基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统

摘要

本发明公开一种基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统，包括：信号采集装置、信号传输装置和信号处理装置；信号采集装置安装于待测位置，包括应答天线及与所述应答天线电连接的声表面波温度传感器、声表面波压力传感器及声表面波振动传感器；应答天线用于接收信号传输装置发送的激励信号；各传感器用于根据激励信号和待测位置的状态产生相应的响应信号；应答天线还用于向信号传输装置发送叠加信号，该叠加信号为三个传感器响应信号的叠加；信号传输装置，用于向信号采集装置发送激励信号，并转发叠加信号至信号处理装置；信号处理装置用于从叠加信号提取温度参数、压力参数和振动参数。

说明书

技术领域

本发明涉及参数监测技术领域，尤其涉及一种基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统。

背景技术

航空航天飞行器运行过程中往往伴随着高温、高旋等恶劣环境，尤其是高超音速飞行器表面、航空发动机以及燃气轮机等关键部位，局部温度甚至超过800℃，因此，恶劣环境下温度、压力以及振动等参数的原位实时监测，对于航空航天飞行器的材料选型、结构设计以及防护措施等具有重要意义。

现有的航空航天飞行器参数监测系统中通常使用基于耐高温材料的无线无源传感器，将它们安装在关键部位进行参数检测，这些传感器由于不需要供电，监测信号的传输也无需连线，因此适宜在这种恶劣环境中使用。

常用的无线无源传感器有：LC谐振式无线无源传感器，其采用近场耦合技术，能够实现恶劣环境下测试数据的快速读取以及能量耦合，但存在读取距离近以及品质因数低等不足；微波反向散射传感器具有抗干扰性强、传输距离远等优势，但器件难以实现集成化，无法满足恶劣环境下多参数的同时监测需求。

发明内容

本发明提供一种基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统，用以克服上述现有技术中存在的技术问题，实现在恶劣环境下同时对温度、压力以及振动参数进行较远距离的监测，从而能根据实时获取参数对航空航天飞行器进行相应控制以达到安全飞行的目的。

本发明提供的一种基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统，包括：信号采集装置、信号传输装置和信号处理装置；所述信号采集装置安装于待测位置，包括应答天线及与所述应答天线电连接的声表面波温度传感器、声表面波压力传感器及声表面波振动传感器；所述应答天线用于接收所述信号传输装置发送的激励信号；所述声表面波温度传感器用于根据所述激励信号及所述待测位置的温度产生温度响应信号；所述声表面波压力传感器用于根据所述激励信号及所述待测位置所受压力产生压力响应信号；所述声表面波振动传感器用于根据所述激励信号及所述待测位置的振动产生振动响应信号；所述应答天线还用于向所述信号传输装置发送所述温度响应信号、所述压力响应信号及所述振动响应信号叠加形成的叠加信号；所述信号传输装置，用于向所述信号采集装置发送所述激励信号，并用于将接收到的所述叠加信号转发至所述信号处理装置；所述信号处理装置用于从所述叠加信号分离出所述温度响应信号、所述压力响应信号和所述振动响应信号，并从所述温度响应信号提取温度参数，从所述压力响应信号提取压力参数，从所述振动响应信号提取振动参数。

进一步地，所述信号采集装置还包括耐高温压电晶体基片，所述耐高温压电晶体基片具有相对的第一表面和第二表面，所述耐高温压电晶体基片的一侧边缘部分形成有厚度较薄的悬臂梁，所述耐高温压电晶体基片的其余部分中形成有密闭的空腔；所述声表面波振动传感器形成在所述悬臂梁对应的所述第一表面上；所述声表面波压力传感器形成在所述空腔对应的所述第一表面上；所述声表面波温度传感器形成在远离所述声表面波振动传感器及所述声表面波压力传感器的所述第一表面上；所述应答天线形成在所述第二表面上；所述耐高温压电晶体基片上具有填充有导电材料的电极通孔，所述应答天线通过所述电极通孔电连接所述声表面波温度传感器、所述声表面波压力传感器及所述声表面波振动传感器。

可选地，所述耐高温压电晶体基片具有温度相对敏感传播方向、压力相对敏感传播方向和振动相对敏感传播方向，所述声表面波振动传感器沿所述振动相对敏感传播方向设置，以使所述声表面波振动传感器受激产生的声表面波沿所述振动相对敏感传播方向传播；所述声表面波压力传感器沿所述压力相对敏感传播方向设置，以使所述声表面波压力传感器受激产生的声表面波沿所述压力相对敏感传播方向传播；所述声表面波温度传感器沿所述温度相对敏感传播方向设置，以使所述声表面波温度传感器受激产生的声表面波沿所述温度相对敏感传播方向传播。

优选地，所述声表面波温度传感器、所述声表面波压力传感器及所述声表面波振动传感器在所述耐高温压电晶体基片的圆周方向以间隔120°的方式布置。

进一步地，所述信号处理装置包括降噪单元、信号分离单元和参数提取单元；所述降噪单元用于对所述叠加信号进行降噪处理，生成降噪后的叠加信号；所述信号分离单元用于从所述降噪后的叠加信号中分离出降噪后的温度响应信号、降噪后的压力响应信号和降噪后的振动响应信号；所述参数提取单元用于从所述降噪后的温度响应信号提取所述温度参数，从所述降噪后的压力响应信号提取所述压力参数，从所述降噪后的振动响应信号提取所述振动参数。

可选地，所述信号传输装置包括询问天线和信号收发控制单元；所述询问天线用于发送所述激励信号，以及接收所述叠加信号；所述信号收发控制单元用于产生所述激励信号并转发至所述询问天线，以及从所述询问天线接收所述叠加信号并转发至所述信号处理装置。

优选地，所述系统还包括机载控制装置，所述机载控制装置用于从所述信号处理装置获取所述温度参数、所述压力参数及所述振动参数，并根据所述温度参数、所述压力参数及所述振动参数控制所述待测位置所属的航空航天飞行器。

可选地，所述系统还包括通讯装置和与所述通讯装置无线连接的远程控制中心，所述通讯装置用于从所述信号处理装置获取所述温度参数、所述压力参数及所述振动参数，并转发至所述远程控制中心；所述远程控制中心用于根据所述温度参数、所述压力参数及所述振动参数确定所述待测位置所属航空航天飞行器的安全状态。

本发明提供的基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统中，由于在信号采集装置中采用了声表面波传感器，这种类型的传感器能利用声表面波技术，通过无线无源的方式从外部远距离获取激励信号，并能将激励信号转换为根据待测位置温度、所受压力和振动而变化的温度响应信号、压力响应信号和振动响应信号，还能通过无线无源的方式远距离地把这些响应信号发给信号传输装置，以供信号处理装置提取温度参数、压力参数和振动参数，实现在恶劣环境下同时对温度、压力以及振动参数进行较远距离的监测，从而能根据实时获取参数对航空航天飞行器进行相应控制以达到安全飞行的目的。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统的结构框图；

图2为图1所示的系统中信号采集装置的立体分解结构示意图；

图3a为图2所示的信号采集装置中耐高温压电晶体基片第一表面的结构示意图；

图3b为图2所示的信号采集装置中耐高温压电晶体基片第二表面的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的另一种基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统的结构框图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

为使本发明的技术方案更加清楚，以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

图1为本发明实施例提供的一种基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统的结构框图，如图1所示，本实施例中的基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统包括：信号采集装置1、信号传输装置2和信号处理装置3。

其中，信号采集装置1安装于待测位置，通常安装在航空航天飞行器的蒙皮表面、发动机涡轮叶片表面、发动机燃烧室内壁表面等位置，用于测量这些待测位置的温度、压力、振动等参数。

信号采集装置1包括应答天线11及与应答天线11电连接的声表面波温度传感器12、声表面波压力传感器13及声表面波振动传感器14。应答天线 11用于接收信号传输装置2发送的激励信号。声表面波温度传感器12用于根据激励信号及待测位置的温度产生温度响应信号；声表面波压力传感器13 用于根据激励信号及待测位置所受压力产生压力响应信号；声表面波振动传感器用于根据激励信号及待测位置的振动产生振动响应信号。应答天线11还用于向信号传输装置2发送叠加信号，这个叠加信号是由温度响应信号、压力响应信号及振动响应信号叠加形成的。

信号传输装置2用于向信号采集装置1发送激励信号，并用于将接收到的叠加信号转发至信号处理装置3。信号处理装置3用于从叠加信号分离出温度响应信号、压力响应信号和振动响应信号，并从温度响应信号提取温度参数，从压力响应信号提取压力参数，从振动响应信号提取振动参数。

该系统工作时，信号采集装置1中的各个声表面波传感器通过应答天线 11接收激励信号，并通过应答天线11与各个声表面波传感器之间的电连接传递至各个声表面波传感器，各个传感器利用声表面波技术，根据信号传输装置2产生的激励信号能够在传感器的压电晶体表面产生声表面波，压电晶体的物理性能受待测位置的温度、所受压力及振动的影响而发生变化，使得传感器内形成与激励信号频率不同的响应信号，具体为温度响应信号、压力响应信号和振动响应信号，这些响应信号叠加后再通过应答天线11发射出去。当待测位置的压力、振动、温度等参数发生变化时，这些响应信号的频率会发生变化。信号传输装置2将收到的叠加信号转发给信号处理装置3进行处理，最终能提取出温度参数、压力参数和振动参数。

本发明实施例提供的基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统中，由于在信号采集装置中采用了声表面波传感器，这种类型的传感器能利用声表面波技术，通过无线无源的方式从外部远距离获取激励信号，并能将激励信号转换为根据待测位置温度、所受压力和振动而变化的温度响应信号、压力响应信号和振动响应信号，还能通过无线无源的方式远距离地把这些响应信号发给信号传输装置，以供信号处理装置提取温度参数、压力参数和振动参数，实现在恶劣环境下同时对温度、压力以及振动参数进行较远距离的监测，从而能根据实时获取参数对航空航天飞行器进行相应控制以达到安全飞行的目的。

图2为图1所示的系统中信号采集装置的立体分解结构示意图，图3a为图2所示的信号采集装置中耐高温压电晶体基片第一表面的结构示意图，图 3b为图2所示的信号采集装置中耐高温压电晶体基片第二表面的结构示意图，如图2、3a、3b所示，上述实施例中的信号采集装置1还可以包括耐高温压电晶体基片A，该耐高温压电晶体基片A具有相对的第一表面S1和第二表面S2，耐高温压电晶体基片A的一侧边缘部分形成有厚度较薄的悬臂梁 B，所述耐高温压电晶体基片的其余部分中形成有密闭的空腔C。

上述的声表面波振动传感器14形成在悬臂梁B对应的第一表面S1上，声表面波压力传感器13形成在空腔C对应的第一表面S1上，声表面波温度传感器12形成在远离声表面波振动传感器14及声表面波压力传感器13的第一表面S1上。应答天线11形成在第二表面S2上。耐高温压电晶体基片A 上具有填充有导电材料的电极通孔D，应答天线11通过电极通孔D电连接声表面波温度传感器12、声表面波压力传感器13及声表面波振动传感器14。

采用耐高温压电晶体基片A可以避免信号采集装置1所在的待测位置处于高温环境时，信号采集装置1受到损坏。

信号采集装置1的耐高温压电晶体基片A具有悬臂梁B结构，悬臂梁B 部分的压电晶体基片A厚度小于压电晶体基片A其余部分的厚度，使得厚度较小的这部分压电晶体基片A能较好地感知振动参数，也就是说，压电晶体基片A振动时，悬臂梁B更容易产生的大幅度的振动，在悬臂梁B对应的第一表面S1上形成的声表面波振动传感器14可提升振动参数的测量准确性。

信号采集装置1的耐高温压电晶体基片A悬臂梁以外的其余部分中形成有空腔C，空腔C部分上边和下边的压电晶体基片A厚度较小，当压电晶体基片A承受压力时，空腔C部分的压电晶体基片A会产生形变，从而使得经过这部分压电晶体基片A的声表面波的传播速度发生变化。通过在空腔C对应的第一表面S1上形成声表面波压力传感器13，可以实现对压力参数的准确感知。

另外，在温度发生变化时，压电晶体基片A的物理参数也会发生变化，相应地，其上经过的声表面波的传播速度也会发生变化，通过在第一表面S1 上形成声表面波温度传感器12，可以实现对温度参数的准确感知。将声表面波温度传感器12远离声表面波压力传感器13和声表面波振动传感器14设置，可以最大程度地避免电信号之间的相互干扰，从而提高测量的准确性。

通过设置填充有导电材料的电极通孔D，可以使设置于第一表面S1上的三个声表面波传感器与设置在第二表面S2上的应答天线11之间的电连接线最短，不仅能节约信号采集装置的制作成本，还可以防止过长的电连接线产生过多的噪声干扰及能量损耗。

上述实施例提供的基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统中，耐高温压电晶体基片A具有温度相对敏感传播方向γ_T、压力相对敏感传播方向γ_P和振动相对敏感传播方向γ_A。该声表面波振动传感器14优选沿振动相对敏感传播方向γ_A设置，以使声表面波振动传感器14受激产生的声表面波沿振动相对敏感传播方向γ_A传播；该声表面波压力传感器13沿压力相对敏感传播方向γ_P设置，以使声表面波压力传感器13受激产生的声表面波沿压力相对敏感传播方向γ_P传播；声表面波温度传感器12沿温度相对敏感传播方向γ_T设置，以使声表面波温度传感器12受激产生的声表面波沿温度相对敏感传播方向γ_T传播。

上述的各声表面波传感器均选择压电晶体基片A的相对敏感传播方向分布。如本领域技术人员所知，压电晶体是各向异性材料，在制成基片的过程中要进行切割，不同的切割面和传播方向，压电晶体的性质不同。切割完成的压电晶体基片A上具有很多不同的物理量敏感传播方向。在某些传播方向上，随着基片A温度参数的变化，声表面波温度传感器12产生的声表面波的传播速度会发生较大幅度的变化，这个传播方向就是温度相对敏感传播方向γ_T。在某些传播方向上，随着基片A振动参数的变化，声表面波振动传感器14产生的声表面波的传播速度会发生较大幅度的变化，这个传播方向就是振动相对敏感传播方向γ_A。在某些传播方向上，随着基片A压力参数的变化，声表面波压力传感器13产生的声表面波的传播速度会发生较大幅度的变化，这个传播方向就是压力相对敏感传播方向γ_P。

上述实施例中，声表面波温度传感器12、声表面波压力传感器13及声表面波振动传感器14在耐高温压电晶体基片A的圆周方向以间隔120°的方式布置，这个布置使得各传感器之间的距离最远，从而最大程度地降低电信号之间的干扰。

图4为本发明实施例提供的另一种基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统的结构框图。如图4所示，信号处理装置3可以包括降噪单元31、信号分离单元33和参数提取单元32。降噪单元31用于对叠加信号进行降噪处理，这个叠加信号是温度响应信号、压力响应信号和振动响应信号叠加形成的，叠加信号经过降噪处理后生成了降噪后的叠加信号。信号分离单元33用于从降噪后的叠加信号中分离出降噪后的温度响应信号、降噪后的压力响应信号和降噪后的振动响应信号。参数提取单元用于从降噪后的温度响应信号提取温度参数，从降噪后的压力响应信号提取压力参数，从降噪后的振动响应信号提取振动参数。

上述的信号处理装置3是通过分析从信号传输装置转发的由各响应信号叠加形成的叠加信号，来分析和提取叠加信号中的频率信息，从而获得各个参数。在上述系统的实际工作过程中，背景环境不可能是绝对的纯净环境，而是存在各种各样的干扰信号，这些干扰信号的存在对声表面波传感器工作产生了很大的噪声干扰，甚至有可能会淹没传感器的响应信号。目前，针对声表面波传感器工作过程中响应信号的降噪处理，主要有以下三种方法：

1)时域门提取算法：是将上述传感器受激产生的叠加信号中频域响应信号和只有背景环境的频域响应信号，同时反傅立叶变换到时域中，形成传感器时域响应信号和背景时域响应信号，将传感器时域响应信号和背景时域响应信号在时域片段中作对比，截取传感器时域响应信号中与背景时域响应信号不同的时域片段，将其傅立叶变换到频域内，获得降噪后的叠加信号，即可以过滤掉大部分背景杂波的干扰。

需要说明的是，信号传输装置2可以接收外部信号，外部信号包括背景环境信号和上述传感器受激产生的叠加信号。在没有叠加信号的情况下，信号传输装置2能得到只有背景环境的频域响应信号；在有叠加信号的情况下，信号传输装置2能得到叠加信号中的频域响应信号，其中包含只有背景环境的频域响应信号。

2)背景对消技术：是将上述传感器受激产生的叠加信号在时域或频域内矢量减去提前存储在信号处理装置3中的背景响应信号，获得了理论上消除了背景杂波干扰的叠加信号。

3)物理降噪技术：在各个声表面波传感器之间涂覆有机或无机耐高温吸波材料，或者制作金属屏蔽罩，以创造局部“微波暗室”的效果，来最大程度的减小背景杂波严重的干扰。

上述降噪单元31可用于执行上述的第一方法或第二方法，通过上述降噪单元31的降噪处理，生成了降噪后的叠加信号，随后，信号处理装置3的信号分离单元33把降噪后的叠加信号进行分离，分别得到降噪后的温度响应信号、降噪后的压力响应信号及降噪后的振动响应信号，之后，信号处理装置 3的参数提取单元32将各个降噪后的响应信号利用下述方法进行计算处理，从而提取出温度参数、压力参数和振动参数。

降噪后的温度响应信号的频率值为Ft，经过测试，这个频率值Ft与提取出的温度参数Tc(即待测位置的温度)具有较好的线性关系，关系式如下：

Tc＝T0+(Ft+F1)/KT

式中：T0为校准温度值；F1为校准温度对应的谐振频率；KT为温度频率系数，与压电材料属性、温度和设计工作频率相关，在一定的工作温度范围内可视为定值。在声表面波温度传感器制作完成后，校准温度值T0、校准温度对应的谐振频率F1，以及温度频率系数KT均为常数。

降噪后的压力响应信号的频率值为Fp，经过测试，这个频率值Fp与提取出的压力参数Pc(即待测位置所受的压力)具有较好的线性关系，关系式如下：

Pc＝P0+(Fp+F2)/KP

式中：P0为校准压力值；F2为校准压力对应的谐振频率；KP为压力频率系数，与压电材料属性、温度、空腔和设计工作频率相关，在一定工作温度范围内可视为定值。在声表面波压力传感器制作完成后，校准压力值P0、校准压力对应的谐振频率F2，以及压力频率系数KP均为常数。

降噪后的振动响应信号的频率值为Fc，经过测试，这个频率值Fc与提取出的振动参数a(即待测位置的振动)具有较好的线性关系，关系式如下：

a＝(Fc+F0)/Ka

式中：F0为加速度为0时对应的谐振频率；Ka为加速度频率系数，与压电材料属性、悬臂梁和设计工作频率相关，在一定工作温度范围内可视为定值；加速度为0时对应的谐振频率F0及加速度频率系数Ka均为常数。

上述实施例提供的基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统中，如图4所示，信号传输装置2具体可以包括询问天线21和信号收发控制单元22。其中，询问天线21用于发送激励信号，以及接收由温度响应信号、压力响应信号和振动响应信号叠加形成的叠加信号。信号收发控制单元22用于产生上述的激励信号并转发至询问天线21，以及从询问天线21接收叠加信号并转发至信号处理装置3。

询问天线21具有双向功能，发送激励信号和接收叠加信号，信号收发控制单元22通过控制询问天线21，来实现这个功能。信号收发控制单元22通过内部预先设置好的程序来产生激励信号并转发至询问天线21以发送给信号采集装置1。

上述信号处理装置3对接收到的响应信号进行降噪处理的方法还可以使用电磁波极化技术，即通过适当设计询问天线21的极化方式，使其与提取的背景杂波具有相反的极化方式，从而抑制背景杂波。

上述实施例中的基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统还可以包括机载控制装置4，该机载控制装置4用于从信号处理装置3获取温度参数、压力参数及振动参数，并根据温度参数、压力参数及振动参数控制待测位置所属的航空航天飞行器。

机载控制装置4具体为安装在航空航天飞行器上，让使用者能对航空航天器各部分进行控制的装置，可以是一台计算机或多台计算机组成的装置，上述实施例中，除信号采集装置1设置在航空航天飞行器的待测位置外，信号传输装置2和信号处理装置3均可以与机载控制装置4一起设置在航空航天飞行器的驾驶舱中，便于航空航天飞行器的使用者可以利用这些装置对航空航天飞行器的工作状态有所了解，以对航空航天飞行器进行更好的控制。

另外，上述的基于声表面波技术的航空航天飞行器多参数监测系统还可以包括通讯装置5和与通讯装置5无线连接的远程控制中心6。其中，通讯装置5用于从信号处理装置3获取温度参数、压力参数及振动参数，并转发至远程控制中心6。远程控制中心6用于根据温度参数、压力参数及振动参数确定待测位置所属航空航天飞行器的安全状态。

具体地，通讯装置5安装在航空航天飞行器上，而远程控制中心6设置在地面的固定建筑物中，通讯装置5与远程控制中心6无线连接，可以是通过卫星无线连接，也可以通过微波信号无线连接。远程控制中心6可以对通讯装置5转发来的从待测位置测量的各个参数进行存储、分析、预警等操作，以确定航空航天飞行器的安全状态，如果超出允许的范围，可以进行报警，通知地面工作人员采取必要的措施，或者还可以通知航空航天飞行器的使用者采取必要的措施。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。