电子设计工程
Electronic Design Engineering
第27卷Vol.27第16期No.162019年8月Aug.2019
绿色生命
收稿日期：2018-12-26
稿件编号：201812131
基金项目：四川新川航空仪器有限责任公司项目（XZM-3）；中国民用航空飞行学院研究生创新项目（X2018-11）作者简介：魏麟（1972—），男，四川资阳人，硕士，教授。研究方向：航空电子。
亚运会 英文短距垂直起降式（STOVL ，Short Takeoff and Vertical Landing ）战斗机[1-2]因其独特性能被各国高度重视，主要通过提供垂直升力而不需要滑跑进行起飞、悬停、降落，能在垂直与水平飞行过度阶段提供水平加速或者减速推力。战斗机可以通过升力发动机推进系统、升力风扇推进系统、矢量喷管推进系统来提供垂直升力、水平加速及减速推力。升力发动机推进系统是在战斗机的垂直机身放置涡轮喷气发动机，利用涡轮的喷气产生所需要的加速或者减速推力实现短距起飞垂直降落功能。升力风扇推进系统主要核心是通过几个小型喷气装置驱动风扇高速转动来获得具有短距起飞垂直降落性能的力。在一些航空强国，关于STOVL 战斗机取得了很大的进步，已经应用到了具体的战斗机。在这种背
景下，本文设计了STOVL 发动机喷管监测控制系统。
1整体设计
本文研究的是矢量喷管推进系统，一方面主要来监测喷管的转动角度，将数据在上位机显示出来，监控飞机的飞行健康状态；另一方面将数据处理作为反馈控制电液伺服阀。工作的原理框图如图1所示。核心是通过喷管喷射气体产生升力，
通过改变喷管的转动角度控制飞行状态变化及姿
STOVL 发动机喷管监测控制系统的设计与研究
魏麟，何利清，林翔，万洋
（中国民用航空飞行学院四川广汉618307）
摘要：本文提出了适用于战斗机STOVL 技术的一种监测及控制系统。主要应用单片机技术、传感器信号处理技术、串行通信技术等实现采集模拟信号、对战斗机发动机喷管进行监测及控制。该系统实现的功能为：1）采集喷管角位移传感器输出的交流电压信号，将信号信息处理并转换为数字信号后传给上位机，从而得到喷管角度改变的数据；2）输出电流信号用以控制电液伺服阀。STOVL 发动机喷
管监测控制系统经过试验，各项参数均符合相关规定，具备一定的工程应用价值。关键词：喷管转动角度；监测控制系统；电液伺服阀；电路设计中图分类号：TN05
文献标识码：A
文章编号：1674-6236（2019）16-0039-05
Design and rearch of STOVL engine speed nozzle monitoring control system
WEI Lin ，HE Li⁃qing ，LIN Xiang ，WAN Yang
（Civil Aviation Flight University of China ，Guanghan 618307，China ）
澳大利亚国庆日
Abstract:A monitoring and control system for STOVL technology of fighter is propod in this paper.The system is mainly compod of MCU technology ，nsor signal processing technology and rial
communication technology ，etc ，which is ud to collect various analog signals ，realize controlling and monitoring the fighter jet nozzle.The system implements the following functions .On the one hand ，the AC voltage signal output by the nozzle angular displacement nsor was collecte
d ，and the above information was procesd and converted into a digital signal and transmitted to the master computer to obtain the who nozzle angle changes ；On the other hand ，the output current signal is ud to control the
electro-hydraulic rvo valve.The STOVL engine speed nozzle monitoring control system has been tested and all parameters are in accordance with relevant regulations ，having certain engineering value.
Key words:angle of nozzle rotation ；monitoring control system ；electro-hydraulic rvo valve ；circuit
design
《电子设计工程》2019年第16期
态控制，通过角位移传感器采集得到转动角度与给定的控制信号做差，控制电液伺服阀，进而控制喷管[3-4]。这就对喷管所转动的角度监测和处理至关重要。该发动机喷管控制监测系统充分运用最佳设计方法和综合权衡优化设计技术，在实现系统功能、性能的前提下，简化系统设计，减少了元器件的种类和数量从而减少潜在的故障，提高了
可靠性。
图1矢量喷管推进系统工作原理框图
系统整体设计方案框图如图2所示。选择以PIC18F8722单片机为核心，采集处理喷管角位移传感器输出的信号，实现伺服电机输出控制以及上位机通讯。发动机喷管监测控制系统通过硬连接直接与角位移传感和电液伺服阀相连，对角位移传感器
[5]
输出的模拟信号进行采样、调理、测量，转换后的数字信号后通过RS-422通信接口[6]
发送给上位机。工程设计完成后对其进行了高温试验、低温试验、振动试验、冲击试验、加速度试验等，均符合相关要求，具
有实际工程价值。
图2系统整体设计框图
2系统模块设计
本文从系统采集模块、执行模块及电源模块3部分来设计。采集模块包括自整角机转换电路、单片机MCU 电路、串行通信接口电路；执行模块包括单片机MCU 电路、电液伺服阀控制信号驱动电路。以下设计给出关键电路。
2.1自整角机转换器调理电路设计
角位移传感器采用的是带齿轮减速的自整角机
传感器，齿轮减速传动比有两种：6:1和9.175:1。需要工作在115V ，400Hz 的三项交流电源环境下，其
输出的三项信号是：
U 1S 1=K sin θsin ωt
（1）U 1S 2=K sin ()θ+120°sin ωt （2）U 1S 3=K sin ()θ-120°sin ωt
（3）
在式中，K 为参考电压，θ为所需测量的角度，ω为励磁频率。
蒹葭翻译使用型号为12ZSZ341B-01的自整角机—数字转换器作为自整角机传感器输出信号的处理器[7]，12ZSZ341B-01转换器原理框图如图所示3所示，由微型变压器、数字乘法器、误差放大器、相敏解调器、积分器、压控振荡器、可逆计数器组成。自整角机传感器的三线输出连接到转换器的SA1、SA2、SA3引脚端。首先通过微型变压器将采集到的信号经过隔离和降压，转化成正余弦信号V1、V2，正余弦信号经过数字乘法器和可逆计数器的当前字状态相乘。然后再经误差放大器处理获得角交流信号，将角交流信号送到相敏解调器解调，获得直流误差信号。最后直流误差信号进入积分器处理后，控制压控振荡器，进而控制可逆计数器，最终可逆计数器输出与轴角相对应的二进制码，它是与TTL 电平完全兼容的并行自然二进制码，并与单片机接口直接相连。在该设计方案中所用的12ZSZ341B-01转换器分辨率为12位，转换精度为±8.5′，跟随速率为36RPS ，满足测量所需精度要求。具体喷管变换角度采集电路如图4
所示。
图312ZSZ341B-01转换器原理框图
2.2电液伺服阀驱动电路设计
电液伺服控制阀[8-9]驱动电路的作用为将单片
机输出的控制信号经数模转换器AD7237A [10]转换后，输出D/A 控制信号进行转换和放大，去驱动伺服阀按要求运动。AD7237A 是一种LC2MOS 型双路12位数模转换器，具有高速、低功耗、宽工作电压特点。驱动模块是电液伺服阀[11-12]驱动电路的
核心，由功率放大器LH0041组成。LH0041型号的功率放大器具有很好的输入输出性能，可以满足实际使用要求。电液伺服阀驱动电路的要求在AD7237A 输出端加-5～+5V 的电压时，接电液伺服阀的两端输出约-60～+60mA 电流信号。电液伺服阀作为驱动的负载，它的线圈具有电感和电
阻，因此流过负载的电流和加在其两端的电压不构成正比关系，即与放大器的输出电压不成正比。为了使控制电流正比于放大器的输出电压，采用电阻1-R 6与电液伺服阀控制线圈串联，并将其上电压经过可调电阻1-R 5反馈到放大器输入端。用I S 表示流经电液伺服阀控制线圈的电流，
从图中可得出：
I S +I 1-R 5=I 1-R 6
（4）其中：I 1-R 5=I 1-R 1=U
D /A 1
R 1-R 1（5）I 1-R 6=U 1-R 61-R 6=1-R 5
1-R 6×I
1-R 1
（6）可得:I S =æèçöø÷1-R 51-R 6×
U D /A 1
1-R 1
（7）
由式可以（7）得到，流经电液伺服阀控制线圈的电流I S 正比于U D /A 1。放大器的增益可由电位器1-R 5调节，又因为电阻1-R 6阻值远小于1-R 5，流经电阻1-R 6的电流可以忽略。具体电液伺服控制阀电
路如图5
所示。
图4
喷管变换角度采集电路图
图5电液伺服控制阀电路
2.3电源模块电路设计
航空电源[13-14]的直流输出电压在18~36V ，并且
伴有一定程度的波动。首先在电源模块前级放置保险管，为减小电压扰动对后级电路的影响，提高系统的电磁兼容性，在保险管后采用EMI [15]模块进行滤波，EMI 模块具有良好的滤波功能、防尖峰和防浪涌特性，可满足产品电磁兼容和电源特性的要求。在EMI 模块后接储能电容，储能电容的作用是当发动机喷管监测控制系统非正常断电时，向发动机喷管监测控制系统提供短时工作电源，使系统正常工作。然后一方面接DC-DC 变换模块，通过DC-DC
模块将输入电压调整为所需的+15VDC 、-15VDC 、+5VDC 的特定电压。另一方面接DC-AC 变换模块，通过DC-AC 模块将电压调整为所需的115V/400Hz 的交流电源。在电源输出后级增加匹配电容，防止脉冲对指示器性能产生影响，脉冲一是影响基线的噪声水平，造成系统工作的稳定性，另一方面影响调理电路放大参数的稳定性。具体电源模块电路图如图6所示。antismoking
3调试数据与结果分析
STOVL 发动机喷管监测控制系统采用标准的航
魏麟，等STOVL 发动机喷管监测控制系统的设计与研究
《电子设计工程》2019年第16期
空箱结构[16]，其内部结构主要由隔板、板卡安装附件、线路板组件、电源模块、机箱箱体以及上盖板组成。
机箱采用框架式结构，机箱框架由前、后盖板，左、右侧板和前、后隔板、母板加强框拼接而成，采用M3沉头螺钉交错连接，组成机箱框架的零件相互嵌合，保证了结构稳定性。机箱箱体和各线路板组件形成一个整体结构，可有效地抗击振动和冲击。装配机箱时各个零件之间的连接采用螺钉交错连接形式，在振动环境下机箱受到各向振动时，总有螺钉沿轴向受力，保证了连接的可靠性。在机箱上设计有安装母板的金属框架，可大大提高机箱的强度，达到了抗振动和冲击的目的。实物如图7
所示。
图7实物图3.1自整角机转换器调理电路调试
在前文提到的角位移传感器有两种传动比，自
整角机—数字转换器将两种传动比的数据采样见表1。从表1中可得知，在转动角度360°时，6:1和9.175:1转动角度采样值都为4095（自整角机处理芯片是12位AD ），即与转动0°重合。转动比为6:1和9.175:1的线性关系图如图8、9，从图中可知，转动角度和采样值的线性度和重复性都非常好，证明自整
角机角度采样电路是稳定可靠的。
表1自整角机—数字转换器数据采样值
转动比6:1A
转动角度/°
306090
120150180210240270300330360采样bit 值0
339682
1024136617062045238927313071341337534095转动比9.175:1B 转动角度/°
306090120150180210240270300330360采样bit 值0
3406821022136517062047238927303071341337534
095图8转动比为6:1的线性关系图
3.2伺服控制阀D/A 控制信号输出调试
为了真实反映电路输出电流的准确性，并根据
实际使用的电磁阀的电阻约为35~45Ω之间，绕制了两种电阻的线圈（37.8Ω、32.98Ω）进行测量，测量结果基本一致。选取负载线圈为37.8欧姆的测量数据如表2，绘制DA 输出通道的电压电流的线性关系如图10所示。无论是理论计算值还是电路实测值，线性度都非常好，而且重合也很好。因此电路的设计是可靠稳定的，
可以控制驱动喷管按要求转动。教师节手抄报
图6电源模块电路图
图9转动比为9.175:1的线性关系图表2
负载线圈为37.8欧姆的测量数据
输入电压/mV
5000400030002000150010005000
-500
-1000-1500-2000-3000-4000-5000
电路参数计算值/mA
60.12548.1
36.07524.0518.037512.0256.01250-6.2604
-12.5208-18.7812-25.0416-37.5624-50.0832-62.604妥协英文
实测输出电流/mA
60.12547.84
35.58923.31417.18211.2335.2440-7.066
-13.351-19.544-25.697-38.014-50.3
-62.604图10DA 输出通道的电压电流的线性关系
4结论
发动机喷管监测控制系统硬件的设计与研制，实现对喷管的转动角度进行监测，监控飞机的健康状态，输出信号实现了对电液伺服阀的控制。并对
电液伺服阀、自整角机信号模块进行试验，试验结果均符合相关规定。该系统应用到战斗机中的STOVL 技术有非常大的意义，提高了国内STOVL 技术领域的实用性。
qx参考文献：
[1]陈滔，孟琳，李楠，等.飞机垂直/短距起降技术的研究[J].现代电子技术，2014，37（430）:110-114.[2]谭勇，袁颖.垂直/短距起降战斗机动力系统发展
浅析[J].现代军事，2015（12）:56-62.[3]洪亮.垂直起降飞行器排气喷管性能研究[D].南京：南京航空航天大学，2012.
[4]冯永保，刘杰，李荣，等.基于AMESim 与MATLAB
的矢量喷管电液伺服系统建模与仿真研究[J].机
床与液压，2015，43（4）:118-121.
[5]董良浩，汤其富，彭东林，等.一种平面超薄型电磁感应式角位移传感器[J].仪表技术与传感器，
2018（3）:6-9.
[6]李晓燕，张恕明，李玉敏，等.一种航天型号软件
RS422接口数据通信能力的测试装置[J].航天制
造技术，2017（1）:60-64.[7]史震，张鹏，巩冰.自动控制元件[M].北京市：国防工业出版社，2013.[8]赵启涛.PID+算法代替伺服控制器控制电液伺服阀[J].通讯世界，2017（3）:296-296.
[9]李玲珑，霍良青，张奇峰，et al.伺服放大器设计与仿真分析[J].自动化仪表，2012，33（12）:83-85.[10]王鹏.高精度D/A 转换器设计技术研究[J].微处理机，2016，37（1）:1-4.
描写风景优美的成语
[11]曾婷，冯宴铭，陆小龙，等.伺服阀驱动及多重保护系统的硬件设计[J].电子测量技术，2015，38
（2）:23-27.
[12]涂福泉，毛阳，刘小双.一种新型伺服阀驱动器的设计与仿真[J].机床与液压，2014（13）:154-15necropsy
6.[13]宋显威.航空电源控制保护器测试系统设计与实
现[J].中国新技术新产品，2017（7）:23-24.[14]王磊.航空DC-DC 多路电源的设计与研究[D].西安：西京学院，2016.[15]李正丽，许永衡.缝制设备EMI 电源滤波器的设计[J].机电产品开发与创新，2016，29（4）:76-78.
[16]李彦江.模糊参数下的航空机箱动强度可靠性分
析[J].机械工程师，2016（2）:20-22.
魏麟，等STOVL 发动机喷管监测控制系统的设计与研究
