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1、无人驾驶飞机机载传感器小型化研究与应用第g卷第z期1994年6月数据采集与处理JournaloftaAcquisition&ProcessingVol_9No.Zn.1994I～lf无人驾驶飞机机载传感器小型化研究与应用许民新王律(南京航空航天大学自动控制研究所南京.210016)//117摘要结台无人驾驶飞机机载使用要求,从工程实践出发,着重对CK-1M缩比模拟飞机机袭小型压力测试系统进行了可行性方案论证.通过合理选择和设计压力稠试部件.实现了机载应用.进而根据微型无人驾驶侦察机使用特点,试制了小型高度传感器.井接航空环境条件作了地
2、面摸担试验,证实传感器具有稳定可靠的性能.上述小型压力测试传感器有着广开发前景,不仅适合于小型无人机机载应用.同时可改进大型无人机机载压力测试系统,井将有助于新量机载传感器小型化,数字化韵综合应用研究.关键词:蝗壁竖-压力测量-歪里墼垫+t川,型化中圉分娄号:TN407~V279引言鉴于CK-I系列靶机发射起飞方案研究和敬型无人驾驶侦察机机载测试需要,我们为CK-IM缩比(1/5)模拟飞机配置了图1(a)所示的H/V高度一空速传感器组件I为散型无人侦察机试制了图I(b)所示的XGG—l小型高度传感器.由于受机上容积和有效载荷的限嗣,必须配备小型
3、化的机载传感器.为能适应机载无线电及图象发射系统工作环境,传感器采取了抗干扰措施.缩比飞机机载传感器测试系统由压力受感部,压力管道和传感器组成.经机载应用表明:测试原理和方法可行,在多次重复使用中性能稳定可靠;图"b)所示小型高度传感器的体积为65ram×40ram×18ram,重量小于80g,且有较高的测量精度和重复性.上述传感器及其测试系统适合轻小型无人机低速,小高度测量,并能扩展应用,为传感器小型化,数字化研究和实现提供了有效途径.l机载传感器测试系统的可行性方案论证根据缩比飞机低速,小高度,大冲击过载和体积小,重量轻等要求,选用硅压阻散
4、压传感收犒日期:1993-06.03F修改稿收到日期:1993-O9-l9l56数据采集与处理第9卷j芏】l高度一空建传感器(a)H/V传感器组件(b'JXGG一1小型高度传感器器;配置放大调整电路,组成带减震装置的高度一空速(H/V)传感器组件;设计了缩比(1/5)小型空速管,通过机载敷设的细径硬质塑料管道连接组成测量系统1l静压系统动态压力延迟量计算飞机作机动飞行时,空速管感受的压力与传感器所测压力之问存在压力延迟,其值可通过试验测定.但为寻求减小压力延迟误差的技术措旋,可先应用理论计算方法进行计算.总压和静雁系统具有相同的结构和压力传递性
5、能,但实践表明,压力延迟误差主要职决于静压系统诸因素根据静压系统结构特点,可近似看作等内径管道.测得具体参数为,J—lln(压力管道长度)}一15×10m(压力管道内径);=0l4×10rn(传感器容积)}一l789×10pa?st标准海平面零高度上的空气粘性系数);R一287.05J/K?k(气体常数);』)一9953KPa(日一150m上相应大气压).'若飞机作垂直升降,即H=V.t=dH/dt?t时,静压系统压力延迟量为△』)一一128,aLW1V(1)式中——爬升,俯冲时起始高度和结束高度问气温平均值;——飞机垂直升降速度.延迟时间常数
6、为一Ⅱ'』根据气体状态方程和大气静力学方程,可推导得飞机升降时的高度延迟误差.从式(1)第2期许民新等:无人驾驶飞机机载传感器小型化研究与应用157△P与系统结构参数相关表达式可知:当恒定时,△P与成正比.由于静压系统仅为单窖腔,故动态压力延迟量相等,升降时高度误差为n△一?△P一一(3)J日将上述参数代人式g2),(3)可得一0.02s则△一一0.3m(设V一15m/s)△_一一0.14m(设V,一一7m/s)由此可知,虽然静压管道内径很细,但由于管道无允支,单个传感器容腔又很小,因而压力延迟时间常数和相应高度延迟误差都很小,从而证实了采用细
7、径压力管道系统的可行性.1.2传感器的组成与特点根据测量特性和小型化要求,选用了体积小,重量轻且灵敏度高的硅压阻式微压传感器.HtV传感器采用了具有不同测量范围的同类差压传感器,见图1(a).空速通过总静压测量获得;根据徽动气压计原理测得高度变化值.为与机载无线电发射机匹配,采用了具有抗干扰措施的组合放大电路.构成的H/V传感器具有良好的抗振耐i巾击性能,经5~20g冲击试验证实,可供机载发射和回收重复使用.2传感器测试系统的实现为满足轻小型无人机低速,小高度测量和机载使用要求,据前论证,工程实现的方法是合理设计压力系统,选用合适的各类微压传感
8、器和配置信号放大调整电路.下面通过两个应用实耐说明传感器小型化测试和它的机载应用.2.1用于CK一1M缩比模拟飞机的传感器测试系统机载压力测试系统应能
