航空發動機常規壓力綜合測量系統設計方案

1 前言

航空發動機常規壓力綜合測量系統項目來源于XX專項。系統由常規壓力傳感器和數據采集器組成，用于在飛行試驗期間獲取發動機的壓力數據，通過遙測系統將上述壓力數據下傳至地面，并滿足設備艙對其機械安裝、電氣連接、數據接口、環境條件等要求。本文檔根據《航空發動機壓力測量系統設計技術要求》，從研制指導思想、技術實現、測試配套、可靠與安全性、環境試驗、維修性以及質量保證措施等多個方面對航空發動機壓力測量系統進行了總體方案設計。

2 總體要求及技術指標

2.1 工作條件：存儲環境溫度：－40℃～＋50℃；工作環境溫度：－35℃～＋70℃；相對濕度：不小于98％ （＋25℃）；振動環境： 使用過載：20g。

2.2 技術指標：尺寸：見結構圖；重量：小于4.5Kg；功耗：不大于27V@1A；可靠性（置信度≮0.7）：≮0.99（暫定）；測試性：通過RS422和仿真測試平臺可測試；電磁兼容性要求：滿足GJB151A-97；供配電要求：滿足GJB181A要求。壓力測量需求見下表：

數據采集器實時采集傳感器數據，并將全部數據通過RS-422接口實時發送給遙測系統；數據采集器具有數據記憶重發功能；數據采集器向航空發動機子系統3個壓力傳感器供電，并采集其輸出，信號特征為0～5V；航空發動機電氣系統向數據采集器供電，設備上電自動初始化后自動開始數據采集、數據處理和數據傳輸，設備掉電即自動停止工作。設備固定安裝在航空發動機體內，外形尺寸及機械連接與總體協商確定。航空發動機電氣系統向設備提供配電（27VDC）；與電控系統的數據接口（RS-422）要求及數據格式由雙方協商確定；所有接插件采用小體積并滿足航天標準（航天級）的接插件。系統具備完整的自檢測和監控措施，向總體提供所需的地面測試接口要求；系統正常或故障情況下，均不能影響其它系統的正常工作；系統滿足發動機風洞試驗環境條件、電磁兼容性、三性、目標重量分配等技術指標。

3 研制指導思想

航空發動機壓力測量系統用于獲取航空發動機飛行試驗期間的發動機的關鍵參數信息，在整個工程中具有非常重要的作用，其安全可靠與否直接關系到飛行試驗能否圓滿完成。從技術選擇方面，本項目采用國內外成熟技術，一方面降低了技術實現的風險，同時有利于加快研發進度，減少研發成本。傳感器采用澤天傳感成熟的壓力敏感芯體作為壓力感測元件，采取成熟電路對溫度補償和非線性校正，使傳感器的溫漂和非線性滿足要求。另一方面，采用集成度高的元器件，降低實現的復雜度，提供系統的可靠性，采用帶ADC微處理器對信號進行處理、存儲，接受外部控制信號和命令，完成系統與航空發動機的通訊和數據傳輸。最后，加強質量控制，強化項目過程管理。項目相關的元器件要進行二次篩選，外購件，外協件按照相關流程加強控制。

4 總體設計方案

4.1 系統概述

從功能上，航空發動機壓力測量系統主要由三個部分組成，壓力傳感器陣列用來獲取發動機進氣道、燃燒室的壓力信號；數據采集器采集這些壓力信號，同時通過對外電氣接口獲取燃料供應子系統的三路壓力傳感器信號，為噪聲傳感器提供4～20mA接口并采集其信號。數據采集器還需完成對采集的信號的調理、濾波、多路數據選擇、A/D轉換，數據的分析，處理，存儲，接收飛控分系統的指令信號，通過RS422接口完成對數據的傳輸等功能。對外電氣接口功能主要包括RS422接口，控制信號接口，電源接口，4～20mA接口，調試測試接口。這些接口在物理上采用一個25芯的電連接器，有些接口在管腳上功能是復用的。

在結構上，航空發動機壓力測量系統設計成由傳感器安裝盒和數據采集器安裝盒兩個獨立的安裝結構，每個部分采用LY4鋁金屬整體封裝，兩個安裝盒之間的電氣連接采用了耐惡劣環境抗輻J29A系列微型矩形電連接器，這樣，既可屏蔽外來電磁輻射，也可防止電路本身對外界產生電磁輻射。

4.2 系統組成與功能（略）；4.3 系統基本參數 （略）；.4 工作流程與設想（略）。

5 各子系統技術方案

5.1 傳感器設計方案：見《航空發動機壓力測量系統壓力傳感器設計方案》和《航空發動機壓力測量系統溫度傳感器設計方案》。

5.2 數據采集器設計方案：數據采集器是航空發動機壓力測量系統的一個重要組成部分，用于在航空發動機飛行試驗期間對從傳感器輸出的信號進行采集、處理、存儲和傳輸。根據《航空發動機壓力測量與數據采集設計技術要求》的指標要求，下面對對數據采集器的幾個參數進行分析計算，以便選擇合適的器件來滿足設計要求。

1、FLASH存儲器容量計算：在FLASH中一條記錄的存儲格式如表所示。

一條記錄占用的FLASH空間為：24×2＝48字節；當采樣頻率為50HZ/CH時，每一秒鐘的數據量為50×48＝2400字節；記憶時長為15s時，記錄數為50×15＝750條，需要的存儲空間為：750×48＝36000字節，即大約35.2 K字節的空間。因此FLASH需要選用64K×8Bit的器件。

2、通信量的計算:通信幀格式如表：

當啟動記憶重發方式時一幀數據為2＋1＋24×2＋1＝52字節。當采用11位串行異步通訊格式時，位流量為52×11＝572。當通信波特率為19200時，完成一幀數據的傳輸需要29.79毫秒。而當采樣頻率為50HZ/CH時，完成一幀數據的采集時間為20毫秒，因此，采集到的數據無法及時完成傳輸，需要對數據進行緩沖處理。

3．AD精度計算：對于一個滿度為5000mV的輸入信號，采用SJM320F240 (以下簡稱F240)DSC內部集成的10位AD轉換器，其AD總的轉換精度為±1.5LSB，當AD的參考電壓差為5V時，對此信號轉換產生的誤差為±7.3mV，采用AD584作為ADC的電壓參考，當AD584輸出參考電壓為5.00V時，其精度為±6mV。AD584的溫度系數為±15PPM/℃，在整個工作范圍內，輸出變化為1mV。綜合考慮這些誤差，總的誤差約為±14.3mV，采集器總的精度不小于0.3％，因此，系統的精度由傳感器決定，采用F240內部集成的AD可以滿足任務書提出的要求。

4. AD轉換時間的計算：當采樣頻率為50HZ/CH時，即總的采樣頻率為50×24＝1200HZ。即ADC的采樣頻率要大于1.2 K，轉換時間要小于833.33uS。本方案中，ADC采用F240 DSC片內集成的10位AD轉換器，該ADC的轉換時間加上采樣和保持時間最小為6.1uS，可以滿足要求采樣頻率的要求。

5. 模擬開關的開關速度：采用AD公司的ADG526，開關速度在幾百納秒(典型值為600nS)，加上為消除開關抖動的軟件延時（初步定5uS）。模擬開關本身的接通時間對采樣頻率的影響可以忽略。綜合以上的分析與計算，本設計方案擬采用TI公司的SMJ320F240作為核心處理器來實現本項目。F240是16位定點數字信號處理器，使用改進哈佛結構，將程序、數據讀寫總線分開，大大提高了指令執行速度。在內部時鐘20MHZ時，指令周期僅為50nS。同時，SMJ320F240具有低功耗、高性能處理能力，芯片內部有544字的數據/程序RAM，16K的Flash EEPROM，具有對64K程序空間、64K數據空間和64K IO空間的尋址能力。本方案中，外擴了64K×8Bit SRAM 作為有效的程序空間，以便于程序的開發調試；同時采用分頁技術，外擴了64K×8Bit FLASH 作為有效數據空間，用來保存采集的數據。下面將從采集器的工作原理、電源設計、多路選擇與AD轉換、存儲系統、通信接口設計、CPLD模塊以及軟件設計等幾個方面具體介紹。

5.2.1采集器的原理框圖：8路壓力傳感器輸出的電壓信號通過模擬開關接到DSC的模擬信號輸入端，另外15路壓力傳感器輸出的電壓信號直接接到DSC的模擬信號輸入端，此外，1路噪聲傳感器輸出的電流信號經過I/V轉換后直接接到DSC的模擬信號輸入端，采集器的DSC控制多路選擇器的選通控制端，從8路壓力傳感器的電壓信號中選擇一路電壓信號輸入進入片內的10位A/D轉換器進行AD轉換，DSC對24路轉換結果按照一定格式進組織，通過RS-422接口實時發送給遙測分系統。同時，采集器根據記憶啟動信號決定是否對數據進行存儲，根據重發啟動信號決定是否對歷史數據重發。

5.2.2 電源設計：外界供給整個系統的總提功耗為27W。下面計算功率分配：20路傳感器采用15V電源供電，單只傳感器的功耗小于150mW，20只傳感器消耗的最大功率為20×0.15=3W；動力分系統的3個傳感器采用15V電源供電，消耗的最大功率為3×0.3=0.9W； 傳感器消耗的總功耗為3.9W，采集器消耗的功率在1.5W左右，電源模塊的轉換效率約為70％，系統總共消耗的功耗在7.8W左右。根據各種芯片對電壓要求的不同以及抗干擾和測量精度的需要，考慮電源的降額設計，系統要產生以下幾種電壓：1、15V/5.6W，向動力分系統的3個傳感器、20路壓力傳感器以及多路模擬開關供電；2、5V/2.1W，向系統數字電路供電；3、5VA/0.7W，向模擬電路供電；4、5Vr，ADC電壓參考，額定電流不大于10mA；模擬電源與數字電源采用相互獨立的供電，其電源回線在電源入口處通過一個電感相連。

5.2.3多路選擇與AD轉換：集成多路模擬開關是自動數據采集、程控增益放大等技術領域的常用器件，其實際使用性能的優劣對系統的嚴謹和可靠性有重要影響。在本設計中，模擬多路開關采用AD公司的16通道ADG526A芯片，采用DIP28封裝。該器件具有開關速度快，低導通電阻RON等特點。同時，該器件片內集成了鎖存器。工作溫度為－55℃～125℃。壓力信號的輸入方式采用單端輸入，這種接法適用于傳輸信號相對于系統模擬公共地的測量，且信號電平明顯大于系統中的共模干擾。這樣做的優點是減少了模擬開關的數量需求，缺點是系統基本失去了共模抑制能力。

ADG526A導通電阻RON在600Ω左右，比機械開關的接觸電阻（一般為MΩ量級）大得多，而且通道RON隨電源電壓高低、傳輸信號的幅度等的變化而變化，因此，其影響難以進行后期修正。實踐中一般是設法減小RON來降低其對測量精度的影響。根據具體情況，適當的提高了多路開關的電源電壓，以降低其RON影響，在本系統中， ADG526A的供電采用15VDC。和機械開關類似，多路開關在通道切換時也存在抖動過程，會出現瞬變現象。若此時采集多路開關的輸出信號，就可能引入很大的誤差。 在本設計中將采用軟件延時的方法來消除抖動。

輸入信號的信號源內阻Rs對多路開關的切換時間有重要影響。在其它條件不變的情況下，切換時間近似與Rs成正比，即Rs越小，開關的動作就越快。我們采用的壓力傳感器的輸出阻抗為2K歐姆左右，因此采用了阻抗變換電路將阻抗變低后再接入模擬多路開關。這樣，在減小Rs的同時還減小了多路開關的關斷漏電流造成的誤差。

由于多路開關的內部電路相互聯系，所以多余的通道可能產生干擾信號，因此多余通道的輸入端都作接地處理。ADC采用SMJ320F240內部兩個10位的8通道AD轉換器，每次AD轉換的最長時間為6.6uS，兩個轉換器可以并行工作。轉換可由軟件、內部或者外部事件啟動，其轉換方式可設為單個轉換或者連續轉換。轉換結果存入一個兩級FIFO寄存器中，便于成批或者選擇處理。SMJ320F240 ADC的參考電壓可以通過VREFHI和VREFLO引腳在0～5V范圍內分別設置上下參考電壓，使系統設計非常靈活。對模擬開關的控制通過多路開關控制寄存器來操作，具體的定義CPLD模塊。

5.2.4存儲系統設計：為了便于程序的開發調試，外擴了47K×16Bit SRAM 作為程序空間，物理上采用芯片W128K32-20G2UQ來實現，WS128K32-20G2UQ是一種5V電壓工作的SRAM存儲器，容量為128K×32Bit。在本系統中，只使用了程序空間地址為0X4000－0XFDFF 的47K×16Bit 程序空間。W128K32-20G2UQ 的高16位數據沒有使用。為了保存采集的數據，外擴了512K×16Bit FLASH 作為數據空間，采用了分頁技術。物理上采用芯片WF512K32-60G1UQ5來實現，WF512K32-60G1UQ5是一種5V電壓工作的FLASH存儲器，容量為512K×32Bit。在本系統中，通過IO空間的地址擴展寄存器，把512K×16Bit 物理空間分成16頁映射到數據空間0X8000－0XFFFF上，本系統使用了數據地址為0X8000－0XFFFF和0X18000－01XFFFF 的64K×16Bit 數據空間。WF512K32-60G1UQ5的高16位數據沒有使用。

5.2.5通信接口設計：通信接口采用RS422標準，完成向電控系統的數據傳送以及向總體提供所需的地面測試接口。F240內部集成了一個SCI接口，數據位長度和停止位長度可軟件編程，具有數據校驗功能，發送和接收全雙緩沖，可選通信波特率多達64K種，最高波特率高達1250Kb/s，F240 SCI接口的發送和接收具有獨立的中斷，使用很方便。通過DS26C31把CMOS電平轉換成適合遠距離傳輸的RS-422電平，通過DS26C32把RS-422電平轉換成CMOS電平。

5.2.6 CPLD模塊：CPLD分配在DSP的I/O空間，不占用數據空間，主要完成對數據空間的擴展邏輯、多路開關控制寄存器、讀寫邏輯，信號緩沖等功能。這些功能采用LATTICE 公司的ISPLSI1024/883來實現，該器件為5V器件，具有ISP功能。記憶啟動信號、重發啟動信號通過CPLD做了緩沖處理，這樣防止傳輸線上的尖脈沖導致DSC的錯誤動作。

5.2.7 主要器件選型（略）；5.2.8 可靠性設計（略）；5.2.8.1 機械結構與抗振動沖擊設計（略）；5.2.8.2 抗干擾與電磁兼容設計（略）；5.2.8.3 系統的熱設計（略）；5.2.8.4 冗余設計（略）；5.2.9 軟件設計 見《航空發動機壓力測量系統軟件總體設計方案》（略）；5.2.10軟件的可靠性設計（略）；

6 產品配套

6.1 模擬仿真測試平臺（略）；6.2 現場校準設備（略）；

7 主要工作內容

主要工作內容為傳感器的研制，數據采集器軟硬件的研制；配套的測試仿真平臺研制，現場校準設備；軟件產品的可靠性設計與測試、測評；EMC與可靠性的設計，各種環境試驗；現場調校，跟蹤服務；相關文檔編寫。本文源自澤天傳感，版權所有，轉載請保留出處。