本發明專利技術涉及一種飛行器高速飛行過程中微壓力測量裝置及測量方法，微壓力測量裝置包括薄膜電容式傳感器和熱陰極電離式傳感器，控制電路首先控制電源模塊為所述薄膜電容式傳感器供電，當薄膜電容式傳感器檢測到的壓力小于設定閾值時，所述控制電路控制電源模塊為熱陰極電離式傳感器供電，進行壓力檢測；當薄膜電容式傳感器或者熱陰極電離式傳感器檢測到的壓力大于所述設定閾值時，所述控制電路控制電源模塊為熱陰極電離式傳感器斷電。采用了熱陰極兩種傳感器相結合的方式測量，測量區段覆蓋1000Pa-1mPa，測量精度可達0.2mPa，有效解決飛行器高速飛行過程中的微小壓力測量問題。
【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及，屬于壓力測 試領域。
技術介紹
當飛行器高速飛行于具有稀薄效應的空域時，稀薄氣體效應隨時間積累顯著，無 法準確對飛行器進行氣動力熱分析，由于地面試驗難以模擬高空高速的大氣環境條件，需 要開展稀薄流區域的環境測量研究。其中圍繞飛行器高速飛行過程中的微小壓力測量技術 成為高速飛行測量領域的關鍵技術之一。目前，飛行器高速飛行過程中的壓力參數測量主要采用高精度壓阻式傳感器或者 薄膜電容式傳感器。壓阻式傳感器的測量原理是：利用單晶硅的壓阻效應，應力使壓敏電阻 產生電阻變化，通過電橋進一步將電阻變化轉換為電壓或者電流變化（如圖1所示）；薄膜 電容式傳感器的測量原理是：利用薄膜外加載荷發生彎曲，導致電容極距變化，當敏感元件 感受到壓力時會產生一個差分電容信號，經電容一電壓轉換輸出。 對于接近真空環境的壓力（毫帕量級含以下），上述壓阻式或者電容式傳感器在 測量范圍和精度無法滿足測量要求。飛行器飛行全程，特別是飛行于具有稀薄效應的空域 時，如何實現微小壓力測試是本領域亟待解決的問題。
技術實現思路
本專利技術的目的在于克服現有技術的不足，采用熱陰極電離和薄膜電容測量原理相 結合的多傳感器融合的測量方法，解決飛行器高速飛行過程中的微小壓力測量問題。 本專利技術目的通過如下技術方案予以實現： 提供一種飛行器高速飛行過程中微壓力測量裝置，包括薄膜電容式傳感器、熱陰 極電離式傳感器、控制電路、電源模塊、電流信號檢測電路和電容信號檢測電路； 所述薄膜電容式傳感器將壓力信號轉換為電容信號，并將所述電容信號輸出給電 容信號檢測電路； 所述電容信號檢測電路接收薄膜電容式傳感器輸出的電容信號，轉換成電壓信 號，一路輸入到控制電路，另一路輸出至數據采集裝置； 所述熱陰極電離式傳感器將壓力信號轉換為電流信號，并將所述電流信號輸出給 電流ig號檢測電路； 所述電流信號檢測電路接收所述熱陰極電離式傳感器輸出的電流信號，轉換成電 壓信號，一路輸入到控制電路，另一路輸出至數據采集裝置； 所述控制電路接收電容信號檢測電路和電流信號檢測電路輸出電壓信號；所述控 制電路控制所述電源模塊為薄膜電容式傳感器和熱陰極電離式傳感器供電； 所述控制電路工作過程為：首先控制電源模塊為所述薄膜電容式傳感器供電，當 薄膜電容式傳感器檢測到的壓力小于設定閾值時，所述控制電路控制電源模塊為熱陰極電 離式傳感器供電，進行壓力檢測；當薄膜電容式傳感器或者熱陰極電離式傳感器檢測到的 壓力大于所述設定閾值時，所述控制電路控制電源模塊為熱陰極電離式傳感器斷電。 優選的，所述閾值為lPa_5Pa。 優選的，所述薄膜電容式傳感器的檢測上限為lkPa_2kPa。 優選的，安裝在飛行器內部，所述微壓力測量裝置具有氣室，所述氣室經引壓管聯 通至飛行器外部大氣環境，所述熱陰極電離式傳感器和所述薄膜電容式傳感器檢測氣室內 氣壓。 優選的，電流信號檢測電路包括限幅電路和失調電壓調整電路。 優選的，電容檢測電路包括依次連接的電容信號調理電路、解調電路以及低通濾 波器。 優選的，采用熱陰極電離式傳感器冗余或者采用單個熱陰極電離式傳感器內部燈 絲冗余。 優選的，所述熱陰極電離式傳感器采用熱陰極電離規。 優選的，所述熱陰極電離式傳感器的工作電壓為120V-150V。 同時提供一種基于所述裝置的測量方法，其特征在于包括如下步驟： (1)外部供電裝置為所述微小壓力測量的裝置供電； (2)控制電路控制電源模塊為所述薄膜電容式傳感器供電，電容信號檢測電路轉 換成電壓信號，一路輸入到控制電路，另一路輸出至數據采集裝置；當外界壓力值大于薄膜 電容式傳感器檢測上限時，薄膜電容式傳感器為滿量程輸出；當薄膜電容式傳感器檢測到 的壓力小于設定閾值時，所述控制電路控制電源模塊為熱陰極電離式傳感器供電，進行壓 力檢測，所述熱陰極電離式傳感器輸出電流信號，經電流信號檢測電路轉換成電壓信號，一 路輸入到控制電路，另一路輸出至數據采集裝置；當薄膜電容式傳感器或者熱陰極電離式 傳感器檢測到的壓力大于所述設定閾值時，所述控制電路控制電源模塊為熱陰極電離式傳 感器斷電。 本專利技術與現有技術相比具有如下優點： (1)本專利技術提出了一種多區段自適應的高精度微壓力測量方法，采用了熱陰極電 離和薄膜電容測量原理相結合的多傳感器融合的測量方法，測量區段覆蓋1000 Pa~ImPa， 測量精度可達〇. 2mPa。 (2)配用常規的傳感器檢測1000 Pa以上的壓力，能夠實現測量全區段的自動覆 蓋，有效解決飛行器高速飛行過程中的微小壓力測量問題。 (3)通過設定熱陰極電離式傳感器的工作閾值，在5Pa以下的氣壓環境啟動，僅需 120-150V的電壓即可使熱陰極電離式傳感器正常工作。 (4)由于熱陰極電離式傳感器易損，采用熱陰極電離式傳感器冗余或者采用單個 熱陰極電離式傳感器內部燈絲冗余的方式，進行多個備份。 (5)在飛行器內設置氣室與外界聯通，使整個裝置處于穩定的工作環境，降低外界 干擾。【附圖說明】 圖1為現有的壓阻式傳感器測量原理圖； 圖2為本專利技術的電路原理圖； 圖3為本專利技術的小電流放大電路模型； 圖4為本專利技術的小電容檢測電路原理圖； 圖5為本專利技術的熱陰極電離傳感器Ii/Ie與壓力的關系曲線； 圖6為本專利技術的微小壓力測量裝置在飛行器內的安裝示意圖。【具體實施方式】 本專利技術針對飛行器在稀薄流區域高速飛行過程中的氣動系數辨識，開展稀薄流大 氣壓力參數測量，微壓力測量裝置，包括薄膜電容式傳感器、熱陰極電離式傳感器、控制電 路、電源模塊、電流信號檢測電路和電容信號檢測電路。采用熱陰極電離和薄膜電容測量原 理相結合的傳感器融合測量方法，測量區段覆蓋1000 Pa~ImPa，測量精度可達0. 2mPa，并 可實現測量全區段的自動覆蓋。微壓力測量裝置還包括包括進氣管、測量室，引壓管從測壓 孔將被測氣流導引至測量室，在1000 Pa~IPa環境下，啟動薄膜電容式傳感器進行壓力參 數測量，當氣壓低至IPa以下，裝置自動切換至熱陰極電離式傳感器進行高精度測量。 通常情況下，認為氣體介質是連續而光滑的，但是隨著飛行器飛行海拔的增加，大 氣密度逐漸降低而變得稀薄。當超過一定高度（參考值80km)，氣體的間斷粒子效應（稀薄 效應）就會變得顯著起來，其稀薄程度用Knudsen數（Kn)表征，這時氣體為連續介質的假 設不再成立，氣體流場的線性本構關系失效。 為研究飛行器在稀薄流區域高速飛行過程中的氣動系數辨識，需要測量其外表 面壓力大小。而據資料顯示，稀薄氣體效應顯現的同時，還伴隨著空氣分子的非平衡內態 激發、解離反應、置換反應、電離反應、電子能級躍迀等物理化學過程，地面模擬試驗非常困 難。所以需通過飛行試驗來獲取飛行器在稀薄流區域氣動力熱的相關數據。本專利技術設計的 微小壓力測量裝置用于飛行器搭載，通過飛行試驗獲取稀薄流區域的氣體壓力特征參數。 飛行器按照飛行軌跡會經過稀薄流區域，其外表面壓力也會經歷由高到低的變換 過程，微小壓力測量裝置通過薄膜電容式傳感器實現IPa~1000 Pa的氣體壓力測量，通過 熱陰極電離式傳感器實現ImPa~IPa的更高精度的氣體壓力測量，通過控制電路實現薄膜 電容式傳感器與熱陰極電離式傳感器的自動切換，切換的原因為：熱陰極電離本文檔來自技高網...
【技術保護點】
一種飛行器高速飛行過程中微壓力測量裝置，其特征在于：包括薄膜電容式傳感器、熱陰極電離式傳感器、控制電路、電源模塊、電流信號檢測電路和電容信號檢測電路；所述薄膜電容式傳感器將壓力信號轉換為電容信號，并將所述電容信號輸出給電容信號檢測電路；所述電容信號檢測電路接收薄膜電容式傳感器輸出的電容信號，轉換成電壓信號，一路輸入到控制電路，另一路輸出至數據采集裝置；所述熱陰極電離式傳感器將壓力信號轉換為電流信號，并將所述電流信號輸出給電流信號檢測電路；所述電流信號檢測電路接收所述熱陰極電離式傳感器輸出的電流信號，轉換成電壓信號，一路輸入到控制電路，另一路輸出至數據采集裝置；所述控制電路接收電容信號檢測電路和電流信號檢測電路輸出電壓信號；所述控制電路控制所述電源模塊為薄膜電容式傳感器和熱陰極電離式傳感器供電；所述控制電路工作過程為：首先控制電源模塊為所述薄膜電容式傳感器供電，當薄膜電容式傳感器檢測到的壓力小于設定閾值時，所述控制電路控制電源模塊為熱陰極電離式傳感器供電，進行壓力檢測；當薄膜電容式傳感器或者熱陰極電離式傳感器檢測到的壓力大于所述設定閾值時，所述控制電路控制電源模塊為熱陰極電離式傳感器斷電。...
【技術特征摘要】
【專利技術屬性】
技術研發人員：仇公望，王小輝，歐連軍，陳玉坤，馮忠偉，劉冬，馬小婷，劉洋，王爽，
申請(專利權)人：中國運載火箭技術研究院，
類型：發明
國別省市：北京;11
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