無人機多通道實時測溫系統設計

鄒 偉，王云峰，景金榮，洪應平

(1. 91550部隊，遼寧 大連 116018； 2. 中北大學 儀器科學與動態測試教育部重點實驗室，山西 太原 030051)

0 引 言

在航空航天等領域，無人機作為未來戰爭的新興武器，在執行任務方面有著出色的表現. 隨著性能的不斷提升，無人機上的設備艙、任務艙等機艙常出現溫度過高或過低的狀況，如果一直保持同樣的運行強度會對無人機造成嚴重損耗，降低無人機的使用壽命[1]. 為了保證良好的飛行狀態，需要對設備艙、動力艙等重要機艙的溫度進行實時監控，以便飛控系統做出相應的調整，避免發生事故.

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

針對上述無人機在運行過程中機艙溫度失衡影響飛機控制的問題，本文設計了多通道機載實時溫度監控系統，用于無人機飛行過程中機艙溫度的監測. 本系統的主要功能是在上位機上同時監控不同機艙的溫度，并將采集的溫度1路發給飛控系統，1路預留給地面備用讀數. 試驗結果表明，該系統可在高低溫環境中長時間穩定測量，為機載溫度監控提供了一個可靠的系統，且具有功耗較低，實用性強的特點.

1 系統總體設計

1.1 技術要求

無人機的艙段中，由任務艙、動力艙以及設備艙組成. 動力艙主要放發動機等負責為無人機提供動力的大型設備； 設備艙主要存放溫度傳感器、舵機傳感器等設備. 兩個機艙位于兩個相鄰獨立艙段. 當在極熱或極寒環境下飛行時，各個機艙里的電子設備均會受到影響，動力艙的溫度過高或過低均會影響發動機的性能和壽命，設備艙的電子元件性能也會受到影響，從而導致無人機作業受到嚴重挑戰.

對于機身前部的設備艙，不同監測系統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，將設備艙的測溫范圍設定為-50 ℃～100 ℃.

對于發動機艙，油溫是整個發動機艙的核心，實時有效的監測油箱壁板溫度具有重要意義，因此，將發動機艙的測溫范圍設定為50 ℃～180 ℃.

1.2 總體設計

根據系統的技術要求，為增加整體的穩定性和可維修性，系統采用模塊化設計，根據不同的功能劃分不同模塊，整個測溫系統由兩部分組成： 上位機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、數據傳輸及記錄兩部分組成，整個系統組成見圖1.

系統中，啟動開關，供電接通，設備啟動工作. 溫度傳感器供電，與變換器結合，信號被調理成5 V量程的信號，輸入給FPGA中控單元調整處理. 同時，以50 Hz的頻率采集溫度信號. 在調試和測試過程中，使用專用測試裝置讀取存儲器數據. 試驗完畢，測試裝置負責在線或事后讀取回收存儲器中的數據.

圖 1 機載測溫系統組成

2 系統硬件設計

本測試系統選用XC3S1400AN芯片作為主控芯片，設計了通信協議，利用上位機對溫度傳感器回傳的數據進行顯示，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理、CAN接口通訊模塊以及NAND FLASH存儲模塊，內部功能電路圖如圖 2 所示.

圖 2 系統功能圖

2.1 溫度傳感器選型與設計

與熱敏電阻和熱電偶相比，鉑電阻具有測量準確及穩定性高的優點. 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線兩部分的阻值構成. 連接導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線，這種連接方式適用于測量精度不高的場合且連接導線不宜過長； 3線制接法在鉑電阻一端接入一根導線，一端接入兩根導線，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，實物圖如圖 3 所示.

圖 3 四線制PT1000實物圖Fig.3 Four-wire PT1000 image

4線制鉑電阻設計的測量電路如圖 4 所示. 通過給鉑電阻兩端施加穩定的電流，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理模塊

調理電路原理圖如圖 5 所示，調理電路中主要分為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. 當鉑電阻阻值PT1隨溫度發生變化時，整流電橋兩端輸出不同的電壓，進入差分放大器兩端，該差分放大器由同相放大器和反相放大器組成，整個放大倍數可由式(1)計算所得. 從差分放大器出來的電壓再進入電壓跟隨器，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，會對后端的采集產生很大影響. 將輸出的值SENSOR0送到AD進行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. 在實踐中，所需的位數要比該值高，因為上述理想假設在現實應用中是無法實現的. 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采集電路設計采用數據手冊上提供的典型電路圖設計.

圖 5 調理電路設計

2.3 CAN接口通訊模塊

CAN接口是基于CAN協議來設計，主要由控制器和收發器組成. CAN控制器負責將FPGA發出的數據進行處理，轉換為CAN_H和CAN_L信號； CAN收發器將CAN控制器處理的信號發送給其他單元. 為實現事后對溫度數據的回讀，電路設計中，選用TJA1050芯片，通過該芯片將多路溫度傳感器信號轉化為CAN高低電平，最后將輸出的信號送給主控芯片控制，1路與飛控系統通信，1路用于地面備用讀書裝置專用接口. 具體的電路設計如圖 6 所示.

圖 6 通訊電路設計

2.4 NAND FLASH存儲模塊

為實現對溫度數據的存儲，選用K9WAG08U1M芯片，內部具有8 GB的閃存空間以及256 Mbit的備用空間，執行寫操作與擦除操作時需要的時間短，可傳輸地址、數據以及命令數據，是大型非易失性存儲應用的可靠方案.

當溫度信號進行采集和緩存后，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 存儲電路設計Fig.7 Memory circuit design

2.5 殼體設計

因無人機上電磁信號多，直接將電路板暴露在空氣中容易出現電磁干擾導致電路板失效問題，所以，需要對其設計外殼，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 系統軟件設計

3.1 軟件流程設計

上位機軟件設計采用verilog語言在ISE開發平臺編寫完成，軟件設計如圖 9 所示.

圖 9 上位機軟件流程圖Fig.9 Software flow pattern ofupper computer

首先配置各模塊參數數據，配置完成后，FPGA進入工作模式，AD采集，調理模塊開始工作，采集到 100次的指定次數后，對采集到的數據進行編幀，一路將數據幀寫入Flash，上報給主節點，一路用于直接讀取多通道的數據，并將數據轉發至上位機進行實時顯示.

軟件的設計關鍵點與創新點在于本文將外部時鐘模塊作為初始激勵源觸發主控模塊的狀態變化，主控模塊再更有序地控制各模塊的工作狀態,以達到節省功耗與實現正常的采集存儲.

3.2 通信協議設計

飛控計算機在對應的時間槽內向測溫控制單元發送狀態查詢指令，測溫控制單元在收到指令后，在1 ms±0.1 ms內向飛控計算機按照幀序號順序依次回報查詢數據. 整個通訊協議包含兩部分，分別為測溫控制單元狀態查詢指令以及測溫控制單元查詢上報指令，指令中包含的功能字如表 1、表 2 所示.

表 1 狀態查詢指令Tab.1 Status query instruction

表 2 上報指令數據包Tab.2 Report instruction packet

4 測試結果分析

為驗證系統的可行性，將系統連接好供電，測試時將鉑電阻探頭放入高低溫試驗箱中，如圖 10 所示. 在連接好設備和上位機后，點擊開啟CAN通道，然后點擊要查詢的通道號即可查詢相應通道溫度，并且原始數據會顯示在左欄中，從而驗證飛控查詢溫度數據的有效性.

圖 10 高低溫箱內部測試環境Fig.10 Internal test environment of high and low temperature chamber

點擊“總線強度測試”開始發送10 000幀查詢指令. 然后下欄會出現當前幀數(接收到的幀數)、出錯幀數(未通過校驗的幀數以及丟掉的幀數)、平均響應時間及最大響應時間. 測試完成后會彈出窗口匯報匯總信息.

4.1 恒溫測試

將16路溫度傳感器放置于高低溫箱中，在高低溫試驗箱上進行設置，低溫設置-60 ℃，運行2 h，在期間觀察上位機界面的顯示值，如圖 11 所示，可看出回傳的數據的絕對誤差保持在±0.2 ℃以內，再將溫度設置為200 ℃，運行 2 h，觀察上位機回傳顯示的數據，如圖 12 所示.

圖 11 -60 ℃時的16通道測量數據Fig.11 16 channels of measurement data at -60 ℃

圖 12 200 ℃時的16通道測量數據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置為-20 ℃，運行 6 h，每隔20 min升溫10 ℃，記錄單通道的溫度數據，待高低溫箱中的溫度穩定后讀一次上位機的數據. 表 3 為高低溫箱中的實際溫度和和上位機回讀的溫度.

表 3 試驗測量結果Tab.3 Test measurement results

分別重復多次恒溫測試和變溫測試，觀察數據可得，誤差穩定在±0.2 ℃內，由此可驗證測溫系統的穩定性.

5 結 論

針對無人機各機艙溫度失衡所帶來的飛控故障以及傳統測溫方法的缺陷，本文設計并研制了一種高可靠性的實時測溫系統. 該系統通過多路采集將無人機各部分的溫度獨立測試傳輸，使得飛控系統對整個無人機的控制更加簡潔高效，同時存儲到Flash的溫度數據方便試驗后的再分析. 在整個模擬測量過程中，模塊化的測試系統組成大大減少了系統的復雜性. 系統的整個溫度測試范圍為-60 ℃～320 ℃，優于各機艙的最大溫度范圍，監測精度≤0.2 ℃，高于傳統測試系統精度，該系統目前已投入到實際使用中，具有良好的經濟性和實用性，為無人機的測溫系統提供了良好的解決方案.