航空发动机常规压力综合测量系统设计方案

1 前言

航空发动机常规压力综合测量系统项目来源于XX专项。系统由常规压力传感器和数据采集器组成，用于在飞行试验期间获取发动机的压力数据，通过遥测系统将上述压力数据下传至地面，并满足设备舱对其机械安装、电气连接、数据接口、环境条件等要求。本文档根据《航空发动机压力测量系统设计技术要求》，从研制指导思想、技术实现、测试配套、可靠与安全性、环境试验、维修性以及质量保证措施等多个方面对航空发动机压力测量系统进行了总体方案设计。

2 总体要求及技术指标

2.1 工作条件：存储环境温度：－40℃～＋50℃；工作环境温度：－35℃～＋70℃；相对湿度：不小于98％ （＋25℃）；振动环境： 使用过载：20g。

2.2 技术指标：尺寸：见结构图；重量：小于4.5Kg；功耗：不大于27V@1A；可靠性（置信度≮0.7）：≮0.99（暂定）；测试性：通过RS422和仿真测试平台可测试；电磁兼容性要求：满足GJB151A-97；供配电要求：满足GJB181A要求。压力测量需求见下表：

数据采集器实时采集传感器数据，并将全部数据通过RS-422接口实时发送给遥测系统；数据采集器具有数据记忆重发功能；数据采集器向航空发动机子系统3个压力传感器供电，并采集其输出，信号特征为0～5V；航空发动机电气系统向数据采集器供电，设备上电自动初始化后自动开始数据采集、数据处理和数据传输，设备掉电即自动停止工作。设备固定安装在航空发动机体内，外形尺寸及机械连接与总体协商确定。航空发动机电气系统向设备提供配电（27VDC）；与电控系统的数据接口（RS-422）要求及数据格式由双方协商确定；所有接插件采用小体积并满足航天标准（航天级）的接插件。系统具备完整的自检测和监控措施，向总体提供所需的地面测试接口要求；系统正常或故障情况下，均不能影响其它系统的正常工作；系统满足发动机风洞试验环境条件、电磁兼容性、三性、目标重量分配等技术指标。

3 研制指导思想

航空发动机压力测量系统用于获取航空发动机飞行试验期间的发动机的关键参数信息，在整个工程中具有非常重要的作用，其安全可靠与否直接关系到飞行试验能否圆满完成。从技术选择方面，本项目采用国内外成熟技术，一方面降低了技术实现的风险，同时有利于加快研发进度，减少研发成本。传感器采用泽天传感成熟的压力敏感芯体作为压力感测元件，采取成熟电路对温度补偿和非线性校正，使传感器的温漂和非线性满足要求。另一方面，采用集成度高的元器件，降低实现的复杂度，提供系统的可靠性，采用带ADC微处理器对信号进行处理、存储，接受外部控制信号和命令，完成系统与航空发动机的通讯和数据传输。最后，加强质量控制，强化项目过程管理。项目相关的元器件要进行二次筛选，外购件，外协件按照相关流程加强控制。

4 总体设计方案

4.1 系统概述

从功能上，航空发动机压力测量系统主要由三个部分组成，压力传感器阵列用来获取发动机进气道、燃烧室的压力信号；数据采集器采集这些压力信号，同时通过对外电气接口获取燃料供应子系统的三路压力传感器信号，为噪声传感器提供4～20mA接口并采集其信号。数据采集器还需完成对采集的信号的调理、滤波、多路数据选择、A/D转换，数据的分析，处理，存储，接收飞控分系统的指令信号，通过RS422接口完成对数据的传输等功能。对外电气接口功能主要包括RS422接口，控制信号接口，电源接口，4～20mA接口，调试测试接口。这些接口在物理上采用一个25芯的电连接器，有些接口在管脚上功能是复用的。

在结构上，航空发动机压力测量系统设计成由传感器安装盒和数据采集器安装盒两个独立的安装结构，每个部分采用LY4铝金属整体封装，两个安装盒之间的电气连接采用了耐恶劣环境抗辐J29A系列微型矩形电连接器，这样，既可屏蔽外来电磁辐射，也可防止电路本身对外界产生电磁辐射。

4.2 系统组成与功能（略）；4.3 系统基本参数 （略）；.4 工作流程与设想（略）。

5 各子系统技术方案

5.1 传感器设计方案：见《航空发动机压力测量系统压力传感器设计方案》和《航空发动机压力测量系统温度传感器设计方案》。

5.2 数据采集器设计方案：数据采集器是航空发动机压力测量系统的一个重要组成部分，用于在航空发动机飞行试验期间对从传感器输出的信号进行采集、处理、存储和传输。根据《航空发动机压力测量与数据采集设计技术要求》的指标要求，下面对对数据采集器的几个参数进行分析计算，以便选择合适的器件来满足设计要求。

1、FLASH存储器容量计算：在FLASH中一条记录的存储格式如表所示。

一条记录占用的FLASH空间为：24×2＝48字节；当采样频率为50HZ/CH时，每一秒钟的数据量为50×48＝2400字节；记忆时长为15s时，记录数为50×15＝750条，需要的存储空间为：750×48＝36000字节，即大约35.2 K字节的空间。因此FLASH需要选用64K×8Bit的器件。

2、通信量的计算:通信帧格式如表：

当启动记忆重发方式时一帧数据为2＋1＋24×2＋1＝52字节。当采用11位串行异步通讯格式时，位流量为52×11＝572。当通信波特率为19200时，完成一帧数据的传输需要29.79毫秒。而当采样频率为50HZ/CH时，完成一帧数据的采集时间为20毫秒，因此，采集到的数据无法及时完成传输，需要对数据进行缓冲处理。

3．AD精度计算：对于一个满度为5000mV的输入信号，采用SJM320F240 (以下简称F240)DSC内部集成的10位AD转换器，其AD总的转换精度为±1.5LSB，当AD的参考电压差为5V时，对此信号转换产生的误差为±7.3mV，采用AD584作为ADC的电压参考，当AD584输出参考电压为5.00V时，其精度为±6mV。AD584的温度系数为±15PPM/℃，在整个工作范围内，输出变化为1mV。综合考虑这些误差，总的误差约为±14.3mV，采集器总的精度不小于0.3％，因此，系统的精度由传感器决定，采用F240内部集成的AD可以满足任务书提出的要求。

4. AD转换时间的计算：当采样频率为50HZ/CH时，即总的采样频率为50×24＝1200HZ。即ADC的采样频率要大于1.2 K，转换时间要小于833.33uS。本方案中，ADC采用F240 DSC片内集成的10位AD转换器，该ADC的转换时间加上采样和保持时间最小为6.1uS，可以满足要求采样频率的要求。

5. 模拟开关的开关速度：采用AD公司的ADG526，开关速度在几百纳秒(典型值为600nS)，加上为消除开关抖动的软件延时（初步定5uS）。模拟开关本身的接通时间对采样频率的影响可以忽略。综合以上的分析与计算，本设计方案拟采用TI公司的SMJ320F240作为核心处理器来实现本项目。F240是16位定点数字信号处理器，使用改进哈佛结构，将程序、数据读写总线分开，大大提高了指令执行速度。在内部时钟20MHZ时，指令周期仅为50nS。同时，SMJ320F240具有低功耗、高性能处理能力，芯片内部有544字的数据/程序RAM，16K的Flash EEPROM，具有对64K程序空间、64K数据空间和64K IO空间的寻址能力。本方案中，外扩了64K×8Bit SRAM 作为有效的程序空间，以便于程序的开发调试；同时采用分页技术，外扩了64K×8Bit FLASH 作为有效数据空间，用来保存采集的数据。下面将从采集器的工作原理、电源设计、多路选择与AD转换、存储系统、通信接口设计、CPLD模块以及软件设计等几个方面具体介绍。

5.2.1采集器的原理框图：8路压力传感器输出的电压信号通过模拟开关接到DSC的模拟信号输入端，另外15路压力传感器输出的电压信号直接接到DSC的模拟信号输入端，此外，1路噪声传感器输出的电流信号经过I/V转换后直接接到DSC的模拟信号输入端，采集器的DSC控制多路选择器的选通控制端，从8路压力传感器的电压信号中选择一路电压信号输入进入片内的10位A/D转换器进行AD转换，DSC对24路转换结果按照一定格式进组织，通过RS-422接口实时发送给遥测分系统。同时，采集器根据记忆启动信号决定是否对数据进行存储，根据重发启动信号决定是否对历史数据重发。

5.2.2 电源设计：外界供给整个系统的总提功耗为27W。下面计算功率分配：20路传感器采用15V电源供电，单只传感器的功耗小于150mW，20只传感器消耗的最大功率为20×0.15=3W；动力分系统的3个传感器采用15V电源供电，消耗的最大功率为3×0.3=0.9W； 传感器消耗的总功耗为3.9W，采集器消耗的功率在1.5W左右，电源模块的转换效率约为70％，系统总共消耗的功耗在7.8W左右。根据各种芯片对电压要求的不同以及抗干扰和测量精度的需要，考虑电源的降额设计，系统要产生以下几种电压：1、15V/5.6W，向动力分系统的3个传感器、20路压力传感器以及多路模拟开关供电；2、5V/2.1W，向系统数字电路供电；3、5VA/0.7W，向模拟电路供电；4、5Vr，ADC电压参考，额定电流不大于10mA；模拟电源与数字电源采用相互独立的供电，其电源回线在电源入口处通过一个电感相连。

5.2.3多路选择与AD转换：集成多路模拟开关是自动数据采集、程控增益放大等技术领域的常用器件，其实际使用性能的优劣对系统的严谨和可靠性有重要影响。在本设计中，模拟多路开关采用AD公司的16通道ADG526A芯片，采用DIP28封装。该器件具有开关速度快，低导通电阻RON等特点。同时，该器件片内集成了锁存器。工作温度为－55℃～125℃。压力信号的输入方式采用单端输入，这种接法适用于传输信号相对于系统模拟公共地的测量，且信号电平明显大于系统中的共模干扰。这样做的优点是减少了模拟开关的数量需求，缺点是系统基本失去了共模抑制能力。

ADG526A导通电阻RON在600Ω左右，比机械开关的接触电阻（一般为MΩ量级）大得多，而且通道RON随电源电压高低、传输信号的幅度等的变化而变化，因此，其影响难以进行后期修正。实践中一般是设法减小RON来降低其对测量精度的影响。根据具体情况，适当的提高了多路开关的电源电压，以降低其RON影响，在本系统中， ADG526A的供电采用15VDC。和机械开关类似，多路开关在通道切换时也存在抖动过程，会出现瞬变现象。若此时采集多路开关的输出信号，就可能引入很大的误差。 在本设计中将采用软件延时的方法来消除抖动。

输入信号的信号源内阻Rs对多路开关的切换时间有重要影响。在其它条件不变的情况下，切换时间近似与Rs成正比，即Rs越小，开关的动作就越快。我们采用的压力传感器的输出阻抗为2K欧姆左右，因此采用了阻抗变换电路将阻抗变低后再接入模拟多路开关。这样，在减小Rs的同时还减小了多路开关的关断漏电流造成的误差。

由于多路开关的内部电路相互联系，所以多余的通道可能产生干扰信号，因此多余通道的输入端都作接地处理。ADC采用SMJ320F240内部两个10位的8通道AD转换器，每次AD转换的最长时间为6.6uS，两个转换器可以并行工作。转换可由软件、内部或者外部事件启动，其转换方式可设为单个转换或者连续转换。转换结果存入一个两级FIFO寄存器中，便于成批或者选择处理。SMJ320F240 ADC的参考电压可以通过VREFHI和VREFLO引脚在0～5V范围内分别设置上下参考电压，使系统设计非常灵活。对模拟开关的控制通过多路开关控制寄存器来操作，具体的定义CPLD模块。

5.2.4存储系统设计：为了便于程序的开发调试，外扩了47K×16Bit SRAM 作为程序空间，物理上采用芯片W128K32-20G2UQ来实现，WS128K32-20G2UQ是一种5V电压工作的SRAM存储器，容量为128K×32Bit。在本系统中，只使用了程序空间地址为0X4000－0XFDFF 的47K×16Bit 程序空间。W128K32-20G2UQ 的高16位数据没有使用。为了保存采集的数据，外扩了512K×16Bit FLASH 作为数据空间，采用了分页技术。物理上采用芯片WF512K32-60G1UQ5来实现，WF512K32-60G1UQ5是一种5V电压工作的FLASH存储器，容量为512K×32Bit。在本系统中，通过IO空间的地址扩展寄存器，把512K×16Bit 物理空间分成16页映射到数据空间0X8000－0XFFFF上，本系统使用了数据地址为0X8000－0XFFFF和0X18000－01XFFFF 的64K×16Bit 数据空间。WF512K32-60G1UQ5的高16位数据没有使用。

5.2.5通信接口设计：通信接口采用RS422标准，完成向电控系统的数据传送以及向总体提供所需的地面测试接口。F240内部集成了一个SCI接口，数据位长度和停止位长度可软件编程，具有数据校验功能，发送和接收全双缓冲，可选通信波特率多达64K种，最高波特率高达1250Kb/s，F240 SCI接口的发送和接收具有独立的中断，使用很方便。通过DS26C31把CMOS电平转换成适合远距离传输的RS-422电平，通过DS26C32把RS-422电平转换成CMOS电平。

5.2.6 CPLD模块：CPLD分配在DSP的I/O空间，不占用数据空间，主要完成对数据空间的扩展逻辑、多路开关控制寄存器、读写逻辑，信号缓冲等功能。这些功能采用LATTICE 公司的ISPLSI1024/883来实现，该器件为5V器件，具有ISP功能。记忆启动信号、重发启动信号通过CPLD做了缓冲处理，这样防止传输线上的尖脉冲导致DSC的错误动作。

5.2.7 主要器件选型（略）；5.2.8 可靠性设计（略）；5.2.8.1 机械结构与抗振动冲击设计（略）；5.2.8.2 抗干扰与电磁兼容设计（略）；5.2.8.3 系统的热设计（略）；5.2.8.4 冗余设计（略）；5.2.9 软件设计 见《航空发动机压力测量系统软件总体设计方案》（略）；5.2.10软件的可靠性设计（略）；

6 产品配套

6.1 模拟仿真测试平台（略）；6.2 现场校准设备（略）；

7 主要工作内容

主要工作内容为传感器的研制，数据采集器软硬件的研制；配套的测试仿真平台研制，现场校准设备；软件产品的可靠性设计与测试、测评；EMC与可靠性的设计，各种环境试验；现场调校，跟踪服务；相关文档编写。本文源自泽天传感，版权所有，转载请保留出处。