基于FPGA 的導流葉片角度數字化測量系統

潘 瑨，楊紀明，周章文

(空軍工程大學 航空航天工程學院，陜西 西安710038)

0 引 言

發動機可調導流葉片角度是航空發動機控制系統的重要參數，測量方法和系統的設計對控制系統的數字化和其他參數測量的移植性有著很大的影響［1，2］。由于自整角機能在較為苛刻的環境條件下工作，而且具有很高的準確度，所以，在軍事角度測量中得到了廣泛應用，如火炮、雷達以及發動機等角度測量及控制系統中［3］。對自整角機進行信號采集的方法主要有格雷碼法和A/D 變換的采集法。前者跟蹤速度快、成本低，但是精度較差;后者是目前研究的熱點，本文采用兩相法進行測量［4］。

現有的利用自整角機測量角度的系統多數使用單片機技術［5］、數字信號處理器(DSP)或者是模擬式轉換電路［6］，這些測量方法或者裝置功能單一，不適合對航空發動機控制系統其它參數數字化測量的擴展，從而造成控制器單元的冗余、功耗增高和硬件電路的復雜化。

針對某型航空發動機控制系統參數數字化測量的要求，本文使用自整角機作為角度測量裝置，并利用現場可編程門陣列(FPGA)技術和等精度測頻的方法進行數據測量，以提高測量精度和方便其他數據端口的擴展，加快發動機控制器的更新換代。

1 系統原理與總體設計

航空發動機可調葉片角度測量系統設計框圖如圖1 所示。系統由自整角機、信號采集與處理電路、FPGA 處理器、主控制器和顯示及監控窗口組成。自整角機主要是將發動機可調葉片的角度信號轉變為電壓信號;信號處理電路主要進行信號的交流/直流轉換和電壓/頻率轉換。此外，利用FPGA 芯片作為主處理器，可以方便對其他發動機信號的擴展，并且測量速度快，采用其內部自帶的UART 模塊可以有效與發動機主控制器進行數據交換，同時，經FPGA 處理過的數據可以在數碼管上顯示或者傳輸給上位機進行系統測試與監控。

圖1 系統總體框圖Fig 1 Overall block diagram of system

2 系統硬件電路設計

2.1 自整角機及其測量原理

本系統采用自整角機作為轉角傳感器，其發送機為整步繞組。基于A/D 變換的采集方法為兩相法。圖2 中三相繞組中的感應電勢表示如下

其中，u10，u20，u30分別為線圈三相電壓，ωt 為葉片的轉角α。將3 角接地，則有以下結果

其中，A 為電壓系數，與傳感器結構和負載有關;u1和u2分別為所測得的傳感器相間的線電壓。由式(2)可得

通過測量1 點和2 點電壓，計算可得到可調葉片轉角。

圖2 角度測量原理圖Fig 2 Measuring principle of angle

2.2 信號處理電路

信號處理電路的主要作用是將來自自整角機的電壓信號進行處理，使之與接口電路電氣上相匹配，便于處理器的接收。經處理后的形式一般是處理器能直接接口的電壓、頻率或者符合一定通信協議的數字信號。信號處理電路框圖如圖3 所示。

導流葉片角度測量范圍0°～120°，由式(2)和三角函數有關知識可得，為消除兩個角度對應一個計算結果的影響，在后續的計算中需要判斷角度是大于90°還是小于90°，測量原理圖如圖3 所示。來自自整角機的電壓信號經過相同的降壓緩沖電路后，將u1和u2信號(來自自整角機交流信號)經交流/直流轉換器芯片AD637 轉換為直流信號，然后再經過電壓/頻率轉換器AD652SA 轉換為頻率信號后輸入到FPGA 控制芯片中。其中，交流/直流轉換電路和電壓/頻率轉換電路分別如圖4 和圖5 所示。

圖3 信號處理電路Fig 3 Signal conditioning circuit

圖4 交流/直流轉換電路Fig 4 AC/DC conversion circuit

圖5 電壓/頻率轉換電路Fig 5 V/F conversion circuit

2.3 FPGA 主控芯片模塊設計

FPGA 主控芯片處理器采用ACTEL 公司的芯片A3P1000 作為控制核心，負責待測數據信號的測量、控制系統各部分控制信號的產生以及與主控制器、上位機的通信等功能。片內各個功能模塊通過VHDL 語言進行編寫生成，同時利用UART 模塊將計算數據傳輸給主控制器或者與上位機進行串行通信。與上位機通信串口為RS—232，波特率設為115 200 bps。

RS—232 通信時，串口要求為負邏輯電平，而處理器為數字信號，這就使得電平不兼容，無法正常通信。因此，采用MAX3232 電平轉換芯片來實現電平的過渡。該芯片左邊直接與FPGA 引腳相連，進行3.3 V 數字通信，右邊直接與計算機串口相連。

3 系統軟件設計

3.1 等精度測頻模塊

系統測量頻率時采用等精度測頻法，因為這種方法對高頻信號和低頻信號的測量精確度較高，其原理圖如圖6所示。一次完整的測量過程如下:當預置閘門信號上升沿到來時，計數器未開始計數，而是當被測信號也到了上升沿(即實際閘門信號上升沿)才開始計數;而當預置閘門下降沿到來時，計數器也不會立即開始計數，而是等到被測信號下一個上升沿到來(即實際閘門下降沿)時才停止計數［7］。

若令實際閘門時間為T，計數器A 計數結果為Nx，計數器B 計數結果為Nc，基準信號頻率為f，則被測信號的頻率值為

圖6 等精度測量原理Fig 6 Equal precision frequency measurement principle

3.2 控制信號發生模塊

頻率發生模塊的作用是產生FPGA 芯片中各個模塊所需的頻率，該模塊設計中最主要的是產生UART 控制模塊中數據選擇開關的時序信號(CLK)和串行通信模塊的寫使能信號(WEN)。根據系統每隔20 ms 測量一次數據、與上位機進行通信的一幀數據為64 字節、波特率為115 200 bps這些要求，CLK 信號和WEN 信號在一次測量過程內只出現64 個高電平，正好傳輸64 個字節，其余時間則不進行傳輸。其中，該模塊的主要控制信號產生電路設計如圖7 所示。

圖7 頻率發生電路Fig 7 Frequency generation circuit

3.3 UART 控制模塊

該模塊包括三個部分:鎖存器、數據選擇開關以及UART 串行通信模塊。鎖存器的作用是在等精度測頻模塊計數器停止計數時將計數結果進行鎖存。數據選擇開關的作用是將多路來的頻率計數結果按一定的時序發送給UART 模塊。UART 模塊的作用是將并行數據按一定時序串行輸出到上位機。

4 實 驗

本測量系統在實驗室和飛機上都進行了相關測試，在實驗室主要是針對等精度測頻法和電壓與頻率的對應關系進行校準與調試，機上測試主要是對導流葉片實際角度與測量角度進行結果比對，檢測系統的可靠性。

4.1 等精度測頻測試結果

利用串行助手對等精度測頻結果進行數據接收，測量結果如表1 所示。

表1 測量系統實驗室測試結果Tab 1 Laboratory test results of measuring system

由以上實驗數據可知，本測量系統能夠實現對頻率信號的精確測量，測量誤差在允許范圍之內，不超過0.15%，誤差極小。同時，可以利用上述數據對電壓/頻率轉換電路進行線性校準。

4.2 角度測量與結果

在飛機上試驗，通過用加壓系統給飛機加壓，利用模擬電調測得導流葉片角度和相對應的傳感器輸出電壓。同時將本系統與飛機轉角傳感器相連，測得相應角度，測量結果如表2 所示。

表2 測量系統機上試驗結果Tab 2 Airplane test results of measuring system

由以上數據可知，本測量系統能夠實現對發動機導流葉片角度的精確測量，而且系統測量速度快，測量誤差不超過0.2%，證明了該系統的測量方法和軟硬件設計是可行的。

5 結 論

該導流葉片角度測量裝置經過檢驗，系統硬件電路穩定，改變了以往測量裝置印刷電路板面積大、可維護性低、維修成本高等缺點，并且經過實驗和現場測試證明:系統可靠，方法正確。將FPGA 技術應用于導流葉片角度測量，大大提高了測量速度與精度，方便了發動機其他參數測量功能的擴展，為以后航空發動機的數字化設計和地面綜合檢測臺的研制提供了指導。

［1］ 王 兢.軍用發動機控制系統技術分析及改進研究［J］.國防科技，2014，35(3):36－39.

［2］ Sanjay G.Controls and health management technologies for intelligent aerospace propulsion systems［C］∥42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit，2004:5－8.

［3］ 談振藩，周洪宇，袁贛南.導航系統信息轉換［M］.北京:國防工業出版社，1992:52－53.

［4］ 何秀然，李天亮，謝壽生.航空發動機自整角機的數字化設計［J］.電機與控制學報，2006，10(1):14－17.

［5］ 李友毅，李小奇，雷文生，等.基于單片機的自整角機轉角測量研究［J］.傳感器與微系統，2006，25(3):15－17.

［6］ 王海濤，謝壽生.基于DSP 的自整角機的設計［J］.傳感器技術，2005，24(12):66－68.

［7］ 陳學英，李 穎.FPGA 應用實驗教程［M］.北京:國防工業出版社，2013:157－158.