楊靈芝，嚴家明，李 超

（西北工業(yè)大學 電子信息學院，陜西 西安 710129）

真空速是指飛機相對空氣運動時所具有的真實速度，它是飛機安全飛行的重要參數。準確的真空速數據信息對于提高飛行的安全性、準確性和經濟性起著相當大的作用。飛機相對于空氣運動時，可根據運動的相對性將飛機看作不動，而空氣是以大小相等，方向相反的流速流過飛機。真空速無法直接測出，只能根據大氣靜壓和動壓間接計算出來[1]。本文介紹了一種基于C8051F352單片機的無人機真空速測量系統的設計，該系統測量結果的相對誤差小于4%，能夠滿足無人機飛行控制系統的精度要求。

1 測量原理

無人機的真空速通常跟大氣靜壓和動壓有關[2]，對于飛行高度不超過11 000 m，飛行馬赫數不大于1的情況，真空速可由公式（1）計算：

式中，PH為對應高度的大氣壓力（大氣靜壓），PD為大氣動壓，是大氣總壓與靜壓之差。式中各常數分別為：Pob=101 325 Pa，是標準海平面上的大氣靜壓；Tob=288 K，是標準海平面處大氣溫度；τb=0.0065 K/m是溫度遞減率；R=29.2746 m/K，是大氣常數；k=1.4是空氣絕熱指數；g=9.806 65是重力加速度。

從式（1）可看出，只要測量出大氣靜壓和動壓，便可根據計算公式，計算出真空速。

2 系統整體結構

根據數字式大氣數據測量系統的組成和工作原理[3]，筆者設計了以單片機為核心的真空速測量系統，其整體結構如圖1所示。絕壓傳感器和動壓傳感器感受到靜壓和動壓，并分別將其轉換為相應的電壓信號。由于傳感器的輸出信號較為微弱，因此，必須通過放大電路和調零電路以及濾波電路對其進行處理，產生符合要求的信號，然后傳送到AD轉換輸入端。單片機自帶的A/D轉換器將靜壓和動壓的模擬電壓信號轉換為數字信號，并送入單片機CPU進行處理，CPU根據真空速計算公式計算出相應真空速值。計算結果通過串口發(fā)送至機載飛控計算機，在顯示界面顯示出來。

圖1 系統結構框圖Fig.1 Structure diagram of the hardware system

3 系統硬件電路設計

3.1 壓力數據采集模塊

筆者設計的真空速測量系統要求工作在0～5 000 m高度范圍內，根據壓高公式[2]（2），可計算出靜壓范圍在54 005～101 325 Pa之間。差壓傳感器的量程取決于飛行器真空速的量程。文中所測量的真空速范圍為50～400 km，則根據公式（1）可計算出動壓范圍在71～7 769 Pa之間。

根據靜壓和動壓范圍，本文的絕壓傳感器和差壓傳感器分別選用HONEYWELL公司的ASDX015A24R型傳感器和140PC02D型傳感器。ASDX015A24R的量程為 0～15 psi（103.419 kPa），精度在 2%以內；140PC02D 的量程為 0～2 psi（13.7892 kPa），精度為0.25%。測壓器件選用GCY-1M型高精度綜合測試儀。可根據公式（3）計算出由傳感器所引起的誤差為3.23%。

本系統所選單片機C8051F352有2個16位AD轉換（ADC0和ADC1），靜壓和動壓傳感器輸出信號經放大調零后，可分別送入單片機AD轉換輸入端轉換為數字信號。

3.2 單片機處理電路

本設計的使用C8051F352單片機[6]采用32管腳的LQFP封裝，是由美國Cygnal公司推出的具有高速度、高性能、高集成等特點，并能與8051兼容的單片機，除了具有標準8052的數字外設部件以外，片內還集成了數據采集和控制系統中常用的模擬部件和其他數字外設及功能部件。

本系統設計中使用了C8051F352微控器中的AIN0和AIN1兩個模擬通道，分別用于靜壓和動壓的模擬/數字轉換。單片機的AD將輸入的模擬信號轉換為數字信號，然后送入CPU進行數據處理。

3.3 串口通信

解算后的真空速要通過串口發(fā)送至上位機，在顯示界面顯示。真空速由單片機串口經RS-232接口發(fā)送至上位機，并使用MAX232芯片實現單片機電平轉換從而能與上位機進行正常通信。單片機CPU采用異步串行輸出UART0，工作在方式1，中斷方式，定時器1設置為自動重裝載方式產生115 200的波特率。

3.4 顯示界面

上位機通訊程序主要使用Visual C++編程，該顯示界面用于顯示大氣靜壓、動壓和真空速值。程序界面如圖2所示。

在上位機程序編寫時，需要使用MSComm控件[7]，通過設置控件的各個屬性來完成串口的參數設置以及數據的接收。真空速顯示界面所使用的MSComm控件屬性主要有以下幾個：CommPort屬性 （用于設置串口號），PortOpen屬性（用于打開或關閉串口），SetSettings屬性（用于設置或返回串口波特率、奇偶校驗、數據位、停止位參數），InBufferCount屬性（設置或返回接收緩沖區(qū)中等待計算機接收的字符數），Input屬性（從接收緩沖區(qū)中讀取數據并清空接收緩沖區(qū)）。

圖2 真空速顯示界面Fig.2 Interface display of real-air speed

4 真空速解算方法設計

4.1 線性插值原理

分段低次插值是函數插值方法的一種，將比較復雜的函數f（x）的插值區(qū)間[a，b]分成一系列子區(qū)間，在每一個子區(qū)間[xi，xi+1]上，用一個簡單的函數來近似原函數。當每個子區(qū)間采用的近似函數為一次函數時，就成為常用的線性插值法[8]。

子區(qū)間的線性插值公式為：

h即為插值步長。在計算函數值時，系統采集到x值，然后找到值所在的插值區(qū)間[xi，xi+h]及相應函數值[yi，yi+h]，便可根據插值公式計算出y值。

4.2 插值節(jié)點計算

由公式（1）看出真空速計算公式比較復雜，如果直接用單片機進行計算，則會占用大量內存資源，從而降低計算速度。因此，在系統允許誤差范圍內，對原函數采用插值，將復雜函數用一個簡單的函數來近似。由于真空速計算式有兩個變量，無法直接采用分段線性插值來解算，考慮到實際運算的方便，使用公式（6）來計算真空速值[9]。

為簡化程序設計，本系統采用等步長線性插值，即令h=xi+1-xi。則上式可修改為：

則公式（6）中的真空速分為兩部分：一部分是只包含動壓PD變量的指示空速Vi，另一部分是只含有靜壓PH變量的氣壓高度H的函數式H′，通過計算可得1≤H′≤1.289 9。

指示空速Vi和氣壓高度H的計算公式分別如公式（7）和公式（8）所示。

根據公式（4），對真空速公式的兩部分分別進行處理。

首先對的Vi進行分段線性插值。插值節(jié)點個數可由線性插值余項來確定[10]：

本設計中將插值計算的相對誤差設為0.5%[11]，則

只要通過上述插值算法分別計算出動壓相應值和靜壓相應值，然后相乘即得到實際真空速值。

表1 真空速測量結果Tab.1 Test result of real-air speed

5 測試結果

表1是高度分別在0 m，1 000 m，3 000 m和5 000 m實時計算出的真空速實際值。從表中看出，實際真空速最大誤差均不超過4%，能夠滿足設計要求。

6 結束語

文中設計的基于單片機[12]的無人機真空速測試系統，電路簡單，體積小，重量輕，性能穩(wěn)定，能夠實時、準確地測量出真空速值，適用于小型無人飛行系統。

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