傳統(tǒng)無人機飛行參數(shù)檢測系統(tǒng)（如空速管、機身測壓孔）結構復雜、影響氣動布局，難以適配小型化需求；現(xiàn)有柔性傳感方案則存在分辨率低、依賴耗時神經(jīng)網(wǎng)絡算法等問題，制約檢測精度與響應速度。

針對這一困境，北京航空航天大學團隊創(chuàng)新研發(fā)出 “超薄柔性雙模傳感貼片”，集成差分壓力傳感器陣列與矢量流速傳感器，搭配自主開發(fā)的 “壓力 - 速度融合（PVF）解析算法”，實現(xiàn)攻角、側滑角、空速的高精度快速檢測，傳感貼片厚度僅 0.21mm，壓力分辨率達 0.14Pa，三項飛行參數(shù)平均誤差分別低至 0.22°、0.35°、0.73m/s，為小型無人機精準控制提供新方案。

核心產(chǎn)品

1. 核心器件：柔性傳感貼片

結構設計：多層聚酰亞胺（PI）鍵合而成，集成兩大核心模塊 —— 雙層層電容式差分壓力傳感器陣列（含 FPC 電極、PI 敏感層、微流道層）和矢量流速傳感器（釩氧化物熱敏電阻陣列），總厚度 0.21mm；

制備工藝：通過 PI 前驅體旋涂、光刻電極、激光蝕刻微流道、真空熱壓鍵合制成，壓力傳感器測量孔直徑僅 1.1mm，實現(xiàn)精準定位；

關鍵特性：壓力檢測范圍 ±1.0kPa，靈敏度 2.0×102 fF/Pa，分辨率 0.14Pa；流速傳感器適配 10-35m/s 空速范圍，支持航向流速（Vz）測量；兼容機翼曲面貼合，無氣動干擾。

2. 核心算法：壓力 - 速度融合（PVF）解析算法

核心邏輯：基于經(jīng)典三點算法改進，引入流速傳感器的航向流速（Vz），解耦攻角（AOA）與側滑角（AOS），無需大量訓練數(shù)據(jù)，計算效率比神經(jīng)網(wǎng)絡提升 10 倍以上；

計算流程：先通過壓力數(shù)據(jù)解算攻角與面內(nèi)流速（Vxy），再結合航向流速（Vz），通過幾何分解得到側滑角（tanβ=Vz/Vxy）與實際空速（V∞=√(Vxy2+Vz2)）。

研究成果

1. 結構設計：雙模集成 + 差分結構，突破傳感瓶頸

（1）雙層層電容式差分壓力傳感器

創(chuàng)新設計：上下雙壓力腔 + 中間 PI 敏感層，參考壓力孔通過微流道接入下腔，上腔感應翼面壓力，通過上下腔電容差分（ΔC=CP-CM）計算壓力差，避免單一電容傳感器在正負壓力下的非線性問題；

優(yōu)勢：在 ±1.0kPa 范圍內(nèi)保持線性輸出，測量孔直徑 1.1mm，既保證定位精度，又不犧牲靈敏度，0-1Pa 小量程下分辨率可達 12mPa。

（2）矢量流速傳感器

工作原理：基于量熱法，中心微加熱器建立溫度梯度，四周釩氧化物熱敏電阻陣列檢測溫度分布，通過 Wheatstone 電橋放大信號，精準測量航向流速（Vz），為側滑角解算提供關鍵數(shù)據(jù)。

（3）算法創(chuàng)新：解耦核心參數(shù)，降低計算成本

突破傳統(tǒng)三點算法局限：傳統(tǒng)算法無法在機翼前緣解算側滑角，PVF 算法通過 “壓力 + 流速” 雙模數(shù)據(jù)，實現(xiàn)攻角與側滑角獨立解算，無需復雜迭代，實時響應性提升顯著。

2. 應用：無人機飛行參數(shù)精準檢測（風洞試驗驗證）

適配場景：小型固定翼無人機，貼片貼合 NACA0024 翼型前緣，無氣動干擾；

測試條件：攻角 ±10°、側滑角 0°-6°、空速 10-35m/s，覆蓋無人機常規(guī)飛行范圍；

實際效果：實時輸出攻角、側滑角、空速數(shù)據(jù)，最大誤差分別小于 0.60°、0.50°、0.90m/s，滿足無人機穩(wěn)定控制的精度要求。

圖文導讀

圖 1：傳感貼片結構與算法原理

（a）爆炸視圖：清晰展示 PI 基板、微流道層、PI 敏感層、FPC 電極的多層集成，總厚度 0.21mm；

（b）壓力傳感器工作原理：上下腔電容隨壓力變化反向聯(lián)動，差分處理提升靈敏度與線性度；

（d）算法邏輯：貼片貼合機翼，通過壓力數(shù)據(jù)解算攻角，流速數(shù)據(jù)解算側滑角，最終合成空速，直觀呈現(xiàn)雙模融合思路。

圖 2：傳感性能校準

（b-c）壓力響應：±1000Pa 范圍內(nèi)電容差分信號線性度優(yōu)異，分辨率 0.14Pa；

（e）流速校準：流速傳感器輸出與航向流速（Vz）呈良好線性關系，適配 10-35m/s 空速范圍，為側滑角解算提供可靠數(shù)據(jù)。

圖 3：PVF 算法解碼原理

（a）空速分解：將實際空速（V∞）分解為面內(nèi)流速（Vxy）與航向流速（Vz），通過幾何關系解算側滑角；

（c-e）仿真驗證：不同空速、側滑角條件下，計算值與實際值高度吻合，證明算法穩(wěn)定性。

圖 5：飛行參數(shù)檢測誤差

（a-d）誤差分析：四項測試條件下，攻角平均誤差 0.22°、側滑角 0.35°、空速 0.73m/s，誤差分布均勻，無明顯偏置，滿足工程應用要求。

該研究通過 “高分辨率傳感硬件 + 低耗理解析算法” 的協(xié)同創(chuàng)新，解決了小型無人機飛行參數(shù)檢測的 “小型化、高精度、快響應” 三大痛點，為柔性電子在航空航天領域的產(chǎn)業(yè)化應用奠定基礎。

來源：J見May微柔