CN208270099U - 一种飞机发动机温度测量装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种飞机发动机温度测量装置，包括参考电阻R1、温度传感器Rx、运算放大器N1和运算放大器控制电阻Rn，其中参考电阻R1一端连接基准电压源，另一端经温度传感器Rx接地，运算放大器N1和运算放大器控制电阻Rn并联后串联到参考电阻R1与温度传感器Rx的交点处。本实用新型装置没有用到晶体管，使用的是电阻和运算放大器，性能稳定，在飞机整个使用温度范围内，温度变化对温度测量的结果影响极小。

Description

一种飞机发动机温度测量装置

技术领域

本实用新型涉及温度测量装置，具体是涉及一种飞机发动机温度测量装置。

背景技术

飞机发动机温度传感器选用电阻类敏感元件，通过电阻变化随着温度变化而变化。在进行电阻类信号采集时，为了将电阻值转换为便于采集的电压值，需要采用恒流源作为激励。而恒流源一般采用晶体管等分离元器件搭建，或采用恒流三极管、恒流二极管。无法避免半导体材料PN结在温度变化时对输出信号的影响，导致恒流源并不恒流，而是随温度变化而变化，这样将导致温度测量精度也随温度变化而变化。在一些高精度的温度测试领域，这些变化将导致温度测量的精度超出指标要求。

飞机发动机温度采集装置由温度传感器、双绞屏蔽传输电缆和安装在设备舱内发动机参数采集器组成，精度要求高。在试验中发现，采用晶体管搭建的恒流源，在环境温度变化时，受材料固有特性影响，采集结果会随温度变化而变化，精度难以保证。即使进行温度补偿，需进行材料的正负温度特性匹配，调试工艺复杂、布线均需精心安排，难以进行大规模生产，一旦出现故障，需再次进行正负温度特性匹配。

实用新型内容

本实用新型的目的在于提供一种飞机发动机温度测量装置，解决温度变化对飞机发动机温度测量精度的影响。

实现本实用新型的技术方案为：一种飞机发动机温度测量装置，包括参考电阻R1、温度传感器Rx、运算放大器N1和运算放大器控制电阻Rn，其中参考电阻R1一端连接基准电压源，另一端经温度传感器Rx接地，运算放大器N1和运算放大器控制电阻Rn并联后串联到参考电阻R1与温度传感器Rx的交点处。

本实用新型与现有技术相比，其优点为：1)本实用新型结构简单，不使用硅、锗等半导体分立元件，费用低廉；2)本实用新型性能稳定，采集精度高，使用环境温度变化对采集结果误差影响小；3)本实用新型焊接完成后，简单调试可直接使用；4)本实用新型出现故障直接替换损坏器件，无需进行复杂调试；5)本实用新型布线简单，无特殊要求；6)本实用新型可适应全部电阻型温度传感器。

附图说明

图1是本实用新型飞机发动机温度测量装置的内部电路图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型做进一步说明。

飞机发动机温度测量装置如图1所示，参考电阻R1与温度传感器(简化为电阻Rx)为串联关系，当温度传感器Rx的电阻发生变化时，Rx两端电压也会发生改变，经过后端运算放大器N1放大后，供AD采集器进行采集。采用高稳定性的电压基准V1，可以保证参考电压在温度变化时基本不变。选择合适的参考电阻R1，应选用大功率、低温漂、高精度的电阻值。

由电路图可以得知：

温度传感器两端输出电压为：

运算放大器的输出电压为

Vo＝KV_x……………………..(2)

运算放大器的放大倍数K为

通过以上计算，可以得出Rx与运算放大器输出电压Vo的关系为：

在本装置中，由于未采用晶体管器件，故可以避免PN结温漂。电压基准Vt、参考电阻R1，运算放大器N1，及运算放大器控制电阻Rn的温漂将是系统温漂的主要贡献者。由于整个环节没有用到晶体管，使用的是电阻和运算放大器，其温漂都有具体指标且生产工艺成熟，性能稳定。

所述运算放大器控制电阻Rn和参考电阻R1选用镍铬合金绕线电阻。

所述运算放大器N1选用AD620。

所述基准电压源选择AD581。

参考电阻R1、运算放大器N1和运算放大器控制电阻Rn的具体确定方法为：

R1阻值与温度传感器输出电阻值范围相关，在参考电压Vt恒定的前提下，R1与Rx串联电阻决定了通过Rx的最大电压，不能大于温度传感器最大工作电压。通过温度传感器的使用手册可得知电阻变化与温度变化的关系曲线，在此曲线中，可得知温度采集范围内的电阻变化范围，如在最低温度Tl下，温度传感器输出电阻为Rxl，在最高温度Th下，温度传感器输出电阻为Rxh；R1电阻值选择Rxl和Rxh较大阻值的50倍；

确定Vt、R1后，通过欧姆定律可计算出最高温度及最低温度下的Vx，考虑到后端数模转换器的输入范围，可确定运算放大器的放大倍数K，Vx在放大K倍以后，不应超过数模转换器的最大电压，查阅运算放大器的使用说明书，可以得知放大倍数K与Rn之间的关系，进而确定电阻Rn阻值；

R1与Rn电阻值选择完成后，存在阻值不在标准电阻值表中的可能，可就近选择合适的电阻。

下面结合具体的实例，验证本实用新型装置的有效性。

实施例1

通过资料得知某型飞机发动机温度传感器最大耐受电压10V，温度变化后电阻值变化范围100Ω至200Ω，系统的测量精度为0.1％。

依据此，选择V1为输出10V的基准电压源，Vt＝10V，温度变化率为5ppm；参考电阻R1为5KΩ，精度0.01％，温度变化率为5ppm；N1为低温漂运算放大器，查资料得知失调电压为2uV/℃，控制电阻Rn选择5KΩ。

依据公式1可得，在Rx变化时，Vx的范围为：Rx为100Ω时Vx为0.196V，Rx为200Ω时Vx为0.384V；

依据公式3可得，此时运算放大器放大倍数K＝10.88；

依据公式2可得，运算放大器最后输出电压为Vo，当Rx为100Ω时Vo为2.117V，当Rx为200Ω时Vo为4.147V；△V＝2.03V，配合12位量程0～5V AD转换器，可进行高精度测量。

下面讨论温度变化对该装置的影响：

假设某型飞机工作温度为-40℃～60℃，以0℃为参考点，接入标准电阻200Ω替代温度传感器，标准电阻浸入冰水混合中。此时Vo＝4.147V。

当装置温度为-40℃时，温度变化△T＝-40℃，此时

R1(-40℃)＝R1(0℃)+△T×5×10^-6×R1(0℃)

＝5000-40×5×10^-6×5000

＝4999

Rn(-40℃)＝Rn(0℃)+△T×5×10^-6×Rn(0℃)

＝5000-40×5×10^-6×5000

＝4999

K(-40℃)＝10.88

Vt(-40℃)＝Vt(0℃)+△T×5×10^-6×Vt(0℃)

＝10-40×5×10^-6×10

＝9.998

运算放大器的失调电压为2uV/℃，可忽略不计，分别将以上数据代入公式2，可得到-40℃时，运算放大器实际输出为Vo(-40℃)＝4.184V

将Vo代入公式4，此时R1＝5kΩ，Rn＝5kΩ，Vt＝10V；

可得到此时计算得到的Rx＝199.97，与0℃时偏差为

△N＝(199.97-200)/200＝-0.015％

因此，当温度降到-40℃时，会对精度产生-0.015⁴％的影响。

当装置温度为60℃时，温度变化△T＝60℃，此时

R1(60℃)＝R1(0℃)+△T×5×10^-6×R1(0℃)

＝5000+60×5×10^-6×5000

＝5001.5

Rn(60℃)＝Rn(0℃)+△T×5×10^-6×Rn(0℃)

＝5000+60×5×10^-6×5000

＝5001.5

K(60℃)＝10.88

Vt(60℃)＝Vt(0℃)+△T×5×10^-6×Vt(0℃)

＝10+60×5×10^-6×10

＝10.003

运算放大器的失调电压为2uV/℃，可忽略不计，分别将以上数据代入公式2，可得到-40℃时，运算放大器实际输出为Vo(60℃)＝4.1846V

将Vo代入公式4，此时R1＝5kΩ，Rn＝5kΩ，Vt＝10V；

可得到此时计算得到的Rx＝199.99，与0℃时偏差为

△N＝(199.99-200)/200＝-0.005％

因此，当温度升到60℃时，会对精度产生-0.005％的影响。

由此可见，本实用新型性能稳定，在飞机整个使用温度范围内，温度变化对温度测量的结果影响极小。

实施例2

通过资料得知某型飞机发动机温度传感器最大耐受电压10V，温度变化后电阻值变化范围100Ω至4000Ω，系统的测量精度为0.1％。

依据此，选择V1为输出10V的基准电压源，Vt＝10V，温度变化率为5ppm；

选择参考电阻R1为50KΩ，精度0.01％，5ppm，选择N1为低温漂运算放大器，查资料得知失调电压为2uV/℃,控制电阻Rn选择10KΩ。

在此配置下，在飞机整个使用温度范围内精度均达到指标要求。

Claims (4)

1.一种飞机发动机温度测量装置，其特征在于，包括参考电阻R1、温度传感器Rx、运算放大器N1和运算放大器控制电阻Rn，其中参考电阻R1一端连接基准电压源，另一端经温度传感器Rx接地，运算放大器N1的负向输入端和输出端之间并联运算放大器控制电阻Rn，运算放大器N1的正向输入端连接到参考电阻R1与温度传感器Rx的交点处。

2.根据权利要求1所述的飞机发动机温度测量装置，其特征在于，所述运算放大器控制电阻Rn和参考电阻R1选用镍铬合金绕线电阻。

3.根据权利要求1所述的飞机发动机温度测量装置，其特征在于，所述运算放大器N1选用AD620。

4.根据权利要求1所述的飞机发动机温度测量装置，其特征在于，所述基准电压源选择AD581。