飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列的製作方法
2023-05-20 16:35:31 2
專利名稱：飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列的製作方法
技術領域：
本發明屬於飛行器氣動參數測試領域，具體是涉及一種多參數、高密度數 字化測試的傳感器陣列。本發明的傳感器陣列由帶式傳感器串聯，再並聯構成 "豐"字結構的網絡化結構模式。
背景技術：
氣動參數的測量對於飛行器而言具有十分重要的意義。傳統方法中，飛行 器氣動參數的測試是通過普通壓力傳感器、溫度傳感器、振動傳感器及應變片 來測量飛行器表面的壓力、溫度、振動和應變。測試時，在飛行器模型表面打 孔或將各傳感器粘貼在飛行器表面後進行試驗。通過飛行器表面的過孔，將各 傳感器與上位機進行物理連接，把測試到的數據傳送給上位機進行紀錄分析。當飛行器上需要測試的點不多且分布不密集時，用這種傳統的測試方法進 行測試是可行的。但是，對於需要測試的點較多，且分布密集時，傳統測試方法的缺點就顯現出來'1. 由於要在飛行器表面打孔，破壞了飛行器的整體性能。同時，由於過孔 影響了飛行器的強度，所以無法在實際飛行中測試，只能在風洞實驗中進行。2. —次風洞實驗需要準備數百隻不同功能的傳感器，系統布線複雜、體積 龐大，所以傳統測試方法一次試驗僅僅能夠獲取單一參數或幾個參數，無法通 過大面積多點測試來獲取物理參數的分布場。3. 由於傳感器的體積較大，嚴重影響了被測體自身的表面氣動特性，而無 法準確測得表面壓力載荷場的分布。同時，風洞實驗也無法完全模擬真實飛行的氣動環境，無法滿足飛行器適 應複雜氣動條件的設計與實際驗證的需求，這就直接影響著飛行器的精度、強 度、速度、可靠性等重要性能。
發明內容
本發明的目的是克服現有技術的不足，提供一種基於多傳感器的飛行器氣 動參數測試用帶式傳感器陣列。為達到上述目的，本發明釆取如下技術方案總體測試裝置釆用由獨立的8節點帶式傳感器串聯然後再並聯構成的"豐"字結構網絡化模式的帶式傳感器陣列。其中總體測試裝置的基本組成單元是獨立的測試節點UO)。相對獨立的8 個測試節點(10)組成一條帶，稱為帶式傳感器(20)， x (x<32)個帶式傳感 器(20)串聯在一起，組成包含有m (ni< 256 )個測試節點(10)的一行傳感器 測試帶(30)。在每行傳感器測試帶(30)間都ik置有一個行測試帶信息管理模 塊(40),每一行內的測試節點(10)都通過專用總線與行內的行測試帶信息管 理模塊(40)相連，行測試帶信息管理模塊(40)負責將整行的信息通過高速 總線傳輸至彈載數據記錄儀(50)，行測試帶信息管理模塊(40)間共用高速總 線。n行傳感器測試帶(30)平行排列組合在一起，構成由mxn個測試節點組 成的帶式傳感器陣列。帶式傳感器陣列的電源通過共用的總線提供。所述的測試節點(10)包括薄膜應變電橋(1)、 MEMS壓力傳感器敏感頭 (2 )、 MEMS加速度傳感器敏感頭(3 )、溫度傳感器(4 )、信號處理ASIC單元(5 ) 以及包括有ADC (61)、邏輯控制單元CPU (62)、存儲器FLASH (63)和專用總 線控制接口 (64)的一體化微處理單元MPU晶片(6)。其中，所述的信號處理ASIC單元(5 )首先分別與薄膜應變電橋(1 )、 MEMS 壓力傳感器敏感頭(2)、 MEMS加速度傳感器敏感頭(3)、溫度傳感器(4)四個 獨立的晶片信號相連，對四路模擬信號進行調理，然後連接微處理單元MPU芯 片(6),以對調理後的模擬信號進行數字處理。所述的微處理單元MPU晶片(6)為數據採集、處理、存儲與發送單元，由 ADC (61)對接受的四路模擬信號進行A/D轉換，之後輸入至邏輯控制單元CPU (62)進行處理，接著輸入至存儲器FLASH (63),最後通過專用總線控制用總
線接口 (64)以專用總線形式發送至行測試帶信息管理模塊(40)。所述的行測試帶信息管理模塊(40)包括專用總線接口 (41)、 MPU內核 (42)、 FIFO (43)和高速總線接口控制器(44)。專用總線接口 (41)以總線 形式與每個測試節點UO)中微處理單元MPU晶片(6)的專用總線控制用總線 接口 (64)連接，由MPU內核(42)對數據進行收集後，輸入至FIFO(43)，最 後通過高速總線接口控制器(44)和高速總線輸入至彈載記錄儀(50)中。在進行氣動參數測量時，將帶式傳感器(20)安裝在飛行器表面的合適位 置處，由所述測試節點(10)中的傳感器敏感頭和薄膜應變電橋測量飛行器表 面的壓力、振動、溫度和應變變化，然後由測試節點(10)中的信號調理ASIC 單元(5)對4路模擬信號進行調理，通過微處理單元MPU晶片(6)對模擬信 號進行A/D轉換、釆集、存儲，最後每個測試節點(10)都以專用總線形式將 數據發送至行測試帶信息管理模塊(40)。行測試帶信息管理模塊(40)對數據 進行暫存後，又將數據通過高速總線傳送至彈載記錄儀(50)。本發明提供的基於多傳感器的飛行器氣動參數測試方法的測試原理與傳統 測試方法類似，不同之處在於採用了獨特的網絡化"豐"字結構。測試方法中 的每個測試節點都是一個相對獨立的單元，可以測試出飛行器表面上任一位置 處的振動、壓力、溫度和應變參數。由於釆用了網絡化的結構，加上每個測試 節點的體積很小，最大不超過50mmx50mmx3mm，這樣就使大面積、多點測量飛 行器表面氣動參數，並進而獲得物理參數的分布場成為了可能。本發明將帶式傳感器直接粘貼在飛行器的表面，不需要在飛行器的表面打 孔，因而可以在真實飛行的氣動環境下進行氣動參數的實際飛行測試，提高了 複雜氣動條件下飛行器氣動參數測試的精度和可靠性。
圖i為本發明帶式傳感器陣列的整體結構示意圖；圖2為圖1中測試節點(10)的結構示意圖；圖3為圖1中行測試帶信息管理模塊(40)的結構示意圖。
具體實施方式
下面結合附圖及具體實施方式
對本發明作進一步的詳細說明。參看圖1，本發明的飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列是基於網絡化的"豐"字結構設計的，主要包括獨立單元的測試節點(10)、由測試節點(IO) 組成的帶式傳感器(20)、由帶式傳感器(20)串聯構成的行測試帶(30)以及 每個行測試帶(30)上連接的行測試帶信息管理模塊(40)。 其工作原理簡述如下相對獨立的8個測試節點(10)組成一個帶式傳感器(20), x (x《32)條 帶式傳感器(20)串聯在一起，組成包含有m(nK 256 )個測試節點的行測試帶 (30)。同一行測試帶(30)內的測試節點(10)共用一條數據總線和電源。在 每個行測試帶(30)間有一個行測試帶信息管理模塊(40)，每一行內的測試節 點(10)都通過專用總線與行內的行測試帶信息管理模塊(40)進行通信。行 測試帶信息管理模塊(40)通過USB接口與彈載數據記錄儀(50)連接，負責 將整行的信息通過高速總線傳輸至彈載數據記錄儀(50),行測試帶信息管理模 塊(40)間共用高速總線。n個行測試帶(30)平行排列組合在一起，構成由m xn個測試節點(10)組成的帶式傳感器陣列。帶式傳感器陣列的電源通過共用 總線提供。本發明的單個測試節點(10)的採樣速率可編程，在O. 1 10K範圍內可以 任意調節。當測試節點(10)較多，信號帶寬超過1MBPS時，將通過行測試帶 信息管理模塊(40)分時控制、數據緩存，並釆用高速總線接口進行點對點的 信息傳輸，傳輸帶寬可達到40MBPS以上，確保在分時傳送條件下可以傳輸全部 數據。所述的帶式傳感器釆用髙密度柔性封裝與互連技術。帶式傳感器的柔性基 材襯底選用薄的、撓曲性好的以聚醯亞胺為基材的柔性印製電路板。柔性印製
電路板釆用柔性絕緣基材製成印刷電路，具有許多硬性印刷電路板不具備的優 點，如可以自由彎曲、卷繞、摺疊，可依照空間布局要求任意安排，並在三維 空間任意移動和伸縮，從而達到元器件裝配和導線連接的 一體化。獨立的測試節點設計中所要解決的主要技術問題是設計一種簡單的飛行器 氣動參數測試節點，以達到減小系統布線複雜性、多參數測量的要求。
所述的測試節點(10)如圖2所示，包含有薄膜應變電橋(1)、 MEMS壓力 傳感器敏感頭(2)、 MEMS加速度傳感器敏感頭(3)、溫度傳感器(4)、信號處 理ASIC單元(5 )和微處理單元MPU晶片(6 )，信號處理ASIC單元(5 )首先 分別與薄膜應變電橋U)、 MEMS壓力傳感器敏感頭(2)、 MEMS加速度傳感器敏 感頭(3)、溫度傳感器(4)四路信號相連，對四路模擬信號進行調理，然後與 微處理單元MPU晶片(6)相連，對調理後的模擬信號進行數字處理。所述的微處理單元MPU晶片(6)為數據釆集、處理、存儲與發送單元，包 括ADC(61)、邏輯控制單元CPU (62)、存儲器FLASH (63)和專用總線控制接 口 (64)， ADC (61)對接受的四路模擬信號進行A/D轉換，之後輸入至邏輯控 制單元CPU (62)進行處理，接著輸入至存儲器FLASH (63),最後通過專用總 線控制接口 (64)以總線形式發送至行測試帶信息管理模塊(40)。
行測試帶信息管理模塊(40)由專用總線接口 (41)、 MPU內核(42)、 FIFO (43)和高速總線接口控制器(44)組成，如圖3所示。
行測試帶信息管理模塊(40)要解決的問題是釆集信息的收集和數據的傳輸。信息收集問題的解決主要由專用總線接口 (41)設計、軟體壓縮編碼/解碼 的設計思路組成。本發明中的專用總線接口 (41)針對測試數據的自身特點而 設計，總線接口設備通信採用單主多從方式。針對總線帶寬有限的問題，軟體 壓縮編碼/解碼技術是信息收集的一個解決策略，本發明中通過行測試帶信息管 理模塊(40)內的MPU內核(42)實現數據壓縮。
行測試帶信息管理模塊(40)中大吞吐量的數據是通過高速總線傳輸至數 據記錄儀(50)的。高速總線通信採用點對點的主從方式，行測試帶信息管理模塊(40)枚舉當前數據狀態信息，由數據記錄儀(50)發起數據傳輸。行測 試信息管理模塊(40)中FIFO (43)為暫存數據的存儲器件。工作狀態下，行測試帶(30)採集的信息經專用總線接口 (41)進入MPU 內核(42)， MPU內核(42)對其進行二次壓縮，並暫存至FIFO (43),存儲記 錄儀請求數據傳輸時，MPU內核(42)取出數據並發送至高速總線接口控制器 (44)，然後由高速總線將數據發送至彈載數據記錄儀(50)。本實施例選用CAN總線和USB通信進行數據傳輸和通信，CAN總線具有穩定、 可靠，傳輸速率較高的優點。而且在此基礎上，還可以進行開發更適合的專用 總線。USB通信的帶寬高、兼容性好、開發容易的優點。測試節點(10)與行測 試帶信息管理模塊(40)之間的通信釆用CAN總線，行測試帶信息管理模塊(40) 通過USB接口與彈載數據記錄儀(50)進行數據通信。
權利要求
1、一種飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列，其特徵是由相對獨立的8個測試節點(10)組成帶式傳感器(20)，x個帶式傳感器(20)串聯組成包含有m個測試節點(10)的傳感器測試帶(30)，每行傳感器測試帶(30)間設置有一個行測試帶信息管理模塊(40)，每一行內的測試節點(10)通過專用總線與行內的行測試帶信息管理模塊(40)相連，行測試帶信息管理模塊(40)負責將整行的信息通過高速總線傳輸至彈載數據記錄儀(50)，n行傳感器測試帶(30)平行排列組合在一起，構成由m×n個測試節點組成「豐」字結構的帶式傳感器陣列，所述帶式傳感器陣列的電源通過共用總線提供。
2、 根據權利要求l所述的飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列，其特徵 是所述的帶式傳感器(20)的個數x《32，所述的傳感器測試帶(30)中的測試 節點(10)的個數nK 256。
3、 根據權利要求l所述的飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列，其特徵 是所述的行測試帶信息管理模塊(40)間共用高速總線，
4、 根據權利要求l所述的飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列，其特徵 是所述的測試節點(10)包括有薄膜應變電橋(1)、 MEMS壓力傳感器敏感頭(2 )、 MEMS加速度傳感器敏感頭(3 )、溫度傳感器(4 )、信號處理ASIC單元(5 ) 和微處理單元MPU晶片(6 ),信號處理ASIC單元(5 )分別與薄膜應變電橋(1 )、 MEMS壓力傳感器敏感頭(2)、 MEMS加速度傳感器敏感頭(3)、溫度傳感器(4) 相連，對四路模擬信號進行調理，然後連接微處理單元MPli晶片(6)，以對調理後的模擬信號進行數字處理。
5、 根據權利要求4所述的飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列，其特徵 是所述的微處理單元MPU晶片(6)為數據採集、處理、存儲與發送單元，包括 有ADC (61)、邏輯控制單元CPU (62)、存儲器FLASH (63)和專用總線控制接 口 (64),由ADC (61)對接受的四路模擬信號進行A/D轉換，輸入邏輯控制單 元CPU (62)進行處理，接著輸入至存儲器FLASH (63),最後通過專用總線控制用總線接 口 (64)以專用總線形式發送至行測試帶信息管理模塊(40)。
6、根據權利要求l所述的飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列，其特徵 是所述的行測試帶信息管理模塊(40)包括有專用總線接口 (41)、 MPU內核 (42)、 FIFO (43)和高速總線接口控制器(44),專用總線接口 (41)以總線 形式與每個測試節點(10)中微處理單元MPU晶片(6)的專用總線控制用總線 接口 (64)連接，由MPU內核(42)對數據進行收集後，輸入至FIFO(43)，最 後通過高速總線接口控制器〔44)和高速總線輸入至彈載記錄儀(50)中。
全文摘要
一種基於多傳感器的飛行器氣動參數測試用帶式傳感器陣列，由相對獨立的8個測試節點組成帶式傳感器，x(x≤32)個帶式傳感器串聯組成包含有m(m≤256)個測試節點的傳感器測試帶，n行傳感器測試帶平行排列組合構成由m×n個測試節點組成的帶式傳感器陣列，每行傳感器測試帶間設置有一個行測試帶信息管理模塊，每一行內的測試節點通過專用總線與行內的行測試帶信息管理模塊相連，行測試帶信息管理模塊將整行的信息通過高速總線傳輸至彈載數據記錄儀。本發明中每個測試節點都是一個相對獨立的單元，可以測試出飛行器表面上任一位置處的振動、壓力、溫度和應變參數，可以在真實飛行下進行氣動參數測試，提高了測試的精度和可靠性。
文檔編號G01M9/00GK101158616SQ20071013950
公開日2008年4月9日 申請日期2007年9月25日 優先權日2007年9月25日
發明者嶽鳳英, 李永紅, 楊翠雲, 王恩懷 申請人:中北大學