弹体飞行速度测量方法及系统技术方案

一种弹体飞行速度测量方法及系统，通过将基于MEMS技术的柔性热膜速度传感器设置于待测弹体的拉伐尔管的进气道扩张段的壁面上，利用进气道内流场速度与弹体飞行速度的单调函数关系，由柔性热膜速度传感器测量进气道壁面流场流速，进而计算弹体的实时飞行速度，所述的柔性热膜速度传感器通过设于进气道扩张段管壁的缝隙开孔传输信号，本发明专利技术取代了引信涡轮发电机兼用速度传感器的工作形式，将柔性热膜速度传感器保形贴装于弹丸引信拉伐尔进气道壁面上，无须改变弹丸的原有引信结构，能获得全弹道参数辨识所需的弹体实时飞行速度。

Method and system for measuring velocity of projectile

And a system for projectile velocity measurement method, based on the expansion section through the inlet flexible hot film speed sensor MEMS technology is arranged on the measured projectile Laval nozzle on the wall surface, using the monotonic relationship between inlet internal flow velocity and the projectile velocity, the flexible hot film sensor measurement of inlet wall velocity real time, flight speed is calculated and the body, the gap of flexible hot film the speed sensor is arranged on the inlet section of the tube wall through the expansion hole transmission signal, the invention replaces the fuze turbine generator and speed sensor work form, the flexible hot film sensor mounted on the conformal inlet on the wall surface of Laval projectile fuze there is no need to change the original structure, fuze projectile, projectile velocity can obtain real-time flight trajectory parameter identification required.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及的是一种弹体速度实时测量领域的技术，具体是一种弹体飞行速度测量方法及系统。
技术介绍
进行飞行弹体弹道参数辨识最直接、经济有效的方法是利用速度传感器实时测量弹体的飞行速度，尤其是获得弹体的发射初速和在弹道最高处时的最小速度点。迫击炮弹、火箭炮弹以及榴弹等弹体的飞行速度多采用弹丸自身的旋转式气动涡轮发电机作为速度传感器来测量。旋转式气动涡轮发电机作为弹丸的引信电源，利用弹丸飞行产生的气体动能来发电，多采用中心孔进气道，安装在引信头部中心位置，中心直进气道为收敛扩张管，即拉伐尔管。但是，气动涡轮发电机兼用作测速电机即速度传感器时，则要求灵敏度高，其输出信号要快速的随弹体速变化而变化。因此，气动涡轮发电机兼用速度传感器存在以下缺点：弹丸出炮口后，由于涡轮电机迟滞造成输出频率先迅速增大，并不真实反映初速；在弹道上最小弹速附近，存在进入气流速度小于电机启动所需的最小风速时，涡轮发电机将会停转；由于限速，高速下不能用，即涡轮发电机兼用的速度传感器不能有效地实时测量飞行弹体的全弹道速度特性。
技术实现思路
本专利技术针对现有技术存在的上述不足，提出一种弹体飞行速度测量方法及系统，能够用于获得全弹道参数辨识所需的弹体实时飞行速度。本专利技术是通过以下技术方案实现的：本专利技术涉及一种弹体飞行速度测量方法，通过将基于MEMS技术的柔性热膜速度传感器设置于待测弹体的拉伐尔管的进气道扩张段的壁面上，利用进气道内流场速度与弹体飞行速度的单调函数关系，由柔性热膜速度传感器测量进气道壁面流场流速，进而计算弹体的实时飞行速度。所述的柔性热膜速度传感器通过设于进气道扩张段管壁的缝隙开孔传输信号。所述的弹体飞行速度测量方法具体包括以下步骤：1)将柔性热膜速度传感器贴于弹体拉伐尔管壁面，形成两路热温差型惠斯通电桥电路和一路热损失型惠斯通电桥电路；2)获得模拟测量信号并经滤波、放大和模数转换后传递到数字处理单元；3)数字处理单元根据飞行速度数据列表获得弹体速度并输出飞行速度信号。所述的柔性热膜速度传感器包括：加热热电阻、环境测温热电阻、两对测温热电阻以及柔性衬底，其中：柔性衬底上设有绝缘保护层，柔性衬底和绝缘保护层之间设有支撑膜，加热热电阻和测温热电阻设置于绝缘层保护层与支撑膜之间，环境测温热电阻设置于柔性衬底与绝缘保护层之间，两对测温热电阻分别位于加热热电阻两侧，柔性衬底中设有隔热空腔，加热热电阻和测温热电阻位于隔热空腔上方。所述的支撑膜对应设置于隔热空腔上方，支撑膜悬空的面积为1mm2以下。所述的环境测温热电阻、加热热电阻和测温热电阻都为迂回线状结构，且迂回线的线宽不超过10μm，所述的环境测温热电阻阻值为加热热电阻阻值的两倍以上。所述的柔性衬底和支撑膜的材料为聚酰亚胺。所述的绝缘保护层为厚度5μm以下的聚合物薄膜或厚度1μm以下的无机物薄膜。所述的聚合物薄膜材料为聚酰亚胺、聚对二甲苯或苯并环丁烯，无机物薄膜材料为氮化硅、氧化硅或氧化铝。本专利技术涉及一种弹体飞行速度测量系统包括：设置于弹体拉伐尔管内壁面的柔性热膜速度传感器、热温差型测速电桥电路、热损失型测速电桥电路、信号处理电路以及数字处理单元，其中：热温差型测速电桥电路和热损失型测速电桥电路都与柔性热膜速度传感器相连组成惠斯通电桥电路并将各自的测量信号传到信号处理电路，数字处理单元从信号处理电路接收经过模数转换后的测量信号后输出飞行速度信号。所述的热温差型测速电桥电路包括第一热温差型测速电桥电路和第二热温差型测速电桥电路，信号处理电路包括与第一热温差型测速电桥电路相连的第一信号处理电路、与第二热温差型测速电桥电路相连的第二信号处理电路和与热损失型测速电桥电路相连的第三信号处理电路。技术效果与现有技术相比，本专利技术取代了引信涡轮发电机兼用速度传感器的工作形式，将柔性热膜速度传感器保形贴装于弹丸引信进气道壁面上，无须改变弹丸的原有引信结构，能获得全弹道参数辨识所需的弹体实时飞行速度。附图说明图1为飞行速度测量系统组成示意图；图2为柔性热膜速度传感器安装位置示意图；图3为柔性热膜速度传感器安装位置放大示意图；图4为柔性热膜速度传感器剖面安装图；图5为柔性热膜速度传感器平面示意图；图6为热温差型测速电桥电路示意图；图7为热损失型测速电桥电路示意图；图8为有限元仿真曲线图；图中：1拉伐尔进气道、2拉伐尔管、3柔性热膜速度传感器、11进气道收缩段、12进气道喉部、13进气道扩张段、21缝隙开孔、31柔性衬底、32加热热电阻、33测温热电阻对、34环境测温热电阻、35引线、36引脚、37绝缘保护层、38支撑膜、39隔热空腔、331第一测温热电阻、332第二测温热电阻、333第三测温热电阻、334第四测温热电阻。具体实施方式下面对本专利技术的实施例作详细说明，本实施例在以本专利技术技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本专利技术的保护范围不限于下述的实施例。实施例1如图1所示，本实施例的弹体飞行速度测量系统包括：设置于弹体拉伐尔管2内壁面的柔性热膜速度传感器3、热温差型测速电桥电路、热损失型测速电桥电路、信号处理电路以及数字处理单元，其中：热温差型测速电桥电路和热损失型测速电桥电路都与柔性热膜速度传感器相连组成惠斯通电桥电路并将各自的测量信号传到信号处理电路，数字处理单元从信号处理电路接收经过模数转换后的测量信号后输出飞行速度信号。所述的热温差型测速电桥电路包括第一热温差型测速电桥电路和第二热温差型测速电桥电路，第一热温差型测速电桥电路于第一信号处理电路相连，第二热温差型测速电桥电路于第二信号处理电路相连，热损失型测速电桥电路与第三信号处理电路相连。第一信号处理电路、第二信号处理电路和第三信号处理电路都与三通道模数转换器(ADC)相连。数字处理单元与三通道ADC相连，获得数字测量信号，最后输出飞行速度信号。所述的第一热温差型测速电桥电路和第二热温差型测速电桥电路与柔性热膜速度传感器3相连，组成两路完整的热温差型惠斯通电桥电路。热损失型测速电桥电路与柔性热膜速度传感器3相连，组成完整的热损失型惠斯通电桥电路。如图2～3所示，所述的拉伐尔管2的中心处为拉伐尔进气道1，其依次分为进气道收缩段11、进气道喉部12以及进气道扩张段13。基于MEMS技术的柔性热膜速度传感器3贴设于进气道扩张段13处的壁面上，其引脚36通过设置于壁面的缝隙开孔21与测量系统其它元件相连。MEMS技术是指采用溅射沉积、光刻、刻蚀、电镀、磨抛、切片等微细加工工艺的技术。如图4～5所示，所述的柔性热膜速度传感器3包括：加热热电阻32、环境测温热电阻34、由两对测温热电阻组成的测温热电阻对33以及柔性衬底31，其中：柔性衬底31上设有绝缘保护层37，加热热电阻32、环境测温热电阻34和测温热电阻331、332、333、334设置于柔性衬底31与绝缘保护层37之间，两对测温热电阻分别位于加热热电阻32两侧。测温热电阻对33包括第一测温热电阻331、第二测温热电阻332、第三测温热电阻333以及第四测温热电阻334。所述的柔性衬底31底部设有矩形隔热空腔39，加热热电阻32和测温热电阻对33位于隔热空腔39上部，隔热空腔39顶部设有面积1mm2以下的支撑膜38。加热热电阻32位于支撑膜38中央，第一测本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种弹体飞行速度测量方法，其特征在于，通过将基于MEMS技术的柔性热膜速度传感器设置于待测弹体的拉伐尔管的进气道扩张段的壁面上，利用进气道内流场速度与弹体飞行速度的单调函数关系，由柔性热膜速度传感器测量进气道壁面流场流速，进而计算弹体的实时飞行速度，所述的柔性热膜速度传感器通过设于进气道扩张段管壁的缝隙开孔传输信号。

【技术特征摘要】
1.一种弹体飞行速度测量方法，其特征在于，通过将基于MEMS技术的柔性热膜速度传感器设置于待测弹体的拉伐尔管的进气道扩张段的壁面上，利用进气道内流场速度与弹体飞行速度的单调函数关系，由柔性热膜速度传感器测量进气道壁面流场流速，进而计算弹体的实时飞行速度，所述的柔性热膜速度传感器通过设于进气道扩张段管壁的缝隙开孔传输信号。2.根据权利要求1所述的弹体飞行速度测量方法，其特征是，具体包括以下步骤：1)将柔性热膜速度传感器贴于弹体拉伐尔管壁面，形成两路热温差型惠斯通电桥电路和一路热损失型惠斯通电桥电路；2)获得模拟测量信号并经滤波、放大和模数转换后传递到数字处理单元；3)数字处理单元根据飞行速度数据列表获得弹体速度并输出飞行速度信号。3.根据权利要求1或2所述的弹体飞行速度测量方法，其特征是，所述的柔性热膜速度传感器包括：加热热电阻、环境测温热电阻、两对测温热电阻以及柔性衬底，其中：柔性衬底上设有绝缘保护层，柔性衬底和绝缘保护层之间设有支撑膜，加热热电阻和测温热电阻设置于绝缘层保护层与支撑膜之间，环境测温热电阻设置于柔性衬底与绝缘保护层之间，两对测温热电阻分别位于加热热电阻两侧，柔性衬底中设有隔热空腔，加热热电阻和测温热电阻位于隔热空腔上方。4.根据权利要求3所述的弹体飞行速度测量方法，其特征是，所述的支撑膜对应设置于隔热空腔上方，支撑膜悬空的面积为1mm2以下。5.根据权利要求3所述的弹体飞行速度...

【专利技术属性】
技术研发人员：崔峰，杨刚，樊冬，曾庆贵，刘武，张卫平，吴校生，陈文元，
申请(专利权)人：上海交通大学，
类型：发明
国别省市：上海;31