CN114419951A - 一种基于dds的飞机轮速模拟系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种基于DDS的飞机轮速模拟系统，包括上位机、控制单元、左DDS单元、右DDS单元、左放大输出单元、右放大输出单元、A/D转换单元和转接单元，通过上位机对飞机防滑刹车系统试验与检测的轮速传感器型号和飞机地速进行设定,实现相关试验与检测所需的飞机左、右轮速信号输出模拟作用并经转接单元对飞机防滑刹车系统刹车压力进行采集，由控制单元向上位机输出反馈。本发明提供的飞机轮速模拟系统，解决了飞机防滑刹车系统试验与检测中对飞机左、右机轮转速信号模拟和系统集成等应用需求问题，增强了飞机轮速模拟能力，实现了结构简化、降低了成本和能耗、改善了安装连接和使用操作的便利性，显著提高了工作效率、质量和安全性。
Description
技术领域
本发明属于飞机防滑刹车系统试验与检测技术领域,具体涉及一种飞机防滑刹车系统及设备试验与检测中实现飞机轮速信号模拟的技术。
背景技术
飞机防滑刹车系统是关乎飞机安全的重要系统，在飞机防滑刹车系统产品设计、出厂、装机前和装机后进行的试验、检测等工作极为重要。为实现飞机防滑刹车系统的防滑刹车、正常刹车、停机刹车、交叉保护、差动刹车、起落架收上刹车等工作状态的试验与检测，需要提供飞机在起飞、滑跑、着陆、转弯、停止等状态的左/右机轮的轮速模拟信号。现有技术方法一是采用大功率电机驱动机轮转动，二是采用小功率电机直接驱动轮速传感器转动，通过轮速传感器实物输出，模拟一定的机轮转速。上述两个方法存在的主要问题是：不利于实现飞机左、右两路以上机轮转速模拟和有关试验与检测装置系统应用集成，对飞机防滑刹车系统相关试验与检测的装置构建、安装和连接复杂，使用操作不便、成本高、能耗大，功能性能有限，需要对机轮或轮速传感器进行驱动使之高速转动，安全隐患较大。
发明内容
为解决上述问题，本发明利用DDS（直接数字频率合成技术）易于产生频率、相位可精确调节的正弦波和方波等信号，频率精度高、调节范围宽，利于控制产生模拟飞机常用轮速传感器信号输出的特点，给出了一种基于DDS的飞机轮速模拟系统，能够模拟飞机起飞、滑跑、着陆、转弯、停止等状态下的左、右机轮轮速传感器输出的信号。
一种基于DDS的飞机轮速模拟系统，包括上位机、控制单元、左DDS单元、右DDS单元、左放大输出单元、右放大输出单元、A/D转换单元和转接单元，上位机通过接口线束与控制单元进行连接；控制单元通过电路内部导线分别与左DDS单元、右DDS单元、左放大输出单元、右放大输出单元进行输出连接，与A/D转换单元进行输入输出连接；左DDS单元、右DDS单元通过电路内部导线分别与左放大输出单元、右放大输出单元进行输出连接；左放大输出单元、右放大输出单元和A/D转换单元分别通过电路内部导线与转接单元进行输出、输入连接。
进一步地，通过上位机对飞机防滑刹车系统试验与检测的轮速传感器型号和飞机地速进行设定，并根据轮速传感器型号、飞机地速、刹车控制及响应信号等对左DDS单元、右DDS单元的DDS芯片频率控制字和轮速模拟信号输出幅度控制参数进行计算，通过控制单元对左DDS单元、右DDS单元和左放大输出单元、右放大输出单元进行设定，使左DDS单元、右DDS单元产生频率与相应机轮转速成比例、波形与相应轮速传感器输出近似的信号，左DDS单元、右DDS单元输出信号分别经左放大输出单元、右放大输出单元进行放大缓冲，经转接单元输出至飞机刹车控制器实现相关试验与检测所需的飞机左、右轮速信号输出模拟作用；上位机计算所需刹车系统控制及响应信号，通过控制单元对A/D转换单元进行控制，经转接单元对飞机防滑刹车系统刹车压力进行采集，由控制单元向上位机输出反馈。
进一步地，该系统模拟输出基本信号频率与相应飞机地速的对应关系计算公式为：
F＝（V/2πR）·DV
式中：F为模拟输出信号频率、V为飞机地速、R为机轮半径、DV 为轮速传感器分辨率；
在飞机刹车控制响应后的模拟输出信号频率调整计算公式为：
Ft＝F0－（a·t·V0/2πR）·DV
a＝V02·1/2L
式中：F0为轮速信号初始频率、a为减速率、t为0.2倍正常刹车压力建压起的时间、V0为初始速度、L为飞机滑跑距离；
控制单元对左DDS单元、右DDS单元设定的频率控制字数值，计算公式为：
M＝[Fmclk/(2n-1)]·Fout
式中：M为频率控制字设定数值、Fmclk为 DDS单元参考源频率、n为DDS单元频率控制字位数、Fout为DDS单元输出信号频率。
进一步地，左DDS单元与左放大输出单元、右DDS单元与右放大输出单元的飞机轮速模拟输出信号为1路以上，A/D转换单元对刹车压力采集输入为2路以上。
进一步地，控制单元和A/D转换单元选用STC12C5A60S2型单片机，左DDS单元和右DDS单元选用AD9833型DDS芯片，左放大输出单元和右放大输出单元选用INA146型差分放大器和INA105型单位增益放大器。
本发明提供的飞机轮速模拟系统，通过上位机、控制单元和A/D转换单元等对飞机防滑刹车系统工作的飞机地速设定、刹车压力采集及计算等，控制DDS电路单元等产生模拟飞机在起飞、滑跑、着陆、转弯、停止等状态下的防滑刹车系统左、右机轮的轮速传感器输出的信号，解决了飞机防滑刹车系统试验与检测中对飞机左、右机轮转速信号模拟和系统集成等应用需求问题，在飞机防滑刹车系统试验与检测中，增强了飞机轮速模拟能力，对相关装置实现了结构简化、降低了成本和能耗、改善了安装连接和使用操作的便利性；通过相关试验与检测方法改进，显著提高了工作效率、质量和安全性，对提高飞机防滑刹车系统试验与检测装置功能性能、简化装置结构、降低装置成本和能耗、提高装置安装连接和使用操作便利性，提高相关工作效率、质量和安全性等效果显著。
附图说明
图1为飞机轮速模拟系统的整体连接关系示意图；
图2 为飞机轮速模拟系统的电路原理图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明作进一步的详细描述。
须知，本说明书附图所绘的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。同时，本说明书中所引用的如“上”、“下”、“左”、“右”、“中间”等的用语，亦仅为便于叙述明了，而非用以限定本发明可实施的范围，其相对关系的改变或调整，在无实质变更技术内容下，当亦视为本发明可实施的范畴。
如图1所示，一种基于DDS的飞机轮速模拟系统，包括上位机、控制单元、左DDS单元、右DDS单元、左放大输出单元、右放大输出单元、A/D转换单元和转接单元，上位机通过接口线束与控制单元进行连接；控制单元通过电路内部导线分别与左DDS单元、右DDS单元、左放大输出单元、右放大输出单元进行输出连接，与A/D转换单元进行输入输出连接；左DDS单元、右DDS单元通过电路内部导线分别与左放大输出单元、右放大输出单元进行输出连接；左放大输出单元、右放大输出单元和A/D转换单元分别通过电路内部导线与转接单元进行输出、输入连接。
其简要工作原理为：通过上位机对飞机防滑刹车系统试验与检测相应的轮速传感器型号和飞机地速进行设定，上位机根据轮速传感器型号、飞机地速和刹车控制及响应信号等对左DDS单元、右DDS单元的频率控制字和信号输出幅度参数进行计算、输出到控制单元，由控制单元对左DDS单元、右DDS单元的频率控制字和左放大输出单元、右放大输出单元的放大系数进行设定，使左DDS单元、右DDS单元产生信号的频率和波形与相应机轮转速和轮速传感器输出近视的信号，左DDS单元、右DDS单元输出信号分别送左放大输出单元、右放大输出单元缓冲放大后送转接单元，经转接单元输出连接至机上刹车控制器，从而实现飞机左、右轮速模拟输出作用；上位机计算所需刹车系统控制及响应信号，由控制单元对A/D转换单元进行输出控制，A/D转换单元通过转接单元对飞机防滑刹车系统刹车压力进行采集输入，A/D转换单元采集转换数据送控制单元、由控制单元向上位机进行输出反馈。根据飞机左、右机轮轮速信号输出模拟需要。
其中，左DDS单元与左放大输出单元、右DDS单元与右放大输出单元输出的飞机轮速模拟信号分为1路以上；负责刹车压力采集的A/D转换单元输入相应为2路以上，包含左、右机轮刹车压力采集输入。
该系统模拟输出基本信号频率与相应飞机地速的对应关系计算公式为：
F＝（V/2πR）·DV
式中：F为模拟输出信号频率（Hz）、V为飞机地速（m/s）、R为机轮半径（m）、DV 为轮速传感器分辨率（电信号周期数/转）；
在飞机刹车控制响应后的模拟输出信号频率调整计算公式为：
Ft＝F0－（a·t·V0/2πR）·DV
a＝V02·1/2L
式中：F0为轮速信号初始频率、a为减速率、t为0.2倍正常刹车压力建压起的时间、V0为初始速度、L为飞机滑跑距离；
控制单元对左DDS单元、右DDS单元设定的频率控制字数值，计算公式为：
M＝[Fmclk/(2n-1)]·Fout
式中：M为频率控制字设定数值、Fmclk为 DDS单元参考源频率（Hz）、n为DDS单元频率控制字位数、Fout为DDS单元输出信号频率（Hz）。
上述飞机轮速模拟系统中，作为最优选择，控制单元和A/D转换单元选用STC12C5A60S2型单片机，左DDS单元和右DDS单元选用AD9833型DDS芯片，左放大输出单元和右放大输出单元选用INA146型差分放大器和INA105型单位增益放大器。
图2是本飞机轮速模拟的电路系统原理，该电路系统包括STC12C5A60S2型单片机、ADM101E型串行驱动器、AD9833型DDS芯片U1、AD9833型DDS芯片U2、1MHz晶振、AD5712型双通道数控电位器、INA146型差分放大器U6、INA146型差分放大器U7、INA105型差分放大器U8、INA105型差分放大器U9、轮速模拟及刹车压力信号接口J4、电源及通信接口,电源及通信接口由J1、J2、J3三个部分组成。图2中，STC12C5A60S2型单片机通过21、22、23、24和25脚分别与AD9833型DDS芯片U1和AD9833型DDS芯片U2的6、7、8脚连接，通过27、28脚与AD5712型双通道数控电位器的7和6脚连接，通过10、11脚与ADM101E型串行驱动器的5和4脚连接，通过1、2脚与轮速模拟及刹车压力信号接口的6和5脚连接，其外围接晶振、电容、电阻等器件构成单片机最小系统；ADM101E型串行驱动器通过6和7脚与电源及通信接口的“J3”的2、3脚连接；AD9833型DDS芯片U1和AD9833型DDS芯片U2分别通过10脚输出，与INA146型差分放大器U6和INA146型差分放大器U7的3脚连接，通过5脚与1MHz晶振的3脚经电阻R4输出的S_1MHz信号连接；INA146型差分放大器U6和INA146型差分放大器U7分别通过6脚输出，与INA105型差分放大器U8、INA105型差分放大器U9的3脚连接；AD5712型双通道数控电位器分别通过2、8脚与INA146型差分放大器U6和INA146型差分放大器U7的5脚连接；INA105型差分放大器U8和INA105型差分放大器U9通过6脚及D1、D2输出，分别与轮速模拟及刹车压力信号接口J4的1、2、3、4脚连接。
其工作原理为：外部上位机通过该电路系统的电源及通信接口的J3连接通信，实现轮速模拟控制数据输入输出作用；STC12C5A60S2型单片机通过21、22、23、24和25脚分别对AD9833型DDS芯片U1和AD9833型DDS芯片U2的6、7、8脚输出，实现DDS芯片频率控制字设定，使AD9833型DDS芯片U1和AD9833型DDS芯片U2输出符合一定轮速信号频率和波形相符的信号；AD9833型DDS芯片U1和AD9833型DDS芯片U2通过10脚分别对INA146型差分放大器U6和INA146型差分放大器U7的3脚进行输出，由INA146型差分放大器U6和INA146型差分放大器U7分别进行放大；INA146型差分放大器U6和INA146型差分放大器U7的放大系数A，由STC12C5A60S2型单片机通过其26、27脚对AD5712型双通道数控电位器的6、7脚控制产生的阻值RW1、RW2和R3、R6决定，通过公式A=0.1*Vin*(1+RW/R)计算；INA146型差分放大器U6和INA146型差分放大器U7放大后的信号分别通过6脚对INA105型差分放大器U8和INA105型差分放大器U9的3脚输出，由INA105型差分放大器U8和INA105型差分放大器U9进行缓冲，分别通过6脚及D1、D2输出给轮速模拟及刹车压力信号接口J4的1、2、3、4脚，经轮速模拟及刹车压力信号接口J4与飞机防滑刹车系统的刹车控制器左、右轮速信号输入进行连接，提供有关试验与检测所需的飞机轮速模拟信号；另外，利用STC12C5A60S2型单片机内部8路10位ADC数据采集模块的两路（ADC0和ADC1），由STC12C5A60S2型单片机通过1、2脚与轮速模拟及刹车压力信号接口J4的6和5脚，对飞机防滑刹车系统的刹车压力进行连接和采集，并通过ADM101E型串行驱动器、电源及通信接口向外部上位机进行发送，用于实现飞机轮速模拟有关刹车控制响应计算。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.一种基于DDS的飞机轮速模拟系统，其特征在于：包括上位机、控制单元、左DDS单元、右DDS单元、左放大输出单元、右放大输出单元、A/D转换单元和转接单元，所述上位机通过接口线束与控制单元进行连接；控制单元通过电路内部导线分别与左DDS单元、右DDS单元、左放大输出单元、右放大输出单元进行输出连接，与A/D转换单元进行输入输出连接；左DDS单元、右DDS单元通过电路内部导线分别与左放大输出单元、右放大输出单元进行输出连接；左放大输出单元、右放大输出单元和A/D转换单元分别通过电路内部导线与转接单元进行输出、输入连接。
2.根据权利要求1所述的飞机轮速模拟系统，其特征在于：通过所述上位机对飞机防滑刹车系统试验与检测的轮速传感器型号和飞机地速进行设定，并根据轮速传感器型号、飞机地速、刹车控制及响应信号等对左DDS单元、右DDS单元的DDS芯片频率控制字和轮速模拟信号输出幅度控制参数进行计算，通过控制单元对左DDS单元、右DDS单元和左放大输出单元、右放大输出单元进行设定，使左DDS单元、右DDS单元产生频率与相应机轮转速成比例、波形与相应轮速传感器输出近似的信号，左DDS单元、右DDS单元输出信号分别经左放大输出单元、右放大输出单元进行放大缓冲后，经转接单元输出至飞机刹车控制器实现相关试验与检测所需的飞机左、右轮速信号输出模拟作用；所述上位机计算所需刹车系统控制及响应信号，通过控制单元对A/D转换单元进行控制，经转接单元对飞机防滑刹车系统刹车压力进行采集，由控制单元向上位机输出反馈。
3. 根据权利要求1或2所述的飞机轮速模拟系统，其特征在于：该系统模拟输出基本信号频率与相应飞机地速的对应关系计算公式为：
F＝（V/2πR）·DV
式中：F为模拟输出信号频率、V为飞机地速、R为机轮半径、DV 为轮速传感器分辨率；
在飞机刹车控制响应后的模拟输出信号频率调整计算公式为：
Ft＝F0－（a·t·V0/2πR）·DV
a＝V02·1/2L
式中：F0为轮速信号初始频率、a为减速率、t为0.2倍正常刹车压力建压起的时间、V0为初始速度、L为飞机滑跑距离；
控制单元对左DDS单元、右DDS单元设定的频率控制字数值，计算公式为：
M＝[Fmclk/(2n-1)]·Fout
式中：M为频率控制字设定数值、Fmclk为 DDS单元参考源频率、n为DDS单元频率控制字位数、Fout为DDS单元输出信号频率。
4.根据权利要求1或2所述的飞机轮速模拟系统，其特征在于：所述左DDS单元与左放大输出单元、右DDS单元与右放大输出单元的飞机轮速模拟输出信号为1路以上，A/D转换单元对刹车压力采集输入为2路以上。
5.根据权利要求1所述的飞机轮速模拟系统，其特征在于：控制单元和A/D转换单元选用STC12C5A60S2型单片机，左DDS单元和右DDS单元选用AD9833型DDS芯片，左放大输出单元和右放大输出单元选用INA146型差分放大器和INA105型单位增益放大器。
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