摘要: 大气数据机向飞行器提供实时的高度和空速信息，是飞行器关键的设备。为满足在地面定期校验大气数据机准确性的需求，本文设计了一套航空大气数据参数仿真系统，此系统主要由气路系统、气压传感器、下位机、上位机组成。气路系统包括气泵、电磁比例阀、高频电磁阀、以及储气罐等。气压传感器包括绝压传感器和差压传感器，会实时采集气压数据，并反馈给上位机完成闭环控制。下位机以单片机FM33LE025为核心搭建了电源模块、数模转换模块、PWM输出模块等多个功能电路。上位机将用户输入的设定气压值和传感器采集到的实际气压值生成相应的控制指令，并将其传输至下位机控制气路系统输出满足需求的气压。系统调试后运行稳定，仿真出的静压值和动压值符合测试标准及预期效果，验证了该参数仿真系统的可行性。
Abstract: The atmospheric data machine is a key component of the aircraft, and it supplies real-time altitude and airspeed information. To satisfy the requirement for regular ground calibration of the atmospheric data machine’s accuracy, the aeronautical atmospheric data parameter simulation systems have been designed. These systems consist of an air circuit system, barometric pressure sensors, a lower computer, and an upper computer. The air circuit system is comprised of an air pump, electromagnetic proportional valves, high-frequency solenoid valves, and storage tanks. The barometric pressure sensors include absolute and different pressure sensors. They are responsible for the real-time collection of air pressure data, which is then fed back to the upper computer to achieve closed-loop control. The lower computer is centered on the MCU FM33LE025, and incorporates several functional circuits, including a power supply module, digital-to-analog conversion module, PWM output module, etc. Control instructions are generated by the upper computer using the user-defined setpoint and sensor-collected pressure data. These instructions are then transmitted to the lower computer for air circuit system regulation, enabling the required air pressure to be produced. Following debugging, stable system operation is confirmed, with simulated static and dynamic pressures verified to comply with test standards and expected outcomes. This confirms the viability of the parameter simulation system.
1. 引言
军用飞机、民用飞机、导弹都属于飞行器。在空中飞行时，飞行器通过大气数据机收集并处理大气参数，可得出飞行器的高度、空速等[1]。大气参数的精准度，对战斗机作战效能、客机飞行安全、无人机稳定飞行以及导弹制导精度等，都有着直接影响。大气数据机是飞行器的关键设备，其参数的准确性与飞行器性能和安全紧密相关[2]。因此设计航空大气数据仿真系统在地面模拟不同飞行环境定期校验和维护大气数据机十分必要[3]。
当前国内外航空领域的大气参数仿真模拟技术已形成较为完善的技术体系。美国洛克希德马丁公司[4]推出的航空大气数据参数仿真系统ATC-NA能够模拟出高空环境中的压力变化，但该产品体积过大，不能便携地移动；美国雷神技术公司[5]生产的航空大气数据参数仿真系统ADTS-542属于无线便携设备，减少了线缆的使用，移动方便，但操作复杂，维修难度大。另外，为了提高飞行器静、动压传感器反馈的参数的可靠度，我国研究人员粟强[6]等为实现直升机的全向测速和低速时精准测速，设计了一种随动式大气数据传感器。但此传感器占用较大体积。胡声曼[7]提出了嵌入式大气数据系统(Flush air data system)，FADS以嵌入在机身表面的多测压孔压力信息测量为基础，占用体积较小，但此方法的精度还有提高空间。朱恒[8]等为提高FADS系统测量精度提出了一种基于改进粒子群算法优化的神经网络以提升FADS系统的精度。为了进一步提高采集到的大气参数精度，梁巍[9]等提出基于FPGA实现多路传感器高速同步采集，并在软件上对静压和动压数据分别进行了二阶温度补偿和滤波，并采用线性插值算法进行误差补偿提高精度。
无论是国内还是国外，都大力研发气路控制系统以达到提高精度的目的，国内的一些公司通过积极开展自主研发工作，在航空大气数据参数仿真系统气压控制精度这一关键指标上，国内的产品已经能够达到甚至超越国外同类产品的水平[10]。不过，依然存在成本偏高，对应用环境的要求相对较高等问题。对于国内外各大公司推出的系统价格高昂，本文设计的航空大气数据参数仿真系统在兼顾精度的同时具有低成本、易维护的特点。
2. 系统总体设计
系统的整体框图如图1所示。航空大气数据参数仿真系统是将用户设定的高度参数及空速参数进行解析生成控制指令，之后传给气路系统进行调节并且显示出调节后的压力值最后输出对应的静压和全压到机载待测设备。
Figure 1. System architecture diagram
图1. 系统整体框图
3. 气路系统设计
整个气路系统包括2个气泵(NPK-09-10.06)、3个气体过滤组件、4个电磁比例阀(ITV00XX)，2个高频电磁阀(34B-ABA)、2个储气罐及2个压力传感器。下位机控制气泵产生气体，经过过滤器干燥之后流向电磁比例阀和高频电磁阀，整个气压控制过程通过电磁比例阀粗调，高频电磁阀微调最后在气罐内输出符合要求的其他值，传感器将采集到的气压值在上位机显示出来。气路系统框图如图2所示。
Figure 2. Pneumatic system schematic diagram
图2. 气路系统框图
4. 系统硬件设计
4.1. 控制芯片基本电路设计
Figure 3. Schematic diagram of a microcontroller module
图3. 微控制器电路原理图
微控制器是复旦微电子的FM33LE025型号芯片。微控制器电路原理图如图3所示。该电路中C14和C15是电容量为0.1 μF、额定电压为16 V的陶瓷电容，与8M晶振Y1组成晶体振荡电路，XTHIN和XTHOUT是振荡信号的输出和输入引脚，分别接到微控制器的P27和P28引脚，此晶体振荡电路为微控制器提供稳定的时钟信号。电源滤波电路部分：C16、C17、C16是不同容值的电容(分别为0.1 μF/16 V、0.1 μF/16 V、0.03 μF/16 V)，用于对电源VCC和VDD15进行滤波，去除电源中的高频噪声，使电源更加稳定。采用R481 KΩ、1/16W作为上拉电阻与一个发光二极管D9连接VCC_3V3和地之间，作电源指示灯。
4.2. 电磁比例阀数模转换电路设计
本系统选用日本SMC公司制造的ITV00XX系列电磁比例阀。该系列电磁比例阀的控制信号为0 V~10 V的直流电压信号，气体控制精度可达1%，通过精准调节内部阀门的开度来控制气体流量。在电路中需要SGM5347-12数模转换芯片输出0 V~10 V工作电压，SGM5347-12的SPI接口采用标准四制，分别是时钟线(CLK)、从设备使能线(LD)、主设备输出从设备输入线(DIN)、主设备输入/从设备输出线(DOUT) CLK：为数据处理模块内部时钟，由FM33LE025时钟逻辑实现，支持频率配置。
数模转换模块原理图如图4所示。SGM5347-12的P11、P12、P13、P14作为SPI协议的主入从出、使能、时钟、主出从入分别与微控制器的P20、P18、P19、P21连接。P2、P3、P4、P5分别于对应的电磁比例阀控制电路连接。U18是参考电源芯片CLREF2025产生0 V~2.5 V电压接到数模转换芯片P8引脚使其能产生可调的直流0 V~2.5 V。
Figure 4. Schematic diagram of the digital-to-analog conversion module
图4. 数模转换模块原理图
5. 软件设计
5.1. 上位机前面板设计
系统上位机采用LabVIEW搭建，上位机前面板如图5所示。首先进行初始化包括初始化上位机的串口和下位机的GPIO端口等，之后用户输入设定的飞行高度和飞行速度，上位机将实际气压值与解析后的设定气压值进行对比，同时生成控制指令传递给下位机，系统会判断指令是否成功传输给下位机，若没成功传输则会从新生成指令进行再一次传输；若成功传输，下位机开始解析控制指令生成控制信号并将控制信号传递给气路系统中各个执行器件调节输出的气压值。系统程序会判断调节的气压值是否等于设定值，若不等于则上位机将生成新的控制指令；若等于则输出压力值。
Figure 5. The front panel diagram of the upper computer
图5. 上位机前面板图
5.2. 传感器采集程序设计
本系统采用的传感器是德国HELM公司制造的HM29A-5-S1-F2-W绝压力传感器、及HM29D-5-S1-F2-W2-T差压传感器。此传感器以RS485通信协议通过串口与上位机通讯，其采用Modbus RTU通信协议。本系统的气压传感器使用的波特率为9600 bps，地址码是01，读取功能码是03，寄存器的起始地址从0X00开始，第4组和第5组的代表应用到的寄存器个数。后台采集程序整体使用while循环，在VISA写入串口中写入传感器采集的数据帧，经过延时之后，VISA串口读取会收到传感器发送的包含压力信息的数据帧。在接收到此数据帧之后从数据的第3组开始截取4位长度的字符串，经过强制类型转换之后，将气压单位从psi换算成Pa。确保读取到的数据单位卫视Pa，便于测试。其中调用传感器后台程序如图6所示。
Figure 6. Sensor background program
图6. 传感器后台程序
6. 系统调试与试验
6.1. 系统调试
传感器上电之后，进行传感器采集调试。首先将传感器与上位机通过RS485串口标准连接，选用COM3端口、设置为9600、无奇偶校验位。配置好之后进行传感器调试，传感器采集的压力值会发送给上位机，上位机显示传感器采集的压力值与压力变化曲线。传感器采集的压力曲线如图7所示。
Figure 7. Transmission and reception diagram of the host computer
图7. 传感器采集压力曲线
6.2. 系统试验
本参数仿真系统建立了0 m~15000 m飞行高度范围的高度仿真环境，对应静压的测试区间为12031 Pa~101325 Pa。为评估气路系统的动态响应特性，选取0 m (101325 Pa)、6000 m (47148 Pa)、10000 m (26422 Pa)、15000 m (12031 Pa)四个特征高度点进行双向压力测试
图8所示为静压调节曲线，其初始压力设定为12031 Pa，经过3调节阶段后最终稳定在101325 Pa。三个调节阶段的调节时长呈现不同特点第一阶段从12031 Pa到26422 Pa耗时最短，第二阶段从26422 Pa到47148 Pa耗时中等，第三阶段从47148 Pa到101325 Pa耗时最长。出现这种差异是由于设定值是标准大气压值为101325 Pa而初始压力为12031 Pa小于标准大气压，且3个调节阶段的初始压力均低于大气压，因此整个调节过程可以引入大气压作为气压源，当静压罐内气压值越低，大气压作为气压源作用调节效果越好，因此初始压力值最低的第一调节时间最短。
Figure. 8. Static pressure reverse pressure adjustment curve
图8. 静压调节曲线
鉴于空速与静压、动压均存在关联，为便于观测仿真参数，选取固定的高度进行分析，本文选择选取的高度为8000 m，由于多数飞机在此高度处的最小飞行速度大约为300 km/h，本参数仿真系统的空速测验范围为300 km/h~1000 km/h，此高度处，空速300 km/h~1000 km/h对应的动压范围为0 Pa~24759 Pa。为全面试验本系统动压控制效果，测试以最小压力值1858 Pa (空速300 km/h)为初始压力，依次调节至7842 Pa (空速600 km/h)、24759 Pa (空速1000 km/h)。
分析图9所示的动压调节曲线，从图中可以看出第一阶段调节时间最短，第二阶段调节时间最长，原因是两个阶段的调节时间与动压变化量有关，第一阶段的动压变化量为5984 Pa，动压变化幅度小，调节时间相较于第二阶段约缩短15 s。第二调节区，动压变化量为16917 Pa，调节时间大概30 s。两个调节阶段的调节速率都比较快，这归因于两个调节阶段的初始压力均小于大气压，可以引入大气压作为辅助气源进行调节，提高了调节的速率。
Figure 9. Pressure regulation curve of forward dynamic pressure test
图9. 动压调节曲线
7. 结论
本文针对需要在地面定期校验机载大气数据机的需求，设计了航空大气数据参数仿真系统用于模拟大气环境测试，通过控制该系统仿真出不同压力值，之后得到对应的高度和空速。相较于国内外各个公司生产的大气数据机校验系统几十万到几百万的价格与高昂的维护成本，本系统成本约为4~5万，同时维护成本也较低。本系统具有很强的灵活性，在上位机可以输入不同的设定值让系统先后仿真出不同的压力值。