CN104075841B - 航空发动机压力传感器检测电路 - Google Patents
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Abstract
本发明提出的一种航空发动机压力传感器检测电路，压力传感器分别通过传感器环路检测单元和输入仪表放大器电连接AD转换单元；压力传感器惠斯登电桥四个检测电阻的电压输入仪表放大器U2，仪表放大器U2将采集到的电压值传输到AD转换单元，环路检测单元检测惠斯登电桥四个检测电阻上的检测点压降，经过环路检测电路上的运算放大器运放处理后送到AD转换单元，发动机电子控制器CPU根据其中一路环路检测电路的输出电压值，依据AD转换单元AD转换后电压判断压力传感器电桥检测点故障。本发明具有电压稳定可靠，输出电压纹波非常小，测试精度高，不会影响P3压力输出的毫伏级电压差值。经过实际测试最大误差不超过0.05bar。
Description
技术领域
本技术适用于采用应变电阻组成的惠更斯平衡电桥的压力传感器检测电路，尤其是航空发动机压力传感器的检测电路。
背景技术
随着集成电路和半导体技术的发展,出现了以半导体材料的压阻效应为原理制成的半导体力敏传感器,而其中的硅压阻式压力传感器因具有体积小、性能高、廉价等优点得到了广泛应用。但利用扩散技术形成的电桥阻值易随温度改变,并且压阻元件的压阻系数具有较大的负温度系数,这些易引起电阻值与电阻温度系数的离散,导致压力传感器的热灵敏度漂移和零点漂移。误差来源由于半导体材料对温度十分敏感,压阻式压力传感器的四个检测电阻多接为惠斯登电桥形式,其有恒流和恒压两种工作方式。
压力传感器是一种常用的检测装置，在多个行业中都有一定的应用。用户在使用压力传感器的时候确定如何检测压力传感器显得十分重要。航空发动机P3压力传感器主要采用的是应变电阻组成的惠更斯平衡电桥，电桥供应电压9.5V～10.5V，激励边阻抗为0.9～10KΩ，信号边阻抗为0.8～4KΩ，压力范围0～1300KPa绝对压力，对应输出电压为0～26mV，输出电压与施加的绝对压力呈线性关系。由此对发动机电子控制器P3压力传感器检测电路要求提供稳定可靠地激励电源，有激励回路检测电路，对P3输入信号进行高精度低漂移放大。
压力传感器常用的检测方法有3种：
1、加压检测，用标准的压力源，给传感器压力，按照压力的大小和输出信号的变化量，对传感器进行校准。并在条件许可的情况下，进行相关参数的温度检测。
2、零点的检测，用万用表的电压档，检测在没有施加压力的条件下，传感器的零点输出。这个输出一般为mV级的电压，如果超出了传感器的技术指标，就说明传感器的零点偏差超范围。
3、桥路的检测，主要检测传感器的电路是否正确，一般是惠斯通全桥电路，利用万用表的欧姆档，量输入端之间的阻抗、以及输出端之间的阻抗，这两个阻抗就是压力传感器的输入、输出阻抗。如果阻抗是无穷大，桥路就是断开的，说明传感器有问题或者引脚的定义没有判断正确。上述检查方法虽然简单方便，但对于航空发动机压力传感器的检查并不适用，而且测试精度不高。由于P3传感器输入到发动机控制器的是毫伏级的电压差，该电压差需要经过高精度低漂移的仪表放大器极高放大倍数才能获取P3压力值。
航空发动机电子控制器外接P3压力传感器为应变电阻组成的惠更斯平衡电桥。压力传感器正常工作电流一般在5～10mA，如果发生压力传感器内部短路或传感器线路破损等故障时容易将发动机电子控制器的压力传感器供电电路损坏。为了不影响平衡电桥正常工作，回路检测电阻一般阻值较小。为了避免航空发动机压力传感器惠更斯平衡电桥激励输入电源引入干扰信号，通常要求压力传感器激励供电输出必须具有限流保护功能且输出电流控制在10mA左右，供电要求电压精度高、纹波小。
发明内容
本发明的任务是提供一种工作稳定可靠，测试精度高，具有激励输出短路不会造成发动机电子控制器损坏，能够获取发动机压力值，尤其是能够判断压力传感器是否工作正常的航空发动机P3压力传感器的检测电路。
本发明的上述目的可以通过以下措施来达到，一种航空发动机压力传感器检测电路，包括激励电源、环路检测单元和输入仪表放大器，其特征在于：激励电源通过电连接在比较放大器U1A反向输入端与输出端之间的积分电容C3和输出端限流电阻R11并联的三极管Q4、三极管Q3，经Q4导通后将Q3基极电压拉低，截止Q3，组成基准电压激励输出关断限流保护电路；激励电源电连接发动机电子控制器外接压力传感器，压力传感器分别通过传感器环路检测单元和输入仪表放大器电连接AD转换单元；压力传感器惠斯登电桥四个检测电阻的电压输入仪表放大器U2，将采集到的电压值传输到AD转换单元，环路检测单元检测惠斯登电桥四个检测电阻上的检测点压降，经过环路检测电路上的运算放大器运放处理后送到AD转换单元，发动机电子控制器CPU根据其中一路环路检测电路的输出电压值，依据AD转换单元AD转换后电压判断压力传感器电桥检测点故障。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果。
激励电源稳定、可靠、纹波小。本发明采用激励电源通过电连接在比较放大器U1A反向输入端与输出端之间的积分电容C3和输出端限流电阻R11并联的三极管Q4、三极管Q3，Q4导通后将Q3基极电压拉低，截止Q3，组成基准电压激励输出关断限流保护电路，输出电压稳定可靠，纹波非常小，不会影响P3压力输出的毫伏级电压差值，保护压力传感器激励电源电路不会过流损坏。为航空发动机P3压力传感器检测技术提供了稳定可靠的激励电源输出。P3激励电源输出的电流强度适中，即使P3激励输出短路也不会造成发动机电子控制器损坏。
本发明根据航空发动机P3压力传感器输入到发动机控制器的0～26mV电压差的特性，采用高精度低漂移，可以放大100倍左右的输入信号仪表放大电路获取P3压力值，解决了P3传感器电压差微弱，压力值获取困难的问题。
本发明保护和检测功能完善，经过长期试验证明该电路工作稳定可靠，测试精度高，经过实际测试最大误差不超过0.05bar，普遍误差在0.01bar左右。
附图说明
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
图1是本发明航空发动机压力传感器检测电路框图。
图2是图1压力传感器激励电源的电路原理示意图。
图3图1的电路原理示意图。
具体实施方式
参阅图1、图2。航空发动机压力传感器由应变电阻组成的惠更斯平衡电桥，其检测电路主要包括压力传感器激励电源、压力传感器环路检测单元和压力传感器输入仪表放大器。激励电源通过电连接在比较放大器U1A反向输入端与输出端之间的积分电容C3和输出端限流电阻R11并联的三极管Q4、三极管Q3，Q4导通后将Q3基极电压拉低，截止Q3，组成基准电压激励输出关断限流保护电路；激励电源电连接压力传感器，压力传感器分别通过传感器环路检测单元和输入仪表放大器电连接AD转换单元；压力传感器惠斯登电桥四个检测电阻的电压输入仪表放大器U2，仪表放大器U2将采集到的电压值传输到AD转换单元，环路检测单元检测惠斯登电桥四个检测电阻上的检测点压降，经过环路检测电路上的运算放大器运放处理后送到AD转换单元，发动机电子控制器CPU根据其中一路环路检测电路的输出电压值，依据AD转换单元AD转换后电压判断压力传感器电桥检测点故障。
压力传感器激励电源包括：分压电阻R5和R7并联限流电阻R6、滤波电容C1和接地电阻R7并联电容C2组成的并联回路，并联于比较放大器U1A反向输入端与输出端之间的积分电容C3和输出端限流电阻R11，经三极管Q4并联积分电容C3的电阻电阻R12，以及经电阻R11并联的三极管Q4、三极管Q3及其***电阻R8、电阻R9、电阻R10和二极管D1，电阻R3、电阻R14和二极管D2。发动机电子控制器提供的10V基准电压经限流电阻R6限流和滤波电容C1滤波输入U1A比较放大器正向输入端，通过电阻R12采集输出电压到U1A比较器负端，比较器输出经R11限流后控制Q3导通，Q3导通后+15V的电流经过限流电阻R10和Q3，从Q3发射极输出电流到电流采样电阻R13，从R13输出10V电压到外部压力传感器，该输出就是压力传感器激励电源正端。U1A比较放大电路中的积分电容C3为抑制纹波的负反馈器件，可以让输出电压纹波较小。
其次，发动机电子控制器提供的10V基准电压同样经电阻R5和R7分压，该分压值经过电容C2滤波后到三极管Q4，由于分压值大小使得Q4处于截止状态，该分压值再增加一点就可以让Q4处于导通，采样电阻R13上电压经过电阻R8和R9后就可以和该分压值叠加并使得Q4导通。压力传感器正常工作电流一般在5～10mA。当外部压力传感器输出电流过大时，电阻R13上电压增大，该电压与R5和R7分压值叠加就可以将Q4导通，Q4导通后将Q3基极电压拉低，Q3截止，压力传感器输出关断，保护压力传感器激励电源电路不会过流损坏。由于Q3、Q4工作在线性状态，压力传感器激励电源输出电压温度可靠、纹波小，压力传感器短路不会造成电路损坏。
参阅图3。在航空发动机压力传感器检测电路中，激励电压正从电桥电源输入正端进入，经过电桥电源负端输出到激励回路检测电阻后回到激励电压负端。压力传感器10V激励电压经过惠更斯平衡电桥的R1、R3或R2、R4两条支路后，传感器环路检测单元从惠斯登电桥四个检测电阻输入端电桥的R1、R3双臂电桥接点压力输入正端引出电路上，电连接跨接于射运算放大器U3A正向输入端与输出端电阻R20之间，由并联电阻R18串联电容C7，经电阻R19组成的并联回路，通过电阻R20串联电阻R21，并联电阻R22组成一个环路检测电路1。传感器环路检测单元从惠斯登电桥四个检测电阻输入端电桥的对角电桥R3、R4双臂接点引出电路上，连接一个由电阻R30并联电阻R31与电容C10构成的激励回路，所述激励回路通过电阻R30与电容C10的并联接点电连接运算放大器U4B正向输入端，构成电压检测点的一个环路检测电路2；并从R2、R4双臂电桥接点引出电路上，电连接跨接于射随放大器U3B正向输入端与输出端电阻R25之间，由并联电阻R24串联电容C8，经电阻R23组成的并联回路，通过电阻R25串联电阻R27组成的又一个环路检测电路3。仪表放大器U2相连射随放大器U3B正向输入端，通过电阻R29并联电容C9电连接运算放大器U4A正向输入端构成压力传感器采集电压输出电路；上述环路检测电路输出电压经过AD转换器变换后，发动机电子控制器CPU根据可其中一路环路检测电路的输出电压值判断出压力传感器电桥检测点故障。
压力传感器输出电压在0～26mV范围内，线性对应的压力为0～1300kpa，该电压必须经过高输入阻抗、高放大倍数、高精度、低温飘的仪表放大器放大100倍左右。仪表放大器U2电路可以采用AD621仪表放大器对电桥双臂输入的差分电压放大100倍，电阻R28是调节放大倍数的器件，仪表放大器U2输出电压经过电阻R29和电容C9限流滤波后到U4A进行射随放大，这样经过U4A处理后的压力信号更加稳定可靠，U4A输出电压送到AD转换单元处理。CPU根据AD转换后电压就可以根据传感器线性特性计算出发动机压力值。
电阻R3、R4桥电接点和电阻R30、R31接点处电压为激励回路电压的检测点，电阻R1、R3和电阻R2、R4桥电节点处电压为电桥双臂电压的检查点，同时也是外部压力传感器输入信号的正端和负端，这样在回路中就有3个电压检测点。
由运算放大器U3A和U3B构成的放大电路分别为电桥两臂的电压检测点电路，U4B构成的放大器检测激励回路也是电压检测点电路。压力传感器信号正端经过电阻R18和接地电容C7限流阻抗匹配后，输入到运算放大器U3A正端和仪表放大器U2正端，电容C7滤波为正端输入滤波，U3A为射随放大器，电阻R17为反馈电阻，目的是让U3A输出尽快稳定。U3A输出端串联的电阻R20、R21为输出限流电阻，接地电阻R22为输出负载电阻。同样压力传感器信号负端经电阻R2、R4桥电节点相连的电阻R24限流阻抗匹配后，输入到运算放大器U3B正端和U2仪表放大器负端，电容C8滤波为负端输入滤波，U3B为射随放大器，电阻R23为反馈电阻，目的是让U3B输出尽快稳定，U3B输出端相连的电阻R25、R27为输出限流电阻，接地电阻R26为输出负载电阻。激励回路检测电压经过电阻R30和电容C10限流滤波后到U4B的正端，U4B为射随放大器，其输出电压值一般在0.5V左右。
一般输出环路检测电路1、环路检测电路2输出电压在4.5V左右，环路检测电路3输出电压为0.5V左右电压，这3个电压经过AD转换器变换后，发动机电子控制器CPU就可以根据电压值判断出电桥是否短路、断臂、阻值不匹配等故障，其中环路检测1、环路检测2输出不是必须具备的，因为根据环路检测电路3输出电压值同样可以判断双臂是否断开或短路，所以环路检测电路3是必须具备的。
Claims (10)
1.一种航空发动机压力传感器的检测电路，包括激励电源、环路检测单元和输入仪表放大器，其特征在于：激励电源通过电连接在比较放大器U1A反向输入端与输出端之间的积分电容C3和输出端限流电阻R11并联的三极管Q4、三极管Q3，经Q4导通后将Q3基极电压拉低，截止Q3，组成基准电压激励输出关断限流保护电路；激励电源电连接发动机电子控制器外接压力传感器，压力传感器分别通过传感器环路检测单元和输入仪表放大器电连接AD转换单元；压力传感器惠斯登电桥四个检测电阻的电压输入仪表放大器U2，将采集到的电压值传输到AD转换单元，环路检测单元检测惠斯登电桥四个检测电阻上的检测点压降，经过环路检测电路上的运算放大器运放处理后送到AD转换单元，发动机电子控制器CPU根据其中一路环路检测电路的输出电压值，依据AD转换单元AD转换后电压判断压力传感器电桥检测点故障。
2.如权利要求1所述的航空发动机压力传感器的检测电路，其特征在于：压力传感器激励电源包括：分压电阻R5和R7并联限流电阻R6、滤波电容C1和接地电阻R7并联电容C2组成的并联回路。
3.如权利要求1所述的航空发动机压力传感器的检测电路，其特征在于：发动机电子控制器提供的10V基准电压经限流电阻R6限流和滤波电容C1滤波输入U1A比较放大器正向输入端，通过电阻R12采集输出电压到U1A比较器负端，比较器输出经R11限流后控制Q3导通，Q3导通后+15V的电流经过限流电阻R10和Q3，从Q3发射极输出电流到电流采样电阻R13，从R13输出10V电压到外部压力传感器，该输出就是压力传感器激励电源正端。
4.如权利要求1所述的航空发动机压力传感器的检测电路，其特征在于：U1A比较放大电路中的积分电容C3为抑制纹波的负反馈器件。
5.如权利要求1所述的航空发动机压力传感器的检测电路，其特征在于：发动机电子控制器提供的10V基准电压同样经电阻R5和R7分压，该分压值经过电容C2滤波后到三极管Q4，分压值大小使得Q4处于截止状态，采样电阻R13上电压经过电阻R8和R9后和该分压值叠加导通Q4。
6.如权利要求5所述的航空发动机压力传感器的检测电路，其特征在于：Q4导通后将Q3基极电压拉低，Q3截止，压力传感器输出关断，保护压力传感器激励电源电路不会过流损坏。
7.如权利要求1所述的航空发动机压力传感器的检测电路，其特征在于：压力传感器10V激励电压经过惠斯登电桥的R1、R3或R2、R4两条支路后，传感器环路检测单元从惠斯登电桥四个检测电阻输入端电桥的R1、R3双臂电桥接点压力输入正端引出电路上，电连接跨接于运算放大器U3A正向输入端与输出端电阻R20之间，由并联电阻R18串联电容C7，经电阻R19组成的并联回路，通过电阻R20串联电阻R21，并联电阻R22组成一个环路检测电路1。
8.如权利要求1所述的航空发动机压力传感器的检测电路，其特征在于：传感器环路检测单元从惠斯登电桥四个检测电阻输入端电桥的对角电桥R3、R4双臂接点引出电路上，连接一个由电阻R30并联电阻R31与电容C10构成的激励回路。
9.如权利要求8所述的航空发动机压力传感器的检测电路，其特征在于：所述激励回路通过电阻R30与电容C10的并联接点电连接运算放大器U4B正向输入端，构成电压检测点的一个环路检测电路2；并从R2、R4双臂电桥接点引出电路上，电连接跨接于运算放大器U3B正向输入端与输出端电阻R25之间，由并联电阻R24串联电容C8，经电阻R23组成的并联回路，通过电阻R25串联电阻R27组成又一个环路检测电路3。
10.如权利要求1所述的航空发动机压力传感器的检测电路，其特征在于：仪表放大器U2连接运算放大器U3B正向输入端，通过电阻R29并联电容C9电连接运算放大器U4A正向输入端构成压力传感器采集电压输出电路；上述环路检测电路输出电压经过AD转换器变换后，发动机电子控制器CPU根据可其中一路环路检测电路的输出电压值判断出压力传感器电桥检测点故障。
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