飛行高度環境模擬試驗系統設計

程 曠，王利恒

（武漢工程大學 電氣信息學院，武漢 430205）

飛行高度環境模擬試驗系統是用于對高空上升、下降等高程劇烈變化環境進行模擬的實驗系統，由于高空環境的特殊性，每次高空試驗成本高，為了提高機載/傘降等設備的產品開發進度，同時減少開發試驗成本，在實際高空試驗之前，利用飛行高度環境模擬試驗系統進行地面模擬實驗測試[1]。

該系統包含氣壓控制系統和數據監控系統。通過氣壓控制系統控制管道的抽氣閥門開度和進氣閥門開度來控制管道氣體流量，實現試驗箱內的不同壓力值的建立和保持[2]。通過TCP/IP 網絡通訊實現對控制過程的數據監控，實時在上位機顯示高度、速度等數據。

本文設計的飛行高度環境模擬試驗系統，可以實現對0～10000 m 高空的氣壓環境模擬，同時針對高空上升和下降過程的速度變化也能進行設定和模擬。為機載/傘降等設備的地面測試試驗研究提供了平臺。

1 系統總體設計

飛行高度環境模擬試驗系統包含密閉試驗箱、真空發生器以及電動針型閥等部件。真空發生器針對所需環境有多種選擇，該系統試驗箱容量較小，用小型真空泵就能滿足要求。真空泵通過管道連接到緩沖罐，緩沖罐再與試驗箱連接。氣路管道之間由電動針閥控制氣體進出流量。電動針閥選用上海依陽NCNV 系列，該系列電動針閥具有小于2%滯后、2%線性、1%重復性和0.2%分辨率的可調流量控制。系統整體示意圖如圖1所示。

圖1 系統整體示意圖Fig.1 Overall schematic diagram of system

為了實現對試驗箱內部的氣壓控制，對飛行高度環境模擬試驗系統分為3 部分，分別為試驗箱內部的氣壓采集部分，氣路管道的電動針閥控制部分和上位機數據監控部分。

2 系統硬件設計

飛行高度環境模擬試驗系統硬件設計包含氣壓采集、電動針形閥控制和數據傳輸等部分。整體硬件結構組成如圖2所示。

圖2 系統硬件結構示意圖Fig.2 Schematic diagram of system hardware structure

2.1 氣壓采集部分

氣壓采集硬件部分由主控GD32、氣壓計、藍牙模塊、電源管理等部分組成。整體硬件結構如圖3所示。

圖3 氣壓采集硬件結構圖Fig.3 Hardware structure diagram of air pressure acquisition

氣壓采集部分選擇GD32F150R8T6 作為主控芯片，GD32F150 系列芯片采用ARM Cortex-M3 的32處理器內核，主頻為72 MHz，提供高達64 K FLASH和8 K SRAM，外設接口豐富，內部資源充足，可以實現多種外設的數據傳輸。

氣壓計選擇MS5611，該氣壓計體積小（5.0 mm*3.0 mm*1.7 mm），高度分辨率為10 cm，通信協議簡單，具有SPI 和I2C 總線接口，無需對傳感器內部寄存器進行編程，為用戶提供精確的數字24 位壓力和溫度值。具有低滯后和高穩定性的特點。

藍牙傳輸選擇HC-42 藍牙模塊。該模塊是新一代的基于Bluetooth Specification V5.0 BLE 藍牙協議的數傳模塊。無線工作頻段為2.4 GHz ISM，調制方式是GFSK。模塊最大發射功率為4 dBm，接收靈敏度-96 dBm。兩塊HC-42 在設置好主從模式后能實現自動連接和數據收發，適用于試驗箱與外部控制板之間的無線數據傳輸。

由于氣壓采集在試驗箱內部，外部供電對試驗箱氣密性影響較大，因而氣壓采集部分選用鋰電池供電。針對電池供電還設計了電池充電管理電路，鋰電池充放電保護電路和電源適配電路。

電池充電管理電路選用TP4057 芯片，該芯片是一款單節鋰電池恒流/恒壓線性充電器，同時具有電池溫度監控，欠壓鎖定和自動再充等特性。

鋰電池充放電保護電路選用DW06D，該芯片具有過充、過放、過流及短路等所有的電池所需保護功能。

2.2 控制板部分

控制板硬件由主控GD32、藍牙模塊，Wi-Fi 模塊、真空泵控制電路和電動針閥驅動電路等組成。控制板整體硬件結構如圖4所示。

圖4 控制板硬件結構圖Fig.4 Hardware structure diagram of control board

控制板同樣選用GD32F150R8T6 作為主控芯片，藍牙模塊選擇和氣壓采集部分一樣的HC-42。

選用HC-25 Wi-Fi 模塊與上位機進行通訊，HC-25 是基于UART 接口的符合Wi-Fi 無線網絡標準的嵌入式模塊，內置無線網絡協議IEEE802.11 協議棧以及TCP/IP 協議棧，能夠實現用戶串口數據到無線網絡之間的轉換。

控制板還包含一路真空泵控制電路和兩路電動針形閥控制電路。

真空泵額定電壓為220 V，額定功率0.9 kW，選用雙向晶閘管JST 16A-600BW 作為開關控制器件。JST 16A-600BW 輸出電流容量≤16 A，可控電壓≤600 V。滿足真空泵在正常工作時的電流和電壓要求。采用雙向晶閘管驅動光耦MOC3083 實現單片機對晶閘管的控制。

NCNV 系列電動針閥的工作電壓為24 V，控制信號為0～10 V 電壓信號，閥門開度控制采用PWM輸出的方式，通過ADR02 芯片產生5 V 基準電壓，利用LM358 運算放大器正向放大電路得到10 V 基準電壓，單片機輸出PWM 信號驅動MOS 管IRF530，得到0～10 V 電壓，經過兩級低通濾波除去高頻噪聲。為了增大輸出阻抗，避免PWM 輸出得到的電壓受到負載影響，利用LM358 運算放大器組成電壓跟隨電路實現0～10 V 輸出。

3 系統軟件設計

飛行高度環境模擬試驗系統是利用氣壓和海拔之間的變化關系實現對高程環境變化的模擬。試驗系統設計通過氣壓采集部分得到試驗箱內的氣壓和溫度，經轉換得出對應氣壓下的海拔高度，結合海拔高度變化計算出上升/下降的速度。根據設定的高度值和速度值，利用PID 控制算法控制電動針形閥動作，實現高度控制和速度控制。

3.1 氣壓采集部分

氣壓采集通過氣壓計MS5611 實現，MS5611 讀取溫度和氣壓值，根據溫度和氣壓值轉換成海拔高度，氣壓-海拔高度轉換公式如式（1）所示：

式中：H 是以m 為單位的海拔高度值；P0為標準大氣壓值；P 為當前某一高度的大氣壓值[3-4]。標準大氣壓，采用海平面溫度為15 ℃時氣壓為1013.25 hPa。將其值代入公式（1）中，得到對應范圍內海拔高度和大氣壓力關系，根據關系式得出氣壓和海拔高度線性關系較強，但公式（1）的計算較為復雜，存在大量浮點運算和指數運算。若是直接由單片機來進行計算，會占用大量內存資源，降低單片機的運行速度[5]。因此，在系統允許的誤差范圍內對原公式采用線性插值法進行擬合處理，大大簡化計算量，插值公式為[6-7]

應用公式（2）計算高度，xi，yi分別為第i 個插值點的氣壓值、高度值。當氣壓值x 采集后，與xi比較找到其所在區間（xi，xi+1），然后代入相應的xi，yi和xi+1，yi+1值，即可計算出相應高度值y。

在程序中對線性插值法得到的高度值進行中值濾波處理，除去較大的噪聲干擾。對單片機計算得到的速度值進行滑動均值濾波處理，使得速度變化更加平滑，消除尖刺[8]。最后將計算得到的高度、速度以及原始氣壓和溫度通過串口傳輸給藍牙模塊，通過藍牙模塊發送到控制板。氣壓采集部分的程序流程如圖5所示。

圖5 氣壓采集部分程序流程Fig.5 Program flow chart of air pressure acquisition

3.2 控制板部分

控制板通過藍牙模塊接收的高度和速度值，與Wi-Fi 接收到的設定值比較得出偏差，根據偏差值利用PID 控制算法計算得到輸出值，控制電動針形閥動作，同時通過Wi-Fi 發送控制過程中的海拔高度和速度，在上位機接收顯示。控制板程序流程如圖6所示。

圖6 控制板程序流程Fig.6 Control board program flow chart

3.3 閥門控制算法

飛行高度環境模擬試驗系統的氣路管道裝有兩個電動針形閥，分別控制試驗箱的抽氣和進氣過程（即控制試驗箱的負壓和正壓）。對于兩個閥門均采用PID 控制算法，對設定值與測量值的偏差計算出兩個閥門的開度（PWM 輸出值），PID 控制系統原理如圖7所示。

圖7 PID 控制原理圖Fig.7 PID control principle diagram

根據PID 控制算法的理論，其原始模型的PID數學公式為

式中：KP為比例參數；TI為積分參數；TD為微分參數；e（t）為測量值與設定值的偏差；u（t）為t 時刻輸出的控制量[9]。

將模擬PID 算法公式進行數字化，用em累加表示積分，em-em-1表示微分，得到數字的PID 算法公式為[10]

進氣PID 控制器控制試驗箱內的正壓變化，抽氣PID 控制器控制試驗箱內的負壓變化。通過對試驗箱的正壓和負壓控制實現試驗箱內部壓力的變化。

海拔高度控制分上升階段和下降階段，在保持抽氣閥和進氣閥一定開度下，試驗箱內海拔高度變化基本呈線性趨勢。

在海拔高度控制的上升階段（即氣壓減小階段）主要由抽氣PID 控制器參與控制，進氣PID 控制器保持一定開度不變；在海拔高度控制的下降階段（即氣壓增大階段）主要由進氣PID 控制器參與控制，抽氣PID 控制器保持一定開度不變。

速度控制同樣分上升階段和下降階段，在保持抽氣閥和進氣閥一定開度下速度變化存在階段性。在上升階段，速度開始時快速增大，后慢慢穩定；在下降階段，速度剛開始較大，然后慢慢穩定，最后快速減小，分析過程得知上升階段的速度快速增大和下降階段的速度快速減小是由于試驗箱內氣壓與外界大氣壓相近時，試驗箱受外界氣壓擾動導致。對照海拔高度變化可將控制區間分為0～1000 m 和1000～3000 m。

因此速度控制時，在1000～3000 m 范圍，上升階段主要由抽氣PID 控制器參與控制，下降階段主要由進氣PID 控制器參與控制；在0～1000 m 范圍，則需要抽氣PID 控制器和進氣PID 控制同時參與控制。

4 系統測試

通過對飛行高度環境模擬試驗系統的設計，對試驗箱進行試驗。

4.1 海拔高度測試

針對常用的機載/傘降等產品的實際高空工作環境，對系統進行海拔3000 m 內高度上升測試，測試結果如圖8所示。

圖8 海拔高度上升曲線Fig.8 Elevation rise curve

從圖8中可以看出，本系統在海拔高度上升控制過程中，響應速度快，在1 s 左右均能達到設定值，靜態誤差小于0.01%，超調小于0.02%。

對系統進行海拔3000 m 內高度下降測試，測試結果如圖9所示。

圖9 海拔高度下降梯度曲線Fig.9 Altitude descent gradient curve

從圖9中可以看出，系統在下降階段海拔高度控制中，響應速度快，0.5 s 左右達到設定值，靜態誤差小于0.01%，超調量小于0.05%。

針對上升、下降階段不同海拔高度測試結果，飛行高度環境模擬試驗系統在不同設定高度下，響應較為快速，達到穩定時間短，同時超調量也在誤差許可范圍內。

4.2 速度測試

速度測試中定義上升為正方向，下降為負方向。對系統進行不同速度下降階段速度測試，測試結果如圖10所示。

圖10 下降階段速度曲線Fig.10 Speed curve in descending stage

從圖10可以看出，圖10（a）圖是速度從-20 m/s～-10 m/s 的變化曲線，在速度為-20 m/s 時，靜態誤差小于10%，速度變化過程中超調量小于30%，靜態誤差小于20%；圖10（b）圖是速度從-15 m/s～-5 m/s的變化曲線，在速度為-15 m/s 時，靜態誤差小于10%，變化過程中超調量小于30%，靜態誤差小于10%。

結合上升、下降階段不同速度測試結果可以看出，在速度變化階段，系統響應速度較快。在整個測試過程中，飛行高度環境模擬試驗系統在不同速度條件下，滿足控制要求。

5 結語

基于飛行高度環境模擬試驗系統，通過控制試驗箱內的氣壓變化，實現對機載/傘降等產品實際高空測試環境的模擬，為機載/傘降等產品提供了模擬試驗平臺。系統的響應速度小于1 s，高度控制精度為±10 m，速度控制精度為±3 m/s，該系統在海拔高度和速度的控制上較好地滿足試驗要求。