CN115683042A - 应用于飞行器的多通道探针测量系统和参数测量方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种应用于飞行器的多通道探针测量系统和参数测量方法，涉及飞行器流场检测技术领域，所述系统包括：多孔探针、皮托管和\或测量主机，所述测量主机包括多个检测通道，所述多个检测通道包括角度检测通道和速度检测通道；所述多孔探针通过所述角度检测通道连接至所述测量主机；所述皮托管通过所述速度检测通道连接至所述测量主机；所述测量主机用于根据所述多孔探针采集到的数据和所述皮托管采集到的数据，得到所述飞行器的运行参数。可以采集到同一位置的多个测量数据，使得采集到的数据量更多，提高测量主机的检测精度，也可以采集到不同位置的多个测量数据，可以同时对不同位置的数据进行测量，提高测量主机的检测效率。

Description

应用于飞行器的多通道探针测量系统和参数测量方法

技术领域

本申请涉及飞行器流场检测技术领域，尤其涉及一种应用于飞行器的八通道探针测量系统和参数测量方法。

背景技术

飞行器的流场数据的采集对飞行器的安全飞行具有重要意义。现有技术中对于飞行器的角度信息、来流速度等运行参数的测量大部分采用多孔探针来测量。

但在飞行器实际应用中，所采用的检测设备的检测通道有限，进而导致其采集的数据量有限，导致检测结果存在误差，若要获取更多的数据量则需要设置多个检测设备，会增加飞行器的整体重量以及增加功耗。且在一些风洞试验的场景，现有检测设备由于获取的检测数据有限，还会增加试验成本。

在这种情况下，有必要提出一种能够提高飞行器的流场气流的检测结果精确度和检测效率的系统。

发明内容

有鉴于此，本申请的目的在于提出一种应用于飞行器的多通道探针测量系统和参数测量方法，能够针对性的解决现有的问题。

基于上述目的，第一方面，本申请提出了一种应用于飞行器的多通道探针测量系统，所述系统包括：多孔探针、皮托管和测量主机，所述测量主机包括多个检测通道，所述多个检测通道包括角度检测通道和\或速度检测通道；所述多孔探针通过所述角度检测通道连接至所述测量主机；所述皮托管通过所述速度检测通道连接至所述测量主机；所述测量主机用于根据所述多孔探针采集到的数据和所述皮托管采集到的数据，得到所述飞行器的运行参数。

可选地，所述系统包括至少一个多孔探针，所述测量主机的多个角度检测通道的数量根据所述至少一个多孔探针的数量和每一所述多孔探针的孔数得到；其中，所述多孔探针通过连接组件连接至所述测量主机，所述连接组件具有与每一角度检测通道一一对应的导压管，所述多孔探针的每一孔通过一导压管与一角度检测通道一一对应连接。

可选地，所述测量主机包括壳体、设置在所述壳体内的处理器和对应于每一检测通道的传感器，所述传感器与所述处理器相连，所述传感器用于将采集到的所述多孔探针的压力数据以数字通讯方式传输至所述处理器。

可选地，所述多孔探针为五孔探针，所述测量主机具有八个测量通道，所述八个测量通道包括五个角度检测通道、两个速度检测通道和一个大气压力检测通道；所述五孔探针的五个孔分别连接所述五个角度检测通道；所述皮托管包括总压孔和静压孔，所述总压孔和静压孔分别连接所述两个速度检测通道；所述大气压力检测通道设置有绝压传感器，所述绝压传感器用于读取当前大气压力。

可选地，所述测量主机对应于每一检测通道的传感器包括第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器、第四差压传感器、第五差压传感器、第六差压传感器、第七差压传感器和所述绝压传感器，所述第一至第五差压传感器分别与所述五个角度检测通道一一对应，所述第六差压传感器和第七差压传感器分别与所述两个速度检测通道一一对应；所述测量主机的处理器用于根据所述第一至第五差压传感器接收到的五孔探针的压力数据得到所述飞行器的角度参数，以及根据所述第六差压传感器和第七差压传感器接收到的所述皮托管的压力数据得到所述飞行器所处环境的气流速度。

可选地，所述测量主机还包括：温度采集电路、电源电路、通讯电路和存储电路，所述温度采集电路、电源电路、通讯电路和存储电路分别连接至所述处理器；所述壳体设置有连接插座，所述温度采集电路、电源电路、通讯电路和存储电路通过所述连接插座连接外部设备；所述温度采集电路包括温度传感器和温度采集芯片，所述温度传感器连接所述温度采集芯片，所述温度采集芯片连接所述处理器，所述温度采集电路用于采集当前大气温度；所述通讯电路包括通讯芯片和串口通讯模块，所述通讯芯片连接所述处理器和串口通讯模块，所述串口通讯模块用于连接上位机并与所述上位机进行数据传输；所述存储电路用于存储所述处理器在数据处理过程中所需的数据，所述存储电路包括存储管理芯片、存储卡和传输接口，所述传输接口和所述存储卡与所述存储管理芯片连接，所述存储管理芯片连接所述处理器，所述存储管理芯片用于对上述存储卡中的数据以及所述处理器在数据处理过程中所需的数据进行管理。

可选地，所述壳体包括具有电磁屏蔽和温控功能的外壳。

第二方面，本申请提出了一种参数测量方法，所述测量方法应用于第一方面任一项所述的应用于飞行器的多通道探针测量系统，所述方法包括：获取所述多孔探针和所述皮托管采集到的压力数据，以及获取所述飞行器的标定系数，所述标定系数根据所述飞行器在预设运行参数下的压力值和标定公式得到；根据所述标定系数和所述压力数据进行反向插值计算，得到所述飞行器的运行参数，所述运行参数包括所述飞行器的俯仰角、偏航角、总压和动压中的至少一种。

总的来说，本申请的优势及给用户带来的体验在于：

本申请提供一种应用于飞行器的多通道探针测量系统包括多孔探针、皮托管和测量主机，测量主机包括多个检测通道，多个检测通道包括角度检测通道和速度检测通道；多孔探针通过角度检测通道连接至测量主机；皮托管通过所述速度检测通道连接至测量主机；测量主机用于根据多孔探针采集到的数据和所述皮托管采集到的数据，进而得到飞行器的运行参数。可以采集到同一位置的多个测量数据，使得采集到的数据量更多，提高测量主机的检测精度，也可以采集到不同位置的多个测量数据，可以同时对不同位置的数据进行测量，提高测量主机的检测效率。

附图说明

在附图中，除非另外规定，否则贯穿多个附图相同的附图标记表示相同或相似的部件或元素。这些附图不一定是按照比例绘制的。应该理解，这些附图仅描绘了根据本申请公开的一些实施方式，而不应将其视为是对本申请范围的限制。

图1示出本申请的应用于飞行器的多通道探针测量系统的系统架构图；

图2示出本申请的应用于飞行器的多通道探针测量系统的另一系统架构图；

图3示出根据本申请实施例的测量主机的部分结构示意图；

图4示出了根据本申请实施例的一种八通道探针测量系统的结构示意图；

图5示出了一种测量主机的硬件结构示意图；

图6示出了根据本申请实施例的一种多通道探针测量系统的结构示意图；

图7示出了根据本申请实施例的一种参数测量方法的步骤流程图；

图8示出了本实施例的多通道探针测量系统在飞行器上的实际应用示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本申请作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与有关发明相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

图1示出本申请的应用于飞行器的多通道探针测量系统的系统架构图。

参考图1，本实施例提供的应用于飞行器的多通道探针测量系统包括：多孔探针、皮托管102和测量主机103，测量主机103包括多个检测通道，多个检测通道包括角度检测通道和\或速度检测通道，多孔探针通过角度检测通道连接至测量主机103，皮托管102通过速度检测通道连接至测量主机103。其中，测量主机103用于根据多孔探针采集到的数据和所述皮托管102采集到的数据，得到飞行器的运行参数。

需要说明的是，本实施例的多个检测通道包括角度检测通道和\或速度检测通道，即，本实施例的多个检测通道可以仅包含角度检测通道，以根据实际需求仅检测飞行器的角度数据，也可以仅包含速度检测通道，以根据实际需求仅检测飞行器所处环境的气流速度，还可以同时包含角度检测通道和速度检测通道，以根据实际需求检测飞行器的飞行角度和飞行器所处环境的气流速度。本实施例为了方便说明，下文以多个检测通道包括角度检测通道和速度检测通道为。

具体地，角度检测通道用于接收多孔探针采集到的压力数据，该压力数据被测量主机103端的传感器接收之后，由处理器对压力数据进行处理，以得到飞行器的角度参数，角度参数包括俯仰角和偏航角。速度检测通道用于接收皮托管102采集到的压力数据，该压力数据被测量主机103端的传感器接收之后，由处理器对压力数据进行处理，以得到飞行器所处环境的气流速度。

本实施例的多通道探针测量系统的多孔探针可以包括三孔探针、五孔探针、七孔探针中的任一种，或者是三孔探针、五孔探针、七孔探针中的任两种，或者多种不同孔数探针的组合。参考图1，多孔探针包括多孔探针1、多孔探针2和多孔探针3一共3个多孔探针，假设这3个多孔探针分别为三孔探针、五孔探针和七孔探针，则角度检测通道包括15个角度检测通道。

图2示出了本实施例提供的应用于飞行器的多通道探针测量系统的另一系统架构图。参考图2，多孔探针包括一个多孔探针，假设该多孔探针为五孔探针101，则角度检测通道包括5个角度检测通道。

本实施例中，当多个多孔探针与测量主机103相连时，可以采集到同一位置的多个测量数据，使得采集到的数据量更多，提高测量主机103的检测精度，也可以采集到不同位置的多个测量数据，可以同时对不同位置的数据进行测量，提高测量主机103的检测效率。即本实施例可以提高测量主机103对飞行器的流场气流的检测结果精确度和检测效率。

本实施例中，多通道探针测量系统包括至少一个多孔探针，即多孔探针可以是一个也可以是多个，测量主机103的多个角度检测通道的数量根据至少一个多孔探针的数量和每一多孔探针的孔数得到。

本实施例中，测量主机103的多个角度检测通道的数量为所有多孔探针的孔数之和，从而使得每一多孔探针的每个孔所采集到的压力数据均能被传输至测量主机103。

例如，多通道探针测量系统包括一个七孔探针，则测量主机103的角度检测通道的数量为七个。例如，多通道探针测量系统包括一个七孔探针和一个三孔探针，则测量主机103的角度检测通道的数量为十个。又例如，多通道探针测量系统包括两个七孔探针和一个三孔探针，则测量主机103的角度检测通道的数量为十七个。

需要说明的是，上述计算的是角度检测通道，而本实施例的测量主机103的总通道数是角度检测通道的数量、速度检测通道和大气压力检测通道之和，其中，大气压力检测通道设置有绝压传感器，绝压传感器用于读取当前大气压力。

本实施例中，为了提高多通道探针测量系统的适用性，多孔探针通过连接组件202连接至测量主机103，连接组件202用于将多孔探针的每一孔采集到的压力数据传输至测量主机103。其中，连接组件202具有与每一角度检测通道一一对应的导压管，多孔探针的每一孔通过一导压管与一角度检测通道一一对应连接，以使每一孔的压力数据能被独立的传输至测量主机103中的传感器。

在一个例子中，连接组件202可以是具有多个独立导压管的集成模块(图中未示出)，例如导压组件是一根两端具有连接头，连接头用于连接多孔探针和测量主机103，连接组件202的中间具有多个贯穿上述连接头的空心导管的集成组件，一方面可以实现导压管的集成，增加导压管的耐用性，另一方面可以减小导压管的体积。

在一个例子中，连接组件202也可以由如图1或图2所示的多个独立的导压管所组成的连接组件202，多个独立的导压管的两端分别连接多孔探针和测量主机103。

在另一个例子中，连接组件202在将多孔探针的每一孔采集到的压力数据传输至测量主机103的同时还可以用于传输电信号，例如，在集成的连接组件202中设置信号传输线，信号传输线连接测量主机103与多孔探针所在位置设置的器件相连，以提高连接组件202的集成度，减小本实施例多通道探针测量系统的整体体积。

本实施例中，测量组件可以采用橡胶导压管，使得导压管具有较好的柔韧性，避免多孔探针或皮托管102与测量主机103之间因刚性连接而只能处于固定位置的情况，增加多孔探针和皮托管102的位置放置可选性，且有利于多孔探针和皮托管102与测量主机103之间的安装和拆卸。

图3示出了一种测量主机103的部分结构示意图。本实施例中，测量主机103包括壳体、设置在壳体内的处理器和对应于每一检测通道的传感器，传感器与处理器104相连，传感器用于将采集到的多孔探针的压力数据以数字通讯方式传输至处理器104。例如，传感器通过集成电路总线(Inter-Integrated Circuit，IIC)或串行外设接口(SerialPeripheral Interface，SPI)的通讯方式将采集到的多孔探针的压力数据以数字通讯方式传输至处理器104。

如图3所示，传感器包括传感器1、传感器2、传感器3、传感器4...传感器N，N个传感器均连接至处理器104。

由此可知，本实施例的传感器为数字传感器，采用数字通讯方式，其数据获取率最大可达到400Hz，在此数据更新率下，可为后端算法提供50个数据滑动平均的50Hz数据输出，使处理器104可以更快计算结果数据。同时，传感器采用数字通讯方式而非模拟信号输出，有利于降低环境因素对气压数据的干扰，具有抗干扰，体积小，功耗低的优势，可以降低由于传感器电路自身模数采样的精度漂移对测量数据的影响，使应用场景和环境适应性更强，更能满足飞行器的苛刻环境要求。

图4示出了一种八通道探针测量系统的结构示意图。本实施例中，当多通道探针测量系统的多孔探针为五孔探针时，测量主机103具有八个测量通道，八个测量通道包括五个角度检测通道、两个速度检测通道和一个大气压力检测通道；五孔探针的五个孔分别连接五个角度检测通道，用于测量飞行器的角度参数，角度参数包括飞行器的俯仰角和偏航角。皮托管102包括总压孔和静压孔，总压孔和静压孔分别连接两个速度检测通道，用于测量飞行器所处环境的气流速度。大气压力检测通道设置有绝压传感器，绝压传感器用于读取当前大气压力。

其中，五孔探针是根据压差法测量数据的多孔探针装置，在空气动力流场的测试场景，尤其是航空航天流场测试中是有着广泛的应用。五孔探针的探针前端的中心和上下左右对称的位置分别设置有测压孔，五孔探针可以通过气流对五个测压孔产生不同压力大小确定流体特性，计算流场总压、静压以及气流的流速、流向。

皮托管102是测量气流总压和静压以确定气流速度的一种管状装置，可通过皮托管102测量压力，再应用伯努利定理直接算出气流的速度，具有良好的速度测量精度。

考虑到五孔探针虽然可以测量飞行器的速度分量，但是由于其自身结构和使用前校准的复杂度，本实施例采用皮托管102来测量飞行器所处环境的气流速度，五孔探针用于测量飞行器的俯仰角和偏航角，从而减少通过五孔探针测量空气流速时复杂的标定校核工作，降低测量复杂度，能够很大程度提高对于飞行器运行参数的测量精度和测量速度。

具体地，如图4所示，测量主机103对应于每一检测通道的传感器包括第一差压传感器1031、第二差压传感器1032、第三差压传感器1033、第四差压传感器1034、第五差压传感器1035、第六差压传感器1036、第七差压传感器1037和绝压传感器1038，第一至第五差压传感器分别与五个角度检测通道一一对应，第六差压传感器1036和第七差压传感器1037分别与两个速度检测通道一一对应；测量主机103的处理器104用于根据第一至第五差压传感器接收到的五孔探针101的压力数据得到飞行器的角度参数，以及根据第六差压传感器1036和第七差压传感器1037接收到的皮托管102的压力数据得到飞行器所处环境的气流速度。

在一个例子中，处理器104采用ATmega128单片机，具有快速启动以及程序设置灵活的功能。处理器104用于对第一至第七差压传感器和绝压传感器采集到的数据进行处理。

参考图4，第一差压传感器1031、第二差压传感器1032、第三差压传感器1033、第四差压传感器1034、第五差压传感器1035、第六差压传感器1036、第七差压传感器1037和绝压传感器1038分别通过各自独立的传输通道与处理器104连接，每一个通道有其唯一对应的通讯地址。

本实施例中，测量主机103还包括：温度采集电路105、电源电路106、通讯电路107和存储电路108，温度采集电路105、电源电路106、通讯电路107和存储电路108分别连接至处理器104。参考图5，壳体501设置有连接插座502，温度采集电路105、电源电路106、通讯电路107和存储电路108通过连接插座502连接外部设备，如供电电源。

其中，温度采集电路105包括温度传感器1051和温度采集芯片1052，所述温度传感器1051连接所述温度采集芯片1052，温度采集芯片1052连接所述处理器104，温度采集电路105用于采集当前大气温度。处理器104可以根据温度传感器1051采集到的温度数据，得到当前飞行器所处的环境温度，并计算出大气密度，根据预设的皮托管102标定数据以及伯努利方程可计算出当前五孔探针的来流速度。

本实施例中，通讯电路107包括通讯芯片1071和串口通讯模块1072，通讯芯片1071连接处理器104和串口通讯模块1072，串口通讯模块1072用于连接上位机并与上位机进行数据传输。

在一个例子中，通讯芯片1071和串口通讯模块1072采用RS485协议传输，可以选择请求应答模式，也可以选择直接发送模式，开发人员可根据实际应用需求设置相应传输模式。

本实施例中，存储电路108用于存储所述处理器104在数据处理过程中所需的数据，所述存储电路包括存储管理芯片1081、存储卡1083和传输接口1082，传输接口504和所述存储卡与存储管理芯片连接，存储管理芯片连接所述处理器104，存储管理芯片1081用于对上述存储卡1083中的数据以及所述处理器104在数据处理过程中所需的数据进行管理。传输接口504可以是USB接口，用于连接飞行器其他设备，以实现存储管理芯片1081的数据的写入和导出。

例如，在处理器104根据压力数据计算压力值时，调取存储卡1083中预先存储的五孔探针的每个孔压力数据标定值以及校验系数，或者，在处理器104得到压力值之后，将得到的压力值存储与存储卡1083中，本实施例的存储卡可以是TF卡。

本实施例中，电源电路用于为测量主机103供电，电源电路包括电源稳压器，电源稳压器的一端连接测量主机103，另一端连接供电电源，用于将供电电源转换为测量主机103的工作电压，本实施例的测量主机103的工作电压范围为4.5～45V。

在一个例子中，电源稳压器可以采用LM2596稳压器，LM2596稳压器采用降压型电源管理单片集成电路，能够输出3A的驱动电流，同时具有很好的线性和负载调节特性，保证输出性能稳定，可以减小因电压不稳给传感器带来的测量误差。

图5示出了一种测量主机103的硬件结构示意图，参考图5，测量主机103具有壳体501，上述处理器104、传感器、温度采集电路105、电源电路106、通讯电路107和存储电路108设置在壳体内。

连接插座502可以是如图5所示的8芯集成插座，本实施例的温度采集电路105、电源电路106、通讯电路107均与连接插座502电连接。

其中，壳体501设置有测量接口505，测量接口505用于与连接组件202相连，用于实现连接组件202与测量主机103的连接。其中，测量接口505的数量与测量主体的检测通道的数量一致。

本实施例的壳体501包括具有电磁屏蔽和温控功能的外壳。例如，本实施例测量主机103的外壳为全金属铝合金外壳，可实现电磁屏蔽功能，有效防止电磁干扰。

例如，可以在外壳上设置多个散热槽，或者在散热槽上设置开合部件，以实现对散热槽的开关功能，当温度高于预设值时，打开开合部件，通过散热槽实现测量主机103内部与外部的空气对流，在温度低于预设值时，关闭开合部件，减少测量主机103内部与外部的空气对流。又或者，在外壳的内壁上设置温控材料，以达到温度控制的目的。

另外，参考图5，本实施例的测量主机103还包括供电开关503、工作指示灯109，供电开关用于实现测量主机103的供电控制，工作指示灯109用于显示测量主机103的工作状态，例如测量主机103处于工作状态时，工作指示灯109处于绿灯状态，测量主机103处于待机状态时，工作指示灯109处于红灯状态。

下面基于处理器104的工作流程对本实施例提供的应用于飞行器的多通道探针测量系统的系统的工作流程进行说明：

处理器104根据接收到的第一至第五差压传感器采集到的压力数据，得到飞行器的俯仰角和偏航角，处理器104根据接收到的第六差压传感器和第七差压传感器采集到的压力数据得到飞行器所处环境的气流速度，处理器104根据接收到的绝压传感器采集到的压力数据得到环境大气压力和飞行器所处的海拔高度，且处理器104还能够根据温度传感器采集得到的温度数据得到当前大气温度。

由此可知，本实施例可最大程度发挥五孔探针、皮托管102和各传感器的各自测量精度优势，实现在线处理检测数据并对外输出飞行器飞行参数的功能，为满足各种飞行器需求提供了可能性。

上述图4为本实施例的八通道探针测量系统的结构示意图，而在测量主机103的通道数量改变时，多通道探针测量系统的结构示意图如图6所示，参考图6，多孔探针具有多个，可以包括多孔探针A、多孔探针B...多孔探针M，与多孔探针连接的差压传感器包括第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器、第四差压传感器...第N差压传感器,此时测量主机103还包括温度采集电路、电源电路、通讯电路、存储电路和工作指示灯。

本实施例提供的一种应用于飞行器的多通道探针测量系统包括多孔探针、皮托管102和测量主机103，测量主机103包括多个检测通道，多个检测通道包括角度检测通道和速度检测通道；多孔探针通过角度检测通道连接至测量主机103；皮托管102通过所述速度检测通道连接至测量主机103；测量主机103用于根据多孔探针采集到的数据和所述皮托管102采集到的数据，进而得到飞行器的运行参数。可以采集到同一位置的多个测量数据，使得采集到的数据量更多，提高测量主机103的检测精度，也可以采集到不同位置的多个测量数据，可以同时对不同位置的数据进行测量，提高测量主机103的检测效率。

本实施例还提供一种参数测量方法，参考图7，该测量方法应用于本实施例提供的应用于飞行器的多通道探针测量系统，如图4或图6所示的系统，该方法包括如下步骤S701-S702：

S701、获取多孔探针和皮托管102采集到的压力数据，以及获取飞行器的标定系数。

本实施例中多孔探针和皮托管102采集到的压力数据即测量主机103与多孔探针和皮托管102所连接的传感器采集到的数据。

本实施例中，飞行器的标定系数根据飞行器在预设运行参数下的压力值和标定公式得到。其中，预设运行参数为通过在风洞中进行实验得到的参数，如，在标准风洞中进行吹风试验，获得相应的实验数据，得到探针在特定的流速下不同感压孔的压力值以及偏转角、俯仰角的大小，并带入到标定公式中得到标定系数。

S702、根据标定系数和压力数据进行反向插值计算，得到飞行器的运行参数。

本实施例中，运行参数包括飞行器的俯仰角、偏航角、总压和动压中的至少一种。

以测量主机103所连接的多孔探针为五孔探针为例，五孔探针包括上孔、下孔、中孔、左孔和右孔，标定公式可以是：

俯仰系数＝(下孔压力值-上孔压力值)/(中孔压力值-周围4孔压力平均值)

偏航系数＝(右孔压力值-左孔压力值)/(中孔压力值-周围4孔压力平均值)

总压系数＝(总压值-中孔压力值)/(中孔压力值-周围4孔压力平均值)

动压系数＝(总压值-静压值)/(中孔压力值-周围4孔压力平均值)

其中，上孔、下孔、中孔、左孔和右孔的压力值为在风洞中进行实验得到的五孔探针各个孔的压力值。总压值和静压值为皮托管102的两个孔所受到的压力值。

在标定之后，可以得到每一组俯仰系数和偏航系数对应的俯仰角、偏航角、总压系数与动压系数。则在将标定之后的多孔探针应用在飞行器的飞行场景中时，通过获取测量主机103与多孔探针和皮托管102所连接的传感器采集到的数据，即飞行器的实测值，通过实测值进行反向插值计算，即可得到当前飞行器的俯仰角、偏航角、总压值和动压值。具有良好的检测效果，且本实施例的测量系统具有多通道，可以得到多个测量值，可减小测量误差。

图8示出了本实施例的多通道探针测量系统在飞行器上的实际应用，其中，本实施例的多通道探针测量系统设置在飞行器800内部，可以通过增加导压管的长度，来实现目标位置的测量，目标位置可以是飞行器的机头和两翼，例如图8中所示，多通道探针测量系统包括3个多孔探针，三个多孔探针分别设置在飞行器的机头、左翼和右翼，从而获取机头、左翼和右翼的压力数据，进而对飞行器的运行参数进行监测，保证飞行器平稳运行。

本实施例中处理器104还可能是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。在实现过程中，上述方法的各步骤可以通过处理器中的硬件的集成逻辑电路或者软件形式的指令完成。上述的处理器104可以是通用处理器，包括中央处理器(Central Processing Unit，简称CPU)、网络处理器(Network Processor，简称NP)等；还可以是数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、现成可编程门阵列(FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。可以实现或者执行本申请实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本申请实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。该存储介质位于存储器，处理器读取存储器中的信息，结合其硬件完成对传感器采集到的压力数据的处理。

需要说明的是：

在此提供的算法和显示不与任何特定计算机、虚拟系统或者其它设备有固有相关。各种通用系统也可以与基于在此的示教一起使用。根据上面的描述，构造这类系统所要求的结构是显而易见的。此外，本申请也不针对任何特定编程语言。应当明白，可以利用各种编程语言实现在此描述的本申请的内容，并且上面对特定语言所做的描述是为了披露本申请的最佳实施方式。

在此处所提供的说明书中，说明了大量具体细节。然而，能够理解，本申请的实施例可以在没有这些具体细节的情况下实践。在一些实例中，并未详细示出公知的方法、结构和技术，以便不模糊对本说明书的理解。

类似地，应当理解，为了精简本申请并帮助理解各个发明方面中的一个或多个，在上面对本申请的示例性实施例的描述中，本申请的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本申请要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，发明方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本申请的单独实施例。

本领域那些技术人员可以理解，可以对实施例中的设备中的模块进行自适应性地改变并且把它们设置在与该实施例不同的一个或多个设备中。可以把实施例中的模块或单元或组件组合成一个模块或单元或组件，以及此外可以把它们分成多个子模块或子单元或子组件。除了这样的特征和/或过程或者单元中的至少一些是相互排斥之外，可以采用任何组合对本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征以及如此公开的任何方法或者设备的所有过程或单元进行组合。除非另外明确陈述，本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征可以由提供相同、等同或相似目的的替代特征来代替。

此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本申请的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在下面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。

本申请的各个部件实施例可以以硬件实现，或者以在一个或者多个处理器上运行的软件模块实现，或者以它们的组合实现。本领域的技术人员应当理解，可以在实践中使用微处理器或者数字信号处理器(DSP)来实现根据本申请实施例的虚拟机的创建系统中的一些或者全部部件的一些或者全部功能。本申请还可以实现为用于执行这里所描述的方法的一部分或者全部的设备或者系统程序(例如，计算机程序和计算机程序产品)。这样的实现本申请的程序可以存储在计算机可读介质上，或者可以具有一个或者多个信号的形式。这样的信号可以从因特网网站上下载得到，或者在载体信号上提供，或者以任何其他形式提供。

应该注意的是上述实施例对本申请进行说明而不是对本申请进行限制，并且本领域技术人员在不脱离所附权利要求的范围的情况下可设计出替换实施例。在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。本申请可以借助于包括有若干不同元件的硬件以及借助于适当编程的计算机来实现。在列举了若干系统的单元权利要求中，这些系统中的若干个可以是通过同一个硬件项来具体体现。单词第一、第二、以及第三等的使用不表示任何顺序。可将这些单词解释为名称。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到其各种变化或替换，这些都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种应用于飞行器的多通道探针测量系统，其特征在于，所述系统包括：多孔探针、皮托管和测量主机，所述测量主机包括多个检测通道，所述多个检测通道包括角度检测通道和\或速度检测通道；

所述多孔探针通过所述角度检测通道连接至所述测量主机；

所述皮托管通过所述速度检测通道连接至所述测量主机；

所述测量主机用于根据所述多孔探针采集到的数据和所述皮托管采集到的数据，得到所述飞行器的运行参数。

2.根据权利要求1所述的多通道探针测量系统，其特征在于，所述系统包括至少一个多孔探针，所述测量主机的多个角度检测通道的数量根据所述至少一个多孔探针的数量和每一所述多孔探针的孔数得到；

其中，所述多孔探针通过连接组件连接至所述测量主机，所述连接组件具有与每一角度检测通道一一对应的导压管，所述多孔探针的每一孔通过一导压管与一角度检测通道一一对应连接。

3.根据权利要求2所述的多通道探针测量系统，其特征在于，所述测量主机包括壳体、设置在所述壳体内的处理器和对应于每一检测通道的传感器，所述传感器与所述处理器相连，所述传感器用于将采集到的所述多孔探针的压力数据以数字通讯方式传输至所述处理器。

4.根据权利要求3所述的多通道探针测量系统，其特征在于，所述多孔探针为五孔探针，所述测量主机具有八个测量通道，所述八个测量通道包括五个角度检测通道、两个速度检测通道和一个大气压力检测通道；

所述五孔探针的五个孔分别连接所述五个角度检测通道；

所述皮托管包括总压孔和静压孔，所述总压孔和静压孔分别连接所述两个速度检测通道；

所述大气压力检测通道设置有绝压传感器，所述绝压传感器用于读取当前大气压力。

5.根据权利要求4所述的多通道探针测量系统，其特征在于，所述测量主机对应于每一检测通道的传感器包括第一差压传感器、第二差压传感器、第三差压传感器、第四差压传感器、第五差压传感器、第六差压传感器、第七差压传感器和所述绝压传感器，

所述第一至第五差压传感器分别与所述五个角度检测通道一一对应，所述第六差压传感器和第七差压传感器分别与所述两个速度检测通道一一对应；

所述测量主机的处理器用于根据所述第一至第五差压传感器接收到的五孔探针的压力数据得到所述飞行器的角度参数，以及根据所述第六差压传感器和第七差压传感器接收到的所述皮托管的压力数据得到所述飞行器所处环境的气流速度。

6.根据权利要求1或4所述的多通道探针测量系统，其特征在于，所述测量主机还包括：温度采集电路、电源电路、通讯电路和存储电路，所述温度采集电路、电源电路、通讯电路和存储电路分别连接至所述处理器；所述壳体设置有连接插座，所述温度采集电路、电源电路、通讯电路和存储电路通过所述连接插座连接外部设备；

所述温度采集电路包括温度传感器和温度采集芯片，所述温度传感器连接所述温度采集芯片，所述温度采集芯片连接所述处理器，所述温度采集电路用于采集当前大气温度；

所述通讯电路包括通讯芯片和串口通讯模块，所述通讯芯片连接所述处理器和串口通讯模块，所述串口通讯模块用于连接上位机并与所述上位机进行数据传输；

所述存储电路用于存储所述处理器在数据处理过程中所需的数据，所述存储电路包括存储管理芯片、存储卡和传输接口，所述传输接口和所述存储卡与所述存储管理芯片连接，所述存储管理芯片连接所述处理器，所述存储管理芯片用于对上述存储卡中的数据以及所述处理器在数据处理过程中所需的数据进行管理。

7.根据权利要求3所述的多通道探针测量系统，其特征在于，所述壳体包括具有电磁屏蔽和温控功能的外壳。

8.一种参数测量方法，其特征在于，所述测量方法应用于权利要求1-7任一项所述的应用于飞行器的多通道探针测量系统，所述方法包括：

获取所述多孔探针和所述皮托管采集到的压力数据，以及获取所述飞行器的标定系数，所述标定系数根据所述飞行器在预设运行参数下的压力值和标定公式得到；

根据所述标定系数和所述压力数据进行反向插值计算，得到所述飞行器的运行参数，所述运行参数包括所述飞行器的俯仰角、偏航角、总压和动压中的至少一种。

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