[發明專利]雙模大氣壓力測量裝置

在審

• 申請號: 201610531839.7
• 申請日: 2016-07-06
• 公開（公告）號: CN107588886A
• 公開（公告）日: 2018-01-16
• 發明（設計）人: 侯硯澤;楊雷;左光;李憲強;石泳;黃震;楊慶;吳文瑞;陳沖;劉巖;田政;方杰
• 申請（專利權）人: 北京空間技術研制試驗中心
• 主分類號: G01L15/00
• 分類號: G01L15/00;G05B19/048
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本發明涉及飛行器大氣壓力測量裝置設計技術，具體涉及一種雙模大氣壓力測量裝置，屬于飛行器氣動測量技術領域。

背景技術

飛行器氣動壓力測量決定了飛行器制導、控制的性能。國內外航空和航天飛行器如戰斗機、航天飛機和航天飛船返回艙等，都需進行氣動壓力測量工作。

氣動壓力測量的思路是通過在飛行上選取多個測壓點并布置一定的測壓傳感器，通過測壓傳感器敏感飛行器飛行過程中所受到的氣動壓力。這些氣動壓力會被應用于氣動系數的辨識中，為飛行器的制導、控制以及飛行實驗數據分析等提供支撐。由此可見氣動壓力測量是飛行器設計的關鍵步驟。

目前，常規的測量裝置中只含有一套測壓系統。這種測量裝置的缺點是對測壓系統的可靠性要求較高，因為缺少備份，當測壓系統出現問題時就會導致整個測量裝置失效。

發明內容

本發明的目的是提供一種用于飛行器氣動壓力測量的雙模大氣壓力測量裝置，提高大氣壓力測量裝置的可靠性。

本發明的目的通過以下技術方案實現：

一種雙模大氣壓力測量裝置，用于飛行器氣動壓力測量，由多個測壓點、第一壓力傳感系統、第二壓力傳感系統、第一數據采集模塊、第二數據采集模塊、第一數據處理模塊、第二數據處理模塊、第一信號選取模塊、第二信號選取模塊和多個三通組成；所述測壓點布置在飛行器機體表面，每一個所述測壓點處配置一個所述三通，所有所述測壓點處的壓力通過相應的所述三通傳遞給所述第一和第二壓力傳感系統；所述第一和第二壓力傳感系統用于各自獨立完成對所有所述測壓點的壓力測量；所述第一壓力傳感系統的測量值傳遞給所述第一數據采集模塊，所述第二壓力傳感系統的壓力測量值傳遞給所述第二數據采集模塊，兩路數據采集信號傳遞給所述第一信號選取模塊，所述第一信號選取模塊用于判斷兩路所述數據采集信號是否有效，如果都有效，則將兩路所述數據采集信號分別傳遞給所述第一數據處理模塊和所述第二數據處理模塊進行處理，所述第一和第二數據處理模塊的輸出值傳遞給所述第二信號選取模塊，所述第二信號選取模塊用于首先判斷所述第一數據處理模塊的輸出信號是否有效，如果有效則選取所述第一數據處理模塊的輸出值作為整個系統的輸出值，否則選取所述第二數據處理模塊的輸出值作為整個測量系統的輸出值。

作為本發明上述雙模大氣壓力測量裝置的改進，所述第一壓力傳感系統采用集成測量體系，所述第一壓力傳感系統采用一個高精度壓力傳感器完成所有所述測壓點的壓力測量；所述第二壓力傳感系統采用分散測量體系，所述第二壓力傳感系統由多個壓力傳感器組成，針對各個所述測壓點獨立配置一個所述壓力傳感器，所述壓力傳感器只負責測量對應的所述測壓點處的壓力數據。

作為本發明上述雙模大氣壓力測量裝置的進一步改進，所述第一和第二壓力傳感系統用于測量所有所述測壓點輸入的絕對壓力。

本發明的雙模大氣壓力測量裝置具有一定的機構冗余度，從而提高了大氣壓力測量裝置的可靠性。

附圖說明

圖1為本發明的雙模大氣壓力測量裝置組成圖。

具體實施方式

下面結合附圖詳細描述本發明的具體實施方式。

圖1為本發明的雙模大氣壓力測量裝置組成原理圖。如圖1所示，本發明的雙模大氣壓力測量裝置由多個測壓點、2套壓力傳感系統、2套數據采集模塊、2套數據處理模塊、2個信號選取模塊和多個三通組成。

2套數據采集模塊為圖1中的數據采集模塊1和數據采集模塊2。

2套數據處理模塊為圖1中的數據處理模塊1和數據處理模塊2。

2個信號選取模塊為圖1中的信號選取模塊1和信號選取模塊2。

根據測量精度的要求，結合飛行器氣動特性，在飛行器機體表面布置一定數量的測壓點。每一個測壓點處配置一個三通，所有測壓點處的壓力通過相應的三通傳遞給2套壓力傳感系統。配置的2套壓力傳感系統，各自獨立完成對所有測壓點的壓力測量。配置的2套壓力傳感系統測量體系如下：1套壓力傳感系統采用集成測量體系，即通過1個高精度壓力傳感器完成所有測壓點的壓力測量；另外1套壓力傳感系統采用分散測量體系，即針對各個測壓點獨立配置一個壓力傳感器，每一個測壓點對應一個專門的壓力傳感器，該壓力傳感器只負責測量該測壓點處的壓力數據。