航天器熱電偶檢測系統(tǒng)的設計與實現(xiàn)

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(北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京 100094)

航天器熱電偶檢測系統(tǒng)的設計與實現(xiàn)

馮堯,劉澤元,梁碩,劉陽

(北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所，北京100094)

熱電偶測溫廣泛應用于航天器真空熱試驗的溫度測量中，目前對于航天器總裝階段的熱電偶實施沒有一種快速有效的方法進行正確性驗證;傳統(tǒng)依靠人手觸摸測點觀察熱電偶阻值變化方法存在一定的局限性，為了提高熱電偶檢測的準確性和有效性，設計了一種便攜式的熱電偶檢測系統(tǒng)，實現(xiàn)了對熱電偶短路、開路和粘貼位置正確性的檢測;基于MAX31855的溫度采集模塊可以快速采集和顯示熱電偶溫度，加熱模塊的出風口溫度控制和加熱溫度限制能夠保證檢測過程中航天器的安全性;實際測試表明，該系統(tǒng)具備在現(xiàn)場靈活對航天器表面熱電偶進行檢測的能力，測試效率高，具有很高的實用性。

熱電偶檢測；氣動加熱；冷端溫度補償；溫度修正

0 引言

熱電偶是航天器真空熱試驗中最常用的溫度傳感器之一,熱試驗準備階段要完成熱電偶的布置與粘貼,并進行電連接器的焊接[1-2]。熱電偶檢測正是對上述工作結(jié)果的正確性進行驗證的一種方法，是試驗準備階段的關鍵工序。目前，航天器上熱電偶的檢測都需要在熱試驗前接上熱試驗測控系統(tǒng)的測量儀器進行，但是在總裝階段缺少足夠的驗證手段，只能通過加強過程控制來保證結(jié)果。而對于熱試驗支架、工裝等粘貼的熱電偶檢測普遍采用用手去觸摸，通過萬用表測量電壓值，定性判讀人體接觸對熱電偶溫升產(chǎn)生的熱電勢變化。實際測試過程中，航天器上的熱電偶測溫點一般不允許人體直接接觸，使用萬用表測試熱電勢又對人員經(jīng)驗依賴較大，無法準確有效進行檢測。因此，本文設計了一種航天器熱電偶檢測系統(tǒng)，可以實現(xiàn)熱電偶的短路、開路故障檢測，溫度采集，氣動加熱和對應關系判定，提高了熱電偶檢測工作效率。

1 系統(tǒng)結(jié)構(gòu)及原理

航天器熱試驗測溫熱電偶一般采用T型熱電偶單線制引線方式，每48路熱電偶為一組通過電連接器引出[3]，因此，本文的相關設計也是以熱電偶單線制測溫為基礎的，系統(tǒng)組成如圖1所示。本系統(tǒng)以T型熱電偶為對象進行熱電偶檢測系統(tǒng)的設計與開發(fā)，系統(tǒng)由溫度采集模塊和加熱模塊兩部分組成。在溫度采集模塊中航天器表面待檢測熱電偶經(jīng)信號接入單元引入熱電偶檢測系統(tǒng)溫度采集模塊，數(shù)據(jù)采集單元對熱電偶的原始值進行采集，結(jié)合冷端溫度計算出待測熱電偶的真實溫度，通過Zigbee無線傳輸技術[4]將實時溫度數(shù)據(jù)發(fā)送至加熱模塊，人機交互單元實時顯示熱電偶溫度值和變化曲線。操作人員手持加熱模塊對熱電偶進行加熱，加熱模塊根據(jù)熱電偶溫度控制差值控制加熱絲通斷和風扇風速，防止溫度過高對航天器表面造成破壞，實時顯示熱電偶溫度值和加熱時間。檢測過程中待檢測熱電偶由測試人員根據(jù)熱電偶節(jié)點表和粘貼位置選擇確定，溫度采集模塊的中央控制單元根據(jù)熱電偶溫度變化情況和加熱熱電偶節(jié)點號的對應關系做出熱電偶實施正確性判定，給出檢測結(jié)論。

圖1 系統(tǒng)組成圖

2 溫度采集模塊設計

2.1 熱電偶溫度采集模塊

本模塊基于MAX31855和C8051F020展開熱電偶溫度數(shù)據(jù)采集電路的設計。MAX31855芯片是MAX公司生產(chǎn)的一種熱電偶至數(shù)字輸出轉(zhuǎn)換器，帶有冷端補償檢測和修正，內(nèi)置14位模/數(shù)轉(zhuǎn)換器(ADC) 、數(shù)字控制器、SPI兼容接口，以及相關的控制邏輯，能夠?qū)型熱電偶熱電勢信號轉(zhuǎn)換成數(shù)字量。該芯片的溫度分辨率為0.25 ℃，最高溫度讀數(shù)為+1 800 ℃，最低溫度讀數(shù)為-270 ℃，能夠檢測熱電偶短路和開路[5]。

圖2 溫度采集模塊組成圖

在本系統(tǒng)的設計中，為了提高系統(tǒng)的可靠性和可維護性，整個熱電偶溫度采集電路采用模塊化設計，每一個模塊上置8路熱電偶采集芯片，同時采用多個MAX31855并行采樣處理的方式以提高系統(tǒng)在測量熱電偶時的溫度響應時間，如圖3所示。

圖3 31855并行連接電路圖

MAX31855提供簡單的SPI兼容接口(只讀)，本系統(tǒng)將8個MAX31855的SCK(時鐘端)和CS(片選端)并行連接，然后將8個SO(數(shù)據(jù)輸出端)分別輸出至單片機內(nèi)，通過這樣的級聯(lián)方式可以同時將8片的MAX31855的數(shù)據(jù)并行讀出。MAX31855每次的輸出的數(shù)據(jù)格式位32的二進制數(shù)據(jù)，考慮其最大時鐘頻率(小于5 MHz)和總線上的寄生電容，每個MAX31855最快可以在10微秒的時間內(nèi)將溫度值讀出，由于本設計采用模塊化并行讀取的方式，因此最快在10微秒內(nèi)可以將8片MAX31855的溫度數(shù)據(jù)讀出，那么讀取48個熱電偶最快可以在60微秒內(nèi)完成一個循環(huán)周期，可以實現(xiàn)很高的熱響應速度。但是，考慮到內(nèi)部冷端溫度轉(zhuǎn)換、外部熱電偶溫度轉(zhuǎn)換和熱電偶故障檢測三項轉(zhuǎn)換需耗時75毫秒，同時為了減少數(shù)字電路在高速數(shù)據(jù)傳輸中出錯的幾率，將數(shù)據(jù)的讀取周期設定為1秒。

數(shù)據(jù)讀取電路主芯片采用了C8051F020單片機，C8051F020是高度集成的混合信號單片機，具有高速ADC子系統(tǒng)，并包含兩個獨立的12位DAC。設計中需要對48個MAX31855的信號進行讀取，為了提高讀取的速度和單片機IO的利用率，對輸入模塊進行了分組，采用8×6的模式進行分組，8個MAX31855為一組，這8個MAX31855共同使用CS(片選)CLK(時鐘)，然后每個MAX31855的數(shù)據(jù)輸出口(SO)單獨輸入到單片機內(nèi)。采取該方式可以很方便擴展采集模塊，最多可以再擴展2個熱電偶模塊，達到64路。程序讀取時，只需要提供對應的片選和時鐘，便可以將8片的MAX31855的數(shù)據(jù)同時讀入單片機，依次給每個模塊提供CS和SCK，6次即可將48個通道的熱電偶數(shù)據(jù)讀出。

2.2 冷端溫度補償

通常情況下，MAX31855器件通過其內(nèi)部的冷端補償對冷端的溫度變化進行檢測和修正。器件首先測量內(nèi)部管芯溫度，該溫度與冷端的溫度相同，然后測量待測熱電偶的輸出電壓，并將其轉(zhuǎn)換為補償之前的熱電偶溫度值。將該值疊加到器件的管芯溫度即冷端溫度，計算得到待測熱電偶的實際溫度。對于本系統(tǒng)而言，由于熱電偶的接入端位于整個檢測系統(tǒng)的外部、且航天器熱電偶測溫采用單線制進行，而MAX31855位于檢測系統(tǒng)內(nèi)部電路板上，器件的冷端溫度并不是實際的冷端溫度，需要對冷端補償部分進行重新設計。

圖4 冷端溫度補償

冷端溫度補償系統(tǒng)設計如圖4所示，其中J1為待檢測熱電偶的銅-康銅連接點，J2、J3為航天器熱電偶單線制測量所使用的電連接器和本文的熱電偶檢測系統(tǒng)的銅-銅連接點，J4、J5為航天器熱電偶單線制測量所引出的銅公用線和康銅公用線與冷端熱電偶銅線和康銅線的銅-銅和康銅-康銅連接點，J6為冷端熱電偶的銅-康銅連接點。對于J4和J5，本系統(tǒng)使用OMEGA公司SMPW系列熱電偶合金電連接器將單線制測溫熱電偶的銅、康銅公用線接入冷端熱電偶，形成熱電偶測溫回路，不引入第3種材質(zhì)，可以有效保證系統(tǒng)測量精度。由于J2、J3和J4是銅-銅連接點，J5是康銅-康銅連接點，因此它們不會產(chǎn)生熱電勢，但J6是銅-康銅連接點，將會添加一個相對于V1的電動勢V2，而MAX31855所測得的電壓值V將與J1和J2間溫差成正比。這就是說，我們只有在確定冷端熱電偶J2的溫度之后才能確定待檢測熱電偶J1處的溫度。J2處的溫度由冷端溫度測量單元進行采集，該單元由PT100鉑電阻、等溫腔體和AD7799采集電路組成，等溫腔體的功能主要是為冷端熱電偶和PT100鉑電阻提供一個穩(wěn)定、可靠、均勻并且可測的溫度場。按照真空熱試驗溫度數(shù)據(jù)采集及處理相關要求，要確保該溫度場的不均勻度不超過0.1 ℃，并且在1分鐘內(nèi)溫度變化量不超過0.05 ℃[6]。為了保證等溫腔提所提供的溫度場在穩(wěn)定性和均勻性上都能滿足設計要求，在檢測系統(tǒng)內(nèi)部將嵌入式工控機等發(fā)熱器件與MAX3188等測量器件使用隔熱泡沫進行了隔離，減少環(huán)境溫度的波動。冷端熱電偶和PT100鉑電阻放置在等溫腔體內(nèi)部，在其內(nèi)部填充導熱硅脂，保證溫度場的均勻性。通過AD7799采集PT100鉑電阻在恒流激勵源下產(chǎn)生的電壓值V3，計算得出鉑電阻的阻值，通過三次多項式擬合得到鉑電阻溫度值，在等溫腔的保證下可以認為鉑電阻溫度值即為冷端熱電偶溫度值。

2.3 溫度修正

MAX31855假定溫度和電壓之間為線性關系，對于T型熱電偶，按照線性方程(1)進行計算：

Vout=(52.18 μV/℃)×(T′-TAMB)

(1)

式中，Vout為熱電偶輸出電壓，T′為MAX31855輸出的待檢測熱電偶溫度，TAMB為MAX31855冷端溫度。

但是實際測試中銅-康銅熱電偶溫度值和熱電勢值呈現(xiàn)一定的非線性，且本系統(tǒng)以MAX31855外部鉑電阻溫度作為冷端溫度，因此需要對器件輸出的溫度值進行修正，以獲取準確的待檢測熱電偶溫度。

根據(jù)熱電偶測溫原理和中間溫度定律，待檢測熱電偶溫度T和冷端熱電偶溫度T0所對應的熱電勢有如下關系：

EAB(T，0)=EAB(T，T0)+EAB(T0,0)

(2)

EAB(T0,0)為冷端溫度為T0時的熱電勢，可由分度表查得；EAB(T，T0)為冷端溫度為T0，熱端溫度為T時的熱電勢，用以補償熱電偶冷端溫度的熱電勢，即式(1)中的Vout，可由MAX31855測得；計算可得EAB(T，0)，此時，待檢測的熱電偶溫度T就可以根據(jù)分度表計算得出。

由于熱電偶的熱電勢與溫度關系為非線性關系，而分度表提供的又是溫度和熱電勢的離散對應關系，為保證測量精度就需要進行線性優(yōu)化，一般使用式(3)所示的多項式進行熱電勢和溫度的轉(zhuǎn)換。式中隨著n的增加，多項式的精度也會提高，但是高次多項式的計算對計算機來說是一項費時的任務，可以在較小的溫度范圍使用低次多項式來節(jié)省時間，獲得更高的系統(tǒng)速度。根據(jù)T型熱電偶特性，真空熱試驗中一般在-200～200 ℃范圍內(nèi)將其劃分為-200～0 ℃,0 ～100 ℃,100～200 ℃三個區(qū)域，每個區(qū)域通過三次多項式做近似處理：

y=a0+a1x+a2x2+…+anxn

(3)

式中，當由冷端溫度計算其對應熱電勢時，x表示冷端溫度T0，y表示熱電勢EAB(T0,0)；當由熱電勢計算待檢測溫度時，x表示熱電勢EAB(T，0),y表示待檢測溫度T;a0、a1、a2、an為多次項系數(shù)。

綜上所述，在熱電偶溫度修正中由測得的PT100鉑電阻阻值R計算可得冷端溫度T0，將T0代入式(3)，n取3，計算可得EAB(T0,0)，根據(jù)測得的Vout即EAB(T，T0)，由式(2)易得EAB(T，0)，將EAB(T，0)代入式(3)，n取3，計算便可得待檢測熱電偶溫度值T。

3 加熱模塊設計

氣動加熱模塊系統(tǒng)組成如圖5所示，其利用發(fā)熱電阻絲吹出的熱風來對待測熱電偶進行加熱，包括出風口溫度測量單元、加熱單元、風速控制單元等，此外為了便于熱電偶檢測工作的進行，在氣動加熱電路中還設置了溫度顯示電路模塊，該模塊通過無線數(shù)傳模塊接收溫度采集模塊的待檢測熱電偶溫度數(shù)據(jù)?？紤]到航天器產(chǎn)品表面溫度的特殊性，為保證產(chǎn)品安全，手持加熱裝置出風口溫度設計為可控模式。加熱單元工作時，單片機將溫度傳感器采集到的出風口溫度和設定的出風口溫度上下限進行對比，當溫度小于下限溫度時開啟繼電器接通發(fā)熱電阻絲進行工作，當測量溫度大于上限溫度時關閉繼電器切斷發(fā)熱電阻絲，保持出風口溫度動態(tài)穩(wěn)定。風速控制電路采用PWM進行調(diào)速,根據(jù)待檢測熱電偶溫度實測值和設定值的大小控制鼓風機的出風量。中央控制單元采用STC系列單片機,該系列單片機的IO端口的輸出能力比較強,并且抗干擾能力比較好，可以滿足本模塊的所有功能。

圖5 加熱模塊組成圖

4 軟件設計

圖6 軟件流程圖

軟件系統(tǒng)基于Visual Basic實現(xiàn)，采用圖形化界面設計，分為溫度采集端和加熱端兩部分，主要實現(xiàn)系統(tǒng)設置、人機交互、實時溫度信息采集、無線數(shù)據(jù)互傳、加熱控制和檢測判斷等功能。溫度采集端軟件實時顯示各通道熱電偶溫度、冷端溫度、出風口溫度和熱電偶溫度變化情況。進行熱電偶檢測時，溫度采集模塊和加熱模塊配合使用，選定測點進行加熱，觀察選定測點溫度變化情況，軟件根據(jù)預先設置的檢測判據(jù)給出檢測結(jié)論。測試人員手持加熱模塊對待測熱電偶進行加熱，加熱端軟件根據(jù)設定的出風口溫度上限控制加熱電阻的閉合與斷開，根據(jù)實測溫度變化情況，采用PID算法控制風扇轉(zhuǎn)速，加熱過程中利用目標控溫范圍與要求控溫范圍的差距來彌補氣動加熱控制過程的滯后性，有效的減小控溫誤差，避免加熱區(qū)域溫度過高，對航天器造成損傷。

5 測試結(jié)果及分析

選擇某航天器星體外表面5支熱電偶進行檢測，設定加熱上限溫度為30 ℃，溫度刷新周期1秒，根據(jù)經(jīng)驗設置檢測判據(jù)為溫度變化率大于2 ℃。5支熱電偶檢測結(jié)果全部正常，每支熱電偶檢測耗時約5秒，檢測過程中，使用加熱模塊對待檢測點進行加熱，檢測點溫度變化率滿足檢測判據(jù)條件時軟件給出檢測結(jié)果正常的檢測結(jié)論，加熱模塊停止工作。為

了對加熱系統(tǒng)的安全性進行測試，測試人員持續(xù)對某檢測點進行加熱，當檢測點溫度上升至30 ℃附近時，出風量減小，超過30 ℃時，加熱絲斷開，風扇停止工作。測試結(jié)果表明，檢測系統(tǒng)溫度采集模塊能夠快速準確的采集到熱電偶的溫度數(shù)據(jù)，加熱模塊設計合理，控制精度高，安全性強。此外，測試人員發(fā)現(xiàn)檢測過程中各測點的溫度上升和下降速率不盡相同，這與各測點粘貼處的航天器表面結(jié)構(gòu)、材料特性等有關。

6 結(jié)束語

本文基于MAX31855設計了航天器熱電偶檢測系統(tǒng)，該系統(tǒng)能夠同時測量48通道的熱電偶溫度數(shù)據(jù)、采集周期短，實時性高，可以根據(jù)需要對單點熱電偶進行加熱，加熱模塊的出風口溫度和熱電偶加熱上限溫度可獨立控制，安全性好。實踐表明，該系統(tǒng)在熱電偶檢測工作的推廣應用，提高了檢測工作自動化程度，能夠?qū)z測結(jié)果進行客觀、準確的判斷，對于保證熱試驗的順利進行有著積極的意義。

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DesignandRealizationofSpacecraftThermocoupleDetectingSystem

Feng Yao, Liu Zeyuan, Liang Shuo, Liu Yang

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

Thermocouple is widely used in the temperature measurement of spacecraft thermal vacuum test. At present, there is no quick and effective method for verifying the thermocouple implementation during the assembly stage. The method which relying on using human hand to touch the measuring point and observing the thermocouple resistance change has some limitations. In order to improve the accuracy and effectiveness of thermocouple detection, a portable thermocouple detection system was designed to detect short circuit, open circuit and the correctness of paste position of thermocouple. The temperature acquisition module based on MAX 31855 can quickly acquire and display thermocouple temperature. The outlet temperature control and heating temperature limits of the heating module ensure the safety of spacecraft during the detecting process. The test shows that the detecting system has the ability to detect the thermocouple on the surface of the spacecraft with flexibility, high test efficiency and high practicability.

thermocouple detecting；pneumatic heating；cold junction compensation；temperature correction

2017-03-16；

2017-04-23。

馮 堯(1986-)，男，陜西西安人，碩士研究生，主要從事航天器熱試驗溫度測量與控制方向的研究。

1671-4598(2017)10-0011-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.10.004

TP274

A