無人機(jī)多通道實(shí)時(shí)測溫系統(tǒng)設(shè)計(jì)

鄒 偉，王云峰，景金榮，洪應(yīng)平

(1. 91550部隊(duì)，遼寧 大連 116018； 2. 中北大學(xué) 儀器科學(xué)與動態(tài)測試教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，山西 太原 030051)

0 引 言

在航空航天等領(lǐng)域，無人機(jī)作為未來戰(zhàn)爭的新興武器，在執(zhí)行任務(wù)方面有著出色的表現(xiàn). 隨著性能的不斷提升，無人機(jī)上的設(shè)備艙、任務(wù)艙等機(jī)艙常出現(xiàn)溫度過高或過低的狀況，如果一直保持同樣的運(yùn)行強(qiáng)度會對無人機(jī)造成嚴(yán)重?fù)p耗，降低無人機(jī)的使用壽命[1]. 為了保證良好的飛行狀態(tài)，需要對設(shè)備艙、動力艙等重要機(jī)艙的溫度進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)控，以便飛控系統(tǒng)做出相應(yīng)的調(diào)整，避免發(fā)生事故.

目前，有多種測溫系統(tǒng)，如8通道溫度同步測量系統(tǒng)[1，2]，基于STM32的開關(guān)柜母線溫度無線采集系統(tǒng)[3]，以熱電偶為敏感元件、以FPGA為主控芯片的測溫系統(tǒng)[4]，以熱電偶為敏感元件的無線測溫系統(tǒng)[5]等，這些系統(tǒng)在單一指標(biāo)如量程大[6]、精度高[7]、無線傳輸[8-12]、穩(wěn)定性高[13]等取得了較好的效果，而相對于無人機(jī)機(jī)載測溫系統(tǒng)，無線傳輸抗干擾能力較差，易受天氣、環(huán)境的影響. 本文針對傳統(tǒng)測試系統(tǒng)的缺陷建立了可靠性高的實(shí)時(shí)測溫系統(tǒng).

針對上述無人機(jī)在運(yùn)行過程中機(jī)艙溫度失衡影響飛機(jī)控制的問題，本文設(shè)計(jì)了多通道機(jī)載實(shí)時(shí)溫度監(jiān)控系統(tǒng)，用于無人機(jī)飛行過程中機(jī)艙溫度的監(jiān)測. 本系統(tǒng)的主要功能是在上位機(jī)上同時(shí)監(jiān)控不同機(jī)艙的溫度，并將采集的溫度1路發(fā)給飛控系統(tǒng)，1路預(yù)留給地面?zhèn)溆米x數(shù). 試驗(yàn)結(jié)果表明，該系統(tǒng)可在高低溫環(huán)境中長時(shí)間穩(wěn)定測量，為機(jī)載溫度監(jiān)控提供了一個可靠的系統(tǒng)，且具有功耗較低，實(shí)用性強(qiáng)的特點(diǎn).

1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

1.1 技術(shù)要求

無人機(jī)的艙段中，由任務(wù)艙、動力艙以及設(shè)備艙組成. 動力艙主要放發(fā)動機(jī)等負(fù)責(zé)為無人機(jī)提供動力的大型設(shè)備； 設(shè)備艙主要存放溫度傳感器、舵機(jī)傳感器等設(shè)備. 兩個機(jī)艙位于兩個相鄰獨(dú)立艙段. 當(dāng)在極熱或極寒環(huán)境下飛行時(shí)，各個機(jī)艙里的電子設(shè)備均會受到影響，動力艙的溫度過高或過低均會影響發(fā)動機(jī)的性能和壽命，設(shè)備艙的電子元件性能也會受到影響，從而導(dǎo)致無人機(jī)作業(yè)受到嚴(yán)重挑戰(zhàn).

對于機(jī)身前部的設(shè)備艙，不同監(jiān)測系統(tǒng)所用的傳感器類型較多，正常傳感要求的溫度范圍為-40 ℃～80 ℃，因此，將設(shè)備艙的測溫范圍設(shè)定為-50 ℃～100 ℃.

對于發(fā)動機(jī)艙，油溫是整個發(fā)動機(jī)艙的核心，實(shí)時(shí)有效的監(jiān)測油箱壁板溫度具有重要意義，因此，將發(fā)動機(jī)艙的測溫范圍設(shè)定為50 ℃～180 ℃.

1.2 總體設(shè)計(jì)

根據(jù)系統(tǒng)的技術(shù)要求，為增加整體的穩(wěn)定性和可維修性，系統(tǒng)采用模塊化設(shè)計(jì)，根據(jù)不同的功能劃分不同模塊，整個測溫系統(tǒng)由兩部分組成： 上位機(jī)顯示模塊和溫度采集存儲模塊. 采集存儲模塊由溫度傳感器、數(shù)據(jù)傳輸及記錄兩部分組成，整個系統(tǒng)組成見圖1.

系統(tǒng)中，啟動開關(guān)，供電接通，設(shè)備啟動工作. 溫度傳感器供電，與變換器結(jié)合，信號被調(diào)理成5 V量程的信號，輸入給FPGA中控單元調(diào)整處理. 同時(shí)，以50 Hz的頻率采集溫度信號. 在調(diào)試和測試過程中，使用專用測試裝置讀取存儲器數(shù)據(jù). 試驗(yàn)完畢，測試裝置負(fù)責(zé)在線或事后讀取回收存儲器中的數(shù)據(jù).

圖 1 機(jī)載測溫系統(tǒng)組成

2 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

本測試系統(tǒng)選用XC3S1400AN芯片作為主控芯片，設(shè)計(jì)了通信協(xié)議，利用上位機(jī)對溫度傳感器回傳的數(shù)據(jù)進(jìn)行顯示，總功耗大約在80 mW左右. 整體的硬件單元主要分為以下功能模塊： 溫度傳感信號變換及調(diào)理、CAN接口通訊模塊以及NAND FLASH存儲模塊，內(nèi)部功能電路圖如圖 2 所示.

圖 2 系統(tǒng)功能圖

2.1 溫度傳感器選型與設(shè)計(jì)

與熱敏電阻和熱電偶相比，鉑電阻具有測量準(zhǔn)確及穩(wěn)定性高的優(yōu)點(diǎn). 所以，本文選擇鉑電阻作為溫度傳感器. 鉑電阻是利用鉑絲隨溫度變化時(shí)電阻也隨之變化的特征來測量溫度，它的總阻值由鉑絲和連接導(dǎo)線兩部分的阻值構(gòu)成. 連接導(dǎo)線的引入造成測量誤差，一般通過接法來減小測量誤差. 常見的接法有3種： 2線制、3線制和4線制. 2線制接法在鉑電阻兩端各引入一根導(dǎo)線，這種連接方式適用于測量精度不高的場合且連接導(dǎo)線不宜過長； 3線制接法在鉑電阻一端接入一根導(dǎo)線，一端接入兩根導(dǎo)線，再引入電橋，大大減小了附加電阻帶來的誤差； 4線制接法在兩端各接入兩根導(dǎo)線，這種接法可完全消除引線電阻的影響，適用于高精度的溫度測量. 本文最終選用測量范圍為-70 ℃～+500 ℃ 4線制賀利式PT1000鉑電阻，實(shí)物圖如圖 3 所示.

圖 3 四線制PT1000實(shí)物圖Fig.3 Four-wire PT1000 image

4線制鉑電阻設(shè)計(jì)的測量電路如圖 4 所示. 通過給鉑電阻兩端施加穩(wěn)定的電流，然后再測量電阻上的電壓來提高測量的精度和靈敏度.

圖 4 測量電路Fig.4 Measuring circuit

2.2 溫度傳感信號采集及調(diào)理模塊

調(diào)理電路原理圖如圖 5 所示，調(diào)理電路中主要分為3部分： 鉑電阻所在的整流電橋電路、差分放大器以及電壓跟隨器. 當(dāng)鉑電阻阻值PT1隨溫度發(fā)生變化時(shí)，整流電橋兩端輸出不同的電壓，進(jìn)入差分放大器兩端，該差分放大器由同相放大器和反相放大器組成，整個放大倍數(shù)可由式(1)計(jì)算所得. 從差分放大器出來的電壓再進(jìn)入電壓跟隨器，此處的電壓跟隨器采用德州儀器(TI)的OPA735，其最顯著的特性就是超低漂移，最大漂移為0.05 μV/℃. 若漂移過大，會對后端的采集產(chǎn)生很大影響. 將輸出的值SENSOR0送到AD進(jìn)行AD采集.

對于溫度傳感器，期望的分辨率以b為單位，該值為15.136 b. 在實(shí)踐中，所需的位數(shù)要比該值高，因?yàn)樯鲜隼硐爰僭O(shè)在現(xiàn)實(shí)應(yīng)用中是無法實(shí)現(xiàn)的. 因此，需要具有至少16 b分辨率的ADC； 本文選擇的是滿足上述要求的24 b ADC-ADS122U04. ADC采集電路設(shè)計(jì)采用數(shù)據(jù)手冊上提供的典型電路圖設(shè)計(jì).

圖 5 調(diào)理電路設(shè)計(jì)

2.3 CAN接口通訊模塊

CAN接口是基于CAN協(xié)議來設(shè)計(jì)，主要由控制器和收發(fā)器組成. CAN控制器負(fù)責(zé)將FPGA發(fā)出的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，轉(zhuǎn)換為CAN_H和CAN_L信號； CAN收發(fā)器將CAN控制器處理的信號發(fā)送給其他單元. 為實(shí)現(xiàn)事后對溫度數(shù)據(jù)的回讀，電路設(shè)計(jì)中，選用TJA1050芯片，通過該芯片將多路溫度傳感器信號轉(zhuǎn)化為CAN高低電平，最后將輸出的信號送給主控芯片控制，1路與飛控系統(tǒng)通信，1路用于地面?zhèn)溆米x書裝置專用接口. 具體的電路設(shè)計(jì)如圖 6 所示.

圖 6 通訊電路設(shè)計(jì)

2.4 NAND FLASH存儲模塊

為實(shí)現(xiàn)對溫度數(shù)據(jù)的存儲，選用K9WAG08U1M芯片，內(nèi)部具有8 GB的閃存空間以及256 Mbit的備用空間，執(zhí)行寫操作與擦除操作時(shí)需要的時(shí)間短，可傳輸?shù)刂?、?shù)據(jù)以及命令數(shù)據(jù)，是大型非易失性存儲應(yīng)用的可靠方案.

當(dāng)溫度信號進(jìn)行采集和緩存后，在主控芯片讀寫的控制下，將采集到的溫度信息進(jìn)行編幀存儲到該芯片，便于事后回讀分析使用，如圖 7 所示.

圖 7 存儲電路設(shè)計(jì)Fig.7 Memory circuit design

2.5 殼體設(shè)計(jì)

因無人機(jī)上電磁信號多，直接將電路板暴露在空氣中容易出現(xiàn)電磁干擾導(dǎo)致電路板失效問題，所以，需要對其設(shè)計(jì)外殼，外殼由鋁材料制作，完成后噴上絕緣漆以保證效果. 溫度測試及存儲裝置外形尺寸為156 mm×150 mm×100 mm，外形圖如圖 8 所示.

圖 8 外形圖Fig.8 Mechanical outline drawing

3 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

3.1 軟件流程設(shè)計(jì)

上位機(jī)軟件設(shè)計(jì)采用verilog語言在ISE開發(fā)平臺編寫完成，軟件設(shè)計(jì)如圖 9 所示.

圖 9 上位機(jī)軟件流程圖Fig.9 Software flow pattern ofupper computer

首先配置各模塊參數(shù)數(shù)據(jù)，配置完成后，F(xiàn)PGA進(jìn)入工作模式，AD采集，調(diào)理模塊開始工作，采集到 100次的指定次數(shù)后，對采集到的數(shù)據(jù)進(jìn)行編幀，一路將數(shù)據(jù)幀寫入Flash，上報(bào)給主節(jié)點(diǎn)，一路用于直接讀取多通道的數(shù)據(jù)，并將數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)發(fā)至上位機(jī)進(jìn)行實(shí)時(shí)顯示.

軟件的設(shè)計(jì)關(guān)鍵點(diǎn)與創(chuàng)新點(diǎn)在于本文將外部時(shí)鐘模塊作為初始激勵源觸發(fā)主控模塊的狀態(tài)變化，主控模塊再更有序地控制各模塊的工作狀態(tài),以達(dá)到節(jié)省功耗與實(shí)現(xiàn)正常的采集存儲.

3.2 通信協(xié)議設(shè)計(jì)

飛控計(jì)算機(jī)在對應(yīng)的時(shí)間槽內(nèi)向測溫控制單元發(fā)送狀態(tài)查詢指令，測溫控制單元在收到指令后，在1 ms±0.1 ms內(nèi)向飛控計(jì)算機(jī)按照幀序號順序依次回報(bào)查詢數(shù)據(jù). 整個通訊協(xié)議包含兩部分，分別為測溫控制單元狀態(tài)查詢指令以及測溫控制單元查詢上報(bào)指令，指令中包含的功能字如表 1、表 2 所示.

表 1 狀態(tài)查詢指令Tab.1 Status query instruction

表 2 上報(bào)指令數(shù)據(jù)包Tab.2 Report instruction packet

4 測試結(jié)果分析

為驗(yàn)證系統(tǒng)的可行性，將系統(tǒng)連接好供電，測試時(shí)將鉑電阻探頭放入高低溫試驗(yàn)箱中，如圖 10 所示. 在連接好設(shè)備和上位機(jī)后，點(diǎn)擊開啟CAN通道，然后點(diǎn)擊要查詢的通道號即可查詢相應(yīng)通道溫度，并且原始數(shù)據(jù)會顯示在左欄中，從而驗(yàn)證飛控查詢溫度數(shù)據(jù)的有效性.

圖 10 高低溫箱內(nèi)部測試環(huán)境Fig.10 Internal test environment of high and low temperature chamber

點(diǎn)擊“總線強(qiáng)度測試”開始發(fā)送10 000幀查詢指令. 然后下欄會出現(xiàn)當(dāng)前幀數(shù)(接收到的幀數(shù))、出錯幀數(shù)(未通過校驗(yàn)的幀數(shù)以及丟掉的幀數(shù))、平均響應(yīng)時(shí)間及最大響應(yīng)時(shí)間. 測試完成后會彈出窗口匯報(bào)匯總信息.

4.1 恒溫測試

將16路溫度傳感器放置于高低溫箱中，在高低溫試驗(yàn)箱上進(jìn)行設(shè)置，低溫設(shè)置-60 ℃，運(yùn)行2 h，在期間觀察上位機(jī)界面的顯示值，如圖 11 所示，可看出回傳的數(shù)據(jù)的絕對誤差保持在±0.2 ℃以內(nèi)，再將溫度設(shè)置為200 ℃，運(yùn)行 2 h，觀察上位機(jī)回傳顯示的數(shù)據(jù)，如圖 12 所示.

圖 11 -60 ℃時(shí)的16通道測量數(shù)據(jù)Fig.11 16 channels of measurement data at -60 ℃

圖 12 200 ℃時(shí)的16通道測量數(shù)據(jù)Fig.12 16 channels of measurement data at 200 ℃

4.2 變溫測試

將高低溫的初始溫度設(shè)置為-20 ℃，運(yùn)行 6 h，每隔20 min升溫10 ℃，記錄單通道的溫度數(shù)據(jù)，待高低溫箱中的溫度穩(wěn)定后讀一次上位機(jī)的數(shù)據(jù). 表 3 為高低溫箱中的實(shí)際溫度和和上位機(jī)回讀的溫度.

表 3 試驗(yàn)測量結(jié)果Tab.3 Test measurement results

分別重復(fù)多次恒溫測試和變溫測試，觀察數(shù)據(jù)可得，誤差穩(wěn)定在±0.2 ℃內(nèi)，由此可驗(yàn)證測溫系統(tǒng)的穩(wěn)定性.

5 結(jié) 論

針對無人機(jī)各機(jī)艙溫度失衡所帶來的飛控故障以及傳統(tǒng)測溫方法的缺陷，本文設(shè)計(jì)并研制了一種高可靠性的實(shí)時(shí)測溫系統(tǒng). 該系統(tǒng)通過多路采集將無人機(jī)各部分的溫度獨(dú)立測試傳輸，使得飛控系統(tǒng)對整個無人機(jī)的控制更加簡潔高效，同時(shí)存儲到Flash的溫度數(shù)據(jù)方便試驗(yàn)后的再分析. 在整個模擬測量過程中，模塊化的測試系統(tǒng)組成大大減少了系統(tǒng)的復(fù)雜性. 系統(tǒng)的整個溫度測試范圍為-60 ℃～320 ℃，優(yōu)于各機(jī)艙的最大溫度范圍，監(jiān)測精度≤0.2 ℃，高于傳統(tǒng)測試系統(tǒng)精度，該系統(tǒng)目前已投入到實(shí)際使用中，具有良好的經(jīng)濟(jì)性和實(shí)用性，為無人機(jī)的測溫系統(tǒng)提供了良好的解決方案.