CN106556457A - 用于小型飞行器的数据记录系统 - Google Patents
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Abstract
用于小型飞行器的数据记录系统，涉及数据记录领域，解决现有用于飞行器的数据记录系统存在体积大、采集信息种类单一以及通讯接口的通用差等问题，包括抗混叠滤波器、A/D采集模块、嵌入式处理器、存储器、振动传感器、过载传感器、霍尔传感器、GPS模块和电源模块；本发明通过振动传感器记录飞行器重要部位的加速度信息，记录过载传感器采集的发动机的三轴过载，通过RS232接口记录GPS模块的定位状态、位置、速度、姿态信息，数据记录系统通过CAN接口记录飞行器上通讯网络传输的控制命令与反馈信息，存储器的采集数据存储机制实现了数据记录系统的灵活多次连续工作。本发明可安装于小型飞行器上，为飞行状态监测与飞行器的设计改进提供了数据支撑。
Description
技术领域
本发明涉及数据记录领域，具体涉及一种用于小型飞行器的数据记录系统，用于监测小型飞行器(如无人机及导弹)上电压、电流、姿态、速度、控制指令及环境数据等信息的多用途数据记录系统。
背景技术
目前，用于记录飞行器在飞行试验期间的各项过程参数信息主要采用数据记录系统。但现有的数据记录系统普遍存在采集信息种类单一、体积大、重量沉、通讯接口简单及不通用等缺点。而随着科技的进步，飞行器正在向着更轻、更快、数据交换量更大的方向发展，不仅需要记录常规传感器的模拟信号、数据总线传输的指令和数据信息，还要能够记录导弹在设计优化期间所需要的飞行过程中加速度、过载、供电电压、供电电流及GPS状态等多方面信息，因此也就要求数据记录系统应具有小型化、轻量化、多接口、多功能和多用途的特点。
小型飞行器具有需求量大、应用灵活、体积小、重量轻、成本低等特点，开发适用于此类飞行器的数据记录系统应在保证抗高落地过载的同时又需要严格控制其空间尺寸和重量，因此传统的数据记录系统很难满足这种新型化的数据记录系统需要。
发明内容
本发明为解决现有用于飞行器的数据记录系统存在体积大、采集信息种类单一以及通讯接口的通用差等问题，提供一种用于小型飞行器的数据记录系统。
用于小型飞行器的数据记录系统，包括抗混叠滤波器、A/D采集模块、嵌入式处理器、存储器、振动传感器、过载传感器、霍尔传感器、GPS模块和电源模块；所述抗混叠滤波器用于对振动传感器采集的飞行器加速度变化信息进行处理，嵌入式处理器控制所述抗混叠滤波器输出的信号经A/D采集模块后存入存储器；过载传感器用于测量飞行器发射时发动机产生的三轴过载值，所述嵌入式处理器控制所述过载传感器输出的三轴过载值经A/D采集模块输出后存入存储器；所述GPS模块输出飞行器试验过程中的速度、位置及姿态信息，通过RS232接口传送至嵌入式处理器，并存入存储器；电源模块为数据记录系统供电，通过电源管理模块与内部电源连接；数据回收与解析模块，用于对存储模块输出的数据进行处理与分析。
本发明的有益效果：本发明所述的数据记录系统能够全面可靠地记录飞行器上的电源供电变化、数据通信、环境参数变化等信息，同时为达到通用性还要具备多种常见的输入和输出接口。
本发明所述的数据记录系统能够记录小型飞行器在飞行过程中的加速度、三轴过载、供电电压、供电电流、系统通讯信息及GPS模块状态等多方面的信息，为飞行器设计的优化及飞行试验过程中的问题分析提供依据；
本发明所述的数据记录系统可以实现连续多次工作，能够做到连续记录30次而记录数据不相互覆盖，这样可以在地面测试时不需要频繁地进行数据回收；
本发明所述的数据记录系统采用多层缓存与灌封工艺，可承受在导弹落地时对地面产生的不大于8000g的落地冲击，在保证抗高落地过载的同时能够满足小型飞行器对于数据记录系统的体积与重量的限制。
附图说明
图1为本发明所述的用于小型飞行器的数据记录系统的框图；
图2为本发明所述的用于小型飞行器的数据记录系统的原理框图；
图3为本发明所述的用于小型飞行器的数据记录系统中传感器安装位置示意图；
图4为采用本发明所述的用于小型飞行器的数据记录系统抗混叠滤波效果图。
具体实施方式
具体实施方式一、结合图1至图4说明本实施方式，用于小型飞行器的数据记录系统，该记录系统为具有多功能、多接口及多用途的数据记录系统，本实施方式以一种小型导弹上的数据记录系统作为具体实施例。具体包括抗混叠滤波器、A/D采集模块、嵌入式处理器、存储器、振动传感器、过载传感器、霍尔传感器、GPS模块和弹上电源模块；抗混叠滤波器用来降低振动传感器采集数据的频域混叠，A/D采集模块对采集的模拟信号进行数字量化，嵌入式处理器用于采集和存储控制，存储器用于存储各通道的采集信息，振动传感器用于采集三轴振动信息，过载传感器用于采集飞行器的三轴过载，霍尔传感器用于采集热电池电流信号，GPS模块用于获取飞行器的速度、位置及姿态信息，弹上电源模块用于与数据记录系统内部电池供电和管理。
结合图2，振动传感器1、振动传感器2和振动传感器3分别安装在导弹需要监测加速度变化的各个部位。其具体的安装位置结合图3，振动传感器1安装在导引头处，选用东华测试1A314E三向压电加速度传感器，量程为±50g，用于测量飞行试验过程中导引头处的三轴振动；振动传感器2安装在导航制导控制系统处，选用东华测试1A313E三向压电加速度传感器，量程为±125g，用于测量飞行试验过程中GPS模块和弹载计算机处的三轴振动；振动传感器3安装在舵机系统处，选用东华测试1A313E三向压电加速度传感器，量程为±125g，用于测量飞行试验过程中舵机系统的三轴振动。
振动传感器1、振动传感器2和振动传感器3采集的数据分别通过抗混叠滤波器处理以降低振动数据的频域交叉混叠，抗混叠要求的低通滤波效果，结合图3，在通频带内幅频特性误差在±3dB以内，过渡带的斜率要尽量陡峭，斜率至少为-45dB/oct，采用巴特沃斯滤波器进行低通滤波，一阶巴特沃斯滤波器可以达到-6dB/oct的衰减，使用8阶巴特沃斯滤波器进行低通滤波，衰减斜率为-48dB/oct，能够满足过渡带衰减斜率的要求。
本实施方式中所述的嵌入式处理器采用数字信号处理器DSP，型号为TMS320F28335。抗混叠滤波后的模拟输出信号在嵌入式处理器的控制下经过A/D采集后存入存储器中,所述振动传感器1、振动传感器2和振动传感器3的采样频率均为10kHz。
本实施方式中所述的过载传感器用于测量导弹发射时发动机所产生的三轴过载值，其主要以模拟量形式输出。根据飞行试验测试需求，过载传感器安装在发动机附近，结合图2，过载传感器的量程为±20g，轴向、横向和垂向的模拟过载值在嵌入式处理器的控制下经过A/D采集后存入存储器中，过载传感器输出数据的采样频率为1kHz。
电源管理模块负责数据记录系统的供电，飞行时通过机载或弹载电源供电，当其故障时切换到内部电池供电以确保数据记录系统的正常工作；在地面测试时，也可通过USB接口供电，直接通过USB接口控制数据记录系统启动采集进行地面测试。
数据回收与解析软件用于记录数据的回收、显示与擦除，可以进行简单的数据处理与分析，也可以使用数据回收与解析软件将所存储的各项信息存储成文本文件，通过MatLab对记录数据进行更深层次的数据处理分析。
导弹试验过程中的供电电源的电压信息通过数据记录系统的模拟输入通道采集并记录，在飞行试验后可以依此判断电气系统的工作状态。热电池在放电过程中电压变化缓慢，采用1kHz的采样频率即可；供电电流信息通过数据记录系统内部的霍尔传感器进行测量并记录，霍尔传感器的精度在2％左右，在飞行试验前，需要对电流传感器进行全量程标定，为了捕捉舵机动作时的脉冲电流，电流采集通道需要较高的采样频率，其采样频率设置为50kHz。
所述供电电源采用热电池供电，通过在飞行试验过程中供电电压和电流的测量及记录，试验后对电压放电曲线、平均电流、脉冲电流的峰值及持续时间的分析及处理可计算出热电池实际用电量，为热电池的后续优化设计提供重要依据。
本实施方式中所述的GPS模块输出导弹飞行试验过程中的速度、位置及姿态等动态信息，由此可推算飞行器航迹，其通常以RS232总线接口形式输出，该数据记录系统通过RS232总线接口可以完成对GPS模块输出信息的接收和记录，RS232总线通讯采用115200bps的总线波特率，8个数据位，1个停止位，无校验位，帧频为10Hz。
目前弹上通讯网络主要采用CAN总线接口形式，因此该数据记录系统配置有两路隔离CAN总线接口，可以监测并记录总线上发送的控制指令及各受控设备的反馈状态，CAN总线的波特率为1Mbps，采用标准帧数据格式，CAN标示符为11位。
本实施方式所述的数据记录系统为满足通用性要求，预留多种数字接口，其中包括SPI接口、RS232接口、RS422接口、RS485接口和CAN总线接口，可适应多种应用场合的使用。
本实施方式所述的数据记录系统可以实现连续多次工作，存储容量高达8GByte，能够做到连续记录30次而记录数据不相互覆盖，这样可以在地面测试时不需要频繁地进行数据回收；采用多层缓存与灌封工艺，可承受在导弹落地时对地面产生的不大于8000g的落地冲击。在保证抗高落地过载的同时能够满足小型飞行器对于数据记录系统的体积与重量的限制。
Claims (5)
1.用于小型飞行器的数据记录系统，包括抗混叠滤波器、A/D采集模块、嵌入式处理器、存储器、振动传感器、过载传感器、霍尔传感器、GPS模块、弹上电源模块和供电电源；其特征是；
所述抗混叠滤波器用于对振动传感器采集的飞行器加速度变化信息进行处理，嵌入式处理器控制所述抗混叠滤波器输出的信号经A/D采集模块后存入存储器；
过载传感器用于测量飞行器发射时发动机产生的三轴过载值，所述嵌入式处理器控制所述过载传感器输出的三轴过载值经A/D采集模块输出后存入存储器；
所述GPS模块输出飞行器试验过程中的速度、位置及姿态信息，通过RS232接口传送至嵌入式处理器，并存入存储器；
所述弹上电源模块为数据记录系统供电，通过电源管理模块与内部电池连接；
飞行器的供电电源为热电池，电流信息经霍尔传感器测量采集后输出至A/D采集模块记录，电压信息经A/D采集模块采集并记录；通过数据回收与解析模块，对电压放电曲线、平均电流以及脉冲电流的峰值及持续时间的分析及处理可计算热电池实际用电量；
数据回收与解析模块，用于对存储模块输出的数据进行处理与分析。
2.根据权利要求1所述的用于小型飞行器的数据记录系统，其特征在于，所述振动传感器分别安装于飞行器的导引头位置、导航制导与控制系统以及舵机系统上。
3.根据权利要求1所述的用于小型飞行器的数据记录系统，其特征在于，还包括USB接口，电源模块通过USB接口供电，控制数据记录系统启动采集并进行测试。
4.根据权利要求1所述的用于小型飞行器的数据记录系统，其特征在于，所述嵌入式处理器还设置有两路隔离CAN总线接口，用于监测并记录总线上发送的控制指令以及各受控设备的反馈状态。
5.根据权利要求1所述的用于小型飞行器的数据记录系统，其特征在于，所述嵌入式处理器预留多种数字接口，具体包括SPI接口、RS232接口、RS422接口、RS485接口和CAN总线接口，用于相应设备的连接。
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