CN104635793B - 飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞行控制技术，涉及一种飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统及控制方法。所述系统包括四台电传控制计算机、一个加温控制盒、一个加温开关、一个前起落架收放开关、两个迎侧角传感器及四个空速管，所述加温控制盒包括四选三多数有效表决逻辑模块和继电器控制模块。所述控制方法包括以下步骤：步骤一，输入信号判断及加温指令生成；步骤二，四选三多数有效表决；步骤三，交流加温电源输出；步骤四，执行加温及结果反馈。本发明通过自动加温的控制方法，实现迎侧角传感器及空速管自动加温，使加温控制由人工控制转变为自动控制，无需飞行员操纵加温开关，提高人机工效，提高自动化程度。

Description

飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统及控制方法

技术领域

本发明属于飞行控制技术，涉及一种飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统及控制方法。

背景技术

飞机上安装有迎侧角传感器和空速管(大气数据传感器和全压受感器含有空速管)。为防止飞机在空中飞行时，迎侧角传感器和空速管结冰，影响信号的测量，迎侧角传感器和空速管具有加温功能。是否执行加温通过加温开关控制，加温开关为单刀双掷开关，开关闭合时执行加温，开关断开时停止加温。飞机在地面时，如果长时间执行加温，会损坏迎侧角传感器和空速管，所以，在地面时，加温开关处于断开位置。飞行员执行飞行任务时，在飞机飞行前需完成迎侧角传感器和空速管加温检查，检查前闭合加温开关，检查后断开加温开关；飞机滑跑起飞前接通加温开关，飞机着陆后断开开关。执行一次飞行任务至少需操作4次加温开关，操作步骤过多，影响效率。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：提供一种操作步骤简单、高效率的飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统及控制方法。

本发明的技术方案是：

一种飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统，其特征为：所述系统包括四台电传控制计算机、一个加温控制盒、一个加温开关、一个前起落架收放开关、两个迎侧角传感器及四个空速管，所述加温控制盒包括四选三多数有效表决逻辑模块和继电器控制模块，其中：

a)电传控制计算机

每台电传控制计算机分别进行加温指令生成逻辑运算；电传控制计算机根据表速、前机轮承载信号、主机轮承载信号、前起落架收放信号和飞行前自检测状态得出加温指令，其逻辑为：飞机起飞前，四台电传控制计算机执行自检测任务，每台电传控制计算机发出一个自检测指令，此自检测指令即作为加温指令；飞机起飞滑跑后，每台电传控制计算机判断出：前起落架收起或主轮非承载或前轮非承载任一满足且表速＞160km/h后，每台电传控制计算机发出一个加温指令，电传控制计算机把加温指令送给加温控制盒的四选三多数有效表决逻辑模块；

b)加温控制盒的四选三多数有效表决逻辑模块

四台电传控制计算机发出的加温指令送至加温控制盒后，在加温控制盒内的四选三多数有效表决逻辑模块实现四选三多数有效表决逻辑，加温指令经过四选三多数有效表决后得出表决后加温指令，这样确保了加温指令的准确、可靠；所述四选三多数有效表决逻辑为：当三个或四个电传控制计算机输出加温指令，经过四选三多数有效表决后，输出信号为有加温指令，否则为无加温指令；

加温控制盒的四选三多数有效表决逻辑模块将表决后加温指令送给加温开关；

c)加温开关

加温开关为单刀双掷开关，功能为：开关闭合时，表决后加温指令可以通过加温开关，向后端传输；开关断开时，表决后加温指令无法通过加温开关，停止向后端传输；

经过加温开关的表决后加温指令送至加温控制盒的继电器控制模块；

d)加温控制盒的继电器控制模块

加温控制盒的继电器控制模块实现表决后加温指令的功率放大功能及继电器控制功能；加温控制盒的继电器控制模块包括四个继电器：继电器W、继电器K1、继电器K2和继电器K3；继电器K1、继电器K2和继电器K3分别控制交流115V加温电源给迎侧角传感器和空速管加温；从加温开关来的表决后加温指令信号最大带载电流为20mA，无法带动继电器K1、K2、K3工作，因此在加温控制盒内设置一个继电器W，实现功率放大功能；

表决后加温指令控制继电器W吸合或断开，加温控制盒接收从机上电源来的28V供电，继电器W吸合后，送出28V,此28V电源在加温控制盒内部压接为三路，两路分别给至继电器K1和继电器K2；一路从加温控制盒输出接至前起落架收放开关后接回，给至继电器K3，控制继电器K1、K2和K3吸合或断开；加温控制盒接收从机上电源来的115V交流供电，继电器K1、K2、K3控制115V交流电源的输出；115V交流电源送至迎侧角传感器和空速管。

e)迎侧角传感器、空速管

从加温控制盒输出的115V交流电源供至迎侧角传感器和空速管，迎侧角传感器和空速管启动加温功能，执行加温，迎侧角传感器和空速管将加温的结果反馈给电传控制计算机，从而判断加温情况。

一种使用上述飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统的控制方法，其特征为所述控制方法包括以下步骤：

步骤一，输入信号判断及加温指令生成

飞机起飞前四台电传控制计算机执行自检测任务，或起飞滑跑后前起落架收起或主轮非承载或前轮非承载任一满足且表速＞160km/h时，发出四个带载电流为20mA的加温指令给加温控制盒；

步骤二，四选三多数有效表决

加温控制盒对四个加温指令进行四选三多数有效表决，生成一个表决后加温指令，将表决后加温指令发送给加温开关；

步骤三，交流加温电源输出

加温开关闭合后，将表决后加温指令送回加温控制盒，表决后加温指令控制加温控制盒内继电器工作，控制由飞机提供的交流115V电源输出给迎侧角传感器及空速管；

步骤四，执行加温及结果反馈

迎侧角传感器及空速管得到交流115V电源后，实现迎侧角传感器及空速管的加温；迎侧角传感器和空速管将加温的结果反馈给电传控制计算机，从而判断加温情况。

本发明的有益效果是：本发明飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统及控制方法，设计迎侧角传感器及空速管自动加温系统，通过自动加温的控制方法，实现迎侧角传感器及空速管自动加温，使加温控制由人工控制转变为自动控制，无需飞行员操纵加温开关，提高人机工效，提高自动化程度。

附图说明

图1本发明中的加温指令生成逻辑示意图。

图2本发明中的加温控制盒原理示意图。

图3本发明中的自动加温电气原理示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式做进一步说明。

本发明飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统包括四台电传控制计算机、一个加温控制盒、一个加温开关、一个前起落架收放开关，两个迎侧角传感器及四个空速管。

迎侧角传感器及空速管的加温在飞机飞行前进行加温自检测时需要执行，空中飞行时需要执行，其余时刻为停止加温状态，依据使用需求进行设计。下面分别对自动加温系统的各个部件进行描述，说明自动加温系统的具体实施方式。

a)电传控制计算机

自动加温系统包含有四台电传控制计算机，每台电传控制计算机分别进行加温指令生成逻辑运算。电传控制计算机根据表速、前机轮承载信号、主机轮承载信号、前起落架收放信号和飞行前自检测状态得出加温指令，综合逻辑示意图见图1。图中给出一台电传控制计算机的加温指令生成逻辑，其余三台电传控制计算机的逻辑与此相同。

逻辑为：飞机起飞前，四台电传控制计算机执行自检测任务，每台电传控制计算机发出一个自检测指令，此自检测指令即作为加温指令；飞机起飞滑跑后，每台电传控制计算机判断出：前起落架收起或主轮非承载或前轮非承载任一满足且表速＞160km/h后，每台电传控制计算机发出一个加温指令，电传控制计算机把加温指令送给加温控制盒；

b)加温控制盒的四选三多数有效表决逻辑模块

自动加温系统包含有一台加温控制盒，加温控制盒实现的功能包括四选三多数有效表决逻辑和继电器控制功能(见图2)。上一段说明了有四台电传控制计算机分别进行加温指令生成逻辑运算。这就可能存在一个问题是：如某一台或两台电传控制计算机错误的发出加温指令，而其余电传控制计算机没有发出加温指令，即每台电传控制计算机发出的指令不一致，这就会造成加温指令混乱，为解决该问题，将四台电传控制计算机发出的加温指令送至加温控制盒(见图3)。在加温控制盒内实现四选三多数有效表决逻辑，加温指令经过四选三多数有效表决后得出表决后加温指令，这样确保了加温指令的准确、可靠。四选三多数有效表决算法为：当三个或四个电传控制计算机输出加温指令，经过四选三多数有效表决后，输出信号为有加温指令，否则为无加温指令。加温控制盒将表决后加温指令送给加温开关。

c)加温开关

加温开关为单刀双掷开关，功能为：开关闭合时，表决后加温指令可以通过加温开关，向后端传输，开关断开时，表决后加温指令无法通过加温开关，停止向后端传输。经过加温开关的表决后加温指令送至加温控制盒。

d)加温控制盒的继电器控制模块

在这一部分加温控制盒主要实现表决后加温指令功率放大功能及继电器控制功能(见图2)。加温控制盒的主要组成包括四个继电器：继电器W、继电器K1、继电器K2和继电器K3。继电器K1、继电器K2、继电器K3控制交流115V加温电源给迎侧角传感器和空速管加温。从加温开关来的表决后加温指令信号最大带载电流为20mA，无法带动继电器K1、继电器K2、继电器K3工作，因此在加温控制盒内设置一个继电器W，实现功率放大功能。

表决后加温指令控制继电器W吸合或断开，加温控制盒接收从机上电源来的28V供电，继电器W吸合后，将此28V送出,此28V电源在加温控制盒内部压接为三路，两路分别给至继电器K1和继电器K2；一路从加温控制盒输出接至前起落架收放开关后接回，给至继电器K3，进而控制继电器K1、继电器K2和继电器K3吸合或断开。加温控制盒接收从机上电源来的115V交流供电，继电器K1、继电器K2、继电器K3控制115V交流电源的输出。115V交流电源送至迎侧角传感器和空速管。

e)迎侧角传感器、空速管

从加温控制盒输出的115V交流电源供至迎侧角传感器和空速管，启动迎侧角传感器和空速管加温功能，执行加温，迎侧角传感器和空速管将加温的结果反馈给电传控制计算机，从而判断加温情况。

本发明一种使用上述飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统的控制方法，其一种具体实施方式步骤如下：

步骤一，输入信号判断及加温指令生成

飞机某次空中飞行时，前机轮非承载、主机轮非承载、起落架放下，表速450km/h，根据图1中的加温指令生成逻辑判断，图中①、②两处均输出“1“，即有加温指令输出；

步骤二，四选三多数有效表决

四个电传控制计算机均输出加温指令有效，经过四选三多数有效表决后，得到表决后加温指令有效；

步骤三，交流加温电源输出

飞行中，加温开关处于闭合状态，将表决后加温指令送回加温控制盒，表决后加温指令控制加温控制盒内继电器工作，控制由飞机提供的交流115V电源输出给迎侧角传感器及空速管；

步骤四，执行加温及结果反馈

迎侧角传感器及空速管得到交流115V电源后，实现迎侧角传感器及空速管的加温；迎侧角传感器和空速管将加温的结果反馈给电传控制计算机，飞机上并未申报加温故障，所以，判断出加温良好。

Claims (2)

1.一种飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统，其特征为：所述系统包括四台电传控制计算机、一个加温控制盒、一个加温开关、一个前起落架收放开关、两个迎侧角传感器及四个空速管，所述加温控制盒包括四选三多数有效表决逻辑模块和继电器控制模块，其中：

a)电传控制计算机

每台电传控制计算机分别进行加温指令生成逻辑运算；电传控制计算机根据表速、前机轮承载信号、主机轮承载信号、前起落架收放信号和飞行前自检测状态得出加温指令，其逻辑为：飞机起飞前，四台电传控制计算机执行自检测任务，每台电传控制计算机发出一个自检测指令，此自检测指令即作为加温指令；飞机起飞滑跑后，每台电传控制计算机判断出：前起落架收起或主轮非承载或前轮非承载任一满足且表速＞160km/h后，每台电传控制计算机发出一个加温指令，电传控制计算机把加温指令送给加温控制盒的四选三多数有效表决逻辑模块；

b)加温控制盒的四选三多数有效表决逻辑模块

四台电传控制计算机发出的加温指令送至加温控制盒后，在加温控制盒内的四选三多数有效表决逻辑模块实现四选三多数有效表决逻辑，加温指令经过四选三多数有效表决后得出表决后加温指令，这样确保了加温指令的准确、可靠；所述四选三多数有效表决逻辑为：当三个或四个电传控制计算机输出加温指令，经过四选三多数有效表决后，输出信号为有加温指令，否则为无加温指令；

加温控制盒的四选三多数有效表决逻辑模块将表决后加温指令送给加温开关；

c)加温开关

加温开关为单刀双掷开关，功能为：开关闭合时，表决后加温指令可以通过加温开关，向后端传输；开关断开时，表决后加温指令无法通过加温开关，停止向后端传输；

经过加温开关的表决后加温指令送至加温控制盒的继电器控制模块；

d)加温控制盒的继电器控制模块

加温控制盒的继电器控制模块实现表决后加温指令的功率放大功能及继电器控制功能；加温控制盒的继电器控制模块包括四个继电器：继电器W、继电器K1、继电器K2和继电器K3；继电器K1、继电器K2和继电器K3分别控制交流115V加温电源给迎侧角传感器和空速管加温；从加温开关来的表决后加温指令信号最大带载电流为20mA，无法带动继电器K1、K2、K3工作，因此在加温控制盒内设置一个继电器W，实现功率放大功能；

表决后加温指令控制继电器W吸合或断开，加温控制盒接收从机上电源来的28V供电，继电器W吸合后，送出28V,此28V电源在加温控制盒内部压接为三路，两路分别给至继电器K1和继电器K2；一路从加温控制盒输出接至前起落架收放开关后接回，给至继电器K3，控制继电器K1、K2和K3吸合或断开；加温控制盒接收从机上电源来的115V交流供电，继电器K1、K2、K3控制115V交流电源的输出；115V交流电源送至迎侧角传感器和空速管；

e)迎侧角传感器、空速管

从加温控制盒输出的115V交流电源供至迎侧角传感器和空速管，迎侧角传感器和空速管启动加温功能，执行加温，迎侧角传感器和空速管将加温的结果反馈给电传控制计算机，从而判断加温情况。

2.一种使用权利要求1所述飞机上迎侧角传感器及空速管自动加温系统的控制方法，其特征为所述控制方法包括以下步骤：

步骤一，输入信号判断及加温指令生成：

飞机起飞前四台电传控制计算机执行自检测任务，或起飞滑跑后前起落架收起或主轮非承载或前轮非承载任一满足且表速＞160km/h时，发出四个带载电流为20mA的加温指令给加温控制盒；

步骤二，四选三多数有效表决：

加温控制盒对四个加温指令进行四选三多数有效表决，生成一个表决后加温指令，将表决后加温指令发送给加温开关；

步骤三，交流加温电源输出：

加温开关闭合后，将表决后加温指令送回加温控制盒，表决后加温指令控制加温控制盒内继电器工作，控制由飞机提供的交流115V电源输出给迎侧角传感器及空速管；

步骤四，执行加温及结果反馈：

迎侧角传感器及空速管得到交流115V电源后，实现迎侧角传感器及空速管的加温；迎侧角传感器和空速管将加温的结果反馈给电传控制计算机，从而判断加温情况。