摘 要:飞行器是在大气层内或大气层外空间飞行的器械,包括航空器、航天器、火箭和导弹。飞行器在机动过程中,飞行器结构的截面载荷是结构设计的重要依据,截面载荷测量结果的准确度直接关系到结构设计的可靠性。针对导弹在飞行过程中结构内部应力难以测量的问题,提出了利用载荷测试仪实测应变载荷与 LS-DYNA 软件结合仿真分析的方法,该方法通过对单人析条组件的应力性能进行有限元仿真验证,确认每个析条组件的测点布局,设计载荷测试仪进行高精度载荷测量,测试仪由8 通道应变测量模块与 6 通道温度测量模块组成,系统由单片机与 FPCA 共同控制,通过应变信号调理电路与温度信号调理电路提升信号的线性度,采用 Flash 实现大量数据的存储,通过 RS422 转 USB 将数据上传至上位机。通过上述工作验证了载荷测试仪高精度采集方案结果表明载荷测试仪采集到的应变数据与温度数据呈高线性度,对导弹的弹体结构设计有一定的参考价值。
关键词:有限元仿真:高精度采集;多通道测量:弹体结构载荷设计

0、引言
        目前，飞行载荷的识别是一个非常复杂的研究,不仅涉及了导弹结构的建模、载荷的测量,还包含了较为困难的载荷反演问题。包括反演算法的选取、传感器的选型与数量匹配以及布局布点、冬载荷之间的耦合关系、载荷数据的校准算法，以及传感器布局位置误差的影响等。导弹结构体作头承载与保护部件,在空中运动的过程中承受着严峻、复杂的载荷工况。为优化弹体结构的动、静态特性,优化弹体结构,需获得弹体结构在空中运动时的载荷分布情况。目前,获取导弹飞行载荷的主要途径是采用仿真计算,计算出各个截面的载荷作为结构设计和强度校核的依据门。该载荷在理论上是合理的.但飞行状态的真实载荷数据大小还需要进一步的验证,在飞行过程中直接测量载荷是最直接有效的方法。文章论述了一种高精度载荷测试仪的设计方案,通过对单个条组件的应力性能进行有限元仿真验证,确认每个析条组件的测点布局,使用应变片组成的惠斯通电桥全桥形式进行应变数据的采集,用来测量飞行器结构受到的微小应变;采用4 线制 Pt100 铂电阻温度传感器来采集温度数据,铂电阻是一种测温范围较大的精确元件[2]。传统的多通道采集系统大多只针对一种物理量进行采集,不能将多种传感器数据同时进行采集分析，且无法长时间存储，为解决这一问题分别针对应变与温度信号特性设计了信号调理电路与数据存储电路。针对高精度采集需求,摒弃了传统的手动调节电位器的电桥亚衡法[3],通过单片机控制实现电桥平衡自调节[4],也更符合弹上的应用场景:铂电阻温度传感器则采用4 线制测量，且通过怕流源供电，可有效消除引线电阻的影响:加入滤波电路进一步提升数据采集的精确度。通过上述工作验证了载荷测试仪高精度采集方案,对于导弹的弹体结构设计有一定的参考价值。

1、测试仪总体设计方案
        高精度载荷测试仪主要由电源管理模块、主控模块、信号采集模块、信号调理模块、数据存储模块、供电激励模块以及通信模块组成。其中,信号采集模块负责采集传感器输入的模拟信号,信号调理模块负责对信号进行一系列处理,包括直流偏置电路、信号衰减电路、差分运算放大电路、电桥平德自调节电路、信号增益电路和可控滤波电路等;供电激励模块用于对测试仪产生相应的激励信号,供电激励模块包括三通道输出信号,分别为测试仪提供激励需求。单片机与 FPGA 组合形成系统主控模块,根据测试仪需求与 PC 端进行连接。由于应变信号为瞬变信号,温度信号为缓变信号[5],针对应变信号与温度信号不同的信号特性分别设计了可靠的应变信号调理模块与温度信号调理模块。信号调理后进入高精度 A/D 转换模块,经过 FPGA 控制量化编码存入数据存储模块,通过单片机控制RS422 通信模块上传至上位机[5],上位机可发送指令至单片机,通过 SPI 总线与 FPGA 通信,实现对数据存储模块的擦除与读写。系统总体框图如图 1所示。

2、有限元仿真验证
通过有限元方式分析单个标条组件受力情况确定在实际测试中，单个析条应变敏感点布局，有利于更好的获取载荷数据。

2.1 模型结构分析
利用 CATIA 建模软件，依据某型导弹结构原型,建立了单个杨条组件模型,模型结构图如图 2 所示。为了便于仿真计算,单个条模型与实际导弹弹体结构相比设计成了缩比简化模型,即在长度与宽度上进行了调整，同时保持弹体流体气动外形不变。

 

 

 根据分析情况,单个杨条测点位置选择杨条中间/侧立面部位,如图 7 所示,在同一测点附近优选4 个贴片位置.组成惠斯通全桥测点。通过仿真.该测试点可以真实反映截面载荷情况。

3、关键技术研究
3.1 应变信号调理电路设计

应变信号调理电路由 ADG507 模拟开关

 

         AD8221 仪表放大器、MAX7400 低通桥圆滤波器AD7192 高精度模数转换器、OPA140 精密运算放大器及 LT2602 数模转换器组成。电路前端是一个由 350 2 应变片组成的惠斯通电桥,采用全桥的方式进行测量。桥路采用由 LDO 电源输出的 5 V电压作为供桥激励。冬通道应变片信号由模拟开关选通进入仪表放大器进行放大,信号通过低通椭圆滤波器进行滤波后,进入高精度 A/D 转换模块。
        8 通道的应变信号通过一片 ADG507 模拟开关讲入可调节增益仪表放大器 AD8221,通过调节增益电阻可实现放大倍数的调节。采用 MAX7400 实现8 阶低通椭圆滤波器功能[6],通过式(1)计算[7],调整开关电容可滤除 100 Hz 频率以上的噪声。图 8所示为应变信号调理电路原理图。

        应变片在未发生形变的状态下会产生初始偏置电压,导致电桥发生偏移,为提高测量精度,需采用一定的方法驱使电桥平衡[8]。传统的电位器法调节方式较为困难,外部结构易损坏。本文采用单片机控制 DAC 输出,调节仪表放大器的 VREF 弓脚,进而消除仪表放大器的输出直流偏置。为了实现调节电桥正负偏移的功能,使用精密放大器与 4人精密电阻组成减法运算电路。电桥平衡自调节方案如图 9 所示。
设置 DAC 输出电压 U、为 0 ~4.096 V,参考电压源输出电压 U。为 2.5 V[10]，上述减法电路将 U输出转换为平衡电压 U。,假设精密放大器的正输入电压为 U.,负输入电压为 U_,根据“虚短”与“虚断”原理可知[11]：

 

 电桥平衡自调节电路原理图如图 10 所示LTC2602 的电压基准由 REF3040 提供，基准电压为4.096 V,由 OPA140 与4 个精密电阻组成减法电路来实现 DAC 输出双极性电压。

 3.2 存储模块设计
        由于本设计测量环境的特殊性,适合选用非易失性存储器 Fash 作为存储单元[14]。本文选用2 片NAND 型 K9K8GO8 型号 Flash 进行应变与温度数据的存储。由于存储时首先要进行坏块的判断再进行数据的存储，为了提高存储速率，采用乒乓存储结构，即在 Flash 1 进行数据存储时对 Fash 2 进行坏块检测操作,使得 2 块 Fash 在坏块检测与数据存储操作之间相互交替运行，以实现对信号数据的连续存储。如图 11 所示为存储模块电路原理图。

3.3 系统软件设计方案
        高精度载荷测量系统的软件设计建立在功能实现的实用性基础之上，同时兼顾可靠性设计方法开发而成。系统软件设计包含单片机程序设计与FPGA 程序设计。软件设计方案如图 12 所示。 

        单片机程序包括:DAC 驱动模块、RS422 驱动模块、SPI 数据通信模块及内置 DAC 电流输出等其中，DAC 驱动模块负责驱动 DAC,控制 DAC 输出相应的电压值;RS422 驱动模块负责驱动 RS422,将存储数据上传至上位机;单片机与 FPGA 之间通过SPI 总线进行数据通信;内置 DAC 电流输出负责向温度传感器提供供电激励。
        FPGA 程序包括:AD 转换模块、在储控制制模块及 SPI 数据通信模块。其中，AD 转换模块控制高精度 AD 转换芯片将应变与温度对应的电压信号转换为数字信号。并通过控制数据存储模块将数据存储至 Fash 中;通过 SPI 总线与单片机进行通信。
4、设计验证
针对上述电桥亚衡自调节电路设计,利用 Tina-TI 进行建模仿真,如图 13 所示：

 

 

        由表 2 可看出，自平衡电路可消除正负电压值，具有较好的电路性能,满足设计需求。利用标准信号源施加标准的电压信号作为应变调理电路的输入端,利用标准电阻箱作为温度信号调理电路的输人端,测量各通道经过信号调理电路后的输出信号的线性度，以此作为信号调理电路的验证依据。如图 15 所示为应变信号调理电路线性度分析，图 16为温度信号调理电路线性度分析。

         表 3 为标准应变与系统测量应变值对比。通过表3 可知,载荷测量系统的应变测量精度最高为0.33%。表4 为标准温度与系统测量温度值对比通过表 4 可知,载荷测量系统的温度测量精度为+0.5°C。由实测结果可得:应变信号和温度信号均具有较高的线性度。 

5、结论
        设计了一种高精度飞行器载荷测量系统,通过应变与温度信号调理电路、电桥亚衡自调节电路信号采集电路、存储电路的设计,实现应变与温度信号的高精度采集与存储,通过 RS422 与上位机进行通信。测试仪优先进行实时数据的发送,通过存储电路的设计极大保证了测试仪在恶劣环境下的持续工作,避免因恶劣环境导致数据丢失。分析实验结果表明,高精度飞行器载荷测量系统采集到的应变数据精确度可达 0.3%,温度数据精确度可达+0.5C,符合预期指标,对于优化飞行器的结构设计有一定的参考价值。