CN111435785B - 一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构及方法，包含有，可编程恒流单元，其被置于上电输入端与上电输出端间；电子开关，其与所述可编程恒流单元相并联；以及，斜率检测单元，其用于检测所述上电输出端处的电压斜率变化，所述斜率检测单元根据所述上电输出端处的电压斜率控制所述电子开关的断开或闭合，以选择性地旁路所述可编程恒流单元。本发明的有益效果在于：能够精确限制浪涌电流的峰值，且峰值可编程，可以自适应任意容量大小的负载电容，稳态工作时几乎零压降和零功耗。

Description

一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构及方法

技术领域

本发明涉及航空电子的上电浪涌电流抑制，特别地是，一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构及方法。

背景技术

在航空电子领域，航电设备从飞机上取电，对于飞机的电源系统来说是用电设备。航电设备大都设计有滤波电路，在电源输入端设计有大容量的电容。由于电容在上电前端电压为零，电源输入回路的阻抗较低，在上电瞬间为电容充电，充电电流非常大，产生很大的浪涌电流。过大的浪涌电流会对飞机的电源系统产生很大的压力，可能造成设备无法启动，甚至对电源系统造成破坏。

为了避免上述问题，必须对航电设备在上电时的浪涌电流进行控制，为此也制定了许多强制性的航空标准，在标准中，对航电设备的上电浪涌电流进行了规定，航空器在设计时必须满足相关的标准。当前，尚无非常有效的方法来解决上电浪涌电流的抑制问题：传统的串联固定电阻、热敏电阻等方法均存在缺点，例如其无法解决抑制电流峰值与正常稳态值之间的矛盾，无法解决稳态工作时限流电阻耗散功率过大，以及限流电阻压降过大的问题；特别是其无法精确抑制浪涌电流的峰值，使得电路的工作具有不确定性。另一种传统的方法是采用电阻限流，延时短路电阻，这种方法无法判断后级负载电容的充电状态，简单地通过延时后强制短路电阻，仍然可能造成较大的浪涌电流，并对开关触点造成破坏，而且无法适应不同大小容量的容性负载。

发明内容

本发明目的是克服现有技术中的问题，提供一种新型的机载设备快卸板卡扳手结构。

为了实现这一目的，本发明的技术方案如下：一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构，包含有，

可编程恒流单元，其被置于上电输入端与上电输出端间；

电子开关，其与所述可编程恒流单元相并联；以及，

斜率检测单元，其用于检测所述上电输出端处的电压斜率变化，所述斜率检测单元根据所述上电输出端处的电压斜率控制所述电子开关的断开或闭合，以选择性地旁路所述可编程恒流单元。

作为一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构的优选方案，所述可编程恒流单元具有可编程电压基准，通过调整所述可编程电压基准的大小以设置上电浪涌电流的峰值。

作为一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构的优选方案，所述电子开关为MOS场效应管。

作为一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构的优选方案，所述斜率检测单元具有单片机、第一分压电阻及第二分压电阻。

本发明还提供一种航空机载设备上电浪涌电流抑制方法，包含有以下步骤，

提供上述抑制电路结构；

上电开始，所述电子开关保持断开状态，所述可编程恒流单元为上电输出端的后级容性负载充电；

所述斜率检测单元通过所述后级容性负载的电压上升斜率判断所述后级容性负载的充电状态，当所述斜率检测单元判断所述后级负载电容已到达充电末期，所述斜率检测单元控制所述电子开关由断开状态转换为闭合状态以旁路所述可编程恒流单元，完成上电。

作为一种航空机载设备上电浪涌电流抑制方法的优选方案，所述可编程恒流单元的实现方式包为固定电阻、热敏电阻、线性负反馈稳流方式或开关稳流方式。

作为一种航空机载设备上电浪涌电流抑制方法的优选方案，所述斜率检测单元的实现方式为模拟方式、数字方式或软件方式。

本发明采用的航空机载设备上电浪涌电流抑制电路程，与现有技术相比，能够精确限制浪涌电流的峰值，且峰值可编程；可以自适应任意容量大小的负载电容；稳态工作时几乎零压降和零功耗。

本发明能用于航空电子设备的上电浪涌电流抑制。也可用于其它任何需要上电浪涌电流抑制的设备。

除了上面所描述的本发明解决的技术问题、构成技术方案的技术特征以及由这些技术方案的技术特征所带来的有益效果之外，本发明所能解决的其他技术问题、技术方案中包含的其他技术特征以及这些技术特征带来的有益效果，将结合附图作出进一步详细的说明。

附图说明

图1为本发明一实施例的结构示意图。

具体实施方式

下面通过具体的实施方式结合附图对本发明作进一步详细说明。在此需要说明的是，对于这些实施方式的说明用于帮助理解本发明，但不构成对本发明的限定。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

请参见图1，图中示出的是一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路的原理图，包括可编程恒流单元、电子开关和斜率检测单元。

可编程恒流单元由电流采样电阻1、放大器2、可编程电压基准3、放大器4和晶体管5构成。

电子开关由MOS场效应管6构成。

斜率检测单元由单片微型计算机7、电阻8和电阻9构成。

其工作原理为：

在上电时电子开关处于断开状态，上电后通过可编程恒流单元为后级容性负载充电，同时斜率检测单元通过检测后级容性负载的端电压的上升斜率来判断电容的充电状态，在后级负载电容充电末期控制电子开关闭合，将可编程恒流单元旁路，完成上电过程。通过改变恒流单元的恒流值可以控制浪涌抑制的电流峰值。采用检测后级容性负载的端电压的上升斜率的方法判断电容的充电状态，可以适应任意容量的负载电容。

可编程恒流单元的工作原理为：

电流采样电阻1将通过其的电流转变为电压，经过放大器2放大后，通过放大器4与可编程电压基准3对误差进行反相放大，放大器4的输出控制晶体管5的基极电流，从而控制晶体管5的集电极电流，保持通过电流采样电阻1的电流值稳定不变。通过改变可编程电压基准3的电压，可以调节恒流值。

斜率检测单元的工作原理为：

电阻8和电阻9对输出电压进行分压，送给单片微型计算机7内部的模数转换器进行数字化，通过软件算法计算输出电压的上升斜率，当上升斜率小于设置的门限值时，即可认为后级容性负载充电完成。

以上仅表达了本发明的实施方式，其描述较为具体和详细，但且不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (4)

1.一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构，其特征在于，包含有，

可编程恒流单元，其被置于上电输入端与上电输出端间，所述可编程恒流单元由电流采样电阻、第一放大器、可编程电压基准、第二放大器和NPN型的晶体三极管构成；

电子开关，其与所述可编程恒流单元相并联，所述电子开关为P沟道的MOS场效应管；以及，

斜率检测单元，其用于检测所述上电输出端处的电压斜率变化，所述斜率检测单元由单片微型计算机、第一电阻和第二电阻构成，所述斜率检测单元根据所述上电输出端处的电压斜率控制所述电子开关的断开或闭合，以选择性地旁路所述可编程恒流单元：当电压的上升斜率小于设置的门限值时，控制所述电子开关闭合，以旁路所述可编程恒流单元；

其中，所述上电输入端分别接所述电流采样电阻的第一端、所述电子开关的漏极、所述第一放大器的第一输入端，所述电流采样电阻的第二端分别接所述第一放大器的第二输入端、所述晶体三极管的集电极，所述第一放大器的输出端接所述第二放大器的第一输入端，所述可编程电压基准接所述第二放大器的第二输入端，所述第二放大器的输出端接所述晶体三极管的基极，所述晶体三极管的发射极分别接所述上电输出端、所述第一电阻的第一端、所述电子开关的源极，所述第一电阻的第二端分别接所述单片微型计算机的输入端、所述第二电阻的第一端，所述第二电阻的第二端接地端，所述单片微型计算机的输出端接所述电子开关的栅极；所述电流采样电阻将通过其的电流转变为电压，经过所述第一放大器放大后，通过所述第二放大器与所述可编程电压基准对误差进行反相放大，所述第二放大器的输出控制所述晶体三极管的基极电流，从而控制所述晶体三极管的集电极电流，保持通过所述电流采样电阻的电流值稳定不变。

2.根据权利要求1所述的一种航空机载设备上电浪涌电流抑制电路结构，其特征在于，所述可编程恒流单元具有可编程电压基准，通过调整所述可编程电压基准的大小以设置上电浪涌电流的峰值。

3.一种基于权利要求1或2所述的航空机载设备上电浪涌电路抑制电路结构的上电浪涌电流抑制方法，其特征在于，包含有以下步骤，

上电开始，所述电子开关保持断开状态，所述可编程恒流单元为上电输出端的后级容性负载充电；

所述斜率检测单元通过所述后级容性负载的电压上升斜率判断所述后级容性负载的充电状态，当所述斜率检测单元判断所述后级容性负载电容已到达充电末期，所述斜率检测单元控制所述电子开关由断开状态转换为闭合状态以旁路所述可编程恒流单元，完成上电。

4.根据权利要求3所述的一种航空机载设备上电浪涌电流抑制方法，其特征在于，所述斜率检测单元的实现方式为模拟方式、数字方式或软件方式。