CN110203404A - 飞机大气数据系统的加温控制装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机大气数据系统的加温控制装置，该加温控制装置包括：能够提供测试电源、半功率加温电源和全功率加温电源的电源模块；加温控制电路，用于有选择性地连接电源模块的电源之一以及加温控制装置的自测试电路或工作电路；控制模块，用于接收测试启动信号、发动机开车信号以及空地状态信号，并据此控制加温控制电路有选择地连接至电源模块的电源之一以及有选择地连接至自测试电路或工作电路；故障监控模块，用于根据探测到的加温控制电路中的电流值，判断是否存在失效部件并输出告警信息。本发明可利用发动机状态信号、飞机空地状态信号等信号实现根据飞机的不同运行状态自动化地切换和执行对负载设备的完好性检查及加热。

Description

飞机大气数据系统的加温控制装置

技术领域

本发明涉及飞机的大气数据系统及对其加温的加温装置，尤其涉及飞机大气数据系统的加温控制装置。

背景技术

大气数据系统是重要的机载电子设备,其性能、精度直接关系到飞机的飞行安全。为了保证飞机在结冰气象条件下安全飞行,大气数据探头通常有加温除冰功能,并由大气数据加温控制器(Air Data Heater Controller)进行控制。大气数据加温控制器属于飞机大气数据系统所属设备，主要用于控制空速管、静压孔、总温传感器、攻角传感器等设备的加温状态，并对其完好性进行实时监控。

现有的飞机上使用的加温控制器主要包括以下两种：

1)全功率加温控制，工作模式包括设备自测试和负载全功率加温完好性监控；

2)多等级功率加温控制，工作模式包括设备自测试、负载半功率加温完好性监控和负载全功率加温完好性监控。

然而，上述已有的加温控制器无法根据飞机的不同运行状态切换和执行对负载设备的完好性检查的工作模式以及加热的工作模式，自动化程度不高，需要的人工介入过多。尤其是，现有的加温控制器在飞行前的准备阶段无法对负载设备完好性进行检查，存在隐蔽故障的可能性。

因此，亟需提供一种可自主完成对飞机大气数据系统的负载设备的完好性检查及加温控制的控制装置。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有飞机大气数据系统的加温控制装置无法根据飞机的不同运行状态切换和执行对负载设备的完好性检查及加热的缺陷，提出一种飞机大气数据系统的加温控制装置。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本发明提供了一种飞机大气数据系统的加温控制装置，其特点在于，所述加温控制装置包括：

电源模块，其被配置为接收输入电流并能够提供测试电源、半功率加温电源和全功率加温电源；

加温控制电路，其被配置成能够有选择性地连接所述电源模块的所述电源之一以及所述加温控制装置的自测试电路或工作电路，且所述加温控制电路中串联有第一电感；

控制模块，其被配置为能够接收测试启动信号、发动机开车信号以及空地状态信号，并根据接收到的信号控制所述加温控制电路有选择地连接至所述电源模块的所述电源之一以及有选择地连接至所述自测试电路或所述工作电路；

故障监控模块，其被配置为能够根据探测到的所述加温控制电路中的电流值，判断是否存在失效部件并输出告警信息；

其中，所述故障监控模块包括第二电感和比较器，所述第二电感被布置为与所述第一电感形成互感器，所述比较器被配置为能够将流经所述第二电感的电流与预设的基准电流值进行比较。

根据本发明的一种实施方式，所述加温控制电路还包括第一多路开关和第二多路开关，所述第一电感的两端分别串联连接至所述第一多路开关和第二多路开关，所述第一多路开关被配置成能够有选择性地连接至所述测试电源、所述半功率加温电源或所述全功率加温电源，所述第二多路开关被配置成能够有选择性地连接至所述自测试电路或所述工作电路。

根据本发明的一种实施方式，所述第一多路开关和所述第二多路开关的默认位置分别为连接所述测试电源和所述自测试电路，并且，所述控制模块被配置为以如下方式控制所述第一多路开关和所述第二多路开关：

当接收到所述测试启动信号时，控制所述第二多路开关切换为连接所述工作电路；当接收到所述发动机开车信号以及表征飞机处于地面的空地状态信号时，控制所述第一多路开关和所述第二多路开关分别切换为连接所述半功率加温电源和所述工作电路；当接收到所述发动机开车信号以及表征飞机处于空中的空地状态信号时，控制所述第一多路开关和所述第二多路开关分别切换为连接所述全功率加温电源及所述工作电路。

较佳地，所述故障监控模块还被配置为能够在所述第一多路开关和所述第二多路开关处于默认位置时将预设的第一电流阈值作为所述基准电流值，在所述第一多路开关连接所述测试电源且所述第二多路开关连接所述工作电路时将预设的第二电流阈值作为所述基准电流值，在所述第一多路开关连接所述半功率加温电源且所述第二多路开关连接所述工作电路时将预设的第三电流阈值作为所述基准电流值，在所述第一多路开关连接所述全功率加温电源且所述第二多路开关连接所述工作电路时将预设的第四电流阈值作为所述基准电流值。

根据本发明的一种实施方式，所述故障监控模块还包括报警装置，所述比较器还被配置为能够向所述报警装置输出表征比较结果的信号，所述报警装置被配置为能够根据所述表征比较结果的信号提供报警。

较佳地，所述报警装置被配置为能够在所述比较器向其输出的信号表征流经所述第二电感的电流小于所述基准电流值时，发出报警信号。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。

本发明的积极进步效果在于：

本发明的飞机大气数据系统的加温控制装置可利用发动机状态信号、飞机空地状态信号等信号实现根据飞机的不同运行状态切换和执行对负载设备的完好性检查及加热，明显提高了加温控制装置的自动化程度，并可被用于实现在飞行前准备阶段对负载设备完好性的检查以消除存在隐蔽故障的风险，从而达到如下所述的技术目标：

a)飞机上电后实现加温控制装置自测试，保证自身完好性。

b)发动机开车前，飞行前实现负载设备完好性检查，保证负载设备完好性。

c)发动机开车后且飞机在地面的情况下，实现负载设备半功率加温，同时监控负载设备完好性。

d)飞机在空中时实现负载设备全功率加温，同时监控负载设备完好性。

附图说明

图1为本发明一较佳实施例的飞机大气数据系统的加温控制装置的示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

飞机大气数据系统包括待加温的负载设备，诸如空速管、静压孔、总温传感器、攻角传感器等。应当理解的是，在此所称的“待加温”是指，在飞机正常飞行时，飞机大气数据系统中的这些负载设备通常需要加温以正常工作。

参考图1所示，根据本发明的较佳实施方式的飞机大气数据系统的加温控制装置，该加温控制装置包括电源模块、加温控制电路、控制模块和故障监控模块。

其中，电源模块被配置为接收输入电流并能够提供测试电源、半功率加温电源和全功率加温电源。加温控制电路被配置成能够有选择性地连接电源模块的电源之一以及加温控制装置的自测试电路或工作电路，且加温控制电路中串联有第一电感L1。控制模块被配置为能够接收测试启动信号、发动机开车信号以及空地状态信号，并根据接收到的信号控制加温控制电路有选择地连接至电源模块的电源之一以及有选择地连接至自测试电路或工作电路。

故障监控模块被配置为能够根据探测到的加温控制电路中的电流值，判断是否存在失效部件并输出告警信息。其中，故障监控模块具体包括第二电感L2和比较器，第二电感L2被布置为与第一电感L1形成互感器，比较器被配置为能够将流经第二电感L2的电流与预设的基准电流值进行比较。换言之，该互感器可在不影响加温控制装置及负载的正常工作的情况下实现对相关电路和元件的失效故障检测，当检测到流经第二电感L2的电流小于基准电流值时，故障监控模块可提供失效故障告警。

其中，该电源模块可被配置为，其输入端分别接入飞机机上已有的测试用电源、加温电源，并配置为将该测试用电源转换为上述测试电源，以及将该加温电源转换为半功率加温电源和全功率加温电源。或者，也可配置为将接入的已有机上电源有选择性地转换为测试电源、半功率加温电源和全功率加温电源。应当理解的是，该电源模块对电源的转换和提供可涉及电源电压的改变、交直流电变换等方面。

根据本发明的一些优选实施方式，加温控制电路还包括第一多路开关和第二多路开关，第一电感L1的两端分别串联连接至第一多路开关和第二多路开关，第一多路开关被配置成能够有选择性地连接至测试电源、半功率加温电源或全功率加温电源，第二多路开关被配置成能够有选择性地连接至自测试电路或工作电路。

优选地，故障监控模块还包括报警装置，比较器还可被配置为能够向报警装置输出表征比较结果的信号，报警装置被配置为能够根据表征比较结果的信号提供报警。进一步优选地，报警装置可被配置为能够在比较器向其输出的信号表征流经第二电感L2的电流小于基准电流值时，发出报警信号。

具体地，控制模块根据接收到的信号的不同可控制第一多路开关S1和第二多路开关S2切换至不同的连接触点，并由故障监控模块配合控制模块及相关电路实现以下四种工作模式。

第一种工作模式：如上，第一多路开关S1和第二多路开关S2分别处于各自的默认位置，即分别连接测试电源和自测试电路(S1连接其触点2、S2连接其触点2)。自测试电路并不连接至负载设备，而是加温控制装置的内部电路，并且一端接地。因而相应的自测试过程实质上就是在飞机上电后对于加温控制装置自身进行的完好性检查，其作用在于在对负载设备进行完好性检查前对加温控制装置先行进行检查。如果此时故障监控模块检测到自测试电路的电流低于预设的第一电流阈值，则表明加温控制装置可能存在断路故障，因而可提供相应的报警。可以理解的是，第一多路开关S1连接其触点1的情况下对应于不上电的状态。

第二种工作模式：当控制模块接收到测试启动信号时，控制第一多路开关S1和第二多路开关S2分别切换为连接测试电源和工作电路(S1连接其触点2、S2连接其触点1)。其中，工作电路串联有负载设备，诸如空速管、静压孔、总温传感器、攻角传感器等。故障监控模块则用于检测工作电路的电流是否低于预设的第二电流阈值，并在检测到的电流低于第二电流阈值时提供报警。这一工作模式适于在加温控制装置对负载设备进行加温之前，进行负载设备的完好性检查。

第三种工作模式：当控制模块接收到发动机开车信号以及表征飞机处于地面的空地状态信号时，控制第一多路开关S1和第二多路开关S2分别切换为连接半功率加温电源和工作电路(S1连接其触点3、S2连接其触点1)。故障监控模块则用于检测工作电路的电流是否低于预设的第三电流阈值，并在检测到的电流低于第三电流阈值时提供报警。这一工作模式适于在对负载设备进行半功率加温的同时，提供加温中的负载设备失效故障报警。

第四种工作模式：当控制模块接收到发动机开车信号以及表征飞机处于空中的空地状态信号时，控制第一多路开关S1和第二多路开关S2分别切换为连接全功率加温电源及工作电路(S1连接其触点4、S2连接其触点4)。故障监控模块则同样用于检测工作电路的电流并在检测到的电流低于第四电流阈值时提供报警。这一工作模式适于在对负载设备进行全功率加温的同时，提供加温中的负载设备失效故障报警。

应当理解的是，在以上四种工作模式中所采用的基准电流值可由本领域技术人员根据实际需要进行设置。

上述飞机大气数据系统的加温控制装置，利用接收到的测试启动信号、发动机开车信号以及空地状态信号来控制多路开关的连接触点，因而可以较高的自动化程度实现对于飞机大气数据系统的负载设备的完好性检查及加温控制。

并且，上述飞机大气数据系统的加温控制装置尤其适于实施自飞行前准备阶段至飞机正常飞行阶段的负载设备完好性检查及加温控制。

在飞行前准备阶段，初始情况下，第一多路开关S1和第二多路开关S2分别处于各自的默认位置。此时，当飞机上电后，加温控制装置执行第一种工作模式，即，对加温控制装置自身进行完好性检查，并提供加温控制装置自身的失效故障报警。

接着，发动机开车前，可例如通过按压测试控制板或者控制按钮等，向控制模块发出测试启动信号，抑或是，在执行第一种工作模式达到预设的时长后，自动向控制模块发出测试启动信号。控制模块随之控制第一多路开关S1和第二多路开关S2的切换并执行第二种工作模式，即，对负载设备进行完好性检查，并提供相应的失效故障报警。

再接着，发动机开车后且飞机仍处于地面时，控制模块根据发动机开车信号以及表征飞机处于地面的空地状态信号控制第一多路开关S1和第二多路开关S2的切换并执行第三种工作模式，即，保持第二多路开关S2不变，而将第一多路开关S1切换为连接半功率加温电源。由此，实施对负载设备的半功率加温，并提供加温实施中的失效故障报警。

再接着，发动机开车后且飞机起飞至空中时，控制模块根据发动机开车信号以及表征飞机处于空中的空地状态信号控制第一多路开关S1和第二多路开关S2的切换并执行第四种工作模式，即，保持第二多路开关S2不变，而将第一多路开关S1切换为连接全功率加温电源。由此，实施对负载设备的全功率加温，并提供加温实施中的失效故障报警。

经上述过程，上述加温控制装置实现了飞行前准备阶段至飞机正常飞行阶段的负载设备完好性检查及加温控制。

本发明的飞机大气数据系统的加温控制装置可利用发动机状态信号、飞机空地状态信号等信号实现根据飞机的不同运行状态切换和执行对负载设备的完好性检查及加热，明显提高了加温控制装置的自动化程度，并可被用于实现在飞行前准备阶段对负载设备完好性的检查以消除存在隐蔽故障的风险。

虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种飞机大气数据系统的加温控制装置，其特征在于，所述加温控制装置包括：

电源模块，其被配置为接收输入电流并能够提供测试电源、半功率加温电源和全功率加温电源；

加温控制电路，其被配置成能够有选择性地连接所述电源模块的所述电源之一以及所述加温控制装置的自测试电路或工作电路，且所述加温控制电路中串联有第一电感；

控制模块，其被配置为能够接收测试启动信号、发动机开车信号以及空地状态信号，并根据接收到的信号控制所述加温控制电路有选择地连接至所述电源模块的所述电源之一以及有选择地连接至所述自测试电路或所述工作电路；

故障监控模块，其被配置为能够根据探测到的所述加温控制电路中的电流值，判断是否存在失效部件并输出告警信息；

其中，所述故障监控模块包括第二电感和比较器，所述第二电感被布置为与所述第一电感形成互感器，所述比较器被配置为能够将流经所述第二电感的电流与预设的基准电流值进行比较。

2.如权利要求1所述的飞机大气数据系统的加温控制装置，其特征在于，所述加温控制电路还包括第一多路开关和第二多路开关，所述第一电感的两端分别串联连接至所述第一多路开关和第二多路开关，所述第一多路开关被配置成能够有选择性地连接至所述测试电源、所述半功率加温电源或所述全功率加温电源，所述第二多路开关被配置成能够有选择性地连接至所述自测试电路或所述工作电路。

3.如权利要求2所述的飞机大气数据系统的加温控制装置，其特征在于，所述第一多路开关和所述第二多路开关的默认位置分别为连接所述测试电源和所述自测试电路，并且，所述控制模块被配置为以如下方式控制所述第一多路开关和所述第二多路开关：

当接收到所述测试启动信号时，控制所述第二多路开关切换为连接所述工作电路；当接收到所述发动机开车信号以及表征飞机处于地面的空地状态信号时，控制所述第一多路开关和所述第二多路开关分别切换为连接所述半功率加温电源和所述工作电路；当接收到所述发动机开车信号以及表征飞机处于空中的空地状态信号时，控制所述第一多路开关和所述第二多路开关分别切换为连接所述全功率加温电源及所述工作电路。

4.如权利要求3所述的飞机大气数据系统的加温控制装置，其特征在于，所述故障监控模块还被配置为能够在所述第一多路开关和所述第二多路开关处于默认位置时将预设的第一电流阈值作为所述基准电流值，在所述第一多路开关连接所述测试电源且所述第二多路开关连接所述工作电路时将预设的第二电流阈值作为所述基准电流值，在所述第一多路开关连接所述半功率加温电源且所述第二多路开关连接所述工作电路时将预设的第三电流阈值作为所述基准电流值，在所述第一多路开关连接所述全功率加温电源且所述第二多路开关连接所述工作电路时将预设的第四电流阈值作为所述基准电流值。

5.如权利要求1所述的飞机大气数据系统的加温控制装置，其特征在于，所述故障监控模块还包括报警装置，所述比较器还被配置为能够向所述报警装置输出表征比较结果的信号，所述报警装置被配置为能够根据所述表征比较结果的信号提供报警。

6.如权利要求5所述的飞机大气数据系统的加温控制装置，其特征在于，所述报警装置被配置为能够在所述比较器向其输出的信号表征流经所述第二电感的电流小于所述基准电流值时，发出报警信号。