CN105157906A - 一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置及测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置及测量方法，微压力测量装置包括薄膜电容式传感器和热阴极电离式传感器，控制电路首先控制电源模块为所述薄膜电容式传感器供电，当薄膜电容式传感器检测到的压力小于设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器供电，进行压力检测；当薄膜电容式传感器或者热阴极电离式传感器检测到的压力大于所述设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器断电。采用了热阴极两种传感器相结合的方式测量，测量区段覆盖1000Pa-1mPa，测量精度可达0.2mPa，有效解决飞行器高速飞行过程中的微小压力测量问题。

Description

一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置及测量方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置及测量方法，属于压力测试领域。

背景技术

当飞行器高速飞行于具有稀薄效应的空域时，稀薄气体效应随时间积累显著，无法准确对飞行器进行气动力热分析，由于地面试验难以模拟高空高速的大气环境条件，需要开展稀薄流区域的环境测量研究。其中围绕飞行器高速飞行过程中的微小压力测量技术成为高速飞行测量领域的关键技术之一。

目前，飞行器高速飞行过程中的压力参数测量主要采用高精度压阻式传感器或者薄膜电容式传感器。压阻式传感器的测量原理是：利用单晶硅的压阻效应，应力使压敏电阻产生电阻变化，通过电桥进一步将电阻变化转换为电压或者电流变化(如图1所示)；薄膜电容式传感器的测量原理是：利用薄膜外加载荷发生弯曲，导致电容极距变化，当敏感元件感受到压力时会产生一个差分电容信号，经电容－电压转换输出。

对于接近真空环境的压力(毫帕量级含以下)，上述压阻式或者电容式传感器在测量范围和精度无法满足测量要求。飞行器飞行全程，特别是飞行于具有稀薄效应的空域时，如何实现微小压力测试是本领域亟待解决的问题。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，采用热阴极电离和薄膜电容测量原理相结合的多传感器融合的测量方法，解决飞行器高速飞行过程中的微小压力测量问题。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置，包括薄膜电容式传感器、热阴极电离式传感器、控制电路、电源模块、电流信号检测电路和电容信号检测电路；

所述薄膜电容式传感器将压力信号转换为电容信号，并将所述电容信号输出给电容信号检测电路；

所述电容信号检测电路接收薄膜电容式传感器输出的电容信号，转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；

所述热阴极电离式传感器将压力信号转换为电流信号，并将所述电流信号输出给电流信号检测电路；

所述电流信号检测电路接收所述热阴极电离式传感器输出的电流信号，转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；

所述控制电路接收电容信号检测电路和电流信号检测电路输出电压信号；所述控制电路控制所述电源模块为薄膜电容式传感器和热阴极电离式传感器供电；

所述控制电路工作过程为：首先控制电源模块为所述薄膜电容式传感器供电，当薄膜电容式传感器检测到的压力小于设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器供电，进行压力检测；当薄膜电容式传感器或者热阴极电离式传感器检测到的压力大于所述设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器断电。

优选的，所述阈值为1Pa-5Pa。

优选的，所述薄膜电容式传感器的检测上限为1kPa-2kPa。

优选的，安装在飞行器内部，所述微压力测量装置具有气室，所述气室经引压管联通至飞行器外部大气环境，所述热阴极电离式传感器和所述薄膜电容式传感器检测气室内气压。

优选的，电流信号检测电路包括限幅电路和失调电压调整电路。

优选的，电容检测电路包括依次连接的电容信号调理电路、解调电路以及低通滤波器。

优选的，采用热阴极电离式传感器冗余或者采用单个热阴极电离式传感器内部灯丝冗余。

优选的，所述热阴极电离式传感器采用热阴极电离规。

优选的，所述热阴极电离式传感器的工作电压为120V-150V。

同时提供一种基于所述装置的测量方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)外部供电装置为所述微小压力测量的装置供电；

(2)控制电路控制电源模块为所述薄膜电容式传感器供电，电容信号检测电路转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；当外界压力值大于薄膜电容式传感器检测上限时，薄膜电容式传感器为满量程输出；当薄膜电容式传感器检测到的压力小于设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器供电，进行压力检测，所述热阴极电离式传感器输出电流信号，经电流信号检测电路转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；当薄膜电容式传感器或者热阴极电离式传感器检测到的压力大于所述设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器断电。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明提出了一种多区段自适应的高精度微压力测量方法，采用了热阴极电离和薄膜电容测量原理相结合的多传感器融合的测量方法，测量区段覆盖1000Pa～1mPa，测量精度可达0.2mPa。

(2)配用常规的传感器检测1000Pa以上的压力，能够实现测量全区段的自动覆盖，有效解决飞行器高速飞行过程中的微小压力测量问题。

(3)通过设定热阴极电离式传感器的工作阈值，在5Pa以下的气压环境启动，仅需120-150V的电压即可使热阴极电离式传感器正常工作。

(4)由于热阴极电离式传感器易损，采用热阴极电离式传感器冗余或者采用单个热阴极电离式传感器内部灯丝冗余的方式，进行多个备份。

(5)在飞行器内设置气室与外界联通，使整个装置处于稳定的工作环境，降低外界干扰。

附图说明

图1为现有的压阻式传感器测量原理图；

图2为本发明的电路原理图；

图3为本发明的小电流放大电路模型；

图4为本发明的小电容检测电路原理图；

图5为本发明的热阴极电离传感器Ii/Ie与压力的关系曲线；

图6为本发明的微小压力测量装置在飞行器内的安装示意图。

具体实施方式

本发明针对飞行器在稀薄流区域高速飞行过程中的气动系数辨识，开展稀薄流大气压力参数测量，微压力测量装置，包括薄膜电容式传感器、热阴极电离式传感器、控制电路、电源模块、电流信号检测电路和电容信号检测电路。采用热阴极电离和薄膜电容测量原理相结合的传感器融合测量方法，测量区段覆盖1000Pa～1mPa，测量精度可达0.2mPa，并可实现测量全区段的自动覆盖。微压力测量装置还包括包括进气管、测量室，引压管从测压孔将被测气流导引至测量室，在1000Pa～1Pa环境下，启动薄膜电容式传感器进行压力参数测量，当气压低至1Pa以下，装置自动切换至热阴极电离式传感器进行高精度测量。

通常情况下，认为气体介质是连续而光滑的，但是随着飞行器飞行海拔的增加，大气密度逐渐降低而变得稀薄。当超过一定高度(参考值80km)，气体的间断粒子效应(稀薄效应)就会变得显著起来，其稀薄程度用Knudsen数(Kn)表征，这时气体为连续介质的假设不再成立，气体流场的线性本构关系失效。

为研究飞行器在稀薄流区域高速飞行过程中的气动系数辨识，需要测量其外表面压力大小。而据资料显示，稀薄气体效应显现的同时，还伴随着空气分子的非平衡内态激发、解离反应、置换反应、电离反应、电子能级跃迁等物理化学过程，地面模拟试验非常困难。所以需通过飞行试验来获取飞行器在稀薄流区域气动力热的相关数据。本发明设计的微小压力测量装置用于飞行器搭载，通过飞行试验获取稀薄流区域的气体压力特征参数。

飞行器按照飞行轨迹会经过稀薄流区域，其外表面压力也会经历由高到低的变换过程，微小压力测量装置通过薄膜电容式传感器实现1Pa～1000Pa的气体压力测量，通过热阴极电离式传感器实现1mPa～1Pa的更高精度的气体压力测量，通过控制电路实现薄膜电容式传感器与热阴极电离式传感器的自动切换，切换的原因为：热阴极电离式传感器虽然拥有极高的精度(参考值10-5)，在使用上受较大限制，即无法在气体压力较大的情况下使用，且功耗较高，空气电离需要施加高压。薄膜电容式传感器测量范围大于热阴极电离式传感器，薄膜电容式传感器的输出值一方面作为测量数据，另一方面作为控制电路的激励信号。当薄膜电容式传感器测量值达到安全压力阈值，例如5Pa以下时，控制电路对热阴极电离式传感器上电，启动参数采集，此时该传感器为满量程输出，当外界压力高于安全压力阈值时(5Pa以上)，属于超量程自动保护情况，控制电路对热阴极电离式传感器断电，关闭参数采集。电容薄膜式传感器为全程上电采集，在外界压力值大于1000Pa(测量区间以外)时，为满量程输出。

a)薄膜电容式传感器

根据薄膜电容式传感器的工作原理，弹性薄膜在压差的作用下膜片产生位移，引起电极和膜片之间距离的变化，导致电容量发生改变，通过测量电容的变化，达到测量压力的目的。参见附图4，微小电容检测电路由电容信号调理电路、解调电路以及低通滤波器组成。电容信号调理电路包括振荡器、低频放大器等，振荡器产生载波信号，将电容信号的变化转换为载波调制信号幅度的变化，通过低频放大器进行信号放大，解调器对信号进行解调，通过低通滤波器滤去高频噪声部分，输出直流电压信号，再通过模数转换器进行采集。

b)热阴极电离式传感器

热阴极电离测量通过阴极灯丝发射的电子在阳极产生的电场中飞行时从电场中获得能量，与气体分子碰撞，使气体分子以一定几率发生电离，电子在落到阳极之前，大部分都来回振荡若干次，碰撞产生正离子，正离子在电场的作用下被收集极接收，在收集极上产生一个离子流Ii，发射电流Ie，参见附图5，Ii/Ie与气体压力P的关系曲线，发射电流Ie为定值，因此电子在飞行路途中碰撞产生的正离子数，在一定温度下正比于气体压力P，因此可根据收集离子流大小指示真空度。其中，Pm为5Pa。根据热阴极电离式传感器的工作原理，在压力低至接近真空环境的气体中，气体分子被高压电离所生成的正离子束通常与气体分子密度成正比，通过自动稳流电路，使电子流与气体分子密度(即压力)线性关系保持稳定。利用I/V转换电路、上限幅电路和失调电压调整电路，补偿失调误差和温漂误差，检测微小电流信号，输出直流电压信号，小电流放大电路模型原理参见附图3。

小电流检测电路基本思想是I/V转换电路，并其中加入了上限幅电路和失调电压调整电路，公式如下：

$V_o=R_s{I}_s\×(-\frac{R_f}{R_s})=-I_s{R}_f$

通过调节反馈电阻R_f的大小，将小信号放大到可检测的信号范围；通过上限幅电路保证输出电压在稳定区；通过失调电压调整电路补偿失调电流和失调电压引起的固定误差和温度变化引起的漂移误差。

c)多传感器融合设计

采用薄膜电容式传感器与热阴极电离式传感器融合技术，如附图2所示，微压力测量装置包括薄膜电容式传感器、热阴极电离式传感器、控制电路、电源模块、电流信号检测电路和电容信号检测电路；所述薄膜电容式传感器输出电容信号，经电容信号检测电路转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；所述热阴极电离式传感器输出电流信号，经电流信号检测电路转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；所述控制电路连接至电容信号检测电路和电流信号检测电路，接收电容信号检测电路和电流信号检测电路输出电压信号；外部向电源模块供电，电源模块通过DC-DC变换分别为薄膜电容式传感器(±15V)和热阴极电离式传感器(150V)供电，所述控制电路连接至电源模块，控制所述电源模块为薄膜电容式传感器和热阴极电离式传感器供电。薄膜电容式传感器产生的电容信号由微小电容检测电路负责采集；热阴极电离式传感器产生的电流信号由微小电流检测电路负责采集；控制电路接收检测电路的信号，控制电源模块的通断，控制电路根据薄膜电容式传感器的测量结果，当外界气压小于5Pa时，产生门控脉冲信号，控制热阴极电离式传感器启动信号采集，当外界气压大于5Pa时，控制热阴极电离式传感器停止信号采集(热阴极电离测量原理在外界压力较高时测量精度受较大影响)，最终实现微压力测量的测量区段自适应切换。

根据飞行器气动辨识需求，采用基于多点测压的微压力测量装置测压点布局的冗余设计，有效提高可靠性。

参见附图6，装置安装在飞行器内部，所述微小压力测量装置7具有测量气室3，引压管2通过飞行器外壁开孔1联通至飞行器外部大气环境，测量气室3经引压管2联通至飞行器外部大气环境，采用两个热阴极电离式传感器4和5，薄膜电容式传感器6检测测量气室3内气压，图6中控制电路、电流信号检测电路和电容信号检测电路设置在测量气室3外，8为电源模块，9为数据采集装置。

微压力测量装置制作方法如下：

(一)根据参数测量范围要求、精度要求和数量要求，确定薄膜电容式传感器与热阴极电离式传感器的测量范围、精度和配置数量。

(二)根据产品设备重量、大小及功耗要求，对微压力测量装置进行一体化结构设计，微压力测量装置结构内部配置薄膜电容式传感器与热阴极电离式传感器，两类传感器共用同一测量室，并完成进气管的设计。微压力测量装置结构部分需满足飞行试验各项环境要求，并确定安装方式。

(三)根据微压力测量装置结构设计，确定电路设计，包括供电电路、微小电容信号检测电路、微小电流信号检测电路、控制电路设计。

(四)根据功能与性能指标要求，完成微压力测量装置电控部分与结构部分的匹配设计，并完成热、电磁兼容、抗辐射、防静电、降额等其他设计，实现物理与电气接口匹配。

(五)在飞行器内部进行结构安装，通过引压孔设计，将管路导引至微压力测量装置的进气管。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种飞行器高速飞行过程中微压力测量装置，其特征在于：包括薄膜电容式传感器、热阴极电离式传感器、控制电路、电源模块、电流信号检测电路和电容信号检测电路；

所述薄膜电容式传感器将压力信号转换为电容信号，并将所述电容信号输出给电容信号检测电路；

所述电容信号检测电路接收薄膜电容式传感器输出的电容信号，转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；

所述热阴极电离式传感器将压力信号转换为电流信号，并将所述电流信号输出给电流信号检测电路；

所述电流信号检测电路接收所述热阴极电离式传感器输出的电流信号，转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；

所述控制电路接收电容信号检测电路和电流信号检测电路输出电压信号；所述控制电路控制所述电源模块为薄膜电容式传感器和热阴极电离式传感器供电；

所述控制电路工作过程为：首先控制电源模块为所述薄膜电容式传感器供电，当薄膜电容式传感器检测到的压力小于设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器供电，进行压力检测；当薄膜电容式传感器或者热阴极电离式传感器检测到的压力大于所述设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器断电。

2.根据权利要求1所述装置，其特征在于，所述阈值为1Pa-5Pa。

3.根据权利要求1所述装置，其特征在于，所述薄膜电容式传感器的检测上限为1kPa-2kPa。

4.根据权利要求1所述装置，其特征在于，安装在飞行器内部，所述微压力测量装置具有气室，所述气室经引压管联通至飞行器外部大气环境，所述热阴极电离式传感器和所述薄膜电容式传感器检测气室内气压。

5.根据权利要求1所述装置，其特征在于，电流信号检测电路包括放大电路和失调电压调整电路，放大电路用于将接收电流信号转换成电压信号并放大，失调电压调整电路用于调整放大电路的失调电压误差和温漂误差。

6.根据权利要求1所述装置，其特征在于，电容检测电路包括振荡器、低频放大器、解调电路以及低通滤波器；振荡器产生载波信号，将电容信号的变化转换为载波调制信号幅度的变化，通过低频放大器进行信号放大，解调器对信号进行解调，通过低通滤波器滤去高频噪声部分，输出直流电压信号。

7.根据权利要求1所述装置，其特征在于，采用热阴极电离式传感器冗余或者采用单个热阴极电离式传感器内部灯丝冗余。

8.根据权利要求1所述装置，其特征在于，所述热阴极电离式传感器采用热阴极电离规。

9.根据权利要求1所述装置，其特征在于，所述热阴极电离式传感器的工作电压为120V-150V。

10.一种基于权利要求1所述装置的测量方法，其特征在于包括如下步骤：

(1)外部供电装置为所述微小压力测量的装置供电；

(2)控制电路控制电源模块为所述薄膜电容式传感器供电，电容信号检测电路转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；当外界压力值大于薄膜电容式传感器检测上限时，薄膜电容式传感器为满量程输出；当薄膜电容式传感器检测到的压力小于设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器供电，进行压力检测，所述热阴极电离式传感器输出电流信号，经电流信号检测电路转换成电压信号，一路输入到控制电路，另一路输出至数据采集装置；当薄膜电容式传感器或者热阴极电离式传感器检测到的压力大于所述设定阈值时，所述控制电路控制电源模块为热阴极电离式传感器断电。