无人机多通道实时测温系统设计

邹 伟，王云峰，景金荣，洪应平

(1. 91550部队，辽宁 大连 116018； 2. 中北大学 仪器科学与动态测试教育部重点实验室，山西 太原 030051)

0 引 言

在航空航天等领域，无人机作为未来战争的新兴武器，在执行任务方面有着出色的表现. 随着性能的不断提升，无人机上的设备舱、任务舱等机舱常出现温度过高或过低的状况，如果一直保持同样的运行强度会对无人机造成严重损耗，降低无人机的使用寿命[1]. 为了保证良好的飞行状态，需要对设备舱、动力舱等重要机舱的温度进行实时监控，以便飞控系统做出相应的调整，避免发生事故.

目前，有多种测温系统，如8通道温度同步测量系统[1，2]，基于STM32的开关柜母线温度无线采集系统[3]，以热电偶为敏感元件、以FPGA为主控芯片的测温系统[4]，以热电偶为敏感元件的无线测温系统[5]等，这些系统在单一指标如量程大[6]、精度高[7]、无线传输[8-12]、稳定性高[13]等取得了较好的效果，而相对于无人机机载测温系统，无线传输抗干扰能力较差，易受天气、环境的影响. 本文针对传统测试系统的缺陷建立了可靠性高的实时测温系统.

针对上述无人机在运行过程中机舱温度失衡影响飞机控制的问题，本文设计了多通道机载实时温度监控系统，用于无人机飞行过程中机舱温度的监测. 本系统的主要功能是在上位机上同时监控不同机舱的温度，并将采集的温度1路发给飞控系统，1路预留给地面备用读数. 试验结果表明，该系统可在高低温环境中长时间稳定测量，为机载温度监控提供了一个可靠的系统，且具有功耗较低，实用性强的特点.

1 系统总体设计

1.1 技术要求

无人机的舱段中，由任务舱、动力舱以及设备舱组成. 动力舱主要放发动机等负责为无人机提供动力的大型设备； 设备舱主要存放温度传感器、舵机传感器等设备. 两个机舱位于两个相邻独立舱段. 当在极热或极寒环境下飞行时，各个机舱里的电子设备均会受到影响，动力舱的温度过高或过低均会影响发动机的性能和寿命，设备舱的电子元件性能也会受到影响，从而导致无人机作业受到严重挑战.

对于机身前部的设备舱，不同监测系统所用的传感器类型较多，正常传感要求的温度范围为-40 ℃～80 ℃，因此，将设备舱的测温范围设定为-50 ℃～100 ℃.

对于发动机舱，油温是整个发动机舱的核心，实时有效的监测油箱壁板温度具有重要意义，因此，将发动机舱的测温范围设定为50 ℃～180 ℃.

1.2 总体设计

根据系统的技术要求，为增加整体的稳定性和可维修性，系统采用模块化设计，根据不同的功能划分不同模块，整个测温系统由两部分组成： 上位机显示模块和温度采集存储模块. 采集存储模块由温度传感器、数据传输及记录两部分组成，整个系统组成见图1.

系统中，启动开关，供电接通，设备启动工作. 温度传感器供电，与变换器结合，信号被调理成5 V量程的信号，输入给FPGA中控单元调整处理. 同时，以50 Hz的频率采集温度信号. 在调试和测试过程中，使用专用测试装置读取存储器数据. 试验完毕，测试装置负责在线或事后读取回收存储器中的数据.

图 1 机载测温系统组成

2 系统硬件设计

本测试系统选用XC3S1400AN芯片作为主控芯片，设计了通信协议，利用上位机对温度传感器回传的数据进行显示，总功耗大约在80 mW左右. 整体的硬件单元主要分为以下功能模块： 温度传感信号变换及调理、CAN接口通讯模块以及NAND FLASH存储模块，内部功能电路图如图 2 所示.

图 2 系统功能图

2.1 温度传感器选型与设计

与热敏电阻和热电偶相比，铂电阻具有测量准确及稳定性高的优点. 所以，本文选择铂电阻作为温度传感器. 铂电阻是利用铂丝随温度变化时电阻也随之变化的特征来测量温度，它的总阻值由铂丝和连接导线两部分的阻值构成. 连接导线的引入造成测量误差，一般通过接法来减小测量误差. 常见的接法有3种： 2线制、3线制和4线制. 2线制接法在铂电阻两端各引入一根导线，这种连接方式适用于测量精度不高的场合且连接导线不宜过长； 3线制接法在铂电阻一端接入一根导线，一端接入两根导线，再引入电桥，大大减小了附加电阻带来的误差； 4线制接法在两端各接入两根导线，这种接法可完全消除引线电阻的影响，适用于高精度的温度测量. 本文最终选用测量范围为-70 ℃～+500 ℃ 4线制贺利式PT1000铂电阻，实物图如图 3 所示.

图 3 四线制PT1000实物图Fig.3 Four-wire PT1000 image

4线制铂电阻设计的测量电路如图 4 所示. 通过给铂电阻两端施加稳定的电流，然后再测量电阻上的电压来提高测量的精度和灵敏度.

图 4 测量电路Fig.4 Measuring circuit

2.2 温度传感信号采集及调理模块

调理电路原理图如图 5 所示，调理电路中主要分为3部分： 铂电阻所在的整流电桥电路、差分放大器以及电压跟随器. 当铂电阻阻值PT1随温度发生变化时，整流电桥两端输出不同的电压，进入差分放大器两端，该差分放大器由同相放大器和反相放大器组成，整个放大倍数可由式(1)计算所得. 从差分放大器出来的电压再进入电压跟随器，此处的电压跟随器采用德州仪器(TI)的OPA735，其最显著的特性就是超低漂移，最大漂移为0.05 μV/℃. 若漂移过大，会对后端的采集产生很大影响. 将输出的值SENSOR0送到AD进行AD采集.

对于温度传感器，期望的分辨率以b为单位，该值为15.136 b. 在实践中，所需的位数要比该值高，因为上述理想假设在现实应用中是无法实现的. 因此，需要具有至少16 b分辨率的ADC； 本文选择的是满足上述要求的24 b ADC-ADS122U04. ADC采集电路设计采用数据手册上提供的典型电路图设计.

图 5 调理电路设计

2.3 CAN接口通讯模块

CAN接口是基于CAN协议来设计，主要由控制器和收发器组成. CAN控制器负责将FPGA发出的数据进行处理，转换为CAN_H和CAN_L信号； CAN收发器将CAN控制器处理的信号发送给其他单元. 为实现事后对温度数据的回读，电路设计中，选用TJA1050芯片，通过该芯片将多路温度传感器信号转化为CAN高低电平，最后将输出的信号送给主控芯片控制，1路与飞控系统通信，1路用于地面备用读书装置专用接口. 具体的电路设计如图 6 所示.

图 6 通讯电路设计

2.4 NAND FLASH存储模块

为实现对温度数据的存储，选用K9WAG08U1M芯片，内部具有8 GB的闪存空间以及256 Mbit的备用空间，执行写操作与擦除操作时需要的时间短，可传输地址、数据以及命令数据，是大型非易失性存储应用的可靠方案.

当温度信号进行采集和缓存后，在主控芯片读写的控制下，将采集到的温度信息进行编帧存储到该芯片，便于事后回读分析使用，如图 7 所示.

图 7 存储电路设计Fig.7 Memory circuit design

2.5 壳体设计

因无人机上电磁信号多，直接将电路板暴露在空气中容易出现电磁干扰导致电路板失效问题，所以，需要对其设计外壳，外壳由铝材料制作，完成后喷上绝缘漆以保证效果. 温度测试及存储装置外形尺寸为156 mm×150 mm×100 mm，外形图如图 8 所示.

图 8 外形图Fig.8 Mechanical outline drawing

3 系统软件设计

3.1 软件流程设计

上位机软件设计采用verilog语言在ISE开发平台编写完成，软件设计如图 9 所示.

图 9 上位机软件流程图Fig.9 Software flow pattern ofupper computer

首先配置各模块参数数据，配置完成后，FPGA进入工作模式，AD采集，调理模块开始工作，采集到 100次的指定次数后，对采集到的数据进行编帧，一路将数据帧写入Flash，上报给主节点，一路用于直接读取多通道的数据，并将数据转发至上位机进行实时显示.

软件的设计关键点与创新点在于本文将外部时钟模块作为初始激励源触发主控模块的状态变化，主控模块再更有序地控制各模块的工作状态,以达到节省功耗与实现正常的采集存储.

3.2 通信协议设计

飞控计算机在对应的时间槽内向测温控制单元发送状态查询指令，测温控制单元在收到指令后，在1 ms±0.1 ms内向飞控计算机按照帧序号顺序依次回报查询数据. 整个通讯协议包含两部分，分别为测温控制单元状态查询指令以及测温控制单元查询上报指令，指令中包含的功能字如表 1、表 2 所示.

表 1 状态查询指令Tab.1 Status query instruction

表 2 上报指令数据包Tab.2 Report instruction packet

4 测试结果分析

为验证系统的可行性，将系统连接好供电，测试时将铂电阻探头放入高低温试验箱中，如图 10 所示. 在连接好设备和上位机后，点击开启CAN通道，然后点击要查询的通道号即可查询相应通道温度，并且原始数据会显示在左栏中，从而验证飞控查询温度数据的有效性.

图 10 高低温箱内部测试环境Fig.10 Internal test environment of high and low temperature chamber

点击“总线强度测试”开始发送10 000帧查询指令. 然后下栏会出现当前帧数(接收到的帧数)、出错帧数(未通过校验的帧数以及丢掉的帧数)、平均响应时间及最大响应时间. 测试完成后会弹出窗口汇报汇总信息.

4.1 恒温测试

将16路温度传感器放置于高低温箱中，在高低温试验箱上进行设置，低温设置-60 ℃，运行2 h，在期间观察上位机界面的显示值，如图 11 所示，可看出回传的数据的绝对误差保持在±0.2 ℃以内，再将温度设置为200 ℃，运行 2 h，观察上位机回传显示的数据，如图 12 所示.

图 11 -60 ℃时的16通道测量数据Fig.11 16 channels of measurement data at -60 ℃

图 12 200 ℃时的16通道测量数据Fig.12 16 channels of measurement data at 200 ℃

4.2 变温测试

将高低温的初始温度设置为-20 ℃，运行 6 h，每隔20 min升温10 ℃，记录单通道的温度数据，待高低温箱中的温度稳定后读一次上位机的数据. 表 3 为高低温箱中的实际温度和和上位机回读的温度.

表 3 试验测量结果Tab.3 Test measurement results

分别重复多次恒温测试和变温测试，观察数据可得，误差稳定在±0.2 ℃内，由此可验证测温系统的稳定性.

5 结 论

针对无人机各机舱温度失衡所带来的飞控故障以及传统测温方法的缺陷，本文设计并研制了一种高可靠性的实时测温系统. 该系统通过多路采集将无人机各部分的温度独立测试传输，使得飞控系统对整个无人机的控制更加简洁高效，同时存储到Flash的温度数据方便试验后的再分析. 在整个模拟测量过程中，模块化的测试系统组成大大减少了系统的复杂性. 系统的整个温度测试范围为-60 ℃～320 ℃，优于各机舱的最大温度范围，监测精度≤0.2 ℃，高于传统测试系统精度，该系统目前已投入到实际使用中，具有良好的经济性和实用性，为无人机的测温系统提供了良好的解决方案.