高精度发动机温度采集系统*

刘夏青，吴 斌，蔡晓乐，於二军

(中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所，陕西 西安 710065)

1 概述

航空发动机按用途分为军用航空发动机和民用航空发动机，是知识高密度综合的现代化科学技术结晶，集中的体现了一个国家的综合国力。当今世界上能独立研制坦克、舰船、飞机的国家较多，能独立研制中、远程火箭的国家也不少，但只有美、俄、英、法和中国5个国家能够独立研制先进航空发动机。

航空发动机在工作过程中其排气温度、涡轮后燃气温度作为关键参数，该类温度若超温会致使涡轮叶片瞬时断裂，严重影响发动机的运行安全，而断裂的涡轮叶片会引起发动机的二次故障，使发动机结构完整性遭到严重破坏，甚至机毁人亡[1]。

2 热电偶传感器

温度传感器是航空发动机温度测量的核心部件之一，航空发动机通常采用热电偶温度传感器，典型热电偶传感器如图1所示。热电偶尺寸小，结实耐用，而且工作温度范围非常宽，特别适合测量恶劣环境下的极端高温(最高可达2 300 ℃)[2]。

3 热电偶测量系统硬件设计

热电偶信号为小电压信号，电压范围通常在0～50 mV之间，由于信号量级为毫伏级，只有设置足够大的增益值才能被大多数ADC电路适当采样。热电偶的硬件电路通常包含滤波网络、放大电路、AD采集电路三部分组成(补偿电路在后续章节单独介绍)，如图2所示。

图1 典型热电偶传感器

图2 热电偶硬件采集电路原理框图

3.1 滤波网络设计

为了对RC输入滤波器进行简化设计，选择更具实用价值的滤波器元器件值滤除射频干扰。

然后，为电容C2选择合适的电容值，该电容决定滤波器的差分(信号)带宽。在不使输入信号衰减的情况下，该电容值应尽可能小。10倍于最高信号频率的差分带宽通常绰绰有余。

接下来为C1a和C1b两个电容选择合适的值，它们决定共模带宽。为获得较好的交流共模抑制性能，两个电容的值应为C2电容值的10%或更小。在单位增益条件下，共模带宽应始终小于仪表放大器带宽的10%[3]，典型应用如图3所示。

图3 用于AD620系列仪表放大器的射频干扰抑制电路

3.2 放大电路

热电偶只能产生数毫伏的输出，因此需要精密放大电路进行进一步放大处理后才能被大部分ADC适当采样。热电偶的类型不同，灵敏度也不同，但通常只有每摄氏度数微伏，经过放大的信号，应当尽可能接近后级ADC的满量程范围，使得ADC的性能得到充分利用，如果放大增益较小，则只能使用ADC满量程范围的很小一部分，导致分辨率损失。同时由于热电偶电压信号非常小，因此必须选用低噪声和低漂移放大器，唯有如此才能使温度变化所引起的电压变化大于仪表放大器所引起的噪声。因此放大器电路中的放大器选型需要特别关注两点：

1) 放大器要选用差分仪表放大器。

2) 放大增益要适当，与后级ADC量程范围匹配。

仪表放大器因为自身的多项优点，比如体积小、供电范围适应性强、共模抑制比高、功耗低以及低漂移，而被广泛应用在温度传感器、热电偶、电桥及数据采集系统等多种放大电路中，它不仅能对单端信号进行放大，还能对差分信号进行放大。

仪表放大器一般是由三个放大器和经过激光调阻修正的电阻网络构成，如图4所示。在传统的三片运放方式的基础上做一些改进，内部阻值的校准保证用户只需要外接一个电阻即可实现由1到上万倍的增益精确设定，减少了由于增益相关误差带来的数据采集误差，同时这种结构保证其具有高输入阻抗和低输出阻抗，且每一路输入都有输入保护电路以避免损坏器件。由于采用激光调阻，使其具有低失调电压、高共模抑制比和低温漂[4]。

图4 AD620内部结构

通常来讲，当需要测量差分信号并选择工作方式时，通常直接选用仪表放大器作为后级的信号放大电路。常用的仪表放大器约有1 MΩ以上的输入阻抗，为得到共模电流反馈回路，差分输入端需要设计偏置电流通道，例如IN118这种型号的仪表放大器，约有±5 nA的输入偏置电流。

3.3 ADC转换芯片

经过放大后的热电偶信号必须经过高精度A/D转换器件采样，才可以成为供CPU模块使用的数字信号。低带宽特性的模/数转换电路，应用于温度采集系统这样每10 ms/1个采集样本的应用环境是很合适的。但前提是该ADC的分辨率必须能够满足要求，所以，教理想的选择是分辨率高、带宽低的Δ-∑型ADC。因为利用这种拓扑结构能够开发出高分辨率、高精度ADC。

4 冷端补偿

4.1 为什么要冷端补偿

热电偶测量温度的前提是其冷端的温度能够保持恒定，这时热电势与被测温度之间才能够呈现出比例关系，供热电偶电路进行采集和测量。若测量时，冷端的(环境)温度随机变化，将严重影响测量的准确性。在冷端采取一定措施补偿称为热电偶的冷端补偿[5]。

4.2 热电偶如何进行冷端补偿

在航空工业上通常采用的方法是采用温度传感器对冷端部位温度进行采集，再根据热电偶分度表获得冷端补偿电势值，然后在计算机内与热电偶实际输出电势进行代数迭加，通过热电偶分度表，便可由该代数和换算出热电偶实测温度。根据冷端温度采集点的不同，通常有以下两种方法：

1) 内部补偿法：该方法是直接采集计算机内部温度传感器(如LM35、AD590等)测得计算机运行环境温度，实现冷端补偿，比较方便、经济，目前所知国内主要的飞机设计机构使用的冷端的补偿方法均为内部补偿法。

2) 外部补偿法：外部补偿法为通过热电阻测量热电偶冷端温度t0，如图5所示，板内提供恒流源供电(通常为0.5 mA)电流源；直升机所采用的温度补偿方法为外部热电阻补偿法，采用电阻为PT100。

图5 外部冷端补偿电路

5 热电偶测量系统软件设计

软件在数据采集系统中的地位举足轻重，不仅因为它提高了系统的灵活性，提升了系统的可扩展性，而且合理的软件设计能够对硬件系统采集到的原始数据进行修正和滤波，因而软件在数据采集系统设计中的作用日益得到重视[6]。热电偶采集系统软件(热电势相加法)主要包含以下几个步骤：

1) 热电偶测量端毫伏值测量Vt，ADC转换后结果由CPU读取；

2) 热电偶冷端温度测量T0，按照本节中的两种方法之一测得冷端温度值，相关测量方法在各类期刊、文献中均有介绍。

3) 反查K分度表得冷端温度对应的毫伏值V0。

4) 计算热电偶总电动势E=Vt+V0；利用E值查分度表获得最终热电偶温度。

图6 推荐的热电偶温度解算方法示意图

在实际的操作中，经常采用的一种方式是将热电偶热端测量的毫伏信号直接查分度表换算成温度值，再与冷端测量的温度值相加，这种方法简便，但是精度较差(此种方法不推荐)。

6 总结

航空发动机对热电偶的测量精度都有着很严格的要求。热电偶测量系统涉及面较广，除模拟量信号采集这个表面上的主要设计点之外，还受其他很多因素影响(接线环境、滤波网络、冷端补偿、软件等)，需要在每一步进行小心设计、仔细验证才可以确保整个采集系统设计满足要求。

[1] 秦海勤，徐可君.某型航空发动机工作超温故障研究与分析[J].燃气轮机技术，2016,29(3):44-48.

[2] 游伯坤.温度测量与仪表热电偶和热电阻[M].北京：科学技术文献出版社，1990.

[3] Charles Kitchin，Lew Counts，Moshe Gerstenhaber.降低仪表放大器电路中的射频干扰整流误差[Z].AN-671应用笔记，2003.

[4] AD620 Low Cost .Low Power Instrumentation Amplifier[Z].Analog Devices Inc，2004.

[5] 王健石.工业用热电偶及补偿导线技术手册[M]. 北京: 中国计量出版社，2003.

[6] 刘自放，刘春蕾.热工检测与自动控制[M].北京：中国电力出版社，2007.