本發(fā)明涉及一種嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)，特別是涉及嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)一體化設計方法，屬于嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感技術新領域。

背景技術：

傳統(tǒng)測量飛行參數(shù)使用空速管和風標的方法，對飛機隱身性能極大影響；增加空速管，改變飛行器外形，對飛行器本體氣動參數(shù)產(chǎn)生影響，導致升阻比下降；同時在高超聲速狀態(tài)下氣動熱的問題難以解決，并且不能夠實時測量，使得飛行大氣數(shù)據(jù)不能夠得到及時的反饋。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明解決的技術問題是：相比于現(xiàn)有技術，提供了一種嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)，能夠實時測量飛行器表面氣流信號和溫度信號以及實時解算飛行大氣數(shù)據(jù)，從而使得測量精確并及時反饋信息。

本發(fā)明目的通過以下技術方案予以實現(xiàn)：一種嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)，包括：若干個測壓結構、與測壓結構數(shù)量相等的壓力傳感器、解算電路單元、電源、控制串口和遙測串口；其中，每個測壓結構通過導氣管與其相對應的壓力傳感器相連接；所述解算電路單元與若干個壓力傳感器相連接；所述電源與所述解算電路單元相連接；所述控制串口和所述遙測串口分別與所述解算電路單元相連接；所述測壓結構將飛行器表面的氣體通過導氣管傳輸給所述壓力傳感器，所述壓力傳感器通過氣體解算出氣壓信號和溫度信號，并傳輸給所述解算電路單元，所述解算電路單元首先從所述控制串口接收到自檢指令信號，所述解算電路單元根據(jù)自檢指令信號判斷氣壓信號和溫度信號是否在氣壓閾值和溫度閾值內，當氣壓信號和溫度信號在氣壓閾值和溫度閾值內，則通過控制串口和遙測串口發(fā)出自檢正常信號；然后所述解算電路單元從所述控制串口接收到解算指令信號，所述解算電路單元在解算指令信號的作用下根據(jù)氣壓信號和溫度信號解算出飛行大氣數(shù)據(jù)，然后通過控制串口和遙測串口將氣壓信號、溫度信號和飛行大氣數(shù)據(jù)傳輸給外部系統(tǒng)。

上述嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)中，所述測壓結構包括復合材料套和金屬轉接頭；其中，所述復合材料套與所述金屬轉接頭相連接；所述復合材料套與飛行器外壁相連接；所述金屬轉接頭與所述導氣管相連接。

上述嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)中，所述金屬轉接頭包括圓臺部和導管；其中，所述圓臺部和所述導管相連接；所述導管與所述導氣管相連接；所述導管為“f”型。

上述嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)中，所述解算電路單元包括dsp單元和fpga單元；其中，所述控制串口和所述遙測串口分別與所述fpga單元相連接；所述dsp單元與所述fpga單元相連接；所述fpga單元從所述控制串口接收到自檢指令信號并傳輸給所述dsp單元，所述fpga單元從所述壓力傳感器接收到氣壓信號和溫度信號并傳輸給所述dsp單元，所述dsp單元根據(jù)自檢指令信號判斷氣壓信號和溫度信號是否在氣壓閾值和溫度閾值內，當氣壓信號和溫度信號在氣壓閾值和溫度閾值內，則將自檢正常信號傳輸給所述fpga單元，所述fpga單元通過控制串口和遙測串口發(fā)出自檢正常信號；所述fpga單元從所述控制串口接收到解算指令信號并傳輸給所述dsp單元，所述fpga單元從所述壓力傳感器接收到氣壓信號和溫度信號并傳輸給所述dsp單元，所述dsp單元在解算指令信號的作用下根據(jù)氣壓信號和溫度信號解算出飛行大氣數(shù)據(jù)，將自檢正常信號傳輸給所述fpga單元，所述fpga單元通過控制串口和遙測串口發(fā)出氣壓信號、溫度信號和飛行大氣數(shù)據(jù)。

上述嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)中，所述電源包括一級隔離降壓單元、二級電壓隔離單元和二級電壓轉換單元；其中，所述一級隔離降壓單元分別和所述二級電壓隔離單元、所述二級電壓轉換單元連接；所述二級電壓隔離單元和解算電路單元連接；所述二級電壓轉換單元和解算電路單元連接；所述一級隔離降壓單元對輸入電壓進行一次降壓和電源隔離處理，將降壓后的電壓傳輸給二級電壓隔離單元和所述二級電壓轉換單元；所述二級電壓隔離單元將一級隔離降壓單元輸出電壓進行隔離后，提供所述解算電路單元供電；所述二級電壓轉換單元將一級隔離降壓單元輸出電壓轉換為多種電壓，提供所述解算電路單元供電。

上述嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)中，所述飛行大氣數(shù)據(jù)包括靜壓、動壓、馬赫數(shù)、攻角和側滑角。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術相比具有如下有益效果：

(1)本發(fā)明實時測量飛行器表面氣流信號和溫度信號，dsp單元和fpga單元在線實時解算飛行大氣數(shù)據(jù)，飛行大氣數(shù)據(jù)可用于閉環(huán)控制；

(2)本發(fā)明的電源隔離設計，確保系統(tǒng)可靠性；

(3)本發(fā)明的測壓結構設置于飛行器的壁內，從而不影響飛行器隱身性能；不產(chǎn)生額外的防熱問題、不改變飛行器外形，對飛行器本體氣動參數(shù)不產(chǎn)生影響；

(4)本發(fā)明的金屬轉接頭和導氣管的方式，不需要將壓力傳感器直接安裝在飛行器表面，可用于多類型試飛器測壓點布置；

(5)本發(fā)明的導管為f型結構，改變氣體壓力流向，同時保證測壓力信號的精度。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的框圖；

圖2本發(fā)明的測壓結構的結構示意圖；

圖3本發(fā)明的解算電路單元的框圖；

圖4為本發(fā)明的電源的框圖；

圖5為本發(fā)明的壓力傳感器的框圖。

具體實施方式

下面結合附圖對本發(fā)明作進一步詳細說明：

下面結合附圖和具體實施例對本發(fā)明作進一步詳細的描述：

圖1為本發(fā)明的嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)的框圖。如圖1所示，該嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)包括：若干個測壓結構1、與測壓結構1數(shù)量相等的壓力傳感器2、解算電路單元3、電源4、控制串口5和遙測串口6。其中，

每個測壓結構1通過導氣管7與其相對應的壓力傳感器2相連接。具體的，如圖1所示，測壓結構1的數(shù)量有9個，相對應的，導氣管7的數(shù)量也為9個，壓力傳感器2的數(shù)量也為9個。導氣管7的材料為聚四氟乙烯。

解算電路單元3與若干個壓力傳感器2相連接。具體的，如圖1所示，解算電路單元3分別與9個壓力傳感器2相連接。

電源4與解算電路單元3相連接。具體的，電源4給解算電路單元3提供電力。

控制串口5和遙測串口6分別與解算電路單元3相連接；

測壓結構1將飛行器表面的氣體通過導氣管7傳輸給壓力傳感器2，壓力傳感器2通過氣體解算出氣壓信號和溫度信號，并傳輸給解算電路單元3，解算電路單元3首先從控制串口5接收到自檢指令信號，解算電路單元3根據(jù)自檢指令信號判斷氣壓信號和溫度信號是否在氣壓閾值和溫度閾值內，當氣壓信號和溫度信號在氣壓閾值和溫度閾值內，則通過控制串口5和遙測串口6發(fā)出自檢正常信號；然后解算電路單元3從控制串口5接收到解算指令信號，解算電路單元3在解算指令信號的作用下根據(jù)氣壓信號和溫度信號解算出飛行大氣數(shù)據(jù)，然后通過控制串口5和遙測串口6將氣壓信號、溫度信號和飛行大氣數(shù)據(jù)傳輸給外部系統(tǒng)。具體的，氣壓閾值選擇為5pa～300kpa，溫度閾值為-40℃～80℃。飛行大氣數(shù)據(jù)包括靜壓、動壓、馬赫數(shù)、攻角和側滑角。本實施例中的外部系統(tǒng)為遙控系統(tǒng)和控制系統(tǒng)，遙控系統(tǒng)與遙測串口6相連接，控制系統(tǒng)與控制串口5相連接。

本實施例通過測壓結構和壓力傳感器能夠實時測量飛行器表面氣流信號和溫度信號，解算電路單元能夠在線實時解算飛行大氣數(shù)據(jù)，飛行大氣數(shù)據(jù)可用于閉環(huán)控制，從而使得測量精確并及時反饋信息。

圖2為本發(fā)明的測壓結構的結構示意圖。如圖2所示，測壓結構1包括復合材料套11和金屬轉接頭12。具體的，復合材料套11的材料選擇為高硅氧，這種材料達到的效果為隔絕高溫。金屬轉接頭12的材料一般選擇為不銹鋼。其中，

測壓結構1設置于飛行器外壁13。具體的，如圖2所示，飛行器外壁13為實體結構(圖2中灰色部分)，飛行器外壁13的下表面為飛行器的外表面。在飛行器外壁13內開設與測壓結構1的形狀相匹配的槽，將測壓結構1嵌設進入槽內，本實施例通過將測壓結構設置于飛行器的壁內，從而不影響飛行器隱身性能；不產(chǎn)生額外的防熱問題、不改變飛行器外形，對飛行器本體氣動參數(shù)不產(chǎn)生影響。

復合材料套11與金屬轉接頭12相連接。具體的，復合材料套11的上端面與金屬轉接頭12的下端面膠接，進一步的，金屬轉接頭12開設有螺紋孔，復合材料套11開設有與金屬轉接頭12的螺紋孔相對應的螺紋孔，將螺釘穿過金屬轉接頭12的螺紋孔與復合材料套11的螺紋孔從而將金屬轉接頭12與復合材料套11固定連接起來。本實施例通過將復合材料套11與金屬轉接頭12在膠接的基礎上又進行螺紋連接，從而使得復合材料套11與金屬轉接頭12的連接性牢固。

復合材料套11與飛行器外壁13相連接。具體的，復合材料套11與飛行器外壁13相接觸的部分通過硅橡膠連接在一起，進一步的，在飛行器外壁13上開設與復合材料套11的螺紋孔相對應的螺紋孔，通過螺釘穿過復合材料套11的螺紋孔與飛行器外壁13的螺紋孔將復合材料套11與飛行器外壁13固定連接在一起。本實施例通過將復合材料套11與飛行器外壁13在膠接的基礎上又進行螺紋連接，從而使得復合材料套11與飛行器外壁13的連接性牢固。

飛行器表面的氣體進入到復合材料套11內，然后通過金屬轉接頭12后進入到導氣管7內。

金屬轉接頭12與導氣管7相連接。具體的，金屬轉接頭12與導氣管7通過硅橡膠相連接。

如圖2所示，金屬轉接頭12包括圓臺部121和導管122。其中，

圓臺部121和導管122相連接。金屬轉接頭12為一體成型結構。

導管122與導氣管7通過硅橡膠相連接。具體的，由于導氣管7的內徑稍大于導管122的外徑，導管122能夠插入到導氣管7，導管122與導氣管7相接觸的部分通過硅橡膠連接在一起。

導管122為“f”型。具體的，導管122該形狀的設計能夠改變氣體壓力流向，同時保證測壓力信號的精度。

圖3為本發(fā)明的解算電路單元的框圖。如圖3所示，解算電路單元3包括dsp單元31和fpga單元32；其中，

控制串口5和遙測串口6分別與fpga單元32相連接。

dsp單元31與所述fpga單元32相連接。

fpga單元32從所述控制串口5接收到自檢指令信號并傳輸給dsp單元31，fpga單元32從所述壓力傳感器2接收到氣壓信號和溫度信號并傳輸給dsp單元31，dsp單元31根據(jù)自檢指令信號判斷氣壓信號和溫度信號是否在氣壓閾值和溫度閾值內，當氣壓信號和溫度信號在氣壓閾值和溫度閾值內，則將自檢正常信號傳輸給fpga單元32，fpga單元32通過控制串口5和遙測串口6發(fā)出自檢正常信號。

fpga單元32從所述控制串口5接收到解算指令信號并傳輸給dsp單元31，fpga單元32從壓力傳感器2接收到氣壓信號和溫度信號并傳輸給dsp單元31，dsp單元31在解算指令信號的作用下根據(jù)氣壓信號和溫度信號解算出飛行大氣數(shù)據(jù)，將自檢正常信號傳輸給fpga單元32，fpga單元32通過控制串口5和遙測串口6發(fā)出氣壓信號、溫度信號和飛行大氣數(shù)據(jù)，實現(xiàn)在線實時解算飛行大氣數(shù)據(jù)功能。

圖4為本發(fā)明的解算電路單元的框圖。如圖4所示，電源4包括一級隔離降壓單元41、二級電壓隔離單元42和二級電壓轉換單元43；其中，

一級隔離降壓單元41分別和二級電壓隔離單元42、二級電壓轉換單元43連接；二級電壓隔離單元42和解算電路單元3連接；二級電壓轉換單元43和解算電路單元3連接。一級隔離降壓單元41對輸入電壓進行一次降壓和電源隔離處理，將降壓后的電壓傳輸給二級電壓隔離單元42和二級電壓轉換單元43；二級電壓隔離單元42將一級隔離降壓單元41輸出電壓進行隔離后，提供解算電路單元3供電；二級電壓轉換單元43將一級隔離降壓單元41輸出電壓轉換為多種電壓，提供解算電路單元3供電。

具體的，如圖4所示，一級隔離降壓單元1對輸入電壓28.5v進行一次降壓和電源隔離處理為5v電壓，將降壓后的電壓傳輸給二級電壓隔離單元42和二級電壓轉換單元43；二級電壓隔離單元42將一級隔離降壓單元41輸出電壓5v進行隔離后，提供解算電路單元3供電；二級電壓轉換單元43將一級隔離降壓單元41輸出5v電壓轉換為3.3v、2.5v、1.1v和1.2v電壓，提供解算電路單元3供電。

圖5為本發(fā)明的壓力傳感器的框圖。如圖5所示，壓力傳感器2包括：壓力敏感單元21、溫度敏感單元22、a/d轉換單元23、微處理器單元24、spi單元25、eeprom單元26、d/a單元27和壓力調節(jié)單元28。壓力敏感單元21、溫度敏感單元22均和a/d轉換單元23連接，a/d轉換單元23、spi單元25、eeprom單元26、d/a單元27、壓力調節(jié)單元28均和微處理器單元24連接，spi單元25和fpga單元32進行數(shù)字量通信，d/a單元27向fpga單元32發(fā)送模擬量。

每個采集循環(huán)開始時，fpga單元32通過片選芯片，驅動a/d轉換單元23開始采樣。采樣完成后通過片選芯片告知解算機采樣完成，解算機通過spi單元25串行口讀取采樣數(shù)據(jù)，即可完成壓力敏感單元21和溫度敏感單元22采樣。壓力敏感單元21和溫度敏感單元22在內部a/d轉換單元23對壓力和溫度進行高精度a/d轉換，直接向外部提供24位數(shù)字壓力數(shù)據(jù)、16位數(shù)字溫度數(shù)據(jù)，fpga單元與壓力敏感單元21和溫度敏感單元22通訊需要使用8根導線完成供電及通訊任務。解算公式：

f1＝a1+(b1×t)+(c1×t2)+(d1×t3)+(e1×t4)+(fa1×t5)

f2＝a2+(b2×t)+(c2×t2)+(d2×t3)+(e2×t4)+(fa2×t5)

f3＝a3+(b3×t)+(c3×t2)+(d3×t3)+(e3×t4)+(fa3×t5)

f4＝a4+(b4×t)+(c4×t2)+(d4×t3)+(e4×t4)+(fa4×t5)

f5＝a5+(b5×t)+(c5×t2)+(d5×t3)+(e5×t4)+(fa5×t5)

f6＝a6+(b6×t)+(c6×t2)+(d6×t3)+(e6×t4)+(fa6×t5)

y＝a+(f1×p)+(f2×p2)+(f3×p3)+(f4×p4)+(f5×p5)+f6

c＝g1+(g2×t)+(g3×t2)+(g4×t3)

其中，a1～a6、b1～b6、c1～c6、d1～d6、e1～e6、fa1～fa6、g1～g4、a均是eepprom單元中燒寫進去的傳感器標定系數(shù)，p為壓力值的a/d轉換單元數(shù)值/16777215，t為壓力值的a/d轉換單元數(shù)值/65535。y為最終結算出來的壓力值(單位psi)，c為最終結算出來的溫度值(單位℃)。

本發(fā)明的測壓結構設置于飛行器的壁內，從而不影響飛行器隱身性能；不產(chǎn)生額外的防熱問題、不改變飛行器外形，對飛行器本體氣動參數(shù)不產(chǎn)生影響；并且本發(fā)明金屬轉接頭和導氣管的方式，不需要將壓力傳感器直接安裝在飛行器表面，可用于多類型試飛器測壓點布置；并且本發(fā)明的導管為f型結構，改變氣體壓力流向，同時保證測壓力信號的精度；并且本發(fā)明實時測量飛行器表面氣流信號和溫度信號，dsp單元和fpga單元在線實時解算飛行大氣數(shù)據(jù)，飛行大氣數(shù)據(jù)可用于閉環(huán)控制，并且本發(fā)明的電源隔離設計，確保系統(tǒng)可靠性。

以上所述的實施例只是本發(fā)明較優(yōu)選的具體實施方式，本領域的技術人員在本發(fā)明技術方案范圍內進行的通常變化和替換都應包含在本發(fā)明的保護范圍內。