一种无人机嵌入式大气数据传感系统的制作方法

本发明涉及嵌入式大气数据传感系统技术，特别是涉及嵌入式大气数据传感系统设计方法，属于嵌入式大气数据传感技术领域。

背景技术：

嵌入式大气数据传感(Flush Air Data Sensing,FADS)系统，依靠压力传感器阵列测量飞行器表面的压力分布，通过特定算法间接获得静压、马赫数、攻角、侧滑角等飞行大气数据。FADS系统是飞行器获取飞行大气数据作为飞行控制输入的主要途径，特别是对于飞翼布局无人机尤为重要。

FADS系统设计主要包括三个方面，求解算法、测压模块和解算机。低速无人机FADS系统设计关键技术难点主要在于算法和测压模块设计，低速无人机系统飞行马赫数通常为0.03～0.8，特别是在低马赫数段(Ma≤0.1)，雷诺数低，流场干扰严重，表面压力准确测量难度大。因此FADS系统设计难度非常大。在低马赫数段，由于动压低，使得无人机表面压力随飞行来流状态变化非常小，要求传感器精度更高才能辨识出压力的变化。而在高马赫数段，动压大且变化范围广，则要求传感器具有更高的量程范围。因此现有的FADS系统兼顾高低马赫数段飞行来流参数测量精度的要求。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有FADS系统的不足，提出了一种无人机嵌入式大气数据传感系统，满足马赫数0.03～0.8范围的无人机飞行来流大气参数测量。

本发明的技术解决方案是：一种无人机嵌入式大气数据传感系统，包括电磁阀、测压管路、绝压传感器、差压传感器和数字信号处理系统；测压管路的一端连接无人机，另一端分为A路和B路，A路测压管直接连接到绝压传感器；B路测压管连接到电磁阀，通过电磁阀再连接差压传感器；数字信号处理系统采集绝压传感器、差压传感器传输过来的信号，对信号进行解算并控制电磁阀的通断。

所述绝压传感器封装采用“单烟斗”的箱体外形封装形式，所述差压传感器采用“双烟斗”的箱体外形封装形式。

所述绝压传感器9个，传感器量程为±20PSI，精度为0.04％。

所述差压传感器8个，传感器量程为±1PSI，精度为0.1％。

所述数字信号处理系统采用FPGA+DSP构架的数字信号处理系统，由FPGA负责采集传感器信号数据传输到DSP，再利用FADS算法在DSP内进行解算，完成后将数据返回FPGA；FPGA根据马赫数范围判断控制开启或关闭电磁阀。

采用BP神经网络技术和CFD技术，建立基于BP神经网络的FADS求解算法；利用绝压传感器测量的无人机表面压力数据求解获得飞行来流马赫数，并对马赫数Ma的范围进行判断；若马赫数Ma>0.2，则关闭差压传感器测压管路电磁阀门，DSP利用绝压传感器测量的无人机表面压力数据，求解获得飞行来流参数，将数据返回FPGA，并输出飞行来流参数测量结果；若马赫数Ma≤0.2，则开启差压传感器测压管路电磁阀门，DSP利用差压传感器测量的无人机表面压力数据，求解获得飞行来流参数，将数据返回FPGA，并输出飞行来流参数测量结果。

所述飞行来流参数包括马赫数、静压、攻角和侧滑角。

还包括封装箱体，封装后箱体尺寸为38.1mm×38.1mm×43.18mm。

本发明与现有技术相比的优点：

(1)本发明通过采用绝压和差压双组传感器并结合FADS求解算法控制电磁阀根据马赫数范围选择传感器组测量无人机表面压力值，有效解决低马赫数段和高马赫数段大气数据测量。系统精度高、结构简单、成本低。

(2)本发明FADS系统测量马赫数范围0.03～0.8，可以满足绝对部分无人机飞行速度范围，并且在低马赫数段和高马赫数段均具有较高的测量精度。

(3)本发明绝压传感器封装采用“单烟斗”的箱体外形封装形式，而差压传感器采用“双烟斗”的箱体外形封装形式。封装后体积小，结构强度大。

附图说明

图1为本发明实施例中飞行器模型的尺寸示意图；

图2为本发明实施例中FADS系统在无人机内的安装示意图；

图3为本发明的系统示意图；

图4为本发明的三通管路连接示意图；

图5为本发明的差压传感器封装示意图；

图6为本发明的绝压传感器封装示意图。

具体实施方式

以某飞翼布局的无人机为例，参见图1和图2，FADS系统安装在飞行器内部，P1至P9为FADS系统的测压管路，测压传感器经测压管路引出安装在无人机表面，采用基于DSP+FPGA构架的解算机采集测量P1～P9测压点压力，压力数据经过DSP中求解算法计算获得静压、马赫数、攻角和侧滑角等飞行来流参数。具体实施方式如下：

(1)在无人机头部表面开孔，孔径1mm，连接测压管路，再通过三通连接，将管路分为A路和B路，A路测压管直接连接到A组绝压传感器；B路连接到电磁阀，通过电磁阀再连接B组的差压传感器，见图3所示；

(2)绝压传感器9个，传感器量程为±20PSI(±137900Pa)，精度为0.04％(55Pa)；差压传感器8个，传感器量程为±1PSI(±6895Pa)，精度为0.1％(7Pa)；共17个传感器，分成A组-绝压和B组-差压，见图4所示；

(3)采集和解算采用FPGA+DSP构架的数字信号处理系统，由FPGA负责采集传感器信号数据传输到DSP，再利用FADS算法在DSP内进行解算，完成后将数据返回FPGA。FPGA根据马赫数范围判断控制开启或关闭管路电磁阀；

(4)利用BP神经网络技术和CFD技术，建立基于BP神经网络的FADS求解算法。利用A组传感器测量的无人机表面压力数据求解获得飞行来流马赫数，并对马赫数Ma的范围进行判断；

(5)若Ma>0.2，则关闭B组传感器测压管路电磁阀门，因为此时差压传感器测量结果可能已经超出量程，如果不关闭B组传感器测压管路，则会损坏传感器单元，造成B组传感器测量失效。DSP则利用A组传感器测量的无人机表面压力数据，压力数据经过FADS算法求解获得马赫数、静压、攻角和侧滑角等飞行来流参数，将数据返回FPGA，通过RS422输出飞行来流参数测量结果；

(6)Ma≤0.2，则开启B组传感器测压管路电磁阀门，此时测点压力值低A组传感器测量结果误差较大，无法准确解算获得来流参数，而B组的差压传感器精度高，能准确测量机身各测点与头部的压力差数据。DSP则利用B组传感器测量的无人机表面压力数据，顶点仍为绝压传感器测量，其它P2～P9为差压传感器测量，均是以顶点P1压力为参考，测量其它P2～P9的压差，通过与顶点P1相加获得其它各点的绝对压力，该法获得的压力精度高，非常有利于低马赫数段压力测量。压力数据经过FADS算法求解获得马赫数、静压、攻角和侧滑角等飞行来流参数，将数据返回FPGA，通过RS422输出飞行来流参数测量结果；

(7)马赫数测量范围0.03～0.8，静压高度测量范围0～10km，攻角和侧滑角测量范围均为-15°～15°；

(8)系统测量误差(3σ)分别为：马赫数误差≤0.01、静压误差≤100Pa、攻角误差≤1.5°(Ma<0.1)/≤0.5°(Ma≥0.1)和侧滑角误差≤1.8°(Ma<0.1)/≤0.5°(Ma≥0.1)；

(9)绝压传感器封装采用“单烟斗”的箱体外形封装形式，而差压传感器采用“双烟斗”的箱体外形封装形式，见图4和图5所示。封装后箱体尺寸为38.1mm×38.1mm×43.18mm，传感器的输出管路为内径为1mm，外径2mm。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。