CN101774337B - 飞机胎压实时监控系统及监控方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机胎压实时监控系统及监控方法，电源给起落架内控制模块供电；起落架内控制模块通过第一旋转变压器给机轮内监测模块供电，通过第二旋转变压器和机轮内监测模块进行交互通信，通过CAN总线与驾驶舱仪表进行交互通信；压力传感器实时监测轮胎压力，并将数据传给机轮内监测模块；机轮内监测模块控制放气机构调节胎压；驾驶舱仪表显示轮胎压力值和异常信息，并设定压力调控指令。本发明解决了电池供电和射频通信存在的较多问题，结构简单，扩展性好，可靠性高；可使得飞机在不同跑道和载重条件下降低爆胎几率，增大刹车效率，减小起落架不良激振，增强飞机着陆安全性和减少飞机地勤维护。

Description

飞机胎压实时监控系统及监控方法

技术领域

本发明涉及一种实时监控系统，特别是一种用于飞机胎压实时监控的系统及监控方法。

背景技术

飞机实际运行情况和理论研究表明：对于飞机不同的载重量和不同的跑道条件，轮胎有一个最合适的压力值，否则由于飞机载重过大，降落时轮胎可能受到较大冲击而导致爆胎；其次，由于飞机轮胎压力的不平衡，会造成着陆刹车效率下降，有关研究数据表明，一个轮胎压力相对于其他轮胎压力过度降低，可导致刹车效率下降20％；再者，不平衡的轮胎压力还会使起落架受载不对称，诱发不良激振。因此，对于轮胎压力实时监控，可大大提高飞机的着陆性能，并将着陆过程中不安全因素减至最少。飞机胎压实时监控系统是一种对轮胎内部的气压进行监测，并可根据飞行员指令对飞机轮胎压力进行调控的装置，它是保证飞机安全的一项新技术。在日常维护中，该系统也可免去对轮胎压力进行地面人工测量，减轻对轮胎的维护工作量。

发表于《计算机测量与控制》的文章《飞机轮胎压力监控系统研究》是在Freescale公司提供的汽车胎压监测系统技术方案的技术上进行的二次开发，仅仅进行了原理性验证，存在以下不足：系统采用电池供电，但电池容量有限，需要定期更换，并且体积大，安装不便，难以在恶劣的高低温工作环境下应用，否则电池会发生电量损失、腐蚀破坏，甚至有爆炸起火的危险；为了延长电池的使用寿命，需要控制系统在不同的工作模式之间来回切换，使得系统并不能实现真正意义上的实时性，系统软件过于复杂；采用射频通信技术，具有较大的通信带宽、很强的穿透能力、较远的传输距离，会对飞机上其他设备造成干扰；在已有技术上二次开发，系统复杂，可扩展性差，可靠性低。

发明内容

为了克服现有技术不能有效解决飞机轮胎胎压监控的不足，本发明提供一种飞机胎压实时监控系统。通过对飞机轮胎压力进行实时监测和调控，使其各个轮胎压力均衡并适于不同的跑道路面，可大大提高飞行安全性。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：包括电源、CAN总线、起落架内控制模块、第一旋转变压器、第二旋转变压器、机轮内监测模块、压力传感器、放气机构和驾驶舱仪表。电源为机载电源，用于给起落架内控制模块供电。起落架内控制模块安装于起落架支柱上，每个起落架支柱安装一个，通过第一旋转变压器给机轮内监测模块供电，通过第二旋转变压器和机轮内监测模块进行交互通信，通过CAN总线与驾驶舱仪表进行交互通信。第一旋转变压器和第二旋转变压器安装于飞机轮轴内，第一旋转变压器用于非接触能量传输，不受机轮转速及位置的影响，第二旋转变压器用于非接触信号传输，利用电磁耦合实现信号传输。压力传感器安装于机轮轮毂上，每个机轮安装一个，压力传感器实时监测轮胎压力，并将数据传给机轮内监测模块。机轮内监测模块安装于机轮端盖上，每个机轮安装一个。机轮内监测模块接收压力传感器实时传来的压力信号，然后进行调制，通过第二旋转变压器发送给起落架内控制模块。另外，机轮内监测模块接收起落架内控制模块通过第二旋转变压器传送来的控制信号，将控制信号解调出来后，控制放气机构调节胎压。放气机构安装于机轮轮毂上，每个机轮安装一个，用于对胎压进行调控。驾驶舱仪表安装于驾驶舱内，用于显示轮胎压力值和异常信息，并用于设定压力调控指令。

上述的起落架内控制模块包括CAN接口、控制模块JTAG接口、控制模块CPU、控制模块稳压单元、控制模块调制单元、控制模块解调单元和高频逆变单元。CAN总线通过CAN接口与控制模块CPU进行电气转换。控制模块JTAG接口连接控制模块CPU，为对控制模块CPU进行在线调试和程序下载的接口，符合JTAG接口规范。电源通过控制模块稳压单元为起落架内控制模块上的电路提供稳定合适的直流电压，保证其可靠工作。电源通过高频逆变单元产生高频方波提供能量，驱动第一旋转变压器。控制模块CPU发出的信号通过控制模块调制单元调制后发送给第二旋转变压器，调制方式为FSK调制。控制模块解调单元解调同一个第二旋转变压器发来的FSK信号，输出至控制模块CPU。控制模块CPU完成整个起落架内控制模块的信息处理和控制功能。

上述的机轮内监测模块主要包括监测模块解调单元、监测模块调制单元、整流滤波单元、监测模块JTAG接口、监测模块CPU、监测模块稳压单元、电机驱动单元和信号调理单元。监测模块解调单元解调第二旋转变压器发送的指令信息，输出至监测模块CPU，监测模块CPU发出的信息通过监测模块调制单元调制后发送给同一个第二旋转变压器，调制方式采用FSK方式。整流滤波单元对通过第一旋转变压器耦合过来的高频方波进行整流并滤波成直流电压，通过监测模块稳压单元输出至监测模块CPU。监测模块JTAG接口链接监测模块CPU，为对监测模块CPU进行在线调试和程序下载的接口，符合JTAG接口规范。监测模块CPU完成整个机轮内监测模块的信息处理和控制功能。监测模块CPU通过电机驱动单元驱动放气机构。压力传感器输出的微弱信号通过信号调理单元调理后发送给监测模块CPU。

上述的机轮内监测模块置于机轮上，与外界隔离，随机轮一起处于高速旋转状态，其供电采用非接触能量传输方法。非接触能量传输技术利用第一旋转变压器进行能量传输，将传统变压器的感应耦合磁路分开，初级绕组和次级绕组分别绕制于可相互转动的定子磁芯和转子铁芯上，实现电源和负载间的非接触能量传输。解决了使用电池供电存在的众多不足，可工作于恶劣的高低温工作环境下，无需更换，系统无需在不同的工作模式之间来回切换，简化系统软件，增大系统响应速率，可实现真正意义上的实时性。

上述的机轮内监测模块和起落架内控制模块之间采用旋转变压器耦合通信方法。旋转变压器耦合通信方法利用第二旋转变压器的电磁耦合进行信号传输，第二旋转变压器初级绕组和次级绕组分别绕制于可相互转动的定子磁芯和转子铁芯上，实现信源和信宿间的电磁耦合通信。该通信方式的通信介质——磁场被限定在定、转子铁芯之内，对外无辐射，解决了使用射频通信技术会对飞机上其他设备造成干扰的问题。

上述的旋转变压器耦合通信方法采用频移键控(FSK)调制方式。

本发明的实施方法分两部分：不放气状态下的监测方法和放气状态下的监控方法。

不放气状态下的监测方法包括以下步骤：

(a)测量轮胎压力，并将其换为数字信号；

(b)对以上代表轮胎压力的数字信号进行FSK调制；

(c)解调FSK信号，还原出胎压数字信号，然后将该信号装帧打包，按照CAN协议发送给驾驶舱仪表；

(d)对胎压信号进行显示，如果数据异常，会进行声光报警。

为保证实时性，上述监测方法的监测周期为0.5～3秒。

放气状态下的监控方法包括以下步骤：

(a)降落前，根据跑道状况和飞机载重情况发送放气指令；

(b)对放气指令进行调制并发送；

(c)解调指令信号，还原出胎压目标值；

(d)比较胎压实测值和胎压目标值，若胎压目标值小于胎压实测值，则动作放气机构，进行放气，进入步骤(e)；否则不进行任何动作；

(e)不断对胎压实测值和胎压目标值进行比较，若胎压实测值小于等于胎压目标值，则动作放气机构，停止放气。

在放气过程的任意时刻，飞行员可手动停止放气。

在该监控方法执行过程中，上述的监测方法以设定的周期进行监测。

本发明的有益效果是：1)采用非接触能量传输技术和旋转变压器耦合通信技术，解决了电池供电和射频通信存在的较多问题；2)本发明系统结构简单，扩展性好，可靠性高；3)本发明可使得飞机在不同跑道和载重条件下降低爆胎几率，增大刹车效率，减小起落架不良激振，增强飞机着陆安全性和减少飞机地勤维护。

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。

附图说明

图1为飞机胎压实时监控系统结构图。

图中，1-电源，2-CAN总线，3-起落架内控制模块，4-第一旋转变压器，5-第二旋转变压器，6-机轮内监测模块，7-压力传感器，8-放气机构，9-驾驶舱仪表。

图2为起落架内控制模块结构框图。

图中，10-CAN接口，11-控制模块JTAG接口，12-控制模块CPU，13-控制模块稳压单元，14-控制模块调制单元，15-控制模块解调单元，16-高频逆变单元。

图3为机轮内监测模块结构框图。

图中，17-监测模块解调单元，18-监测模块调制单元，19-整流滤波单元，20-监测模块JTAG接口，21-监测模块CPU，22-监测模块稳压单元，23-电机驱动单元，24-信号调理单元。

具体实施方式

如图1所示，本发明包括电源1、CAN总线2、起落架内控制模块3、第一旋转变压器4、第二旋转变压器5、机轮内监测模块6、压力传感器7、放气机构8和驾驶舱仪表9。电源1为飞机上+28V低压直流电源，用于给起落架内控制模块3供电。CAN总线2用于驾驶舱仪表9和起落架内控制模块3的交互通信。每个起落架支柱安装有一个起落架内控制模块3，对2个机轮内监测模块6进行控制，并通过CAN总线2与驾驶舱仪表9进行通讯。本实施实例共有7个起落架内控制模块3，其功能主要有：处理机轮内监测模块6发送来的数据，将压力信号解调出来，送驾驶舱仪表9显示；接收驾驶舱仪表9发送来的指令并将控制信号调制，通过第二旋转变压器5发送给机轮内监测模块6。第一旋转变压器4和第二旋转变压器5安装于飞机轮轴内。第一旋转变压器4用于非接触能量传输，不受机轮转速及位置的影响，将传统变压器的紧耦合方式改为旋转变压器的松耦合方式，使初、次级绕组实现分离，可以保持相对静止和旋转运动状态，在电源和负载之间不需要物理连接的情况下就能进行能量传输。第二旋转变压器5用于非接触信号传输，利用电磁耦合实现信号传输。机轮内监测模块6安装于机轮端盖上，每个机轮安装一个。机轮内监测模块6接收压力传感器7实时传来的压力信号，并将数据分析后调制，通过第二旋转变压器5发送给起落架内控制模块3。另外，该模块接收起落架内控制模块3通过第二旋转变压器5传送来的控制信号，将控制信号解调出来后，控制放气机构8调节胎压。本发明共有14个机轮内监测模块6。压力传感器7安装于机轮轮毂上，每个机轮安装一个，压力传感器7实时监测轮胎压力，并将数据传给机轮内监测模块6。放气机构8安装于机轮轮毂上，每个机轮安装一个，用于对胎压进行调控。驾驶舱仪表9安装于驾驶舱内，用于显示轮胎压力值和异常信息，并用于设定压力调控指令。

参照图2，上述的起落架内控制模块3包括CAN接口10、控制模块JTAG接口11、控制模块CPU 12、控制模块稳压单元13、控制模块调制单元14、控制模块解调单元15和高频逆变单元16。CAN接口10为CAN总线2和控制模块CPU 12的电气转换接口。控制模块JTAG接口11为对控制模块CPU 12进行在线调试和程序下载的接口，符合JTAG接口规范。控制模块稳压单元13为起落架内控制模块3上的电路提供稳定合适的直流电压，保证其可靠工作，其输入电源为机上+28V低压直流电源。控制模块调制单元14对起落架内控制模块3发送给机轮内监测模块6的信息进行调制，调制方式为FSK调制。控制模块解调单元15解调机轮内监测模块6发来的FSK信号。控制模块调制单元14和控制模块解调单元15均连接到同一个第二旋转变压器5。高频逆变单元16为向机轮内监测模块6提供能量产生高频方波，驱动第一旋转变压器4。控制模块CPU 12完成整个起落架内控制模块3的信息处理和控制功能。

参照图3，上述的机轮内监测模块6主要包括监测模块解调单元17、监测模块调制单元18、整流滤波单元19、监测模块JTAG接口20、监测模块CPU 21、监测模块稳压单元22、电机驱动单元23和信号调理单元24。监测模块解调单元17解调起落架内控制模块3发送的指令信息。监测模块调制单元18对机轮内监测模块6发送给起落架内控制模块3的信息进行调制，调制方式采用FSK方式。整流滤波单元19对通过第一旋转变压器4耦合过来的高频方波进行整流并滤波成直流电压，方便监测模块稳压单元22处理。监测模块JTAG接口20为对监测模块CPU 21进行在线调试和程序下载的接口，符合JTAG接口规范。监测模块CPU 21完成整个机轮内监测模块6的信息处理和控制功能。电机驱动单元23用于对放气机构8的电机进行驱动。信号调理单元24用于对压力传感器7输出的微弱信号进行调理，以方便与监测模块CPU 21进行连接。

上述的机轮内监测模块6置于机轮上，与外界隔离，随机轮一起处于高速旋转状态，其供电采用非接触能量传输方法。非接触能量传输技术利用第一旋转变压器4进行能量传输，将传统变压器的感应耦合磁路分开，初级绕组和次级绕组分别绕制于可相互转动的定子磁芯和转子铁芯上，实现电源和负载间的非接触能量传输。解决了使用电池供电存在的众多不足，可工作于恶劣的高低温工作环境下，无需更换，系统无需在不同的工作模式之间来回切换，简化系统软件，增大系统响应速率，实现真正意义上的实时性。

上述的机轮内监测模块6和起落架内控制模块3之间采用旋转变压器耦合通信方法。旋转变压器耦合通信方法利用第二旋转变压器5的电磁耦合进行信号传输，第二旋转变压器5初级绕组和次级绕组分别绕制于可相互转动的定子磁芯和转子铁芯上，实现信源和信宿间的电磁耦合通信。该通信方式的通信介质——磁场被限定在定、转子铁芯之内，对外无辐射，解决了使用射频通信技术会对飞机上其他设备造成干扰的问题。

上述的旋转变压器耦合通信方法采用频移键控(FSK)调制方式。

本发明的具体实施方法分两部分：不放气状态下的监测方法和放气状态下的监控方法。不放气状态下的监测方法包括以下步骤：

(a)机轮内监测模块6通过压力传感器7测量轮胎压力，并将压力传感器7感测的胎压模拟信号转换为数字信号；

(b)机轮内监测模块6对代表胎压信号的数字量进行调制，通过第二旋转变压器5发送给起落架内控制模块3；

(c)起落架内控制模块3对收到的信号进行解调，还原出胎压数字信号，然后将该信号打包，通过CAN总线2发送给驾驶舱仪表9；

(d)驾驶舱仪表9对胎压信号进行显示，如果数据异常，会进行声光报警。为保证实时性，本实施实例监测方法的监测周期为1秒。

放气状态下的监控方法包括以下步骤：

(a)降落前，飞行员根据跑道状况和飞机载重情况在驾驶舱仪表9上选择合适的胎压档位，通过CAN总线2发送放气指令给起落架内控制模块3。其中不同的胎压档位对应不同的胎压目标值；

(b)起落架内控制模块3对放气指令进行调制，通过第二旋转变压器5发送给机轮内监测模块6；

(c)机轮内监测模块6对收到的指令信号进行解调，还原出胎压目标值；

(d)机轮内监测模块6对胎压实测值和胎压目标值进行比较，若胎压目标值小于胎压实测值，则动作放气机构8，进行放气，否则不进行任何动作；

(e)若处于放气状态，机轮内监测模块6对胎压实测值和胎压目标值不断进行比较，若胎压实测值小于等于胎压目标值，则动作放气机构8，停止放气。

在放气过程的任意时刻，飞行员可通过驾驶舱仪表9手动停止放气。

在该监控方法执行过程中，上述的监测方法以设定的周期1秒进行监测。

Claims (5)

1.飞机胎压实时监控系统，包括电源、CAN总线、起落架内控制模块、第一旋转变压器、第二旋转变压器、机轮内监测模块、压力传感器、放气机构和驾驶舱仪表，其特征在于：电源为机载电源，用于给起落架内控制模块供电；起落架内控制模块安装于起落架支柱上，每个起落架支柱安装一个，通过第一旋转变压器给机轮内监测模块供电，通过第二旋转变压器和机轮内监测模块进行交互通信，通过CAN总线与驾驶舱仪表进行交互通信；第一旋转变压器和第二旋转变压器安装于飞机轮轴内，压力传感器安装于机轮轮毂上，每个机轮安装一个，压力传感器实时监测轮胎压力，并将数据传给机轮内监测模块；机轮内监测模块安装于机轮端盖上，每个机轮安装一个；机轮内监测模块接收起落架内控制模块通过第二旋转变压器传送来的控制信号，控制放气机构调节胎压；放气机构安装于机轮轮毂上，每个机轮安装一个；驾驶舱仪表安装于驾驶舱内，显示轮胎压力值和异常信息，并设定压力调控指令。

2.根据权利要求1所述的飞机胎压实时监控系统，其特征在于：所述的起落架内控制模块包括CAN接口、控制模块JTAG接口、控制模块CPU、控制模块稳压单元、控制模块调制单元、控制模块解调单元和高频逆变单元，CAN接口为CAN总线和控制模块CPU的电气转换接口；CAN总线通过CAN接口与控制模块CPU进行电气转换；控制模块JTAG接口连接控制模块CPU；电源通过控制模块稳压单元为起落架内控制模块上的电路提供稳定合适的直流电压，电源通过高频逆变单元产生高频方波提供能量，驱动第一旋转变压器；控制模块CPU发出的信号通过控制模块调制单元调制后发送给第二旋转变压器，控制模块解调单元解调同一个第二旋转变压器发来的FSK信号，输出至控制模块CPU；控制模块CPU完成整个起落架内控制模块的信息处理和控制功能。

3.根据权利要求1所述的飞机胎压实时监控系统，其特征在于：所述的机轮内监测模块包括监测模块解调单元、监测模块调制单元、整流滤波单元、监测模块JTAG接口、监测模块CPU、监测模块稳压单元、电机驱动单元和信号调理单元；监测模块解调单元解调第二旋转变压器发送的指令信息，输出至监测模块CPU，监测模块CPU发出的信息通过监测模块调制单元调制后发送给同 一个第二旋转变压器；整流滤波单元对通过第一旋转变压器耦合过来的高频方波进行整流并滤波成直流电压，通过监测模块稳压单元输出至监测模块CPU；监测模块JTAG接口链接监测模块CPU；监测模块CPU完成整个机轮内监测模块的信息处理和控制功能；监测模块CPU通过电机驱动单元驱动放气机构；压力传感器输出的信号通过信号调理单元调理后发送给监测模块CPU。

4.一种权利要求1所述飞机胎压实时监控系统的监控方法，其特征在于轮胎不放气状态下的监测方法包含以下步骤：

(a)测量轮胎压力，并将其换为数字信号；

(b)对代表轮胎压力的数字信号进行FSK调制；

(c)解调FSK信号，还原出胎压数字信号，然后将该胎压数字信号装帧打包，按照CAN协议发送给驾驶舱仪表；

(d)对胎压信号进行显示。

5.一种权利要求1所述飞机胎压实时监控系统的监控方法，其特征在于轮胎放气状态下的监控方法包含以下步骤：

(a)降落前，根据跑道状况和飞机载重情况发送放气指令；

(b)对放气指令进行调制并发送；

(c)解调指令信号，还原出胎压目标值；

(d)比较胎压实测值和胎压目标值，若胎压目标值小于胎压实测值，则动作放气机构，进行放气，进入步骤(e)；否则不进行任何动作；

(e)不断对胎压实测值和胎压目标值进行比较，若胎压实测值小于等于胎压目标值，则动作放气机构，停止放气。 

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