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1、中北大学2013界本科毕业设计说明书基于单片机的多参数气动参数测试系统设计摘要本文介绍了一种基于单片机的多参数气动参数测试系统。针对飞行器在研制过程中，气动力分析、结构的静态和动态载荷强度（刚度）等数值计算与分析非常重要，本文结合大量的文献资料，在指导老师的帮助下，对传感器的结构及性能进行了研究，设计了一种多传感器气动参数测试系统，即对风洞吹风实验中的翼型模型表面压力、温度等多参数进行测试和采集。文中介绍了数据采集部分、控制部分、显示部分的设计细节，即依据设计要求的测试点密集、测试面小等条件，分析了现有各种压力、振动、温度传感元件的优缺点，根据课题需要选用小尺寸的传感元件，再对采集的传感器模拟
2、信号进行调理,最后得到需要的测试结果. 关键字：单片机；多传感器；气动参数 The design of aerodynamic -parameter testing system of multi-parameter AbstractThis paper describes a micro controller-based multi-parameter test system aerodynamic parameters. For aircraft in the development process, aerodynamic analysis, structural strength of
3、 the static and dynamic loads (stiffness) and other numerical calculation and analysis is very important, this paper, a lot of literature, in the instructors help, on the structure and properties of the sensor the research, design aerodynamic parameters of a multi-sensor test system, namely wind tun
4、nel experiment airfoil model surface pressure, temperature and other parameters are tested and acquisition.This paper describes the data acquisition part, control part, showing some of the design details, which according to the design requirements of the test point intensive, small test surface cond
5、itions such as analysis of the existing kinds of pressure, vibration, temperature sensing element advantages and disadvantages, according to the topicsneed to use small size of the sensing element, and then the collected sensor with analogsignal conditioning, and finally get desired results.Keywords
6、: SCM; multi-sensor; aerodynamic parameters 目 录1 绪论11.1 本课题研究的目的及意义11.2 国内外研究现状及趋势21.2.1传感器发展现状21.2.2 气动参数测试现状31.3 本课题的主要研究内容42 多传感器气动参数测试系统总体设计53 多传感器气动参数测试系统硬件设计63.1 采集部分硬件设计63.1.1 传感器测试单元设计63.1.2 温度、气压测试单元设计73.1.3 振动测试单元设计93.3 采集控制单元设计153.4 显示电路的设计164 多传感器气动参数测试系统软件设计204.1 I2C协议原理204.2 BMP085模块的软
7、件设计：测量温度和气压224.2.1 器件和寄存器地址224.2.2 开始温度压力测量224.2.3 读取A/D转换器的结果和E2PROM中的数据234.3 ADXL345模块设计：测量振动244.4 PCF8591模块254.4.1 控制字254.4.2 A/D转换255 总结28附录A：采集部分原理图和PCB图29附录B：部分程序30参考文献：34致 谢361 绪论 1.1 本课题研究的目的及意义随着国防工业的不断发展，飞机、导弹等飞行器的结构无论在外形、受力情况及边界条件等方面都变得十分复杂1。飞行器在研制的过程中，空气动力分析、结构的静、动态载荷强度（刚度）等参数的计算与分析非常重要2
8、。目前，在通常情况下，空气动力参数测试只能采用普通压力传感器、温度传感器、振动传感器在风洞实验中进行，在飞行器表面粘贴或打孔后将传感器嵌入被测飞行器表面，然后进行试验，无法在实际飞行中实施测试。且在一次风洞实验需要数目多达数百只的功能不同的传感器，系统布线复杂、体积庞大，目前还无法使用大面积多点测试的方法来获取物理参数的分布场，再者由于传感器体积较大，会严重影响被测体自身的表面流场中的空气动力参数特性，这样会使测得的表面压力载荷场的分布参数不准确，因此风洞实验也就无法模拟真实气动效应，更法满足飞行器要适应复杂气动条件与实弹验证的设计需求，这点会直接影响飞机、导弹等飞行器的精度、强度、速度、可靠
9、性等重要特性34。在新条件下的飞行气动参数的测试显得越发重要，同时弹体的飞行姿态、时空位置、转速、加速度、速度以及执行机构与控制输出等参数是飞行控制的关键，在武器系统的设计、研制及验收过程中都需要提供真实可靠的测试数据。多传感器测试系统，是一种新型感知、探测型的智能化多传感器（即柔性带式传感器）测试系统，它是将数百只多种参数的微型压力、温度、振动等数字化传感器，高密度的嵌入、封装到导弹或飞机及舵翼等翼型模型的表面，同时将所有传感器通过柔性电路总线互连，随导弹或飞机一起进行实弹空中试验或进行风洞吹风模拟实验，用以获取飞行器的表面多种物理参数、数千个测试点分布的压力、温度、振动、应变等准确数据，并
10、记录下来5。多传感器气动参数测试系统可一次获取大量数据，容易操作，可靠性高，并且可以监测和测试飞行器全寿命飞行过程中的实际大气环境参数，为飞行器的空气动力设计、研究及实验监测提供了重要的测试手段6。由于飞行器表面具有压力、温度、振动等多物理参数、数百个测试点场分布和获取巨大测试数据量的特点，本课题所研究的多传感器测试系统和基于嵌入式以太网技术高速通信记录仪，加强对高速数据采集、记录的研究，能够实时、精确的获得现场测试数据，以便反映实时、真实的情况。1.2 国内外研究现状及趋势1.2.1传感器发展现状基于单片机的多参数气动参数测试系统的设计核心是各传感器测试单元的的准确测试，它们决定着系统的精度
11、和灵敏度。所以本文传感器国内外的现状及发展将主要介绍压力、温度、应变和振动传感器四个方面:1、压力传感器压力传感器可根据输出信号及体内是否装入放大电路分为：压力传感器和压力变送器。根据其是否能测量腐蚀性介质及适应恶劣环境可分为：通用式和隔离式液体传感器7。压力传感器具有体积小、重量轻、灵敏度高、稳定可靠、成本低、便于集成化的优点, 可广泛用于压力、高度、加速度、液体的流量、流速、液位、压强的测量与控制。除此以外,还广泛应用于水利、地质、气象、化工、医疗卫生等方面。由于该技术是平面工艺与立体加工相结合,又便于集成化,所以可用来制成血压计、风速计、水速计、压力表、电子称以及自动报警装置等。压力传感
12、器已成为各类传感器中技术最成熟、性能最稳定、性价比最高的一类传感器8。 目前国内外关于压力传感器的研究主要有光纤压力传感器、电容式压力传感器耐高温压力传感器、硅微机械加工传感器、具有自测试功能的压力传感器、多维力传感器五种类型。其中电容式真空压力传感器因自熔焊接圆环的特殊作用可以防止泄露任何污染介质等具有广泛的应用前景9。2、温度传感器的发展现状目前，国际上新型温度传感器正从模拟式想数字式、集成化向智能化及网络化的方向发展10。 温度传感器按传感器与被测介质的接触方式可分为两大类：一类是接触式温度传感器，一类是非接触式温度传感器。接触式温度传感器的测温元件与被测对象要有良好的热接触，通过热传导
13、及对流原理达到热平衡。这种测温方法精度比较高，并可测量物体内部的温度分布。但对于运动的、热容量比较小的及对感温元件有腐蚀作用的对象，这种方法将会产生很大的误差11。 非接触测温的测温元件与被测对象互不接触。常用的是辐射热交换原理。此种测稳方法的主要特点是可测量运动状态的小目标及热容量小或变化迅速的对象，也可测量温度场的温度分布，但受环境的影响比较大12 。21世纪后，智能温度传感器正朝着高精度、多功能、总线标准化、高可靠性及安全性、开发虚拟传感器和网络传感器、研制单片测温系统等高科技的方向迅速发展。3、 应变式传感器发展现状自1930年电阻应变片初次出现以来，至今已有80年历史。经过多年的研究
14、与实践，电阻应变式传感器的设计与计算等基本技术已经趋于成熟，目前它的的发展侧重于工艺研究和应用研究，在产品标准化、系列化、工程化设计和规模化生产工艺等方面寻求突破，例如在结构与工艺设计中引入计算机拟实技术和虚拟技术，在稳定处理中移植振动时效、共振时效新工艺，在测试检定中创造自动快速检测和动态比对方法等13。同时，应用技术研究也有很大进展，例如传感器模块的组件化设计，能够“即插即用”，可减少由于偏重、热效应影响，偶然超载等引起的称重误差，并可承受由于振动、冲击、搅拌或其它外力引起的偏重14。4、振动式传感器随着半导体加工工艺的日渐完美,微电子技术的迅速发展,微机化机械加工技术和工艺的不断更新,现
15、代振动与冲击测量传感器正朝着更小、更轻、更价廉物美、更高可靠性和更坚固耐用的方向发展15。也正是因为具有了这些优点,才使得振动传感器在更多的领域得以应用。航空、航天等尖端技术的发展促进了振动测量传感器的研制与开发,采用新的微工艺加工的振动传感器无疑是对原有传感器的一次重大变革16。而与此同时,传统的压阻、压电式加速度传感器的加工水平也在不断改进提高,这就使得测振传感器的发展和应用有了更广阔的空间。1.2.2 气动参数测试现状常规气动参数测试系统用于风洞稳静态试验，是指常规测力、测压试验。一般采用巡回扫描式采集系统结构的形式，针对于大模型，一个系统有几十个到几百个数据采集点，利用多路采样开关共用
16、一个A/D转换器。目前，国内外风洞中正在使用的常规数据采集系统有:Neff62O数据采、HD2000数据采集系统、PRESTON数据采集系统、ODYSSEY数据采集系统、PC机数据采集系统、PAC数据采集系统。目前风洞常规试验要求系统速度100ks/s，通道数从64路128路，精度0.02%。传感器精度不提高，过高的提高系统精度是没有意义的。气动参数测试系统另一个重要方面是信号的采集、显示、存储、传输和处理的软件技术，在此基础上，产生了虚拟仪器技术，可以灵活集成数据采集系统。对系统用软面板进行操作和控制，实时监视被测量参数或者数据处理结果(如平均值、谱分析 FFT、数字滤波、工程单位转换等)。
17、还可以将采集存储的数据作事后处理，以得到各种所需的试验结果的图形、曲线、图表等，有的可以实时显示图形、曲线、图标等，并能够又快又好的得到测试结果或输出试验报告，大大提高了测试的效率。1.3 本课题的主要研究内容由于飞行器在风洞实验过程中，面临着数据测试比较复杂、且无法进行实际飞行实验的现状，本文研究了传感器的结构及性能、智能传感器系统的理论，尤其是针对薄翼模型自身薄，且表面测试点密集，测试参数多等特点进行了研究，设计一种多传感器气动参数测试系统，可在实际的测试系统中扩展应用，对飞行器表面压力、振动、温度进行测试。本论文的主要内容章节安排如下：第一章，主要介绍了课题涉及的研究背景、研究意义及研究
18、现状，还介绍了本论文的主要研究内容；第二章，介绍了多传感器气动参数测试系统总体设计，以及本设计系统具体的各个组成部分：采集部分，传输部分，显示部分；第三章，介绍了多传感器气动参数测试系统硬件部分设计，依据设计要求的测试点密集、测试面小等条件，分析了现有各种压力、振动、温度传感元件的优缺点，根据课题需要选用小尺寸的传感元件。并完成硬件的系统设计。第四章，介绍了测试系统软件设计。介绍了应用软件的采集部分和传输部分设计，并给出实验结果和数据；第五章，结论。2 多传感器气动参数测试系统总体设计多传感器气动参数测试系统，主要是针对风洞试验中翼型（测压模型）表面的压力、应力和温度进行测试。由于翼型测压模型
19、本身的机械结构特征限制，在其表面的压力测试点分布较密集，而且模型的厚度比实际翼型要薄很多，这就使得测试敏感元件的安装难度很大。本课题研究的气动参数测试系统，其特征是由多个传感器组成信号采集部分，测试包括压力、应变、振动、温度四种信号，采集到模拟信号后，将之处理为数字信号，最后和数字接口部分得到的数字信号由那个经I2C总线上传到单片机核心模块，并通过显示模块显示出测试结果。下图2.1为多传感器气动参数测试系统的整体结构示意图：图2.1 多传感器气动参数测试系统结构示意图采集部分包括模拟信号采集和数字信号采集，然后将信号暂存于传感器芯片的内部缓存。模拟信号采集后，经模数转换、信号放大后暂存于A/D
20、芯片的内部缓存中。由于要模拟信号采集点较多，一片单片机的 I/O 口难以实现，在信号采集时，现将信号引入多路选择开关，然后由模拟信号采集控制器负责选择开关的开断，进而一次将众多模拟点信号采集；数字信号的采集点比模拟信号点少很多，而且针对温度、振动信号的采集。对于温度和振动信号，使用的是I2C总线。一个测试系统在设计的同时，要考虑到装配的可实现性。系统装配中包括传感器的灌封、被测表面密封性处理及走线等问题15。将设计和装配结合考虑，共同完成一个测试系统。总结：本章主要介绍了多传感器气动参数测试系统总体设计，说明了本设计系统具体的组成部分：采集部分，单片机处理和显示部分。3 多传感器气动参数测试系
21、统硬件设计3.1 采集部分硬件设计采集部分的硬件主要有传感器测试单元采集信号，然后经信号调理部分，暂存到传感器和A/D芯片的内部寄存器中。3.1.1 传感器测试单元设计传感器测试点是多传感器气动参数测试系统中的最小测试单元，进行压力、振动及温度等参数的测试，且由于待测翼型模型测试面积很小，但测试点密集，所以，所有传感器尽量选取最小，以能测试出被测表面上待测点的参数为主要目的，并且提高了测试的精度和可靠性。传感器测试单元由压力传感元件、振动传感器、温度传感器构成。经过多路复用开关、信号放大后传输到A/D转换模块，然后进行信号转换处理，将得到的数字信号暂存到A/D转换模块的内部寄存器里，并通过I2
22、C总线传送给单片机。采用总线供电的方式给带式传感器上的各测试点供电。单元测试点原理框图如图 3.1 所示。图3.1 单元测试点原理框图传感元件是多传感器气动参数测试系统的使能器件，它与信号调理部分和数字接口部分组成信号采集系统，检测翼型模型表面特定区域的物理量参数，使飞行器的主动感知能力有了提高，并为改善气动性能提供依据，所以，传感元件的性能对传感器测试系统有着很重要的影响。在进行密集测试点的监控中，常常由分布式多传感器来实现。在本课题中，传感元件均匀分布在飞行器的表面，并且安装在被测异性表面上的凹槽内，并通过凹槽内的引压孔来感知、测量飞行器表面参数，因此选用的传感元件需要有以下特点：微型化（
23、厚度不大于 3 毫米）、引线少、高通信可靠性、高稳定性40。3.1.2 温度、气压测试单元设计温度传感器初步定型DS18B20，后来对压力测试模块选型时发现BMP085气压传感器也有测试温度的的功能，而且精度能满足系统设计的要求，故最终采用BMP085传感器同时完成温度和气压的测试工作。相对其他的应用有所不同，飞行器表面压力监测所使用的压力传感器有特殊的性能要求，首先选用平面尺寸较小的传感器，并尽力接近或达到点的测量；再者，是选用厚度较小的传感器，以减少对周围空气流场产生较大干扰；最后，选择满足检测要求的灵敏度和分辨率的传感器。根据测试系统设计要求,比较进三种基于不同测量原理的压电式、电容式、
24、以及压阻式的微型压力传感器，进而选型16。l 压电式：压电式传感器是一种自发电式和机电转换式传感器。它的敏感元件是由压电材料制成。压电材料受力后表面产生电荷。它的优点是频带宽、灵敏度高、信噪比高、结构简单、工作可靠、重量轻等，缺点是某些压电材料需要防潮措施，而且输出的直流响应差，需要采用高输入阻抗电路或电荷放大器来克服这一缺陷。由于其自身具有的较高噪声电平，在流体力学中的检测中使用有点不太适合。l 电容式：电容式传感器是把被测的机械量，如位移、压力等转换为电容量变化的传感器。它由可变参数的电容器作为敏感部分。优点是结构简单,价格便宜，灵敏度高,过载能力强，动态响应特性好和对高温、辐射、强振等恶
25、劣条件的适应性强等。缺点是输出有非线性，寄生电容和分布电容对灵敏度和测量精度的影响较大，以及联接电路较复杂等。l 压阻式：压阻式传感器是利用单晶硅材料的压阻效应和集成电路技术制成的传感器。主要优点是结构简单、输出阻抗低、线性度高、灵敏度高、输出的信号是电压，存在的主要问题是压阻材料对应力变化和温度变化都极为敏感，即温度敏感性和漂移大，但是可以通过温度补偿电路予以补偿17。由于压阻式压力传感器具有膜片尺寸小、灵敏度高、结构简单、系统集成性好等优点，适合于飞行器表面压力监测的应用要求，所以本课题选择BOSCH公司的电阻式压力传感器BMP085 。BMP085的低功耗、低电压的电学特性使它可以很好的
26、适用于手机、PDA、GPS导航器件以及户外装备上。BMP085在低的高度噪声（merely 0.25）快速转换的情况下，表现很好。BMP085是基于压阻效应技术的，具有稳定的电磁兼容性、高精度、线性性以及稳定性。在恒压供电下的BMP085，工作原理是压阻式传感器，当压力发生变化时，会引起桥臂阻值发生变化，进而引起电压信号变化，经信号检出电路综合后，形成的电压信号是在幅值及相位上随空气压力值而变化的，幅值和相位代表了压力值的大小和方向，最后输出一个电压信号，它与输入压力成正比的，用户可通过信号调理电路对其进行放大增加其附加值以满足产品设计的要求21。图3.2 BMP085原理图BMP085被设计
27、为可以通过I2C总线直接与处理器相连接，测量压力和温度数据需要用BMP085的E2PROM中的标准数据进行补偿。 BMP085包含电阻式压力传感器、AD转换器、和控制单元，其中控制单元包括E2PROM和I2C接口。BMP085传送没有经过补偿的温度压力值。E2PROM储存了176位单独的标准数据，这些标准数据用于补偿、温度依赖性和传感器其他的一些参数22。UP=压力数据（16to19bit）UT=温度数据（0to15bit）图3.3 BMP085模块电路图3.1.3 振动测试单元设计在振动测试中，我们对测试点的振动量是通过加速度传感器采样得到的，该数值的正确性、可靠性，直接影响到测试结果的判定
28、。影响振动测试的因素，除了与传感器的安装位置还跟传感器技术指标有关，它是得到振动量值的最直接也是最重要的单元之一18。本测试系统中，是要检测法向的振动参数。加速度是物体运动的速度随时间的变化率，是描述物体运动速度的大小和方向变化的物理量。它是一种重要的力学量传感器，最早进行研究的微机械惯性传感器之一就是加速度传感器，关于微加速度计的研究历史可以追溯到上个世纪80年代左右，其中所有MEMS传感器中商业化应用最成功的是 MEMS 加速度计,并且在汽车安全气囊系统中得到应用,并且在精度方面，MEMS加速度计已能满足战略导弹的应用要求。常见的微加速度计的类型有：电容式、隧穿效应式和压阻式等1920，它
29、们各自的特点如下：l 电容式：电容式微加速度计具有很高的灵敏度和测量精度，其稳定性好，温度漂移小，功耗极低，具有良好的过载保护能力，能够利用静电力进行自检。l 隧穿效应式：电容式微加速度计有极高的灵敏度，且检测简单，线性度较好，有较强的抗干扰能力，温漂比较小，可靠性高，只是制作工艺比较困难。l 压阻式：电容式微加速度计对温度变化比较敏感，具有很大的温度敏感系数，和其他原理的微加速度计相比，其灵敏度比较低。但结构简单，芯片容易制作，并且接口电路比较容易。现在生产加速度传感器的知名厂家主要有 ADI、ST、Freescale 和 MEMS 等，将他们特点、性能、功耗等方面进行分析比较，如下表 2.
30、1：表3.1 参数对比表厂家ADISTFreescaleEMES型号ADXL345LIS302DLMMA7455LMXC6202GHMN电压Vs 2.2-3.6V； Vdd_IO 1.7-Vs伏Vdd 2.16-3.6 Vdd_I O 1.71-(Vdd+0.1)伏AVdd2.4-3.6；DVdd_IO1.71-3.6VVdd2.7-3.6伏；兼容 1.8伏IO功耗0.13mA（100HZ）,功耗约0.325mW0.3 mA，功耗小于 1mW0.4mA，功耗约 0.84mW6mW;typically 5000g中断灵活中断模式，两个中断可自定义可编程的两个中断带两个可编程中断输出无动作检测单击
31、/双击；激活/非激活监测；自由落体;单击和双击识别冲击、振动、自由下落经比较得出：1.从性能来看，ADXL34是最好的，功耗低，灵敏度高，测量范围大，带灵活中断模式等；其次是MMA7455L和LIS302DL，MXC6202GHM则功耗高、封装大且不兼容、只是XY两轴检测，不带中断控制，因而不适合我们的要求；2.从硬件封装和PIN脚定义来看，除了MXC6202GHMN外，其他三家基本一致，从软件上可以做到兼容；在本测试系统中，主要测试法向加速度，通过对比并结合课题需求选用ADI 公司生产的ADXL345电容式硅微加速度计，主要性能指标如下23：1.超低功耗的小型3轴2/4/8/16g数字加速计
32、2.ADXL345是一款超低功耗小巧纤薄的3轴加速计，可以对高达16g的加速度进行高分辨率（13位）测量。3.数字输出数据为16位二进制补码的形式，可通过SPI（3线或4线）或者I2C数字接口访问。4.ADXL345非常适合移动设备应用。它可以在倾斜感测应用中测量静态重力加速度，还可以从运动或者振动中生成动态加速度。5.它的高分辨率（4mg/LSB）能够分辨仅为0.25的倾角变化。此外，ADXL345(见下图3.3)提供一系列特殊的感测功能。动态和静态感测功能可以检测有无运动发生，以及检测任意轴上的加速度是否超过用户设置的水平。点击感测功能可以检测单击和双击动作。自由落体感测功能可以检测该设备
33、是否正在掉落。这些功能可以映射到中断信号输出的引脚上。一个集成的32级FIFO可用于储存数据，从而最小化对主处理器的影响。低功耗模式使具有阈值感测和运动加速度测量功能的ADXL345智能功率管理的功耗极低。ADXL345采用 14引脚塑料封装，具有3mm5mm1mm的小巧纤薄的外形尺寸。图3.4 ADXL345功能框图ADXL345顶视图及各引脚的定义见图 3.5。图3.5 ADXL345引脚图通常使用ADXL345时，在VS和VDD之间尽可能地靠近ADXL345接一个0.1微法的耦电容来消除电源的噪声。然而，当噪声是由内部时钟为50Hz时噪声还存在，会对加速度的测试造成误测。如果还需要额外退
34、耦装置，则在VS上串联一和10欧姆的电阻，然后接一个2.2微法的电容，即可达到退耦效果。ADXL345是串行通信方式，允许I2C和SPI两种数字通讯23。当CS/接高电平时，选择I2C模式；当CS/在总线控制器控制时处于SPI模式。在SPI模式下又有两种方式：四线制和三线制。设置DATA_FORMAT寄存器中的SPI位，即可设定SPI线制。最大SPI时钟为5Hz。在I2C模式下（见图3.6），ADXL345支持标准100KHz 和最大400KHz的数据传送，单字节或多字节读写模式。当其跟其他I2C设备一起连接时，应在其VDD上接一上拉电阻，约1K20K。本课题所设计的ADXL345感器采用I2
35、C两线制接线，振动传感器的输出为0.254.75V。振动测试原理图见图3.6。ADXL345引脚说明见表3.2。图3.6 振动测试单元原理图表3.2 ADXL345 引脚定义33.1.4 应变测试单元设计 应变是飞行器的重要气动参数，通过对应变的测试，可以了解其在飞行过程中应力分布情况、内力情况从而了解飞行器的结构性能及其在飞行过程中的承载力。电阻应变计习惯称为应变片，是最常用的测力学量传感元件。它的主要优点是：传感器结构简单、使用方便、性能稳定可靠、灵敏度高、测量速度快、适合静态和动态测量等，易于实现测量过程自动化和多点同步测量。惠斯通电桥通常用于应变片传感器中，电桥的作用是将应变片的电阻变
36、化转换为电压或电流信号。但在测量时，利用电桥的特性可以提高指示应变的数值；可以从复杂的受力杆件中测出某一内力分量（如轴力、弯矩等）。将应变片粘贴在各种弹性元件上，组合成电桥，则可以测量结构上的外载荷。测量电桥的组桥方式很多，有 1/4 桥、半桥、全桥三大类。本设计测试电桥采取四分之一桥。由于取得电压信号是模拟信号，且模拟信号测试点数较多，为了使测试系统体积尽量减小，采集控制器只选用一片控制器。则大量的模拟数据就需要逐一、有序的测试采集，选用多路开关，即可达到有序采集的目的。依据本课题中模拟测试点的个数供选用PCF8591芯片及其电路做为本设计的模拟信号的信号处理模块。PCF8591的功能包括多
37、路模拟输入、内置跟踪保持、8-bit模数转换和8-bit数模转换。PCF8591的最大转化速率由I2C总线的最大速率决定。PCF8591原理图如图3.8所示PCF8591是一个单片集成、单独供电、低功耗、8-bit CMOS数据获取器件。PCF8591具有4个模拟输入、1个模拟输出和1个串行I2C总线接口。PCF8591的3个地址引脚A0, A1和A2可用于硬件地址编程，允许在同个I2C总线上接入8个PCF8591器件，而无需额外的硬件。在PCF8591器件上输入输出的地址、控制和数据信号都是通过双线双向I2C总线以串行的方式进行传输。PCF8591的电路原理图如图3.7：图3.7 PCF85
38、91原理图图3.8 应变测试电路图3.3 采集控制单元设计由于系统中采集到的压力信号是模拟信号，而振动动和温度信号是数字信号，采集点较多，所以，在采集时将模拟信号和数字信号分开分别采集，便于对采集到的信号进行管理21。在当今微控制器市场，各种微控制器都有其独有特点，至于具体选择哪种微控制器型号，则完全遵循工程应用的实际需要和经济性原则。本课题采用成熟的AT89S52。AT89S52是一种低功耗、高性能CMOS8位微控制器，具有8K在系统可编程Flash存储器。使用Atmel公司高密度非易失性存储器技术制造，与工业80C51产品指令和引脚完全兼容。片上Flash允许程序存储器在系统可编程，亦适于
39、常规编程器。在单芯片上，拥有灵巧的8位CPU和在系统可编程Flash，使得AT89S52为众多嵌入式控制应用系统提供高灵活、超有效的解决方案。AT89S52具有以下标准功能：8k字节Flash，256字节RAM，32位I/O口线，看门狗定时器，2个数据指针，三个16位定时器/计数器，一个6向量2级中断结构，全双工串行口，片内晶振及时钟电路25。另外，AT89S52可降至0Hz静态逻辑操作，支持2种软件可选择节电模式。空闲模式下，CPU停止工作，允许RAM、定时器/计数器、串口、中断继续工作。掉电保护方式下，RAM内容被保存，振荡器被冻结，单片机一切工作停止，直到下一个中断或硬件复位为止2627
40、。AT89S52单片机的最小系统原理图如图3.9图3.9 AT89S52最小系统3.4 显示电路的设计1、1602LCD 的指令说明及时序1602 液晶模块内部的控制器共有11条控制指令，如表所示：表3.3 1602LCD控制字序号指令RSR/WD7D6D5D4D3D2D1D01清显示00000000012光标返回000000001*3置输入模式00000001I/DS4显示开/关控制0000001DCB5光标或字符移位000001S/CR/L*6置功能00001DLNF*7置字符发生存贮器地址0001字符发生存贮器地址8置数据存贮器地址001显示数据存贮器地址9读忙标志或地址01BF计数器地
41、址10写数到CGRAM或DDRAM）10要写的数据内容11从CGRAM或DDRAM读数11读出的数据内容2、基本操作时序表读写操作时序如图所示：图3.10 读操作时序图3.11 写操作时序1602LCD 的RAM地址映射及标准字库表液晶显示模块是一个慢显示器件，所以在执行每条指令之前一定要确认模块的忙标志为低电平，表示不忙，否则此指令失效。要显示字符时要先输入显示字符地址，也就是告诉模块在哪里显示字符。3、1602 内部显示地址（如图）图3.12 内部显示地址例如第二行的第一个字符的地址是40H，那么是否直接写入40H就可以将LCD光标定位在第二行的第一个字符的位置呢？这样可不行，因为写入显示
42、地址时协议要求控制字最高位D7恒定为高电平1所以实际写入的数据应该是01000000B（40H）+10000000B(80H)=11000000B(C0H) 。在对液晶模块的初始化中要先设置其显示模式，在液晶模块显示字符时光标是自动右移的，无需人工干预。每次输入指令前都要判断液晶模块是否处于忙的状态。1602 液晶模块内部的字符发生存储器（CGROM）已经存储了160个不同的点阵字符图形，如图10-58 所示，这些字符有：阿拉伯数字、英文字母的大小写、常用的符号、和日文假名等，每一个字符都有一个固定的代码，比如大写的英文字母“A”的代码是01000001B（41H），显示时模块把地址41H 中
43、的点阵字符图形显示出来，我们就能看到字母“A”。图3.13 CGROM和CGRAM中字符代码与字符图形对应关系1602LCD 的一般初始化（复位）过程延时15mS 写指令38H（不检测忙信号）延时5mS 以后每次写指令、读/写数据操作均需要检测忙信号写指令38H ：显示模式设置写指令08H ：显示关闭写指令01H ：显示清屏写指令06H ：显示光标移动设置写指令0CH ：显示开及光标设置。图3.14 LCD1602及控制核心电路图总结：本章主要介绍了多传感器气动参数测试系统硬件设计，依据设计要求的测试点密集、测试面小等条件，分析了现有各种压力、应变、振动、温度传感元件的优缺点，根据课题需要选用
44、小尺寸的传感元件，并对部分传感器模拟信号进行调理、存储、传输，数据的存储是指暂存，数据的传输即将实时数据传送至单片机，传输方式采用I2C通讯方式。4 多传感器气动参数测试系统软件设计设计完硬件电路后，测试系统能否实现相应的功能还要依赖于软件的实现。系统能否正常可靠的工作，除了硬件的合理设计外，与功能完善的软件设计是分不开的。本课题所设计的多传感器气动参数测试系统的软件是基于美国Keil Software公司出品的51系列兼容单片机C语言软件开发系统31，采用51单片机C语言完成系统的整个流程控制以及运算处理等工作。系统的采集要采集的信号有两种：数字信号和模拟信号。针对于数字信号和模拟信号的采集
45、，是并行独立采集。数字信号和模拟信号采集都是有微控制器AT89S52实现。图4.1是是系统采集部分的流程图图4.1 信号采集流程图4.1 I2C协议原理传感器测试单元由压力传感元件、振动传感器、温度传感器等3个模块构成。这3个模块分别采用了芯片：BMP085、ADXL345以及PCF8591。这3个芯片都是把测得的数字信号或由模拟信号转化的数字信号由I2C通讯方式传给单片机的。I2C协议是单片机与其它芯片常用的通讯协议，由于只需要两根线，所以很好使用。I2C总线具有以下的特点：(1)只要求两条总线线路 一条串行数据线 SDA 一条串行时钟线 SCL； (2)每个连接到总线的器件都可以通过唯一的
46、地址和一直存在的简单的主机从机关系软件设定地址；主机可以作为主发送器或主机接收器； (3)它是一个真正的多主机总线，如果两个或更多主机同时初始化数据传输可以通过冲突检测和仲裁防止数据被破坏； (4)串行的8位双向数据传输位速率在标准模式下可达100kbit/s快速模式下可达400kbit/s高速模式下可达4Mbit/s； (5)片上的滤波器可以滤去总线数据线上的毛刺波保证数据完整；(6)连接到相同总线的IC数量只受到总线的最大电容400pF限制；I2C协议的数据传输形式：I2C协议规定在数据传送过程中必须确认数据传送的开始和结束。I2C协议技术规范中规定SCL为高电平，SDA由高电平向低电平跳变定为数据传送的开始；当时钟线SCL为高电平，数据线SDA由低电平向高电平跳变为结束信号。开始信号和结束