m d 流程图展开的， 着重介绍了a s m d 。 两北1 _ = 业人学硕士学位论文 第四幸气压高度测试系统硅计 第四章气压高度测试系统设计 本章是本文最重要的一章，通过测量从传感器得到的人气静压( 频率信号) 根 据公式f 2 1 7 ) 束间接测量无人机的气压高度。 4 1 测试系统的总体设计要求 f 1 ) 系统按定的速率采集输入的频率信号，经过频率测量模块。 r 2 ) 对铡频数据结果进行处理得到最终输出。存这一步的研究中，重点对公 式( 21 7 ) 函数算法进行了定的研究，并进行硬件描述的实现最后通过总体仿 真。 f 3 ) 数据采集和处理均在控制器半集中方式管理下有序地进行，工作速率主 要出开发板自带的d k f f p g a 开发板自带的3 2 m h z 品振1 决定。 ( 4 ) 系统的最后输出精度控制在04 m 以内( 提高输出的位数可以有效改善精 度) 结果每2 0 m s 刷新一次。 该系统属于实时数据处理类型，其控制器和数据处理器均可构造于一片单元 型f p g a 芯片一s p a r t a n i ix c 2 s 1 0 0 中。 4 2 系统的基本结构 f p t d a 数据处理系统的基本结构如图4 - 1 所示。 图4 一lf p g a 数据处理系统原理框幽 所示f p g a 数据处理系统按功能划分为6 个部分：控制模块c o n t r o l u n i t 、测 频模块f r e q m e a s u r e u n i t 、除法模块d i v i d e r u n i t 、线性插值模块i n t e r p o l a t i o n u n i t 、 乘法模块m u t i p l i e r u n i t 和显示模块d i s p l a y u n i t 。 下面简要分述各个模块的l 作过程。 下面简要分述各个模块的工作过程。 1 9 两北工业大学硕士学位论文 第四章气压高度测试系统设计 系统复位后，控制模块e o n t r o l u n i t 在下个标准时钟上升沿产生一个开始工作 的信号s t a r t ，如果把这个信号作为输入信号，那么该控制模块可以省去；如果复 位后的f 个标准时钟上升沿系统开始工作，则该模块也可以省去，本文采用了这 一模块。测频模块f r e q m e a s u r e u n i t 和除法模块d i v i d e r u n i t 则是在s t a r t 置位后， 根据标准时钟信号c l k ，计算出包含静压p 。信息的频率信号c l k x 。之后把满足精 度和速度要求的已测频率信号经过线性插值模块i m e r p o l a t i o n u n i t 和乘法模块 m u l t i p l i e r u n i t 根据线性插值计算得到要计算的气压高度h 。最后经过显示模块 d i s p l a y u n i t 译码显示出最终结果。 下面将详细论述系统各模块的设计方案。 4 3 控制模块的设计 系统内各模块正确有序地工作是在控制单元的正确有序的管理下进行的。高 效稳定的控制器是整个设计的关键。 4 3 1 系统控制方式 系统控制的实质是控制系统中的各模块单元以预定的时序进行工作，这种控 制功能可集中于一个控制器执行；也可以分散于各数据处理单元内部进行；或者 两者的组合。因此，控制方式有三种类型：集中控制、分散控制和半集中控制。 ( 1 ) 集中控制 数字系统中，如果仅有一个控制器，由它控制整个算法的执行，则称为集中 控制型。这种控制方式由系统控制器集中管理各个子运算执行的顺序。控制器发 出控制信号，使一个或多个子模块单元进行工作，同时接收各模块单元馈送来的 条件信息，以便确定后续的控制信号。 ( 2 ) 分散控制 系统中没有统一的控制器，全部控制功能分散在各个子模块单元运算中，称 作分散控制型。在这种控制方式中，各子模块单元之间的输入、输出信号及系统 信号相互关联，子模块单元也可以同时工作，也可以在关联的控制信号作用下顺 序地进行。分散控制的时序可以是同步的，也可以是异步的。前者与集中控制类 似，但各子模块单元间需要交换有关进程的信息。分散控制为异步时序时，没有 统一的时钟信号，执行顺序由子单元模块产生的进程信号控制。 ( 3 ) 半集中控制 西北一l 业丈学颈： 学位论文第四章气压高度测试系统没计 系统中配有系统控制器，但对各子模块单元又在各自的控制器下进行工作。 系统控制器集中控制各子模块单元之间总的执行顺序。这是介于集中控制和分散 控制之间的中间状况，称为半集中控制型或集散型控制器。 一般来说，半集中控制主要运用于大型或特大型的工业设计，中、小型设计 一般采用前两种控制方式。由于本文研究对象前端频率信号是随