CN100516807C - 飞行器气动参数测试用带式传感器阵列 - Google Patents
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Abstract
一种基于多传感器的飞行器气动参数测试用带式传感器阵列，由相对独立的8个测试节点组成带式传感器，x(x≤32)个带式传感器串联组成包含有m(m≤256)个测试节点的传感器测试带，n行传感器测试带平行排列组合构成由m×n个测试节点组成的带式传感器阵列，每行传感器测试带间设置有一个行测试带信息管理模块，每一行内的测试节点通过专用总线与行内的行测试带信息管理模块相连，行测试带信息管理模块将整行的信息通过高速总线传输至弹载数据记录仪。本发明中每个测试节点都是一个相对独立的单元，可以测试出飞行器表面上任一位置处的振动、压力、温度和应变参数，可以在真实飞行下进行气动参数测试，提高了测试的精度和可靠性。
Description
技术领域
本发明属于飞行器气动参数测试领域，具体是涉及一种多参数、高密度数字化测试的传感器阵列。本发明的传感器阵列由带式传感器串联，再并联构成“丰”字结构的网络化结构模式。
背景技术
气动参数的测量对于飞行器而言具有十分重要的意义。传统方法中，飞行器气动参数的测试是通过普通压力传感器、温度传感器、振动传感器及应变片来测量飞行器表面的压力、温度、振动和应变。测试时，在飞行器模型表面打孔或将各传感器粘贴在飞行器表面后进行试验。通过飞行器表面的过孔，将各传感器与上位机进行物理连接，把测试到的数据传送给上位机进行纪录分析。
当飞行器上需要测试的点不多且分布不密集时，用这种传统的测试方法进行测试是可行的。但是，对于需要测试的点较多，且分布密集时，传统测试方法的缺点就显现出来：
1.由于要在飞行器表面打孔，破坏了飞行器的整体性能。同时，由于过孔影响了飞行器的强度，所以无法在实际飞行中测试，只能在风洞实验中进行。
2.一次风洞实验需要准备数百只不同功能的传感器，系统布线复杂、体积庞大，所以传统测试方法一次试验仅仅能够获取单一参数或几个参数，无法通过大面积多点测试来获取物理参数的分布场。
3.由于传感器的体积较大，严重影响了被测体自身的表面气动特性，而无法准确测得表面压力载荷场的分布。
同时，风洞实验也无法完全模拟真实飞行的气动环境，无法满足飞行器适应复杂气动条件的设计与实际验证的需求，这就直接影响着飞行器的精度、强度、速度、可靠性等重要性能。
发明内容
本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种基于多传感器的飞行器气动参数测试用带式传感器阵列。
为达到上述目的，本发明采取如下技术方案：
总体测试装置采用由独立的8节点带式传感器串联然后再并联构成的“丰”字结构网络化模式的带式传感器阵列。
其中总体测试装置的基本组成单元是独立的测试节点(10)。相对独立的8个测试节点(10)组成一条带，称为带式传感器(20)，x(x≤32)个带式传感器(20)串联在一起，组成包含有m(m≤256)个测试节点(10)的一行传感器测试带(30)。在每行传感器测试带(30)间都设置有一个行测试带信息管理模块(40)，每一行内的测试节点(10)都通过专用总线与行内的行测试带信息管理模块(40)相连，行测试带信息管理模块(40)负责将整行的信息通过高速总线传输至弹载数据记录仪(50)，行测试带信息管理模块(40)间共用高速总线。n行传感器测试带(30)平行排列组合在一起，构成由m×n个测试节点组成的带式传感器阵列。带式传感器阵列的电源通过共用的总线提供。
所述的测试节点(10)包括：薄膜应变电桥(1)、MEMS压力传感器敏感头(2)、MEMS加速度传感器敏感头(3)、温度传感器(4)、信号处理ASIC单元(5)以及包括有ADC(61)、逻辑控制单元CPU(62)、存储器FLASH(63)和专用总线控制接口(64)的一体化微处理单元MPU芯片(6)。
其中，所述的信号处理ASIC单元(5)首先分别与薄膜应变电桥(1)、MEMS压力传感器敏感头(2)、MEMS加速度传感器敏感头(3)、温度传感器(4)四个独立的芯片信号相连，对四路模拟信号进行调理，然后连接微处理单元MPU芯片(6)，以对调理后的模拟信号进行数字处理。
所述的微处理单元MPU芯片(6)为数据采集、处理、存储与发送单元，由ADC(61)对接受的四路模拟信号进行A/D转换，之后输入至逻辑控制单元CPU(62)进行处理，接着输入至存储器FLASH(63)，最后通过专用总线控制接口(64)以专用总线形式发送至行测试带信息管理模块(40)。
所述的行测试带信息管理模块(40)包括：专用总线接口(41)、MPU内核(42)、FIFO(43)和高速总线接口控制器(44)。专用总线接口(41)以总线形式与每个测试节点(10)中微处理单元MPU芯片(6)的专用总线控制接口(64)连接，由MPU内核(42)对数据进行收集后，输入至FIFO(43)，最后通过高速总线接口控制器(44)和高速总线输入至弹载记录仪(50)中。
在进行气动参数测量时，将带式传感器(20)安装在飞行器表面的合适位置处，由所述测试节点(10)中的传感器敏感头和薄膜应变电桥测量飞行器表面的压力、振动、温度和应变变化，然后由测试节点(10)中的信号调理ASIC单元(5)对4路模拟信号进行调理，通过微处理单元MPU芯片(6)对模拟信号进行A/D转换、采集、存储，最后每个测试节点(10)都以专用总线形式将数据发送至行测试带信息管理模块(40)。行测试带信息管理模块(40)对数据进行暂存后，又将数据通过高速总线传送至弹载数据记录仪(50)。
本发明提供的基于多传感器的飞行器气动参数测试方法的测试原理与传统测试方法类似，不同之处在于采用了独特的网络化“丰”字结构。测试方法中的每个测试节点都是一个相对独立的单元，可以测试出飞行器表面上任一位置处的振动、压力、温度和应变参数。由于采用了网络化的结构，加上每个测试节点的体积很小，最大不超过50mm×50mm×3mm，这样就使大面积、多点测量飞行器表面气动参数，并进而获得物理参数的分布场成为了可能。
本发明将带式传感器直接粘贴在飞行器的表面，不需要在飞行器的表面打孔，因而可以在真实飞行的气动环境下进行气动参数的实际飞行测试，提高了复杂气动条件下飞行器气动参数测试的精度和可靠性。
附图说明
图1为本发明带式传感器阵列的整体结构示意图；
图2为图1中测试节点(10)的结构示意图；
图3为图1中行测试带信息管理模块(40)的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图及具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。
参看图1，本发明的飞行器气动参数测试用带式传感器阵列是基于网络化的“丰”字结构设计的，主要包括：独立单元的测试节点(10)、由测试节点(10)组成的带式传感器(20)、由带式传感器(20)串联构成的行测试带(30)以及每个行测试带(30)上连接的行测试带信息管理模块(40)。
其工作原理简述如下：
相对独立的8个测试节点(10)组成一个带式传感器(20)，x(x≤32)条带式传感器(20)串联在一起，组成包含有m(m≤256)个测试节点的行测试带(30)。同一行测试带(30)内的测试节点(10)共用一条数据总线和电源。在每个行测试带(30)间有一个行测试带信息管理模块(40)，每一行内的测试节点(10)都通过专用总线与行内的行测试带信息管理模块(40)进行通信。行测试带信息管理模块(40)通过USB接口与弹载数据记录仪(50)连接，负责将整行的信息通过高速总线传输至弹载数据记录仪(50)，行测试带信息管理模块(40)间共用高速总线。n个行测试带(30)平行排列组合在一起，构成由m×n个测试节点(10)组成的带式传感器阵列。带式传感器阵列的电源通过共用总线提供。
本发明的单个测试节点(10)的采样速率可编程，在0.1～10K范围内可以任意调节。当测试节点(10)较多，信号带宽超过1MBPS时，将通过行测试带信息管理模块(40)分时控制、数据缓存，并采用高速总线接口进行点对点的信息传输，传输带宽可达到40MBPS以上，确保在分时传送条件下可以传输全部数据。
所述的带式传感器采用高密度柔性封装与互连技术。带式传感器的柔性基材衬底选用薄的、挠曲性好的以聚酰亚胺为基材的柔性印制电路板。柔性印制电路板采用柔性绝缘基材制成印刷电路，具有许多硬性印刷电路板不具备的优点，如可以自由弯曲、卷绕、折叠，可依照空间布局要求任意安排，并在三维空间任意移动和伸缩，从而达到元器件装配和导线连接的一体化。
独立的测试节点设计中所要解决的主要技术问题是设计一种简单的飞行器气动参数测试节点，以达到减小系统布线复杂性、多参数测量的要求。
所述的测试节点(10)如图2所示，包含有薄膜应变电桥(1)、MEMS压力传感器敏感头(2)、MEMS加速度传感器敏感头(3)、温度传感器(4)、信号处理ASIC单元(5)和微处理单元MPU芯片(6)，信号处理ASIC单元(5)首先分别与薄膜应变电桥(1)、MEMS压力传感器敏感头(2)、MEMS加速度传感器敏感头(3)、温度传感器(4)四路信号相连，对四路模拟信号进行调理，然后与微处理单元MPU芯片(6)相连，对调理后的模拟信号进行数字处理。
所述的微处理单元MPU芯片(6)为数据采集、处理、存储与发送单元，包括ADC(61)、逻辑控制单元CPU(62)、存储器FLASH(63)和专用总线控制接口(64)，ADC(61)对接受的四路模拟信号进行A/D转换，之后输入至逻辑控制单元CPU(62)进行处理，接着输入至存储器FLASH(63)，最后通过专用总线控制接口(64)以总线形式发送至行测试带信息管理模块(40)。
行测试带信息管理模块(40)由专用总线接口(41)、MPU内核(42)、FIFO(43)和高速总线接口控制器(44)组成，如图3所示。
行测试带信息管理模块(40)要解决的问题是采集信息的收集和数据的传输。
信息收集问题的解决主要由专用总线接口(41)设计、软件压缩编码/解码的设计思路组成。本发明中的专用总线接口(41)针对测试数据的自身特点而设计，总线接口设备通信采用单主多从方式。针对总线带宽有限的问题，软件压缩编码/解码技术是信息收集的一个解决策略，本发明中通过行测试带信息管理模块(40)内的MPU内核(42)实现数据压缩。
行测试带信息管理模块(40)中大吞吐量的数据是通过高速总线传输至弹载数据记录仪(50)的。高速总线通信采用点对点的主从方式，行测试带信息管理模块(40)枚举当前数据状态信息，由弹载数据记录仪(50)发起数据传输。行测试信息管理模块(40)中FIFO(43)为暂存数据的存储器件。
工作状态下，行测试带(30)采集的信息经专用总线接口(41)进入MPU内核(42)，MPU内核(42)对其进行二次压缩，并暂存至FIFO(43)，存储记录仪请求数据传输时，MPU内核(42)取出数据并发送至高速总线接口控制器(44)，然后由高速总线将数据发送至弹载数据记录仪(50)。
本实施例选用CAN总线和USB通信进行数据传输和通信，CAN总线具有稳定、可靠，传输速率较高的优点。而且在此基础上，还可以进行开发更适合的专用总线。USB通信的带宽高、兼容性好、开发容易的优点。测试节点(10)与行测试带信息管理模块(40)之间的通信采用CAN总线，行测试带信息管理模块(40)通过USB接口与弹载数据记录仪(50)进行数据通信。
Claims (5)
1、一种飞行器气动参数测试用带式传感器阵列，其特征是由相对独立的8个测试节点(10)组成带式传感器(20)，x个带式传感器(20)串联组成包含有m个测试节点(10)的传感器测试带(30)，每行传感器测试带(30)间设置有一个行测试带信息管理模块(40)，每一行内的测试节点(10)通过专用总线与行内的行测试带信息管理模块(40)相连，行测试带信息管理模块(40)负责将整行的信息通过高速总线传输至弹载数据记录仪(50)，n行传感器测试带(30)平行排列组合在一起，构成由m×n个测试节点组成“丰”字结构的带式传感器阵列，
所述带式传感器阵列的电源通过共用总线提供。
2、根据权利要求1所述的飞行器气动参数测试用带式传感器阵列，其特征是所述的带式传感器(20)的个数x≤32，所述的传感器测试带(30)中的测试节点(10)的个数m≤256。
3、根据权利要求1所述的飞行器气动参数测试用带式传感器阵列，其特征是所述的行测试带信息管理模块(40)间共用高速总线。
4、根据权利要求1所述的飞行器气动参数测试用带式传感器阵列，其特征是所述的测试节点(10)包括有：薄膜应变电桥(1)、MEMS压力传感器敏感头(2)、MEMS加速度传感器敏感头(3)、温度传感器(4)、信号处理ASIC单元(5)和微处理单元MPU芯片(6)，信号处理ASIC单元(5)分别与薄膜应变电桥(1)、MEMS压力传感器敏感头(2)、MEMS加速度传感器敏感头(3)、温度传感器(4)相连，对四路模拟信号进行调理，然后连接微处理单元MPU芯片(6)，以对调理后的模拟信号进行数字处理；
所述的微处理单元MPU芯片(6)为数据采集、处理、存储与发送单元，包括有ADC(61)、逻辑控制单元CPU(62)、存储器FLASH(63)和专用总线控制接口(64)，由ADC(61)对接受的四路模拟信号进行A/D转换，输入逻辑控制单元CPU(62)进行处理，接着输入至存储器FLASH(63)，最后通过专用总线控制接口(64)以专用总线形式发送至行测试带信息管理模块(40)。
5、根据权利要求1所述的飞行器气动参数测试用带式传感器阵列，其特征是所述的行测试带信息管理模块(40)包括有：专用总线接口(41)、MPU内核(42)、FIFO(43)和高速总线接口控制器(44)，专用总线接口(41)以总线形式与每个测试节点(10)中微处理单元MPU芯片(6)的专用总线控制用总线接口(64)连接，由MPU内核(42)对数据进行收集后，输入至FIFO(43)，最后通过高速总线接口控制器(44)和高速总线输入至弹载数据记录仪(50)中。
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