航空发动机智能温度传感器的设计

2011-03-27 14:59:02来源: 互联网
引言

航空发动机全权限数字式电子控制(FADEC)是现代战机飞行/推进系统综合控制的发展趋势,凭借计算机强大而快速的数字运算和逻辑判断能力来实现比机械液压式控制系统更先进、更复杂、更可靠的控制方法,提高了飞行/推进综合系统的控制品质。但是,如果使用传统传感器的模拟信号为输出,整个飞行/推进综合系统的传感器输入信号多达30 多路,中央处理器将花费50﹪~70﹪的资源消耗在对模拟信号的数据处理、余度管理和故障诊断上,大大削弱了数字控制系统的优势。智能传感器的出现,为解决了这一问题开辟了广阔地前景。运用在航空控制系统中的智能传感器,除了发送/接收数字信号外,还执行信号采集和处理、故障自诊断、故障隔离及故障容错等任务,分担了FADEC 系统的繁重低级任务,腾出大量CPU 资源来实现复杂、精确的控制算法和监控管理,用以提高飞行/推进综合系统的动态特性和整体性能。传感器作为获取信息的重要工具,位于信息系统的最前端。其特性的好坏、输出信息的可靠性对整个系统质量至关重要。对比传统的传感器,智能传感器用数字信号取代了原有的电压或电流标准信号,进而提高了信号传输的可靠性及抗干扰能力。而且,智能传感器的总线采用同一标准,使系统更具备开放性和通用性。智能传感器代表了传感器的发展方向,这种智能传感器带有标准的数字总线接口,能够自己管理自己。它将所检测到的信号经过变换处理后,以数字量形式通过现场总线与中央处理器进行信息通信与传递。

本文提出了一种基于分布式控制、用AD595和TMS320C2407A DSP 构成的航空发动机智能温度传感器,主要实现了热电偶工作过程中的冷端温度补偿、故障报警以及非线性校正,具有重要的实用价值。

1、温度传感器的原理

涡轮后燃气温度T4 是某型涡扇发动机主燃油控制系统的重要状态参数。当发动机控制计划处于战斗状态或训练-战斗状态(含最大和加力)且发动机进口温度288K373K 时,电子控制器通过调节供油量mf,使T4随T1 升高而直线增加15℃。因而,对涡轮后燃气温度T4 的精确测量与控制对于提高整个航空发动机分布式控制系统的工作稳定性和可靠性至关重要。航空涡扇发动机涡轮后燃气温度T4的敏感测温部件为K 型热电偶。热电偶的原理是利用物理中的塞内克效应制成的温敏传感器。当两个不同的导体A 和B 组成闭合回路时,若两端结点温度不同(分别为T0 和T ),则回路中产生电流,相应的电势称为热电势。它是由接触电势和温差电势两部分组成,其大小和两端温差有关,还和材料性质有关。要求材料的热性能要稳定,电阻系数小,导电率高,热电效应强,复制性好。

2、TMS320LF2407A 简介

TMS320LF2407A 是TI 公司生产的供电电压为3.3V、16 位定点的低功耗DSP 芯片,片内带Flash程序储存器,“A”是代表芯片代加密位。其程序储存器(DARAM、SARAM、ROM 和闪存)和数据存储器(三个DARAM 块)有各自独立的单元和总线结构(哈佛结构),即可同时访问程序指令和数据,并且数据读写可以在一个时钟周期进行。

CPU 指令周期为25ns,32 位算术逻辑单元、32位累加器、16 位×16 位乘法器、8×16 位辅助寄存器和两个状态寄存器。

TMS320LF2407A 片内外设含盖许多模块:看门狗定时模块(WDM)、数字输入/输出模块(I/OM)、两个事件管理模块(EVM)、10 位的模数转换模块(ADCM)、高速同步串行外设模块(SPIM)、可编程串行通信模块(SCIM)、局域网控制模块(CANM),便于开发不同类型的控制和通信方式。其中,事件管理器(EV)模块中的通用定时器(GPT)用于脉冲计数,核心是16 位的可读/写定时器计数器TxCNT,它是转速智能传感器计频单元。

3、转速智能传感器设计

3.1 硬件电路设计

智能转速传感器的电路设计原理如图3 所示。智能温度传感器的构成主要包含上电自检电路、热电偶信号处理电路、DSP 与CAN 总线接口电路以及电源电路几部分。智能温度传感器具有上电自检功能,电子模拟开关选用MAX319 芯片,当DSP 的通用IO 引脚IOPA5 输出高电平时,上电自检电路接通;当DSP 的通用IO 引脚IOPA5 输出低电平时,热电偶测温信号被引入信号调理电路。

热电偶信号调理电路主要由AD595 芯片和运算放大器组成。AD595 是专门为K 型热电偶设计的信号放大芯片,经激光修整配合K 型热电偶工作,具有冷端温度自动补偿、热电偶断线实时报警、输出线性度高、低功耗、供电电压范围宽等特点。当热电偶发生断线或者超温时,报警信号通过光隔接入DSP 2407A 的外部中断引脚XINT1,触发外部中断,调用中断程序将报警信号通过CAN 总线发送到中央处理器。热电偶信号经AD595 芯片放大调理后,再经过可变电位计的热电偶冷端温度补偿,最后经运算放大器送入DSP 2407A 的模拟量输入通道ADC0,完成对热电偶信号的采样。

热电偶测温信号经过DSP 2407A 的内部处理(包括信号滤波、热电偶的线性拟合以及非线性校正)后,转换成数字量送入2407A 中CAN 控制器,通过发送邮箱发送到CAN 总线上,实现与中央处理器之间的数据交换。


图1 智能温度传感器电路设计原理图

3.2 测量软件设计

软件主要实现对传感器来信号进行信号滤波、热电偶的线性拟合以及非线性校正,并保存结果。当传感器系统收到FADEC 的中央处理单元的接收数据指令时DSP 开始发出当前温度值;当收到中央处理单元的中断或屏蔽指令时,DSP 锁存当前温度值而不发送。值得提出的是,发动机温度传感器是双余度的,所以计算中将测得的两个温度值中值大者作为有效频率值。如果两值相差超过值大者的10﹪,选择出有效值的同时输出另一传感器故障信号。


图2 智能温度传感器主程序流程图

限于篇幅,这里仅给出一段程序:

.title “Sensor _CP” ;文件名
.bss GPR0,1 ;选通寄存器
.include 2407A.h ;调用寄存器头文件
.copy “2407Avector.h” ;中段矢量头文件
.def d_into ;定义断点
D1 .equ 7000h ;定义暂存单元D1
.text
d_into:LDP #0h
SETC INTM ;禁止中断
SPLK SXM
SPLK #0000h,IMR ;屏蔽所有中段
LACC IFR ;读中断标志
SACL IFR ;清中断标志
LDP #00E0h ;设置DP=E0h
SPLK #006Fh,WDCR ;禁止看门狗
SPLK #0000h,T1CNT;计数器1 清零
LOOP :
SPLK #0F42h,T1CON;使能定时器计数,输入时
钟为CPU 时钟的1/128 分频
SPLK #2711h,T1PR;设置周期寄存器值为10001
LACL T1CNT ;将计数器1 值装入累加器
SFR ;将累加器右移一位
SACL T1CNT,D1 ;将结果存入D1
SPLK #0000h,T1CNT;计数器1 清零
SFR ;将累加器右移一位
SACL T1CNT,D1 ;将结果存入D1
SPLK #0000h,T1CNT;计数器1 清零
LACL D1 ;将D1 值装入累加器
SACL 2407A.h;将结果存入寄存器
LOOP
.end

4、实验结果

为了验证温度智能传感器的测量效果,根据其设计原理来模拟实物转速传感器工作,得到其输入输出特性曲线,结果见图3。


图3 实验结果

其最小二乘拟合式及误差结果如下表 Y = A + B * X

表1

可见该智能传感器精度很高。实际工作中的智能传感器到中央处理单元的误差来源主要有两个方面:传感器自身测量误差和在恶劣的飞行条件或强电磁干扰下产生的误差,至于如何进一步消除误差,这是需待进一步研究的问题。

5、结论

综上所述,该温度智能传感器信号替代FADEC系统实现信号激励、数字滤波、A/D 转换、时间平均、测量、线性化、温度补偿等一些简单功能,同时实现数据的传输和状态信息的收发。它一方面减轻了整个控制系统,特别是电缆部分的重量;另一方面,智能传感器的设计可以把FADEC 系统从执行低级功能中解放出来,更有能力实现复杂的控制算法,从而提高了发动机的动态特性和整体性能。

关键字:航空发动机  设计

编辑:神话 引用地址:http://www.eeworld.com.cn/MEMS/2011/0327/article_1001.html
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