祁少文,范錦彪*,王 燕,馬鐵華

(1.電子測試技術(shù)國家重點實驗室,太原 030051;2.中北大學(xué)儀器科學(xué)與動態(tài)測試教育部重點實驗室,太原 030051)

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彈載全彈道多參數(shù)測試儀

祁少文1,2,范錦彪1,2*,王 燕1,2,馬鐵華1,2

(1.電子測試技術(shù)國家重點實驗室,太原 030051;2.中北大學(xué)儀器科學(xué)與動態(tài)測試教育部重點實驗室,太原 030051)

為了準確測量引信在膛內(nèi)及飛行過程的動態(tài)參數(shù),設(shè)計了一種可置于引信內(nèi)部通用、靈活的微型多參數(shù)測試儀,它具有小體積、微功耗、抗高沖擊等特點。該測試儀使用了薄膜線圈和加速度傳感器,成功獲取了引信在膛內(nèi)和發(fā)射過程的三軸加速度及轉(zhuǎn)速信號。此研究對于引信、彈丸和火炮的設(shè)計和研究有著十分重要的意義。

動態(tài)存儲測試;彈載測試儀;引信;薄膜線圈;轉(zhuǎn)速

引信作為戰(zhàn)斗部的關(guān)鍵部件,隨彈頭在膛內(nèi)運動時一方面要經(jīng)受著高膛壓引起的高加速度的沖擊作用,另一方面也承受著由于管身劇烈振動而引起的橫向沖擊載荷的作用,以及在飛行過程中高速旋轉(zhuǎn)的作用。在諸多種載荷的共同作用下,引信的工作環(huán)境十分惡劣,導(dǎo)致引信的安全性和可靠性受其影響而下降[1-3]。為了提高引信在工作時的安全性與可靠性,需要同步測量引信飛行全過程的動態(tài)參數(shù)[4]。

以往的彈載測試系統(tǒng)采用測試專用ASIC芯片(如HB0202)已在多次靶場實驗中成功測得了實驗數(shù)據(jù)[5],但不足之處是這類專用芯片功能單一且性能不穩(wěn)定,電路實現(xiàn)復(fù)雜,在三通道測試中多通過損失數(shù)據(jù)精度的方法來實現(xiàn)通道識別[6]。本文提出的彈載全彈道多參數(shù)測試儀是在以往存儲測試技術(shù)發(fā)展的基礎(chǔ)上,采用Xilinx公司的CPLD芯片和單片機為控制中心,配合性能高、功耗低的COMS模擬電路,A/D芯片及讀寫速度快、擦除快、容量大、功耗低的NAND結(jié)構(gòu)的閃存[7],具有體積小、功耗低、精度高、性能穩(wěn)定等優(yōu)點,成功獲取了引信在膛內(nèi)和發(fā)射過程的三軸加速度及轉(zhuǎn)速信號。

1 系統(tǒng)組成

測試儀由電池,通用電路模塊,傳感器,保護殼體和橡膠緩沖材料組成。使用CPLD和AVR單片機共同控制:CPLD主要用于需要同時完成的同步信號的數(shù)字邏輯,如地址發(fā)生器、時鐘等相對較固定的邏輯;單片機完成一些判斷、運算和控制。CPLD和單片機的組合,實現(xiàn)了邏輯時序的高速可靠和控制命令的簡單易行。測試系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖1所示。該系統(tǒng)由模擬信號調(diào)理部分對傳感器的輸出模擬信號進行放大、濾波等處理,將模擬信號轉(zhuǎn)換成為適合A/D變換器輸入的信號,A/D變換器將連續(xù)的模擬信號轉(zhuǎn)換為離散的數(shù)字信號。CPLD和單片機共同控制A/D變換器和Flash閃存,將數(shù)字信號進行存儲操作。數(shù)據(jù)存儲完畢后,測試系統(tǒng)進入休眠狀態(tài)以降低功耗。在實際使用中,裝置回收后通過通信接口對測試裝置記錄的數(shù)據(jù)進行讀取,測試數(shù)據(jù)在計算機上完成后續(xù)處理工作。這樣的裝置作為獨立的系統(tǒng)能夠完成數(shù)據(jù)的采集存儲,將數(shù)據(jù)處理分離出來,實現(xiàn)了微小體積、微功耗。

圖1 測試系統(tǒng)的總體框圖

2 實現(xiàn)原理

根據(jù)實際需要,測試儀容量為256 M×8 bit,負延遲為4 M×8 bit,采樣頻率320 kHz。信號適配電路有放大、濾波兩個單元?？紤]到系統(tǒng)精度,放大單元選用的是低功耗儀表放大器INAl55。濾波部分選用的是高性能低功耗可軌到軌運放OPA2340,對放大信號進行濾波處理。選用高速高精度低功耗ADC AD7492進行模數(shù)轉(zhuǎn)換,確保測試儀的低功耗和高精度。提供USB口和作為傳統(tǒng)讀數(shù)口的并口兩種數(shù)據(jù)讀取方式。USB接口電路選擇CYPRESS的CY7C68013芯片,經(jīng)實踐證明,很好地滿足了要求。

本系統(tǒng)使用三星公司的K9F1G08閃存,該閃存的特點是數(shù)據(jù)按頁(2112byte)模式進行寫操作,當一頁數(shù)據(jù)寫滿閃存寄存器后,將寄存器中的數(shù)據(jù)編程到非易失性介質(zhì)中,一次編程的典型時間為192 μs。彈載高速的大容量存儲器通常的存取速度要達到幾十MB/s以上,單片的Flash Memory無法達到要求。為了達到高速度與高容量密度兼容,采用FPDA/CPLD作為邏輯控制器和多片F(xiàn)lash Memory作為主存儲器。針對單片F(xiàn)lash無法全速度連續(xù)記錄采樣的局限性,提出了基于多片F(xiàn)lash存儲器的流水線存儲技術(shù),可以大大提高系統(tǒng)采集速度與采集容量。本設(shè)計采用AB兩片F(xiàn)lash Memory的流水線存儲技術(shù)(見圖2)。

圖2 兩片F(xiàn)lash基于流水線的存儲時空圖

利用Flash流水線存儲技術(shù),針對Flash全寫入速度較慢的局限性,提出了基于Flash流水線并行存儲技術(shù)。單片F(xiàn)lash容量為M,平均全寫入速度為fn,系統(tǒng)采用m行n列的網(wǎng)絡(luò)拓撲結(jié)構(gòu)。系統(tǒng)綜合性能:總?cè)萘繛镸總,系統(tǒng)平均寫入速度f總。

M總=m×n×M

(1)

f總=m×fn

(2)

由式(1)和(2)可知,系統(tǒng)存儲總?cè)萘颗c總寫入的速度得到了很大的改善,使Flash可以應(yīng)用于高速大容量的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。

為了能完整地記錄測試信號,在電路中使用負延時來記錄電路觸發(fā)點以前的數(shù)據(jù)。設(shè)閃存總?cè)萘繛镸=256 M×8 bit,將閃存N=4 M×8 bit容量用來作為上電未觸發(fā)前循環(huán)記錄存儲器,當檢測到觸發(fā)信號后,順序記錄閃存剩余的M-N存儲空間,如圖3所示。負延遲技術(shù)保證觸發(fā)前部分重要信號可以全部記錄而不漏采,確保了數(shù)據(jù)記錄的完整性、有效性。

圖3 基于Flash存儲器的負延遲框圖

記錄儀用薄膜線圈式地磁傳感器進行轉(zhuǎn)速測量,三軸加速度計作為加速度測量器件。地磁傳感器是一種柔性的薄膜線圈,該線圈可靈活地粘貼于測試裝置的表面,極大地提高了地磁線圈的靈敏度、可靠性和安裝適應(yīng)性。薄膜線圈式地磁傳感器在子彈拋撒時,切割地磁場磁力線,產(chǎn)生的感應(yīng)電動勢中包含了子彈與地磁場矢量方向的夾角信號,由此可求得子彈在空中的轉(zhuǎn)等信息。由于子彈在空中做翻轉(zhuǎn)運動,使得通過薄膜線圈式地磁傳感器的磁通量發(fā)生變化,根據(jù)電磁感應(yīng)定律可得到隨磁通量變化的感應(yīng)電壓,這個電壓同時也反映了子彈在空中翻轉(zhuǎn)姿態(tài)的變化。安裝在飛行體內(nèi)的線圈相對地磁場運動所產(chǎn)生的感應(yīng)電動勢為:

式中,φ為磁通量,N為線圈匝數(shù),n為通過第n匝線圈平面的磁場強度法向分量的面積分,μ為線圈芯子的磁導(dǎo)率,S和φ為由上述量經(jīng)過計算所確定的常數(shù)因子,ωt為地磁場方向與線圈總法線方向之間角度的變化量,ω是地磁場方向與線圈總法線方向夾角變化的角速度。

由測試原理可知,一個正弦波的持續(xù)時間即為彈丸旋轉(zhuǎn)一周的時間,即彈丸的轉(zhuǎn)速。正弦波的過零點值、波峰值、波谷值是它的特征點。提取出這些值,通過計算它們之間的時間差,可以得出彈丸的轉(zhuǎn)速。由于實測曲線的采樣頻率是固定的,選取相同的幅值區(qū)間,零點附近測試值的區(qū)分度要大于波峰、波谷附近測試值的區(qū)分度,因此提取零點附近的值能減小隨機誤差,更準確地得到轉(zhuǎn)速。選取多個正弦波做平均,其平均值作為該段時間中間時刻的轉(zhuǎn)速值,能進一步減小誤差。

地磁線圈的短期精度不如慣性器件,但其基本不隨飛行時間而累積誤差,只與當?shù)氐卮艌龅膹姸扔嘘P(guān)。采用良好設(shè)計的放大器可以消除地磁線圈的噪聲干擾,提高測量精度和靈敏度。地式薄膜線圈是一種結(jié)構(gòu)簡單、抗過載能力強的傳感器件[8]。

2 測試儀的微體積設(shè)計

測試儀的微體積設(shè)計,主要從印制電路板、器件的選擇、安裝結(jié)構(gòu)和機械外殼4個方面進行考慮。電路使用四層PCB板,模擬、數(shù)字電路分開,板上所用芯片都選擇貼片封裝。所需電源為兩塊40 mm×40 mm×5 mm、510 mAh的鋰電池,所用三軸加速度計體積僅為21 mm×21 mm×23 mm。電路板和電池進行疊放,其他結(jié)構(gòu)緊湊擺放,立體封裝工藝,灌封環(huán)氧樹脂。外殼為高強度圓柱型金屬殼體。通過以上設(shè)計,整個測試儀尺寸僅為φ45 mm×50 mm。

3 軟件設(shè)計

圖4 邏輯流程圖

以VHDL語言設(shè)計中心控制器CPLD的控制邏輯[9-10],邏輯流程圖如圖4所示。測試儀上電初始化以后即開始循環(huán)采樣,當系統(tǒng)感受到超過預(yù)設(shè)值的加速度信號后給出觸發(fā)信號“TR”,開始記錄觸發(fā)后轉(zhuǎn)換次數(shù),記滿252 M×8 bit后,系統(tǒng)進入節(jié)能狀態(tài),等待計算機發(fā)讀數(shù)指令將數(shù)據(jù)讀出。

4 實測數(shù)據(jù)分析

利用上述彈載全彈道測試儀對某引信進行了多次實彈測試,成功獲取了該引信在膛內(nèi)和飛行過程的三軸加速度及轉(zhuǎn)速參數(shù),以下對其中一組典型數(shù)據(jù)進行分析。

4.1 引信加速度信號的實測分析

4.1.1 軸向加速度

圖5為實測的軸向加速度曲線,可以看出,彈丸在膛內(nèi)運動時間約為19.5 ms,在出炮時引信受到明顯的振動導(dǎo)致加速度信號的巨大波動。把曲線展開后可知16.00 ms～16.35 ms時間內(nèi)曲線的振動頻率較低,這一階段,彈丸的彈帶擠入彈線;16.35 ms～18.49 ms時間內(nèi)曲線震蕩頻率迅速升高,振幅加大,彈丸受高膛壓加速,并且軸向加速度在16.42 ms附近達到膛內(nèi)最大值,為11 632gn(濾波后)。18.49 ms～19.05 ms為出膛前過渡段,此階段引信仍在膛內(nèi)運動;19.05 ms～22.49 ms為出炮口段,在出炮口即19.63 ms時出現(xiàn)巨大振蕩,正向峰值達16 160gn,負向峰值為-11 230gn,這個階段持續(xù)時間為3.44 ms。對軸向加速度信號進行積分后得到的軸向最大速度為681.9 m/s。

圖5 軸向加速度

4.1.2 徑向加速度

圖6 X軸徑向加速度曲線

如圖6和圖7所示,彈丸在彈帶擠入彈線和出炮口處,在徑向都發(fā)生了明顯的震動,震動頻率及震動幅度都很大。對曲線進行濾波后得到,在炮口處,X軸徑向加速度正向峰值775.5gn,負向峰值為-1 169.0gn;Y軸徑向加速度正向峰值為768.5gn,負向峰值為-575gn。如果引信零件無法承受如此高的縱向沖擊,就可能會導(dǎo)致引信失去炮口保險,發(fā)生早炸[11]。

圖7 Y軸徑向加速度曲線

4.2 引信轉(zhuǎn)速信號的實測分析

圖8(a)為引信在0～1 s內(nèi)的轉(zhuǎn)速信號變化過程;圖8(b)為其在0～100 ms內(nèi)曲線的展開,可以看出在膛內(nèi)發(fā)射過程中轉(zhuǎn)速變化比較復(fù)雜,最后在炮口處使得轉(zhuǎn)速穩(wěn)定;圖8(c)為膛外轉(zhuǎn)速的變化曲線,可以看出所得引信膛外轉(zhuǎn)速變化在大約1 s時間內(nèi)從1.764×104r/min降到1.74×104r/min。

圖8 某引信在膛內(nèi)和發(fā)射過程的轉(zhuǎn)速信號

5 結(jié)論

本文提出的彈載全彈道測試儀,充分利用了動態(tài)存儲測試技術(shù)的優(yōu)勢[12-15],具有小體積、低功耗、精度高等優(yōu)點,能夠成功的載入彈上并在惡劣的膛內(nèi)環(huán)境中獲取有效數(shù)據(jù)。從實測結(jié)果來看,測試系統(tǒng)成功獲取了彈丸在內(nèi)彈道各個階段的加速度和轉(zhuǎn)速參數(shù),經(jīng)實驗測得的數(shù)據(jù)與理論分析情況相符。此研究對于彈丸和火炮的設(shè)計、驗收及研究有著十分重要的意義。

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祁少文(1988-),男,內(nèi)蒙古呼和浩特,碩士研究生,主要研究方向動態(tài)測試與智能儀器,qishaowen198888@126.com;

范錦彪(1974-),男,山西太原,博士,副教授,主要研究方向為高g值加速度計校準及高沖擊測試技術(shù),fanjinbiao@nuc.edu.cn。

Missile-BorneTesterofOverallTrajectoryandMulti-Parameter

QIShaoWen1,2,FANJinbiao1,2*,WANGYan1,2,MATiehua1,2

(1.Science and Technology on Electronic Test and Measurement Laboratory,Taiyuan 030051,China;2.Instrument Science and Dynamic Test Laboratory North University of China,Taiyuan 030051,China)

In order to accurately measure dynamic parameters of fuze in the chamber or during flight,a general and flexible missile-borne tester that can be placed inside the fuze was designed.It has the characteristics of small volume,low-power and high impact resistance.The tester use the thin film coil and acceleration sensors,and the three—axis acceleration,rotate speed of the fuse were successfully obtained in its launch and flight process.The study will bring great significance to fuze,projectiles and artilleries for their design,inspection and research.

dynamic memory testing;missile tester;fuze;the film coil;rotate speed

2014-01-02修改日期:2014-06-04

10.3969/j.issn.1004-1699.2014.07.024

TJ43;TJ410.6

:A

:1004-1699(2014)07-0993-04