中心論題：
- FADS的基本原理。
- 無(wú)線(xiàn)SAW壓力傳感器的原理。
- SAW壓力傳感器無(wú)線(xiàn)測量結構。
- SAW單端諧振器的等效電路對SAW壓力傳感器的仿真結果。
- 無(wú)線(xiàn)聲表面波壓力傳感器組成廉價(jià)且精度較高的組合導航系統。
- 兩個(gè)單端諧振器并聯(lián)減少了傳播損耗和插入損耗。
- 無(wú)線(xiàn)檢測SAW壓力傳感器的中心諧振頻率變化得到壓力變化的數據。
引 言
FADS采用分布在飛行器前端周線(xiàn)(也可機翼兩側)不同位置上的壓力傳感器陣列測得壓力，通過(guò)計算間接得到動(dòng)靜壓，從而獲得真空速、馬赫數、氣壓高度等大氣數據。NASA的Dryden飛行研究中心在19世紀60年代開(kāi)始了對嵌入式大氣數據系統的研究。這種傳感系統被應用于F-14，F/A-18，X-31，X-33，X-34以及X-38等諸多飛行器上，但其使用的是傳統的壓力傳感器，需要冗長(cháng)的線(xiàn)纜等，不利于在較小型的武器彈藥上使用。
無(wú)線(xiàn)聲表面波壓力傳感器具有體積小、能無(wú)線(xiàn)測量的優(yōu)點(diǎn)，因而嵌入式大氣數據系統使用無(wú)線(xiàn)聲表面波壓力傳感器，就能將嵌入式大氣數據系統運用到較小型的武器彈藥上，與小型廉價(jià)的捷聯(lián)慣導進(jìn)行組合，可組成廉價(jià)但精度較高的組合導航系統，可方便的用于提高小型彈藥的命中精度等。
基本原理
FADS一般安裝在飛行器前端，為了不影響雷達和火控裝置的安裝，也有將FADS安裝在機翼前端。F-14的FADS由23個(gè)壓力傳感器組成，安裝在機身前端。X-33的FADS系統則由6個(gè)壓力傳感器組成，安裝在機身前端。壓力傳感器的數目并沒(méi)有固定的規定。在F-14飛機上，其FADS的壓力傳感器布局如圖1所示。
FADS系統中壓力傳感器數目越多，其容錯性能越好，但系統的計算就越復雜，系統性能要求就越高。但由于測量攻角和側滑角需相應的壓力差，因而在中心點(diǎn)的周?chē)仨氂邢鄬ΨQ(chēng)的壓力測量點(diǎn)。
FADS系統的空氣動(dòng)力學(xué)模型把位流模型與修正的牛頓流模型(前者主要適用于亞音速條件，后者主要適用于超音速條件)與一個(gè)修正系數ε相結合，形成了不同馬赫情況下的帶補償的空氣動(dòng)力學(xué)模型。ε的數值是在綜合考慮了壓縮效應、氣動(dòng)外形、系統影響等因素而選取的。在飛行中，可以將其看成攻角、側滑角和馬赫數的函數，其函數關(guān)系可以在飛行前確定。
在此省略空氣動(dòng)力學(xué)的推導過(guò)程，給出FADS系統完整的空氣動(dòng)力學(xué)模型
式中：pi為第i(i=1，2…23)個(gè)壓力傳感器(簡(jiǎn)稱(chēng)i點(diǎn))所測得的壓強;qc為動(dòng)壓;p∞為靜壓;M∞為馬赫數;ε為形壓系數;α為攻角;β為側滑角;φi為i點(diǎn)的圓周角;λi為i點(diǎn)的圓錐角;θi為i點(diǎn)的入射角(該點(diǎn)的曲面法線(xiàn)方向與來(lái)流速度矢量的夾角);g函數是一個(gè)確定的單調函數。通過(guò)對壓力點(diǎn)壓力的測量以及相應的算法，可以得到動(dòng)、靜壓的值、馬赫數、攻角和測滑角，通過(guò)這些值又能推算氣壓高度和真空速等大氣參數。
無(wú)線(xiàn)SAW壓力傳感器
在飛行器前端安裝FADS，需要體積很小的壓力傳感器進(jìn)行點(diǎn)測。在文獻[4]，[5]中報道的無(wú)線(xiàn)SAW壓力傳感器都是通過(guò)延遲線(xiàn)實(shí)現的，延遲線(xiàn)的插入損耗以及傳播損耗較大，影響SAW壓力傳感器遙測的距離，且SAW延遲線(xiàn)形狀扁長(cháng)，不適宜安裝于飛行器前端對一個(gè)點(diǎn)的壓力進(jìn)行測量。通過(guò)圖2所示的SAW壓力傳感器的結構可改變SAW壓力傳感器的形狀，且能增加SAW壓力傳感器無(wú)線(xiàn)測量的距離。
不同于聲表面波延遲線(xiàn)結構的SAW壓力傳感器，圖2所示的結構采用兩個(gè)單端諧振器并聯(lián)。SAW諧振器在諧振時(shí)瑞利波通過(guò)反射柵形成多次疊加，其能量也多次疊加，因而相對減少了傳播損耗和插入損耗，具有較高高的Q值。同時(shí)SAW諧振器靈敏度高，精確度高，且能長(cháng)時(shí)間保持穩定。利用這種結構設計來(lái)無(wú)線(xiàn)測量壓力，能減少SAW壓力傳感器的傳播損耗和插入損耗，因而這種原理結構具有良好的應用潛力。
當傳感器表面有壓力作用時(shí)，無(wú)線(xiàn)SAW壓力傳感器的壓電薄膜就會(huì )產(chǎn)生形變，薄膜材料的應變會(huì )使得聲表面波傳播速度發(fā)生變化，從而使聲表面波的中心諧振頻率發(fā)生變化。通過(guò)無(wú)線(xiàn)檢測SAW壓力傳感器的中心諧振頻率變化，就能得到壓力變化的數據。假設溫度對兩個(gè)單端諧振器的中心諧振頻率影響很小，則兩諧振器中心頻率差的變化與所測壓力之間的關(guān)系式可表示為
式中，S1和S2分別表示單端諧振器1和單端諧振器2的壓力靈敏系數，與單端諧振器和隔膜的參數有關(guān)。壓力靈敏系數可表示為
式中：R為隔膜的半徑;h為隔膜的厚度;E為楊氏模量;μs為泊松比;r1和r2為兩單端諧振器基片材料對機械擾動(dòng)的線(xiàn)性系數。
通過(guò)無(wú)線(xiàn)測量SAW兩個(gè)諧振器中心頻率差的變化就能得到壓力值，極大地提高了嵌入式大氣數據系統的應用靈活性。
無(wú)線(xiàn)測量結構
在嵌入式大氣數據系統中，SAW壓力傳感器無(wú)線(xiàn)測量的優(yōu)點(diǎn)可提高其應用的靈活性。圖3所示為SAW壓力傳感器無(wú)線(xiàn)測量結構。
整個(gè)無(wú)線(xiàn)測量系統由信號詢(xún)問(wèn)與信號接收兩部分電路組成。信號發(fā)送裝置由參考振蕩器、RF脈沖發(fā)生器以及接收/發(fā)送(T/R)轉換開(kāi)關(guān)組成;信號接收裝置由積分下變頻轉換器、兩路A/D轉換器組成。信號處理器模塊將經(jīng)過(guò)A/D轉化后得到的數據進(jìn)行處理，從中得到相位正交的I路信號和Q路信號，對I路信號和Q路信號處理就能得到SAW傳感器由于物理變化而產(chǎn)生的頻率和相位變化信息，同時(shí)信號處理器模塊產(chǎn)生脈沖控制信號以及接收/發(fā)送轉換信號，以對接收發(fā)送的轉換進(jìn)行協(xié)調。
由于信號收發(fā)電路發(fā)射脈沖詢(xún)問(wèn)信號后，脈沖信號在傳播、SAW傳感器中處理以及返回過(guò)程中都需要時(shí)間，所以必須定義相互獨立的發(fā)送和接收間隔時(shí)間，通過(guò)接收/發(fā)送開(kāi)關(guān)進(jìn)行轉換。參考振蕩器在脈沖信號發(fā)送時(shí)產(chǎn)生詢(xún)問(wèn)信號，而在接收信號時(shí)為積分下變頻提供本振參考信號。經(jīng)下變頻轉換后，由雙路A/D轉換器進(jìn)行數字化，并通過(guò)可編程邏輯器件對信號的接收發(fā)送進(jìn)行控制。信號處理后與慣導系統相聯(lián)，組成小型的組合導航系統。
仿真結果
可通過(guò)SAW單端諧振器的等效電路對SAW壓力傳感器的整體性能進(jìn)行分析，圖4為SAW單端諧振器的等效電路。
圖中：C1表示基片彈性引起的動(dòng)態(tài)電容;L1是基片慣性引起的動(dòng)態(tài)電感;R1是阻尼引起的動(dòng)態(tài)電阻;C0是叉指換能器的靜電容。SAW壓力傳感器由兩個(gè)單端諧振器并聯(lián)得到，通過(guò)HPEesoft軟件進(jìn)行仿真，可得兩諧振器的回波導納幅值與頻率的關(guān)系。仿真結果如圖5所示。
在圖5中可以看出，兩SAW諧振器有兩個(gè)中心諧振頻率，分別為434 MHz和434.4 MHz。這兩個(gè)頻率都在ISM標準無(wú)線(xiàn)頻率測量范圍之中，可有效進(jìn)行無(wú)線(xiàn)測量。
