彈體飛行速度測量方法及系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種彈體飛行速度測量方法及系統(tǒng)，通過將基于MEMS技術(shù)的柔性熱膜速度傳感器設(shè)置于待測彈體的拉伐爾管的進氣道擴張段的壁面上，利用進氣道內(nèi)流場速度與彈體飛行速度的單調(diào)函數(shù)關(guān)系，由柔性熱膜速度傳感器測量進氣道壁面流場流速，進而計算彈體的實時飛行速度，所述的柔性熱膜速度傳感器通過設(shè)于進氣道擴張段管壁的縫隙開孔傳輸信號，本發(fā)明取代了引信渦輪發(fā)電機兼用速度傳感器的工作形式，將柔性熱膜速度傳感器保形貼裝于彈丸引信拉伐爾進氣道壁面上，無須改變彈丸的原有引信結(jié)構(gòu)，能獲得全彈道參數(shù)辨識所需的彈體實時飛行速度。
【專利說明】
彈體飛行速度測量方法及系統(tǒng)
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及的是一種彈體速度實時測量領(lǐng)域的技術(shù)，具體是一種彈體飛行速度測 量方法及系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002] 進行飛行彈體彈道參數(shù)辨識最直接、經(jīng)濟有效的方法是利用速度傳感器實時測量 彈體的飛行速度，尤其是獲得彈體的發(fā)射初速和在彈道最高處時的最小速度點。迫擊炮彈、 火箭炮彈以及榴彈等彈體的飛行速度多采用彈丸自身的旋轉(zhuǎn)式氣動渦輪發(fā)電機作為速度 傳感器來測量。旋轉(zhuǎn)式氣動渦輪發(fā)電機作為彈丸的引信電源，利用彈丸飛行產(chǎn)生的氣體動 能來發(fā)電，多采用中心孔進氣道，安裝在引信頭部中心位置，中心直進氣道為收斂擴張管， 即拉伐爾管。
[0003] 但是，氣動渦輪發(fā)電機兼用作測速電機即速度傳感器時，則要求靈敏度高，其輸出 信號要快速的隨彈體速變化而變化。因此，氣動渦輪發(fā)電機兼用速度傳感器存在以下缺點： 彈丸出炮口后，由于渦輪電機遲滯造成輸出頻率先迅速增大，并不真實反映初速;在彈道上 最小彈速附近，存在進入氣流速度小于電機啟動所需的最小風(fēng)速時，渦輪發(fā)電機將會停轉(zhuǎn)； 由于限速，高速下不能用，即渦輪發(fā)電機兼用的速度傳感器不能有效地實時測量飛行彈體 的全彈道速度特性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明針對現(xiàn)有技術(shù)存在的上述不足，提出一種彈體飛行速度測量方法及系統(tǒng)， 能夠用于獲得全彈道參數(shù)辨識所需的彈體實時飛行速度。
[0005] 本發(fā)明是通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)的：
[0006] 本發(fā)明涉及一種彈體飛行速度測量方法，通過將基于MEMS技術(shù)的柔性熱膜速度傳 感器設(shè)置于待測彈體的拉伐爾管的進氣道擴張段的壁面上，利用進氣道內(nèi)流場速度與彈體 飛行速度的單調(diào)函數(shù)關(guān)系，由柔性熱膜速度傳感器測量進氣道壁面流場流速，進而計算彈 體的實時飛行速度。
[0007] 所述的柔性熱膜速度傳感器通過設(shè)于進氣道擴張段管壁的縫隙開孔傳輸信號。
[0008] 所述的彈體飛行速度測量方法具體包括以下步驟：
[0009] 1)將柔性熱膜速度傳感器貼于彈體拉伐爾管壁面，形成兩路熱溫差型惠斯通電橋 電路和一路熱損失型惠斯通電橋電路；
[0010] 2)獲得模擬測量信號并經(jīng)濾波、放大和模數(shù)轉(zhuǎn)換后傳遞到數(shù)字處理單元；
[0011] 3)數(shù)字處理單元根據(jù)飛行速度數(shù)據(jù)列表獲得彈體速度并輸出飛行速度信號。
[0012] 所述的柔性熱膜速度傳感器包括:加熱熱電阻、環(huán)境測溫?zé)犭娮?、兩對測溫?zé)犭娮?以及柔性襯底，其中：柔性襯底上設(shè)有絕緣保護層，柔性襯底和絕緣保護層之間設(shè)有支撐 膜，加熱熱電阻和測溫?zé)犭娮柙O(shè)置于絕緣層保護層與支撐膜之間，環(huán)境測溫?zé)犭娮柙O(shè)置于 柔性襯底與絕緣保護層之間，兩對測溫?zé)犭娮璺謩e位于加熱熱電阻兩側(cè)，柔性襯底中設(shè)有 隔熱空腔，加熱熱電阻和測溫?zé)犭娮栉挥诟魺峥涨簧戏健?br>[0013] 所述的支撐膜對應(yīng)設(shè)置于隔熱空腔上方，支撐膜懸空的面積為1mm2以下。
[0014] 所述的環(huán)境測溫?zé)犭娮?、加熱熱電阻和測溫?zé)犭娮瓒紴橛鼗鼐€狀結(jié)構(gòu)，且迂回線 的線寬不超過10M1，所述的環(huán)境測溫?zé)犭娮枳柚禐榧訜釤犭娮枳柚档膬杀兑陨稀?br>[0015] 所述的柔性襯底和支撐膜的材料為聚酰亞胺。
[0016] 所述的絕緣保護層為厚度5WI1以下的聚合物薄膜或厚度1M1以下的無機物薄膜。
[0017] 所述的聚合物薄膜材料為聚酰亞胺、聚對二甲苯或苯并環(huán)丁烯，無機物薄膜材料 為氮化娃、氧化娃或氧化鋁。
[0018] 本發(fā)明涉及一種彈體飛行速度測量系統(tǒng)包括:設(shè)置于彈體拉伐爾管內(nèi)壁面的柔性 熱膜速度傳感器、熱溫差型測速電橋電路、熱損失型測速電橋電路、信號處理電路以及數(shù)字 處理單元，其中：熱溫差型測速電橋電路和熱損失型測速電橋電路都與柔性熱膜速度傳感 器相連組成惠斯通電橋電路并將各自的測量信號傳到信號處理電路，數(shù)字處理單元從信號 處理電路接收經(jīng)過模數(shù)轉(zhuǎn)換后的測量信號后輸出飛行速度信號。
[0019] 所述的熱溫差型測速電橋電路包括第一熱溫差型測速電橋電路和第二熱溫差型 測速電橋電路，信號處理電路包括與第一熱溫差型測速電橋電路相連的第一信號處理電 路、與第二熱溫差型測速電橋電路相連的第二信號處理電路和與熱損失型測速電橋電路相 連的第三信號處理電路。 技術(shù)效果
[0020] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明取代了引信渦輪發(fā)電機兼用速度傳感器的工作形式，將 柔性熱膜速度傳感器保形貼裝于彈丸引信進氣道壁面上，無須改變彈丸的原有引信結(jié)構(gòu)， 能獲得全彈道參數(shù)辨識所需的彈體實時飛行速度。
【附圖說明】
[0021 ]圖1為飛行速度測量系統(tǒng)組成示意圖；
[0022] 圖2為柔性熱膜速度傳感器安裝位置示意圖；
[0023] 圖3為柔性熱膜速度傳感器安裝位置放大示意圖；
[0024] 圖4為柔性熱膜速度傳感器剖面安裝圖；
[0025] 圖5為柔性熱膜速度傳感器平面示意圖；
[0026] 圖6為熱溫差型測速電橋電路示意圖；
[0027]圖7為熱損失型測速電橋電路不意圖；
[0028]圖8為有限元仿真曲線圖；
[0029] 圖中：1拉伐爾進氣道、2拉伐爾管、3柔性熱膜速度傳感器、11進氣道收縮段、12進 氣道喉部、13進氣道擴張段、21縫隙開孔、31柔性襯底、32加熱熱電阻、33測溫?zé)犭娮鑼Α?4 環(huán)境測溫?zé)犭娮琛?5引線、36引腳、37絕緣保護層、38支撐膜、39隔熱空腔、331第一測溫?zé)犭?阻、332第二測溫?zé)犭娮琛?33第三測溫?zé)犭娮琛?34第四測溫?zé)犭娮琛?br>【具體實施方式】
[0030] 下面對本發(fā)明的實施例作詳細說明，本實施例在以本發(fā)明技術(shù)方案為前提下進行 實施，給出了詳細的實施方式和具體的操作過程，但本發(fā)明的保護范圍不限于下述的實施 例。 實施例1
[0031] 如圖1所示，本實施例的彈體飛行速度測量系統(tǒng)包括:設(shè)置于彈體拉伐爾管2內(nèi)壁 面的柔性熱膜速度傳感器3、熱溫差型測速電橋電路、熱損失型測速電橋電路、信號處理電 路以及數(shù)字處理單元，其中：熱溫差型測速電橋電路和熱損失型測速電橋電路都與柔性熱 膜速度傳感器相連組成惠斯通電橋電路并將各自的測量信號傳到信號處理電路，數(shù)字處理 單元從信號處理電路接收經(jīng)過模數(shù)轉(zhuǎn)換后的測量信號后輸出飛行速度信號。
[0032] 所述的熱溫差型測速電橋電路包括第一熱溫差型測速電橋電路和第二熱溫差型 測速電橋電路，第一熱溫差型測速電橋電路于第一信號處理電路相連，第二熱溫差型測速 電橋電路于第二信號處理電路相連，熱損失型測速電橋電路與第三信號處理電路相連。第 一信號處理電路、第二信號處理電路和第三信號處理電路都與三通道模數(shù)轉(zhuǎn)換器(ADC)相 連。數(shù)字處理單元與三通道ADC相連，獲得數(shù)字測量信號，最后輸出飛行速度信號。
[0033] 所述的第一熱溫差型測速電橋電路和第二熱溫差型測速電橋電路與柔性熱膜速 度傳感器3相連，組成兩路完整的熱溫差型惠斯通電橋電路。熱損失型測速電橋電路與柔性 熱膜速度傳感器3相連，組成完整的熱損失型惠斯通電橋電路。
[0034] 如圖2~3所示，所述的拉伐爾管2的中心處為拉伐爾進氣道1，其依次分為進氣道 收縮段11、進氣道喉部12以及進氣道擴張段13。基于MEMS技術(shù)的柔性熱膜速度傳感器3貼設(shè) 于進氣道擴張段13處的壁面上，其引腳36通過設(shè)置于壁面的縫隙開孔21與測量系統(tǒng)其它元 件相連。MEMS技術(shù)是指采用濺射沉積、光刻、刻蝕、電鍍、磨拋、切片等微細加工工藝的技術(shù)。
[0035] 如圖4~5所示，所述的柔性熱膜速度傳感器3包括：加熱熱電阻32、環(huán)境測溫?zé)犭?阻34、由兩對測溫?zé)犭娮杞M成的測溫?zé)犭娮鑼?3以及柔性襯底31，其中：柔性襯底31上設(shè)有 絕緣保護層37,加熱熱電阻32、環(huán)境測溫?zé)犭娮?4和測溫?zé)犭娮?31、332、333、334設(shè)置于柔 性襯底31與絕緣保護層37之間，兩對測溫?zé)犭娮璺謩e位于加熱熱電阻32兩側(cè)。測溫?zé)犭娮?對33包括第一測溫?zé)犭娮?31、第二測溫?zé)犭娮?32、第三測溫?zé)犭娮?33以及第四測溫?zé)犭?阻 334。
[0036]所述的柔性襯底31底部設(shè)有矩形隔熱空腔39,加熱熱電阻32和測溫?zé)犭娮鑼?3位 于隔熱空腔39上部，隔熱空腔39頂部設(shè)有面積1mm2以下的支撐膜38。加熱熱電阻32位于支 撐膜38中央，第一測溫?zé)犭娮?31和第三測溫?zé)犭娮?33作為上游熱電阻R u位于加熱熱電阻 32的左側(cè)，第二測溫?zé)犭娮?32和第四測溫?zé)犭娮?34作為下游熱電阻Rd位于加熱熱電阻32 的右側(cè)。環(huán)境測溫?zé)犭娮?4同樣位于第四測溫?zé)犭娮?34右側(cè)的柔性襯底31上。加熱熱電阻 32、測溫?zé)犭娮鑼?3以及環(huán)境測溫?zé)犭娮?4通過引線35與設(shè)置于最右側(cè)的引腳36相連。 [0037]所述的柔性熱膜速度傳感器3貼于進氣道擴張段13的壁面上，引腳36部分位于縫 隙開孔21內(nèi)與引信內(nèi)其它電子器件相連。柔性熱膜速度傳感器3位于拉伐爾進氣道1中的部 分在垂直流向方向上的寬度在5mm以下，沿流向的長度在2mm以下。整個柔性熱膜速度傳感 器3的厚度不超過50ym。
[0038] 所述的縫隙開孔21為細長縫隙通孔，沿著流向方向的長度不大于200mi，垂直于流 向方向的長度不大于5_，引線35穿過縫隙開孔21后用密封膠封合。
[0039] 所述的環(huán)境測溫?zé)犭娮?4、加熱熱電阻32以及測溫?zé)犭娮鑼?3都為迂回線狀結(jié) 構(gòu)，有利于增大電阻阻值，提高測量靈敏度和分辨率，迂回線的線寬小于等于10M1。環(huán)境測 溫?zé)犭娮?4的阻值大于等于兩倍加熱熱電阻32的阻值。環(huán)境測溫?zé)犭娮?4用于監(jiān)測環(huán)境溫 度的變化，作為加熱熱電阻32恒溫控制時的溫度補償。
[0040] 所述的環(huán)境測溫?zé)犭娮?4、加熱熱電阻32以及測溫?zé)犭娮鑼?3都為包括粘附層和 熱阻層的雙層薄膜金屬材料。粘附層的材料為鉻或鈦，熱阻層的材料為鉑。
[0041 ]所述的柔性襯底31和支撐膜38為柔性聚酰亞胺。所述的絕緣保護層37為厚度5WI1 以下的聚合物薄膜或厚度1M1以下的無機物薄膜，聚合物薄膜材料為聚酰亞胺、聚對二甲苯 或苯并環(huán)丁烯，無機物薄膜材料為氮化硅、氧化硅或氧化鋁。引線35和引腳36的材料為金屬 銅或鎳。
[0042]本實施例中的彈體飛行速度測量方法，通過將基于MEMS技術(shù)的柔性熱膜速度傳感 器設(shè)置于待測彈體的拉伐爾管進氣道擴張段的壁面上，利用進氣道內(nèi)流場速度與彈體飛行 速度的單調(diào)函數(shù)關(guān)系，由柔性熱膜速度傳感器測量進氣道壁面流場流速，進而計算彈體的 實時飛行速度，具體包括以下步驟：
[0043] 1)將柔性熱膜速度傳感器設(shè)置于彈體拉伐爾管壁面并與熱溫差型測速電橋電路 和熱損失型測速電橋電路相連形成完整的惠斯通電橋電路。
[0044] 如圖6所示，測溫?zé)犭娮鑼?3的上游熱電阻Ru和下游熱電阻Rd分別與兩個外部電路 精確電阻Ri、R2構(gòu)成熱溫差型惠斯通電橋電路的差動輸出電路的兩個支路，測溫?zé)犭娮鑼?3 構(gòu)成對應(yīng)的二路熱溫差型惠斯通電橋電路。如圖7所示，所述的加熱熱電阻R h、環(huán)境測溫?zé)?電阻Rf和三個外接電阻Ra、Rb、Rc構(gòu)成熱損失型惠斯通電橋電路，相連的加熱熱電阻Rh和外接 電阻R a構(gòu)成惠斯通電橋電路的一個支路，環(huán)境測溫?zé)犭娮鑂f與外接電阻Rh、R。構(gòu)成惠斯通電 橋電路的另一個支路。為滿足電橋平衡，加熱熱電阻Rh的工作溫度T h可設(shè)置為高出環(huán)境測溫 熱電阻Rf的工作溫度50~300 °C。所述的加熱熱電阻Rh的工作溫度Th根據(jù)外接電阻Rc和外接 電阻比Ra/Rh確定。
[0045]所述的熱溫差型測速電橋電路，在彈丸飛行速度為0即拉伐爾進氣道1內(nèi)無流速 時，上游熱電阻Ru和下游熱電阻Rd的溫度差A(yù) T為0。測溫?zé)犭娮鑼?3與加熱熱電阻32的距離 越小，測溫?zé)犭娮鑼?3的溫度越高;有流速時，上游熱電阻Ru和下游熱電阻Rd的冷卻速度不 同，兩者溫差變大，從而兩個支路間輸出的電勢差V 12變化，進而根據(jù)放大后電勢差Vo的大小 計算出拉伐爾進氣道1內(nèi)的流速大小V。
[0046]如圖7所示，對于熱損失型測速電橋電路，加熱熱電阻3 2的熱量由外加電源提供， 當(dāng)彈丸飛行速度引起的拉伐爾進氣道1內(nèi)流速v較大時，熱量主要通過流體強迫對流帶走， 根據(jù)King公式可得：/沐=(』+，其中為施加給加熱熱電阻32的電功率，A* (Th-T f)為流失到柔性襯底31的熱量，B*(Th_Tf)為空氣帶走的熱量，Th為加熱熱電阻32的工 作溫度，T f為環(huán)境溫度即拉伐爾進氣道1內(nèi)氣體溫度，A、B為結(jié)構(gòu)參數(shù)。
[0047]所述的柔性熱膜速度傳感器3工作模式為恒溫差模式，即Th-Tf恒定，且加熱熱電阻 32的阻值Rh不變，即加熱熱電阻32的電流Ih和流速v的大小一一對應(yīng)。當(dāng)流失到柔性襯底31 的熱量越小，柔性熱膜速度傳感器3的靈敏度越高。
[0048]由于環(huán)境溫度變化會對恒溫差測量結(jié)果產(chǎn)生影響，根據(jù)環(huán)境溫度熱電阻33的溫度 測量值可對敏感電路進行溫度補償;所述的環(huán)境測溫?zé)犭娮?4的阻值Rf大于等于加熱熱電 阻32阻值Rh的2倍，以降低加熱控制電路的功耗。
[0049]所述的熱損失型測速電橋電路采用恒溫差反饋控制方法使加熱熱電阻3 2的工作 溫度Th相對環(huán)境溫度Tf保持恒定的溫度差。當(dāng)拉伐爾進氣道1內(nèi)的有氣流流過時，加熱熱電 阻32的熱量被帶走，使得Rh變小，因而放大器的輸入電壓差E12和輸出電壓E〇變大，使得流過 加熱熱電阻32的電流Ih增大進而加熱，使得阻值Rh再次增大。通過測得的加熱熱電阻32的工 作電流Ih或電壓，就可實現(xiàn)流速￥的測量。
[0050] 2)熱溫差型測速電橋電路和熱損失型測速電橋電路產(chǎn)生的模擬信號經(jīng)濾波、放大 和模數(shù)轉(zhuǎn)換后傳遞到數(shù)字處理單元。
[0051] 所述的第一熱溫差型測量電橋電路、第二熱溫差型測量電橋電路與熱損失型測量 電橋電路并行測量，產(chǎn)生的三路模擬測量信號分別依次經(jīng)過濾波、放大和模數(shù)轉(zhuǎn)換后形成 對應(yīng)的拉伐爾進氣道1內(nèi)流速的數(shù)字測量信號，并傳遞到數(shù)字處理單元。
[0052] 3)數(shù)字處理單元根據(jù)飛行速度數(shù)據(jù)列表獲得彈體的飛行速度并輸出飛行速度信 號。
[0053]所述的數(shù)字處理單元根據(jù)已標(biāo)定的飛行速度數(shù)據(jù)列表記錄的速度測量飽和值，自 動在三路量程信號間切換并無縫生成單輸出彈丸最終需要的飛行速度信號。
[0054] 所述的切換是指，數(shù)字處理單元通過運行相應(yīng)的程序確定二路熱溫差型測速電橋 電路可測的兩段速度量程大小，并確定可測得的最大值;當(dāng)測量的速度超過最大值時，切換 到熱損失型測速電橋電路以輸出高速飛行速度信號。
[0055] 所述的數(shù)字處理單元包括微控制器和存儲器。微控制器可以為ARM處理器、DSPS 片或現(xiàn)場可編程門陣列。
[0056]所述的已標(biāo)定的飛行速度數(shù)據(jù)列表是指，測量前將彈體固定在靜態(tài)吹風(fēng)系統(tǒng)的出 風(fēng)口，逐步改變風(fēng)速大小，獲得相應(yīng)的拉伐爾進氣道1內(nèi)的流速變化，從而實現(xiàn)對三路信號 進行彈丸飛行速度、拉伐爾進氣道1內(nèi)流速和電橋電路輸出三者之間的標(biāo)定，最終獲得關(guān)聯(lián) 飛行速度大小的三路電橋電路輸出信號形成的飛行速度數(shù)據(jù)列表。傳感器飛行速度數(shù)據(jù)列 表存儲在存儲器中。
[0057]所述的微控制器連通相應(yīng)量程的測溫?zé)犭娮杷诘幕菟雇姌螂娐份敵鲲w行速 度測量信號。兩路熱溫差型測量電橋電路用于低飛行速度的測量，測速范圍為0.1~l〇m/S， 用于飛行彈丸彈道最高點附近的低速精細測量。
[0058]所述的熱損失型測量電橋電路采用恒溫差控制方法，用于高飛行速度的測量，測 速范圍為10~400m/s，主要用于測量彈丸發(fā)射上升段和下落段的速度。【注意改為10-400m/ s 了】
[0059] 所述的測溫?zé)犭娮鑼?3速度的測量靈敏度和測量范圍不同。測溫?zé)犭娮杈嚯x加熱 熱電阻32越遠，速度測量飽和值越小，但靈敏度越高。測溫?zé)犭娮鑼?3可兼顧流速測量的量 程和靈敏度。
[0060]如圖8所示，彈丸飛行速度與拉伐爾進氣道1內(nèi)壁柔性熱膜速度傳感器3所在的流 場流速之間的有限元仿真曲線，有限元仿真時，拉伐爾進氣道1總長為25.4mm，進氣道收縮 段11長為4.06mm，進氣道喉部12長為2.54mm，進氣道擴張段13長為18.8mm，其入口處直徑 10.67mm，進氣道喉部12直徑7.93mm，出口直徑10.16mm。柔性熱膜速度傳感器3貼于進氣道 擴張段13的相對位置。仿真曲線表明，柔性熱膜速度傳感器3處的流場速度與彈丸飛行速度 之間為單調(diào)函數(shù)關(guān)系，彈體飛行速度〇-350m/s對應(yīng)進氣道內(nèi)擴張段13壁面流速為0-75m/s， 因此，根據(jù)本發(fā)明貼于拉伐爾進氣道1內(nèi)擴張段壁面上的柔性熱膜速度傳感器3的輸出大 小，可計算出彈丸的實時飛行速度，進而實現(xiàn)彈道參數(shù)辨識。
[0061]與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明取代了引信渦輪發(fā)電機兼用速度傳感器的工作形式，將 柔性熱膜速度傳感器保形貼裝于彈丸引信拉伐爾進氣道壁面上，無須改變彈丸的原有引信 結(jié)構(gòu)，能獲得全彈道參數(shù)辨識所需的彈體實時飛行速度。
【主權(quán)項】
1. 一種彈體飛行速度測量方法，其特征在于，通過將基于MEMS技術(shù)的柔性熱膜速度傳 感器設(shè)置于待測彈體的拉伐爾管的進氣道擴張段的壁面上，利用進氣道內(nèi)流場速度與彈體 飛行速度的單調(diào)函數(shù)關(guān)系，由柔性熱膜速度傳感器測量進氣道壁面流場流速，進而計算彈 體的實時飛行速度，所述的柔性熱膜速度傳感器通過設(shè)于進氣道擴張段管壁的縫隙開孔傳 輸信號。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的彈體飛行速度測量方法，其特征是，具體包括以下步驟： 1) 將柔性熱膜速度傳感器貼于彈體拉伐爾管壁面，形成兩路熱溫差型惠斯通電橋電路 和一路熱損失型惠斯通電橋電路； 2) 獲得模擬測量信號并經(jīng)濾波、放大和模數(shù)轉(zhuǎn)換后傳遞到數(shù)字處理單元； 3) 數(shù)字處理單元根據(jù)飛行速度數(shù)據(jù)列表獲得彈體速度并輸出飛行速度信號。3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的彈體飛行速度測量方法，其特征是，所述的柔性熱膜速度 傳感器包括:加熱熱電阻、環(huán)境測溫?zé)犭娮?、兩對測溫?zé)犭娮枰约叭嵝砸r底，其中：柔性襯底 上設(shè)有絕緣保護層，柔性襯底和絕緣保護層之間設(shè)有支撐膜，加熱熱電阻和測溫?zé)犭娮柙O(shè) 置于絕緣層保護層與支撐膜之間，環(huán)境測溫?zé)犭娮柙O(shè)置于柔性襯底與絕緣保護層之間，兩 對測溫?zé)犭娮璺謩e位于加熱熱電阻兩側(cè)，柔性襯底中設(shè)有隔熱空腔，加熱熱電阻和測溫?zé)?電阻位于隔熱空腔上方。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的彈體飛行速度測量方法，其特征是，所述的支撐膜對應(yīng)設(shè)置于 隔熱空腔上方，支撐膜懸空的面積為1mm2以下。5. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的彈體飛行速度測量方法，其特征是，所述的環(huán)境測溫?zé)犭娮琛?加熱熱電阻和測溫?zé)犭娮瓒紴橛鼗鼐€狀結(jié)構(gòu)，迂回線的線寬不超過ΙΟμπι，所述的環(huán)境測溫 熱電阻阻值為加熱熱電阻阻值的兩倍以上。6. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的彈體飛行速度測量方法，其特征是，所述的柔性襯底和支撐膜 的材料為聚酰亞胺。7. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的彈體飛行速度測量方法，其特征是，所述的絕緣保護層為厚度 5μηι以下的聚合物薄膜或厚度1 μπι以下的無機物薄膜。8. 根據(jù)權(quán)利要求7所述的彈體飛行速度測量方法，其特征是，所述的聚合物薄膜材料為 聚酰亞胺、聚對二甲苯或苯并環(huán)丁烯，無機物薄膜材料為氮化硅、氧化硅或氧化鋁。9. 一種彈體飛行速度測量系統(tǒng)，其特征在于，包括:設(shè)置于彈體拉伐爾管內(nèi)壁面的柔性 熱膜速度傳感器、熱溫差型測速電橋電路、熱損失型測速電橋電路、信號處理電路以及數(shù)字 處理單元，其中：熱溫差型測速電橋電路和熱損失型測速電橋電路都與柔性熱膜速度傳感 器相連組成惠斯通電橋電路并將各自的測量信號傳到信號處理電路，數(shù)字處理單元從信號 處理電路接收經(jīng)過模數(shù)轉(zhuǎn)換后的測量信號后輸出飛行速度信號。10. 根據(jù)權(quán)利要求9所述的彈體飛行速度測量系統(tǒng)，其特征是，所述的熱溫差型測速電 橋電路包括第一熱溫差型測速電橋電路和第二熱溫差型測速電橋電路，信號處理電路包括 與第一熱溫差型測速電橋電路相連的第一信號處理電路、與第二熱溫差型測速電橋電路相 連的第二信號處理電路和與熱損失型測速電橋電路相連的第三信號處理電路。
【文檔編號】G01P3/00GK105891530SQ201610451596
【公開日】2016年8月24日
【申請日】2016年6月21日
【發(fā)明人】崔峰, 楊剛, 樊冬, 曾慶貴, 劉武, 張衛(wèi)平, 吳校生, 陳文元
【申請人】上海交通大學(xué)