基于DSP的航天器壓力變化檢漏儀的設(shè)計

孫 偉，孫立臣，閆榮鑫，邵容平，任國華

(北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094)

基于DSP的航天器壓力變化檢漏儀的設(shè)計

孫 偉，孫立臣，閆榮鑫，邵容平，任國華

(北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094)

航天器的密封性能是極其重要的指標(biāo)之一，利用壓力變化方法進(jìn)行艙體密封性檢漏是保障其密封性的重要技術(shù)手段；設(shè)計研制小型壓力變化檢漏儀對滿足航天器檢漏設(shè)備小型集成化、高精度的迫切需求是十分重要的；以DSP為數(shù)據(jù)的核心處理器，分析絕壓和差壓具有溫度補(bǔ)償方法，設(shè)計基于485通信接口實現(xiàn)數(shù)字絕壓傳感器的數(shù)據(jù)采集，采用250Ω的高精度電阻接入電流環(huán)的方法實現(xiàn)差壓傳感器的信號調(diào)理，通過ADS1247高精度24位數(shù)模轉(zhuǎn)換器實現(xiàn)差壓信號的采集；并采用恒流供電和電阻比測量原理實現(xiàn)對兩路熱敏電阻溫度傳感器的測量；各信號經(jīng)DSP中固化的壓力變化檢漏算法集中處理，得到被測物體的漏率值，檢測結(jié)果通過LCD顯示；所研制集絕壓、差壓和溫度多參量監(jiān)測于一體的檢漏儀，經(jīng)過溫度、壓力、檢漏試驗等測試，驗證了其精度和檢漏能力滿足要求；研究結(jié)果表明：所研制的檢漏儀小巧，精度高，可靠性高，可實現(xiàn)壓力、溫度、漏率等多參量的同時監(jiān)測，漏率檢測的最大相對誤差為19.3%，相對不確定度小于2%，可有效地解決航天器泄漏檢測的問題。

DSP;壓力變化;檢漏;航天器

0 引言

泄漏是影響航天器正常發(fā)射和運行故障的一個重要因素，其密封性是航天器的重要指標(biāo)之一；對于載人航天器等大型艙體的泄漏檢測常采用壓力變化方法進(jìn)行密封性能測試，美國西北太平洋試驗室對空間站大氣泄漏的技術(shù)評估中指出壓力變化測試方法是檢測密封結(jié)構(gòu)氣體泄漏的最佳方法[1]。NASA Glenn研發(fā)中心對某航天器對接面主密封結(jié)構(gòu)的密封檢測方法采取的是壓力變化方法[2]。目前我國在航天器總裝階段，利用壓力變化方法，需采用溫度、壓力等多種測試儀器設(shè)備[3]，檢測系統(tǒng)復(fù)雜，漏率分析和計算需將多路數(shù)據(jù)采集到上位計算機(jī)中存儲，再進(jìn)行分析，工作量較大。國內(nèi)多通道的高精度測溫系統(tǒng)或測壓設(shè)備較多，但針對泄漏檢測的小型高端精度溫度、壓力及漏率檢測等多參量同時檢測設(shè)備鮮有報道。本文設(shè)計了一種基于DSP 的小型壓力變化檢漏儀，其利用高精度溫度和壓力傳感器，集絕壓和差壓檢漏于一體，以DSP為計算處理核心，經(jīng)采集電路將多路數(shù)據(jù)傳輸給DSP，進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，將結(jié)果顯示在LCD屏幕上；根據(jù)計算漏率的結(jié)果與預(yù)設(shè)的漏率閾值相比較，實現(xiàn)泄漏的分級報警。經(jīng)實驗結(jié)果分析，該方法可有效判斷大型結(jié)構(gòu)體的泄漏狀態(tài)，對我國航天器檢漏小型化儀器的設(shè)計與開發(fā)奠定基礎(chǔ)。

1 壓力變化檢漏方法原理

壓力變化的檢漏原理是根據(jù)被測艙體在一定時間內(nèi)的壓力變化量來確定密封艙的總體漏率，原理如公式(1)所示，壓力變化檢漏分絕壓法和差壓法兩種；

絕壓法是通過檢測一定時間t的壓力值壓力差，并進(jìn)行溫度補(bǔ)償后得到壓力差△P，如公式(2)所示，再經(jīng)公示(1)計算得出漏率值：

(1)

式中,△P為密封結(jié)構(gòu)經(jīng)壓力變化值(Pa)；t為測試時間(s)；V為被測密封結(jié)構(gòu)體體積(m3)；Q為被測密封結(jié)構(gòu)總漏率值(Pa·m3/s)。

(2)

式中,P1為密封結(jié)構(gòu)初始壓力(Pa)；P2為密封結(jié)構(gòu)體終止壓力(Pa)；T1為密封結(jié)構(gòu)初始溫度(K)；T2為密封結(jié)構(gòu)終止溫度(K)。

差壓法則是采用非對稱內(nèi)置基準(zhǔn)物的方式提供一個參考壓力，連通閥將基準(zhǔn)物與艙體內(nèi)空氣連通，使基準(zhǔn)物與艙體壓力的初始壓力相一致為P0，通過測溫傳感器得到初始溫度T0；關(guān)閉連通閥，經(jīng)時間t后，差壓傳感器檢測出艙內(nèi)壓力與基準(zhǔn)物內(nèi)壓力的差值△Pt，基準(zhǔn)物溫度為T1,而艙體溫度為T2。則利用公式(3)計算得出壓力變化值，再經(jīng)公式(1)可算得總漏率值。但當(dāng)壓力變化超過差壓傳感器的量程時，連通閥開啟，重新平衡[6]。

(3)

式中,△P為空間站密封艙體經(jīng)時間t的壓力變化值(Pa)；△Pt為差壓傳感器經(jīng)時間t的反應(yīng)值(Pa)；T0為基準(zhǔn)物與艙體內(nèi)的溫度值(K)；T1為基準(zhǔn)物的t時刻的溫度(K)；T2為艙體的t時刻的溫度(K)。

本文采用設(shè)計開發(fā)了一種絕壓、差壓和兩路溫度傳感器于一體的小型測試儀，絕壓傳感器采用GE的其絕壓范圍：0～130 kPa，精度為±0.01%FS；而差壓范圍±10 kPa，精度為±0.04% FS；溫度傳感器則采用FLUKE的一等標(biāo)準(zhǔn)熱敏電阻傳感器，其溫度范圍0～60℃，精度為±0.001℃；設(shè)計了放大、采集和數(shù)據(jù)處理的電路，以DSP作為核心處理器將壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行溫度補(bǔ)償，計算壓力變化率，并對比閾值參數(shù)的設(shè)置，控制報警燈進(jìn)行分級報警；設(shè)計了串口有線傳輸溫度、壓力等數(shù)據(jù)通訊模式，實現(xiàn)上位機(jī)監(jiān)測；該儀器還可通過擴(kuò)展功能，設(shè)計采用藍(lán)牙技術(shù)進(jìn)行信號的無線傳輸，實現(xiàn)放置在密封容器內(nèi)實現(xiàn)在外部的測量。

2 硬件設(shè)計

2.1 總體設(shè)計

壓力變化檢漏儀主要由主結(jié)構(gòu)、測控模塊、電源模塊三大部分組成，其系統(tǒng)組成方案如圖1所示。

圖1 壓力變化檢漏儀組成

壓力變化檢漏儀的主結(jié)構(gòu)是儀器的支撐主體，各單元均安裝固定于內(nèi)部，將所有電路和傳感器進(jìn)行安裝、支撐和保護(hù)，采用鋁合金板式機(jī)箱的形式，通過螺釘安裝各部件。

測控模塊主要將各傳感器的模擬信號，通過放大、采集轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號，經(jīng)處數(shù)字處理顯示在LCD屏幕上，并根據(jù)結(jié)果進(jìn)行判斷和顯示。其關(guān)鍵點在于高精度，要實現(xiàn)溫度測試精度優(yōu)于±0.02℃，絕壓精度優(yōu)于±0.01% FS，差壓精度優(yōu)于±0.1%FS，才能縮短檢漏時間，提高檢漏靈敏度和準(zhǔn)確性，彌補(bǔ)空間站環(huán)控系統(tǒng)自身的不足。

電源模塊主要是實現(xiàn)船載28 VDC供電和電池供電雙電源模式的功能；通過變壓器件，將28 VDC轉(zhuǎn)化為12 VDC和24 VDC輸出給測控模塊以及報警燈和電磁閥；而電池則采用鋰聚合物電池，可單獨對系統(tǒng)進(jìn)行供電，滿足便攜式單機(jī)工作的需求；同時，也可由28 VDC供電對電池進(jìn)行充電，滿足固定式工作模式的需求。

而測量和電源模塊的研制主要是包含測溫/壓模擬電路部分、數(shù)字處理電路部分、顯示按鍵報警以及電源部分。其總體設(shè)計架構(gòu)如圖2所示。

圖2 測量和電源模塊設(shè)計架構(gòu)

圖3 485通信接口電路

2.2 測控模塊硬件設(shè)計

2.2.1 壓力監(jiān)測電路設(shè)計

絕壓傳感器選擇為GE RPT350型硅諧振數(shù)字壓力傳感器，其主要通過485通信方式實現(xiàn)壓力信號的采集，具體電路如圖3。

而差壓傳感器選擇為GE UNIK5000,為保證其輸出的電流環(huán)信號的精確測量，首先利用采樣電阻接入電流環(huán)并進(jìn)行信號放大，具體選擇阻值為250 Ω的高精度采樣電阻，將4～20 mA 輸入信號轉(zhuǎn)換成為1～5 V輸出信號，采樣電壓經(jīng)信號調(diào)理后接入ADS1247高精度24位模數(shù)轉(zhuǎn)換器；具體電路設(shè)計如圖4所示。

圖4 電流環(huán)測量電路

圖6 溫度測量電路

2.2.2 高精度溫度測量電路設(shè)計

高精度測溫電路設(shè)計十分關(guān)鍵；國內(nèi)學(xué)者采用組織比較法和差分放大電路來提高測溫精度[5]；而金海龍等人則針對PT1000溫度傳感器，設(shè)計了基于更劉元的多路高精度測溫電路[6]。本文溫度測量傳感器選擇FLUKE公司的5642高精度熱敏電阻，其理論精度達(dá)0.001℃，為滿足0.02℃的設(shè)計要求，測量電路的檢測精度至關(guān)重要，設(shè)計采用恒流供電和電阻比測量原理實現(xiàn)對熱敏電阻的測量，測量電路選擇熱敏電阻四線制連接方法消除熱敏電阻導(dǎo)線上等效電阻的壓降，得到恒流源經(jīng)過電阻時產(chǎn)生的真實壓降，從而提高測溫的精度。AD轉(zhuǎn)換器件采用TI公司的ADS1247與ADS1255協(xié)同工作，由ADS1247提供恒流輸出，ADS1255實現(xiàn)對溫度傳感器輸出信號的比率測量。TI公司生產(chǎn)的ADS1255，是一種高度集成的24 bit精密delta-sigma型ADC芯片，集成了低噪音可編程增益放大器(PGA)，單周期設(shè)定數(shù)字濾波器，可采樣2差組分或4組單端輸入，并具有50/60 Hz同步抑制模式，其最高有效分辨率可實現(xiàn)23位有效輸出。溫度采集系統(tǒng)工作原理如圖5所示。ADS1255具體采集電路實際如圖6所示。溫度采集開關(guān)電路如圖7所示。

其中，溫度測量電路的分壓比率值與熱敏電阻阻值相互轉(zhuǎn)換關(guān)系如公式(4)所示：

(4)

式中，N為所測得分壓比率；Rt為熱敏電阻阻值；R為高精度標(biāo)準(zhǔn)電阻阻值；A為微電流；熱敏電阻阻值與溫度間轉(zhuǎn)化關(guān)系如公式(5)所示：

圖5 溫度測量工作原理

(5)

式中，Rt熱敏電阻阻值；T為溫度；為校準(zhǔn)系數(shù)。

2.2.3 核心處理部分的硬件電路設(shè)計

核心處理器采用TMS320F28335型數(shù)字信號處理器是TI公司的一款TMS320F28X系列浮點 DSP 控制器。DSP核心板主要實現(xiàn)功能包括三路AD控制，實現(xiàn)對兩路溫度傳感器信號和一路差壓壓力傳感器信號的采集、并進(jìn)行數(shù)據(jù)處理，并實現(xiàn)液晶顯示、電磁閥和LED燈控制信號的輸出、按鍵信號的識別、串口通信控制。具體方案如圖8所示。

圖7 溫度采集轉(zhuǎn)換開關(guān)電路

圖8 DSP核心板方案圖

2.3 電源模塊硬件設(shè)計

2.3.1 供電配電部分的設(shè)計

系統(tǒng)供電采用外部28 V電源和大容量鋰電池組共同供電方式。正常時由直流電源供電,斷電時切換到備份電池工作，并具有充電功能。實現(xiàn)系統(tǒng)各部份電源供電要求，電磁閥為24 V供電、壓力傳感器要求為12 V供電、模數(shù)轉(zhuǎn)換部分為5 V供電、顯示器為3.3 V供電和DSP系統(tǒng)的3.3 V和1.8 V電源。

各路電壓產(chǎn)生總體方案如圖9所示。

圖9 電源方案圖

直流28 V外部適配器電源和兩路鋰電池輸入分別接入電源選擇器MAX1538，該芯片為雙電池系統(tǒng)提供電源控制。器件可以根據(jù)三路電源連接與否以及每個電池的狀態(tài)在交流適配器和兩個電池之間進(jìn)行選擇。MAX1538包含模擬比較器，檢測是否連接了交流/航空適配器、確定電池是否處于欠壓狀態(tài)。高速模擬電路允許器件在電源之間進(jìn)行切換，采用先斷后通時序，允許電池組熱插拔。

電池充電芯片選擇MAX1908，為高集成度的、多種化學(xué)類型電池充電控制IC，它簡化了精確、高效充電器的結(jié)構(gòu)。該器件利用模擬輸入控制充電電流和充電電壓，并可通過主機(jī)或硬件編程?？梢詾?至4節(jié)Li+電池充電，充電電流可大于5A，并采用節(jié)省空間的28引腳、薄型QFN封裝(5 mmx5 mm)。電源管理芯片選擇MAX1538，實現(xiàn)28 V供電和電池供電選擇，同時提供電池充放電控制回路。鋰電池充電管理芯片選擇MAX1908，實現(xiàn)對鋰電池組的自動充電。

電磁閥、LED供電24 V采用升壓電路，由TPS55340實現(xiàn)自動升降壓輸出24 V，TPS55340是TI公司生產(chǎn)的可調(diào)升壓開關(guān)穩(wěn)壓器，內(nèi)部具有過流、低壓、溫度保護(hù)功能，輸入電壓范圍為2.9～32.0 V，使用電流模式 PWM(脈寬調(diào)制)控制來調(diào)節(jié)輸出電壓，并裝有一個內(nèi)部振蕩器，PWM 的開關(guān)頻率由一個外部電阻器或者同步至一個外部時鐘信號進(jìn)行設(shè)定。用戶可以在100 kHz 至1.2 MHz之間對開關(guān)頻率進(jìn)行編程，最大輸出電流為5A。具體原理如圖10所示。

圖10 DC24V供電原理圖

2.3.2 電磁閥、燈電源控制部分設(shè)計

為實現(xiàn)電磁閥和LED燈的高壓通斷控制，選擇ULN2803多達(dá)林頓芯片進(jìn)行控制，由DSP的IO信號控制ULN2803，實現(xiàn)電磁閥和LED的通斷。具體電路如圖11所示。

圖11 電磁閥及報警燈控制電路

3 DSP程序設(shè)計

DSP程序設(shè)計架構(gòu)如圖12所示。

圖12 軟件總體結(jié)構(gòu)

以AD采樣程序為例，AD采集包括對溫度和差壓傳感器信號分別進(jìn)行，選用的ADS1247和ADS1255同為TI公司產(chǎn)品，支持SPI標(biāo)準(zhǔn)的串行通信接口，通過該接口可實現(xiàn)對內(nèi)部寄存器的訪問。通過發(fā)送相應(yīng)的指令控制其工作模式，通過其外部提供的nDRDY等引腳可以得到轉(zhuǎn)換結(jié)束信號。之后通過SPI接口讀取轉(zhuǎn)換的AD數(shù)值。在采集程序上相似，采集程序分初始化、通信和采集控制三部分。

4 試驗研究

4.1 性能測試實驗

溫度測試則采用AMETEC公司生產(chǎn)的RTC 140干體爐作為溫度發(fā)生器，測量選擇標(biāo)準(zhǔn)電阻，測量穩(wěn)定性優(yōu)于0.01℃，測溫精度為±0.04℃，在溫度測量范圍內(nèi)均勻選擇5℃，15℃，25℃， 35℃，55℃共5個點進(jìn)行精度測試，每個測試點均不超出誤差范圍，小于0.02℃，兩只溫度傳感器測量值之差小于0.01℃，表現(xiàn)了良好的同步性。另外，對測量的穩(wěn)定性進(jìn)行驗證，12小時內(nèi)，測量結(jié)果的漂移不超出0.02℃誤差范圍。如圖13所示。

圖13 溫度測量穩(wěn)定性及精度性能測試

絕對壓力測試選擇0.005級活塞式壓力計作為驗證標(biāo)準(zhǔn)，選取6個測量點進(jìn)行測試，每個壓力點的測量值不超出誤差范圍,0.002<0.01%FS，如圖14所示。

圖14 絕壓檢測性能測試

差壓測試則選擇微壓力發(fā)生器產(chǎn)生壓力，分別連接傳感器正負(fù)輸出端，選擇0.05級數(shù)字壓力傳感器作為驗證標(biāo)準(zhǔn)，在測量范圍內(nèi)均勻分布選取-10,-8,-6,-4,0,4,6,8,10共9個測量點進(jìn)行測試，每個壓力點測量值不超出誤差范圍0.004 kPa<0.1%FS，如圖15所示。

圖15 差壓監(jiān)測性能測試

4.2 檢漏實驗

利用40.1 L小型密封容器搭建平臺，分別對1.1 Pa·m3/s、0.6 Pam3/s兩個漏孔進(jìn)行試驗研究，利用小型機(jī)械泵對漏孔的出口進(jìn)行抽氣，模擬空間的真空環(huán)境，從而形成泄漏的壓差，密封容器內(nèi)的大氣通過漏孔向外泄漏，壓力變化在軌檢漏樣機(jī)監(jiān)測密封容器內(nèi)的壓力變化情況，從而計算得出漏率。

在40.1 L小型密封容器1.10 Pa·m3/s的試驗結(jié)果如表1所示。0.6 Pa·m3/s的漏孔測試試驗結(jié)果如表2所示。

表1 1.10 Pa·m3/s漏孔壓力變化試驗結(jié)果

表2 0.6 Pa·m3/s漏孔壓力變化試驗結(jié)果

根據(jù)上述測試試驗結(jié)果可得如下結(jié)論：

a)溫度補(bǔ)償后消除溫度影響，其絕壓和差壓法的檢測值相一致，最大相對誤差為19.3%；相對不確定度小于2%；

b)在溫度變化小于0.1℃，溫度影響較小，且漏孔較大，有無溫度補(bǔ)償?shù)穆┞氏嗖詈苄?，且補(bǔ)償后兩種方法的檢測值相一致；

c)由于密封容積較小，漏孔較大，其壓降較快，導(dǎo)致漏孔上游壓力是持續(xù)下降，而對與同一漏孔，其漏率會因上游壓力下降而壓力差變小而導(dǎo)致漏率逐漸減小。

5 結(jié)論

為滿足航天器在軌檢漏的迫切需求，本文提出利用高精度溫壓傳感器，通過研制基于DSP的小型壓力變化檢漏儀，采取溫度補(bǔ)償?shù)膲毫ψ兓瘷z漏方法，實現(xiàn)艙體的泄漏，判斷艙體的向外泄漏以及管路向艙內(nèi)泄漏。實驗研究表明該儀器各項性能滿足要求，為后續(xù)的航天器在軌檢漏方法及設(shè)備奠定了基礎(chǔ)，提供了重要的參考依據(jù)。

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Design of Spacecraft Pressure Change Leak Detector Based on DSP

Sun Wei , Sun Lichen,Yan Rongxin , Shao Rongping，Ren Guohua

(Beijing Institute of Spacecraft Environment Engineering, Beijing 100094, China)

Sealing performance is one of the key technical parameters for spacecraft in orbit. The pressure change leak detection method is the important technical way for protecting the spacecraft cabin from leak. For the mini-integration and high precision requirements of spacecraft leak testing equipment, a minitype pressure change leak detector is designed and developed. DSP was used as the core data processor, and the absolute pressure and the differential pressure leak testing methods were analyzed. The interface based on 485 was designed to sample the absolute pressure sensor signal and using 250Ω high precision resistance into the current loop, the differential pressure sensor signal was transformed and the signal was sampled by the ADS1247 with 24bit AD.And then two temperature sensor based on heat resistance were sampled with constant current supply and resistance comparing method.And these signals were processed by the DSP, and the leak rate value was gained and displayed on the LCD. The leak detector was designed, which could measure absolute pressure, difference pressure and temperature at the same time, and then the precision and leak testing ability were met the requirements. The study results show that the instrument has simple facilities, the high precision and high reliability. It can measure the pressure, temperature, leak rate parameters at the same time. The leak testing max relative error is 19.3%, and the relative uncertainty is less than 2%,it can be better applied to spacecraft leak detection.

DSP;pressure change;leak detection;spacecraft

2017-01-25；

2017-02-27。

載人航天領(lǐng)域預(yù)先研究項目(020109)。

孫 偉(1984-)，男，遼寧人，碩士，工程師，主要從事航天器檢漏技術(shù)。

1671-4598(2017)08-0309-06

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.08.079

TB774；TB71

A