[发明专利]一种飞机发动机温度测量装置

说明书

本发明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。本发明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。

技术领域

本发明涉及温度测量装置，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。

发明内容

本发明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。

实现本发明的技术方案为：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。

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

附图说明

图1是本发明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发明做进一步说明。

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：