一种简单可靠离散量信号电路的设计和实现

徐忠锦

（北京青云航空仪表有限公司 北京 100086）

随着航空电子产品复杂性日益提高，对硬件设计的可靠性、安全性等级，提出了新的设计需求[1]。航空电子产品硬件功能的增加，也必然导致硬件复杂程度的不断增加，同时对元器件的选型、各种模块电路的可靠性、环境适应性设计也提出了新要求。而离散量信号电路作为航空电子电路的基本组成部分，已从传统较复杂的硬件电路逐步改进为简单、可靠的硬件电路，并在电路设计中，根据实际使用要求增加了过流保护功能电路，使离散量信号的设计电路更加简单、可靠、安全。

目前航空电子产品离散量信号处理电路均为典型电路，采用分立器件较多，个别器件在环境温度下存在电平不一致现象，由于电路的容差设计不影响产品的性能指标。根据Rockwell Collins公司研制的AFDC （Autopilot Flight Director Computer）资料手册。为实现高可靠性、安全性的电路设计，在满足硬件性能指标的前提下，尽量使电路实现简单，以提高产品的硬件可靠性指标[2]。

基于上述需求，提出了一种简单、可靠、容差能力高的离散量信号电路设计，该电路功能实现简单易行，即满足硬件性能指标，又满足系统的实际使用要求。

1 典型离散量信号电路实现

典型的离散量处理电路示意框图如图1所示，图1中离散量输入电路各级电路使用独立器件较多，限幅电路在环境温度下，一致性较差。在系统交联复杂且离散量处理路数增加时，硬件电路设计占用板面大，集成度较低。

2 离散量输入信号电路设计和实现

通过对典型离散量处理电路的优化设计，结合国外电子产品的设计思路，提出了一种简单、可靠、容差能力高的离散量信号电路。该型电路不仅优化了电路设计，而且实现原理简单，可靠性高，响应速度快等特点，电路功能框图如图2所示。

2.1 电路原理实现

2.1.1 地/开离散量输入信号

地/开离散量输入信号设计原理如图3所示，该电路利用巧妙的电阻分压网络实现电平转换，并结合后级缓冲处理电路施密特触发器的电路特性，使该电路在克服电阻温度特性变化大的同时，实现更加简单，且提高了电路的容差能力。

图1 典型离散量输入处理电路Fig.1 Processing circuit of typical discrete Input

图2 新型离散量输入处理电路Fig.2 Processing circuit of new discrete input

图3 地/开离散量输入原理图Fig.3 Schematic of groud/open discrete input

2.1.2 28 V/开离散量输入信号

28 V/开离散量输入信号设计原理如图4所示，该电路同样利用电阻分压网络实现电平转换，原理实现与地/开离散量输入信号相似，不同之处为电阻分压网络比例值。

图4 28 V/开离散量输入原理图Fig.4 Schematic of 28V/open discrete input

2.2 电路分析计算

2.2.1 地/开离散量输入电路分析计算

图3中缓冲处理电路使用SNJ54HCT14J施密特触发器，根据该芯片的关键数据参数，并结合该电路在实际环境中的使用情况。提出并计算出测试验证条件见表1，结合表1数据对该型电路的设计参数分析如表1所示。

1）施密特触发器的高电平触发门限为：1.2 V≤VT+≤1.9 V；

2）低电平触发门限为：0.5 V≤VT-≤1.2 V；

3）表2中“开”状态的电平转换电压为3.4 V≤VI≤11.1 V，满足高电平触发门限。 “地”状态假设3.5 V≤GND（V）≤10.8 V，仿真计算电压范围为-3.9 V≤VI≤0.48 V，满足低电平触发门限。

表1 测试验证条件Tab.1 Conditions of testing and certification

4）输入嵌位电流计算：表2中的值为理论计算值，由于SNJ54HCT14J的输入嵌位电路作用，VI的实际嵌位电压VIK：-0.5 V≤VIK≤+5.5 V，当承受最大正向电压VIMAX=5.5 V时，最大正向输入电流为 IIK=（VI-VIK）/R40+R41=（32-5.5）/（100+15）=0.23 mA，当承受最大负向电压VIMAX=-0.5 V时，最大反向输入电流为 IIK=（VI-VIK）/R42=（-0.5-（-5.5））/150=0.1 mA， 均满足芯片使用要求。

2.2.2 28 V/开离散量输入分析计算

图4电路实现的功能及使用的芯片与地/开离散量输入信号相同，根据电路在实际应用环境下的使用情况，提出并计算出测试验证条件见表2，由于与地/开离散量输入使用的芯片相同，因此数据参数也完全一致，主要结合表2中的“开路”状态，对出现负值电压的情况下，是否满足实际使用。

表2 测试验证条件Tab.2 Conditions of testing and certification

根据芯片的数据手册，当 VI电压出现 VI＞VCC或 VI＜0的情况时，SNJ54HCT14J芯片内部设有Input clamp current[3]（输入嵌位电流限制），即具有IIK（VI<0 or VI>VCC）的保护电路，手册规定 Input clamp current≤±20 mA。

表2中的负值电压为理论计算值，由于芯片本身的嵌位电路作用，VI的实际嵌位电压 VIK：-0.5 V≤VIK≤+5.5 V，当承受最大正向电压VIMAX=5.5 V时，最大正向输入电流为IIK=（32-5.5）/100=0.265 mA，当承受最大负向电压VIMAX=-0.5 V时，最大反向输入电流为 IIK=（-0.5-（-15））/130=0.112 mA，均满足芯片使用要求。

3 离散量输出信号电路设计和实现

针对典型离散量输出电路的输出特性，并结合实际使用情况，对地/开离散量输出信号进行简化设计，并增加了过流保护功能，当负载过大或出现短路时，离散量输出会自动关闭输出，起到保护作用[4]。该项功能可以有效地降低产品的故障率，并提高系统的安全性，同时也大大降低了产品的维护成本，功能框图如图5所示。

图5 离散量输出处理电路Fig.5 Processing circuit of discrete output

3.1 电路原理实现

3.1.1 地/开离散量输出信号

地/开离散量输出信号原理实现如图6所示，该型电路在原理架构及器件选用上完全不同于以往典型电路，简化设计的同时增加了过流保护电路，当负载电流过大或短路时，利用R3采样电阻、V4三极管组合电路自动关闭离散量输出，过流门限值可通过调整R3电阻大小来设置，图示中电路将过流门限设定为70 mA。

图6 地/开离散量输出电路Fig.6 Circuit of groud/open discrete output

3.1.2 28 V/开离散量输出信号

28 V/开离散量输出信号原理实现如图7所示，在原有典型电路的基础上增加了过流保护电路。R3为采样电阻，利用差分电路实现过流保护功能，该电路使用运算放大器N1实现差分运算，当负载过大，N1的输出值达到门限值时，通过V3将前级输出电路自动关断，实现了过流保护功能。采样电阻的选择原则：在不影响后级电路负载特性，进行降额设计，即使用降额因子后实际应力不应超过推荐的最大应力[2]。

图7 28 V/开离散量输出电路Fig.7 Circuit of 28V/open discrete output

3.2 电路仿真分析

3.2.1 地/开离散量输出电路仿真分析

V3为NMOS场效应管，满足导通条件时，该电路输出为“地”，反之，输出为“开”状态。

电路仿真时，将外部负载上拉为+28VDC，当外部负载电流大于70 mA或短路时，仿真图8中利用R4电阻模拟外部负载，来保证测试验证的极限条件。当R4为0时，负载为短路状态，此时过流保护电路关断 NMOS管（开状态），通过示波器监测电压输出范围为：26 V≤V开≤28 V；当外部负载正常工作时，输出地电压10 mV≤V地≤500 mV。电路仿真结果与预期设计结果一致，保证了电路的安全性。

图8 地/开离散量输出电路仿真图Fig.8 Simulation of groud/open discrete output circuit

在芯片选型上，当负载对地短路时，V3瞬间承受的功率较大，因此应充分进行降额设计，以满足电路在实际使用中的无故障保护功能特性。

3.2.2 28 V/开离散量输出电路仿真分析

图7中差分电路的传递函数：UO=UI2-UI1，按最大过流保护电流（70 mA）计算UI2-UI1=10×0.07=0.7 V，实际仿真电路见图9。仿真结果表明，实际仿真中图7中V3作为开关管的饱和导通电压为：UI2-UI1≥0.7 V，满足理论设计要求。

图9 28 V/开离散量输出电路仿真图Fig.9 Simulation of 28V/open discrete output circuit

4 结 论

针对目前机载电子[5]复杂性的增加，为降低产品的故障模式，提高整机的可靠性、测试性指标[6]，本文主要介绍了一种简单、高可靠性的航空电子离散量信号电路的原理实现方法，并通过对典型电路的比较分析，分别对新型离散量输入/输出电路进行仿真分析及计算，该新型电路不仅保证了典型电路的输出特性，而且也进行了巧妙的优化设计，并增加了过流保护功能，使电路的可靠性、容差能力更高，同时使该电路的应用领域更加广泛。目前该新型电路已成功地应用在实际工程项目中，并已经过各种试验验证，高低温性能稳定，可靠性高。

[1]国际航空工业.RTCA DO-254.机载电子硬件设计保证指南[S].国家航空和宇宙航行局（NASA）:2000.

[2]D.G.芬克，D.克里斯坦森.电子工程师手册（下）[M].西安：西安交通大学出版社，2000.

[3]Texas Instruments Incorporated.HEX SCHMITT-TRIGGER INVERTERS.施密特触发器[S].Texas Instruments:2005.

[4]Component Maintenance Manual Of AFDC-770 Autopilot Flight Director Computer （-105）22-12-72[R].Rockwell Collins.2007.

[5]周德新，崔海青，谢晓敏.机载电子设备故障诊断专家系统设计与实现[J].现代电子技术，2010（24）：80-82.

ZHOU De-xin，CUI Hai-qing，XIE Xiao-min.Fault diagnosis of airborne electronic equipments based on expertsystem[J].Modern Electronics Technique，2010（24）：80-82.

[6]刘林，郭恩友.飞行控制系统的分系统[M].北京：国防工业出版社，2003.