模型飛行試驗數據采集存儲系統研制

孫日明，文 帥，劉修廷，沙心國，陳 星

( 中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074)

0 引言

眾所周知，模型飛行試驗與風洞試驗、數值模擬是空氣動力學研究的三大手段，國際學術與工程界的普遍做法就是三大手段相結合[1]。模型飛行試驗的試驗條件為真實飛行環境，對于高超聲速基礎科學問題研究、驗證和改進地面試驗方法與計算方法以及天地相關性研究等方面不可或缺[2]。近年來，模型飛行試驗在國內外持續開展，如美國與澳大利亞合作的HIFiRE計劃[3]，國內中國空氣動力研究與發展中心的MF-1飛行試驗[2，4-5]等。

模型飛行試驗的數據獲取方法可分為無線遙測與回收遙測兩種。無線遙測因其較強的實時性、較寬的適用范圍等優點在航天飛行試驗應用最為廣泛，然而其缺點也很明顯：在無線遙測“黑障區”，遙測數據無法進行通信；信道容量有限，大于5 Mbit/s的速變參數無法傳輸[6]。回收遙測將數據采集存儲設備安裝于模型內部，試驗結束后通過回收存儲器的方式實現所有數據參數的回收處理[7]。由于數據的傳輸與外界環境無關，不存在黑障問題；同時由于總線帶寬足夠，可以實現穩定、持續地記錄所有測量參數。在模型飛行試驗中，常采用兩種數據獲取方法相結合的方式。

模型飛行試驗的首要任務便是完整可靠地獲取飛行過程中的所有數據，因此作為回收遙測的核心設備，采集存儲系統的性能格外重要。20世紀70年代末航天領域首次應用固態記錄器作為數據存儲系統的載體，近年來，該領域進入快速發展軌道[8]。國外以美國、歐洲的商業公司為代表，如CALCULEX公司專門從事飛行試驗數據存儲器研發和生產，數據存儲速率高、存儲容量大，數據傳輸速率最高可達40 MB/s。國內方面，中國科學院、中國航天科技集團702所、中北大學等科研院所研制的各類型固態存儲裝置已成功應用于神州系列飛船、嫦娥衛星等重大項目中[9]。

綜合國內外現狀，從科研牽引到商業應用，雖然產品眾多，但仍然缺少專門針對模型飛行試驗的數據采集存儲系統。現有模式基本都是先確定模型飛行試驗所需使用傳感器及配套單機的種類、數目，再進行定制化開發，響應周期從半年到一年不等，不能滿足模型飛行試驗快速響應的需求。由于氣動測試的獨特性，各類傳感器還需搭配體積不等的信號變換器以實現信號匹配及采集，增加了系統復雜度，也使得在模型空間有限的條件下不能更多地進行測點布置，降低了單次試驗獲取有效數據的種類和數目。模型飛行試驗的測試與風洞試驗測試類型類似，需要大量壓力、熱流、溫度等傳感器以及壓力掃描閥、FADS等專用設備，有其獨特性，現有設備難以很好滿足。因此開發一款針對模型飛行試驗的數據采集存儲系統，針對專用傳感器進行定制化測量、存儲，對于提高測試精度、提高系統可靠性具有重要意義。

1 系統架構設計

本數據采集存儲系統采用模塊化設計，各模塊之間采用板間連接器總線方式連接，便于模塊維修和更換。系統構架示意圖如圖1所示。飛行試驗用模塊化采集器由多層板卡堆疊而成，其外形尺寸一致，方便擴展。

圖1 采集存儲系統架構圖

以某次模型飛行試驗配置為例，該系統由電源模塊、主控模塊、熱流采集板卡(兩塊)、熱電偶采集模塊、壓力采集模塊、應變采集板卡、存儲模塊組成。

電源模塊負責為整個采集設備進行供電，它會將彈載的總電壓進行調理、轉換，從而為其他模塊提供穩定準確的供電電源。同時該模塊還將完成對于零點觸發信號的采集調理，并且帶有6路RS422，可完成各類422信號的數據交互。主控模塊則用于控制采集模塊的采集、傳輸，并將信號數據整合、編碼后通過LVDS發送給雙備份的存儲模塊。除此之外，主控模塊還負責完成與上位機的通信，通信方式包括LAN傳輸與RS422傳輸。采集模塊用于調理、放大、采集各傳感器信號，并為傳感器提供如恒流源、電壓供電等功能，同時，采集模塊內帶有PT100，可以完成對板內溫度的實時測量。存儲模塊用于數據存儲，數據通過主控板的LVDS接口傳輸至存儲板后，會存至SD卡內，回讀方式可選擇通過LVDS接口回傳，也可通過USB接口來實現。考慮到設備落地沖擊，存儲模塊設計獨立防護并進行灌封。

2 系統硬件設計

2.1 電源模塊設計

如圖2所示，電源模塊主要負責完成電源管理、RS422傳輸、外觸發功能。RS422電路采用了隔離設計，輸入端與輸出端分別使用不同的電源和地，輸入端的電源來自于主控板轉換產生的3.3 V電壓及數字地，而輸出端的電源則是422芯片產生的隔離電壓及信號地。

該模塊最關鍵的作用是完成彈載電源的濾波、轉換、隔離，從而為整個采集系統提供穩定、安全的電源。模塊接收到來自彈上的28 V電源后，會首先經過EMI濾波電路，其目的是要抑制系統電源內的高頻干擾，經濾波后的28 V電源將通過板級連接器J80為采集模塊進行供電，與此同時，該電壓還會經過隔離電源器件，轉換產生+5 V電壓，該電壓將作為主控模塊的供電電壓。整個系統所接收的時統信號，也是通過該模塊來完成觸發及防抖的。

2.2 主控模塊設計

如圖3所示，主控模塊負責完成采集模塊的AD數據、電源模塊RS422數據(遙測、飛行姿態數據)和觸發信號整理、打包、解析、發送到存儲等操作，是整個采集設備的核心控制單元。該模塊具有1路RS422隔離通道、2路LVDS存儲接口，以及1路LAN接口，用于完成與上位機、存儲模塊的通信。

彈載供電系統提供的+28 V經過電源模塊內的EMI濾波器濾波、電源轉換后產生+5 V電壓，該電壓經過J80板級連接器為主控模塊進行供電。主控模塊則會在板內對供電電壓進行調理轉換，產生主芯片FPGA及外圍控制芯片的各類供電電壓。

2.3 溫度采集模塊設計

溫度采集模塊用于熱電偶型溫度傳感器和同軸熱電偶熱流傳感器的信號獲取，由于模型飛行試驗中均采用E型熱電偶，故而采用相同的設計架構。對于信號范圍不同導致采集電壓范圍不同的情況，只需調整增益放大電阻及引出外供電電壓即可完成硬件調整，后續對于不同功能的實現，完全借助于軟件程序的編寫。

如圖4所示，該模塊具有40個采集通道，每通道最高采樣率為100 kHz。外部傳感器模擬信號經連接器J14H進入采集系統后，經板卡前端調理放大，進入AD轉換器，將模擬信號轉換為數字信號。數字信號經過隔離器件后，又通過板間總線連接器J80進入主控板，完成數據采集存儲等后續操作。為了實現冷端補償功能，在該類模塊設計中加入了兩路PT100測量電路。

2.4 壓力采集模塊設計

壓力采集模塊用于動態壓力傳感器、靜態壓力傳感器以及應變傳感器等基于惠斯通電橋工作方式的傳感器信號采集。對于不同類型信號采集的實現，只需調整增益放大電阻、GPIO分配電阻及引出外供電電壓即可完成硬件調整，后續對于不同功能的實現，完全借助于軟件程序的編寫。

如圖5所示，該模塊具有16個采集通道，每通道最高采樣率為200 kHz，支持+2 V或+10 V外供電功能。外部傳感器模擬信號經連接器J14H進入采集系統后，經板卡前端調理放大，進入AD轉換器，將模擬信號轉換為數字信號。數字信號經過隔離器件后，又通過板間總線連接器J80進入主控板，完成數據采集存儲等后續操作。

圖5 壓力采集模塊設計框圖

2.5 存儲模塊設計

如圖6所示存儲模塊采用ARM處理器作為主控單元，與采集器通過LVDS接口進行數據交互，數據最大傳輸速度為25 MB/s，FLASH用于記錄程序指令，SD卡用于存儲數據。系統設計有2個獨立防護的存儲模塊，實現雙備份。地面測試模式下使用主控模塊的LAN接口及RS422接口獲取存儲數據。試驗結束后使用存儲模塊上的備用讀數接口回收數據，備用讀數接口采用LAN接口進行傳輸。存儲模塊帶有EXT4文件系統，確保寫入數據的正確和完整性，防止寫入過程中掉電對數據造成的損壞和丟失。

圖6 存儲模塊設計框圖

為了保障存儲模塊能夠耐受落地瞬間強大的加速度沖擊，在電路設計完成后需對其進行嚴格的防護：電路板灌膠封裝后形成內膽后裝入特殊設計的抗沖擊外殼，內膽與外殼之間加入緩沖氈墊。

3 軟件設計

3.1 上位機軟件設計

如圖7所示，PC端操作功能包括參數設置、啟動采集、狀態查詢、數據瀏覽、數據傳輸以及數據解析構成。在數據采集存儲系統的測試階段和裝機聯調階段可以通過該系列命令實現數據采集存儲系統的功能控制、數據流控制以及分析。

圖7 上位機軟件功能框圖

3.2 數據采集軟件設計

如圖8所示，采集器上電后首先讀取FLASH中是否有進入記錄指令，如果有則進入記錄狀態，所有采集信息將向存儲器中寫入，并由此開始不間斷記錄，直到上位機發送解除寫入狀態為止。否則進入自檢，自檢完畢后等待上位機指令，同時向遙測系統發送選編的信息。在接收到上位機發送的各項指令后，進入相應指令執行流程。軟件設計了時統記錄通道，便于后續數據處理時進行對標分析。時統信號以飛控系統發送為準，為了增加時統信號的可靠性，同時檢測數字指令和模擬指令。為了有效區分測試數據和試驗數據，對發送至數據存儲器的數據幀進行幀計數區分。只有接收到時統信號后，數據幀計數才自動增加，否則全部置零。

3.3 存儲器軟件設計

存儲器軟件運行于存儲器主控ARM芯片上，采用linux操作系統，且帶有EXT4文件系統，該文件系統在寫入數據的同時會記錄日志，并且日志本身具有自校驗功能，確保寫入數據的正確和完整性，防止寫入過程中掉電對數據造成的損壞和丟失。數據存儲器的邏輯設計對于試驗任務完成更為關鍵，模型飛行試驗過程中的所有數據均由其進行保存，不能出現誤擦除、覆蓋、掉電重新上電后應能自動恢復記錄。

圖8 數據采集軟件功能框圖

如圖9所示設計了有限狀態機的工作模式：當系統上電后進行自檢，自檢完成后進入數據記錄準備狀態，此時可響應數據采集器發送的數據回放、格式化、存儲數據等指令。當接收到回放全部數據指令后，將存儲器中的所有文件按照約定的傳輸協議向上位機傳輸；當收到回放當前數據指令后，將最新一次存儲的數據文件向上位機傳輸；當接收到格式化存儲卡指令后，需兩層密碼驗證操作，驗證正確后才可進行數據格式化，這樣可杜絕由于信號跳變引起的誤操作；當接收到開始存儲指令后，進入數據存儲模式，此時將采集器打包發來的數據進行二次打包按照EXT4格式文件存儲，此過程可由上位機發送停止存儲打斷。存儲主控當接收到數據采集器的進入記錄狀態并鎖定后，則不再響應上述任何指令操作，僅進行數據記錄，且系統掉電重啟后仍按照設定方式進行數據存儲，防止試驗過程中因電壓波動導致的數據存儲異常。只有系統掉電重啟且接收解除記錄指令后，才可接收其他指令，進行正常操作。

圖9 存儲器軟件功能框圖

4 試驗結果與分析

4.1 靜態測試

設備開發完成后，按照《JJF 1048數據采集系統校準規范》分別對溫度采集模塊和壓力采集模塊進行了嚴格的靜態校準測試。如表1所示，溫度采集模塊量程為±50 mV，精度為0.2%F.S.；壓力采集模塊橋路供電電壓5 V，精度為0.1%，采集量程為±100 mV和±5 V兩種板卡，精度為0.2%F.S.。

表1 靜態精度測試結果

4.2 環境試驗

模型飛行試驗過程中，設備經歷的環境條件十分苛刻，因而對研制的設備進行了大量的環境試驗測試，主要項目如表2所示。

表2 環境試驗結果

通過除列表中所述試驗外，設備還進行了低氣壓、電磁兼容等試驗，存儲器還進行了高空跌落試驗。

4.3 系統功能測試

圖10所示為研制完成的模型飛行試驗專用采集器和存儲器在某次地面測試過程中的配置情況。采集器具備溫度、熱流、壓力等數十通道模擬量采集和6路RS422數字信號采集功能；存儲器兩個獨立存儲單元各為32 GB空間，能夠在該采集配置條件下連續記錄30 min以上。

圖10 飛行試驗系統架構圖

地面功能聯調主要包含以下步驟：設備上電自檢，通過地面數據采集系統上位機對測試系統的工作狀態進行實時監控；對傳感器施加模擬激勵，觀察采集數據變化是否正常；發送數據存儲指令，通過上位機查看存儲設備工作情況；發送數據回讀指令，查看數據回傳結果是否正常；開啟進入存儲指令，等待飛控機模擬點火指令，并進行記錄；試驗結束后數據回讀測試，系統斷電重啟并將存儲器中的數據進行回讀，與飛控機發送的數據進行對比，驗證是否存在誤碼和丟幀。

經多次地面模擬調試，系統能夠準確完成數據采集存儲功能，數據回放結果顯示所有數據完整記錄，沒有丟幀和誤碼。

4.4 飛行試驗測試

該系統研制完成后，分別于2018年在某靶場進行了兩次模型飛行試驗任務，采用火箭助推的方式實現所需試驗窗口。試驗模型安裝于火箭頭部，采集系統安裝于模型內部。半年內兩次試驗兩次成功，所有數據獲取完整有效。

圖11給出了某次飛行試驗采集的部分溫度數據共計4個測點，分別位于模型壁面和各設備艙，數據測試結果對于考核設備隔熱措施具有重要參考價值。

圖11 某模型飛行試驗數據采集結果

5 結論

采用模塊化設計思路研制完成了適用于模型飛行試驗的數據采集系統，并于2018年在兩次氣動模型飛行試驗中實現成功應用，驗證了該系統的可靠性和模塊化設計帶來的易擴展、可維護和快速響應能力。

該系統可針對不同試驗需求進行快速擴展，滿足小型化、低成本氣動模型飛行試驗的需求，后續可繼續進行更多類型傳感器模塊研制，并可研究針對數百通道測點需求進行級聯擴展。