CN112748751A - 一种数字化飞机环境控制系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于飞机环境控制技术领域，特别涉及一种数字化飞机环境控制系统及方法。系统包括：温度控制模块、信号采集模块、执行机构以及上位机。温度控制模块的第一温度控制模块与第二温度控制模块能够数据通讯；信号采集模块的温度信号采集子模块包括第一温度信号采集子模块以及第二温度信号采集子模块，第一温度信号采集子模块与第一温度控制模块的输入端口连接，第二温度信号采集子模块与第二温度控制模块的输入端口连接；状态信号采集子模块分别与第一温度控制模块以及第二温度控制模块的输入端口连接；执行机构分别与第一温度控制模块以及第二温度控制模块的输出端口连接；上位机能够分别与第一温度控制模块以及第二温度控制模块实现数据通讯。
Description
技术领域
本申请属于飞机环境控制技术领域，特别涉及一种数字化飞机环境控制系统及方法。
背景技术
传统的飞机空调控制系统采用基于温度电桥的模拟式控制器，温度设定值通过改变在飞机的电阻盒内的电阻值实现，温敏电阻用于测量被控点温度，控制温度时通过加法器和继电放大器，经惯性反馈电路回到加法器，当被控点气温偏离给定值时，误差信号进入继电放大器。在继电放大器的输出段出现控制调节机构的脉冲信号，脉冲持续时间和间歇时间的比例取决于温度偏离给定值的大小。控制调节机构传动装置使管道内空气的温度变化在要求的范围内。
模拟空调控制系统在座舱温度控制方面暴露出以下缺点：PID控制参数主要由电阻电容值确定，参数固定不方便更改，对于不同型号飞机参数调整不方便；系统无测试性设计，排故困难困扰用户多年。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种数字化飞机环境控制系统及方法，以解决现有技术中存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
本申请的第一个方面提供了一种数字化飞机环境控制系统，包括：
温度控制模块，所述温度控制模块包括第一温度控制模块以及第二温度控制模块，所述第一温度控制模块与所述第二温度控制模块能够实现数据通讯；
信号采集模块，所述信号采集模块包括温度信号采集子模块以及状态信号采集子模块，其中，
所述温度信号采集子模块包括第一温度信号采集子模块以及第二温度信号采集子模块，所述第一温度信号采集子模块与所述第一温度控制模块的输入端口连接，所述第二温度信号采集子模块与所述第二温度控制模块的输入端口连接；
所述状态信号采集子模块分别与所述第一温度控制模块以及所述第二温度控制模块的输入端口连接；
执行机构，所述执行机构分别与所述第一温度控制模块以及所述第二温度控制模块的输出端口连接；
上位机，所述上位机能够分别与所述第一温度控制模块以及所述第二温度控制模块实现数据通讯。
可选地，所述第一温度信号采集子模块以及所述第二温度信号采集子模块均包括座舱温度传感器、座舱管路温度传感器以及设备舱管路温度传感器。
可选地，所述第一温度信号采集子模块以及所述第二温度信号采集子模块中的座舱温度传感器至少包括2个。
可选地，所述状态信号采集子模块包括起落架收放信号器、管路压力信号器以及告警信号器。
可选地，所述执行机构包括座舱温度调节控制活门、设备舱温度调节控制活门以及功能控制电磁活门。
可选地，所述温度控制模块集成有A/D转换芯片、IO采集电路、DSP处理器、数字式固态功率控制器SSPC以及RS422通讯单元。
可选地，所述上位机配置有显示器，所述显示器上设置有用于温度设定的显示器周边建。
本申请的第二个方面提供了一种数字化飞机环境控制方法，基于如上所述的数字化飞机环境控制系统，包括：
系统上电后，第一温度控制模块启动采集、输出、通讯功能，所述第一温度控制模块与所述第二温度控制模块进行数据通讯，实现数据共享，并将共享后的工作状态信息上传上位机；
若第一温度控制模块采集、输出、通讯功能中的某一功能失效或第一温度信号采集子模块故障时，主动切换到第二温度控制模块，第二温度控制模块启动采集、输出、通讯功能；
若第二温度控制模块与上位机的通讯功能故障，则第二温度控制模块进入预先设定的安全状态工作模式。
可选地，系统上电后，若第一温度控制模块在10s内接收不到上位机发送的信息，或建立通讯后连续5个周期接收不到上位机发送的信息时，主动切换到第二温度控制模块。
可选地，所述第一温度控制模块与所述第二温度控制模块的切换采用RS422通讯以及硬件冗余双层确认、切换模式。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的数字化飞机环境控制系统，能够实现数字式双余度温度自动控制设计，完成了飞机环境控制系统从模拟到数字的跨越，解决了传统模拟电路抗干扰能力差、系统易出现控制发散的问题，具有较高的可靠性和故障容错能力，满足提供座舱温度控制品质的需求，填补了飞机环境控制系统数字化技术领域的空白。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的数字化飞机环境控制系统结构示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1对本申请做进一步详细说明。
本申请的第一个方面提供了一种数字化飞机环境控制系统，包括：温度控制模块、信号采集模块、执行机构以及上位机。
具体的，如图1所示，温度控制模块包括第一温度控制模块以及第二温度控制模块，第一温度控制模块与第二温度控制模块能够实现数据通讯；信号采集模块包括温度信号采集子模块以及状态信号采集子模块，其中，温度信号采集子模块包括第一温度信号采集子模块以及第二温度信号采集子模块，第一温度信号采集子模块与第一温度控制模块的输入端口连接，第二温度信号采集子模块与第二温度控制模块的输入端口连接；状态信号采集子模块分别与第一温度控制模块以及第二温度控制模块的输入端口连接；执行机构分别与第一温度控制模块以及第二温度控制模块的输出端口连接；上位机能够分别与第一温度控制模块以及第二温度控制模块实现数据通讯。有利的是，在本申请的一个实施方式中，取消原来的物理开关，上位机配置有显示器，温度设定由显示器周边键实现，通过总线通讯将温度设定值传输到数字式温度控制模块，减少飞机成品数量，降低飞机重量。
在本申请的一个实施方式中，第一温度信号采集子模块以及第二温度信号采集子模块均包括座舱温度传感器、座舱管路温度传感器以及设备舱管路温度传感器。本实施例中，第一温度信号采集子模块以及第二温度信号采集子模块中的座舱温度传感器至少包括2个。本实施例中，状态信号采集子模块包括起落架收放信号器、管路压力信号器以及告警信号器。执行机构包括座舱温度调节控制活门、设备舱温度调节控制活门以及功能控制电磁活门。
本申请的数字化飞机环境控制系统，采用了双余度的座舱温度传感器、座舱管路温度传感器以及设备舱管路温度传感器，通过两套温度信号采集子模块实现双余度的温度信号采集。
本申请的数字化飞机环境控制系统，还采用了双余度的温度控制模块，第一温度控制模块作为主用温度控制模，第二温度控制模块作为备用温度控制模。在本申请的一个实施方式中，第一温度控制模块以及第二温度控制模块均集成有A/D转换芯片、IO采集电路、DSP处理器、数字式固态功率控制器SSPC、RS422通讯单元。其中，IO采集电路用于采集起落架收放开关信号、管路压力开关信号以及告警信号，数字式固态功率控制器SSPC用于实现对电磁活门等的控制，RS422通讯单元用于连接两个温度控制模块的DSP处理器，还用于连接两个温度控制模块的DSP处理器与上位机。本申请的温度控制模块采集到的温度传感器信号经A/D转换后由CPU进行综合处理，综合处理结束后根据温度控制算法解算后，CPU输出驱动信号至SSPC控制通道，SSPC输出PWM波，驱动环控系统的执行机构对控制热气的活门进行调节，达到座舱、管路及设备舱温度自动控制，同时具备环控系统参数监测、故障告警及故障检测功能。
本申请的数字化飞机环境控制系统，采用双余度设计架构两个温度控制模块互为备份，双余度的温度传感器，每个温度控制模块都能单独完成对座舱和设备舱温度的控制，实现双余度控制，采用主备式工作模式，可以实现系统1次故障工作，2次故障降级，多次故障进入安全模式。
有利的是，本申请中通过RS422通讯单元能够实现信息共享，温度控制模块通过总线通讯获取H、M等信息，根据速度信号输出指令实现旁路活门功能，根据高度信号或旁路活门完全打开信号设定不同的涡轮冷却器后管路的空气温度，同时温度控制模块可以根据上位机需求提供温度压力等信息。
有利的是，本申请的温度控制模块具有自检测功能(启动BIT、周期BIT、维护BIT)，故障诊断能力，并能在环控系统超温时告警；对不同温度、不同温差等级不同初始状态条件，采用预处理、分级式数字增量PID温度控制算法等技术实现了座舱及设备舱管路自动控制，温度满足了座舱温度精细调控的要求，实现座舱温度动态响应与稳态控制精度要求。
本申请的数字化飞机环境控制系统，温度控制模块采集温度信号以及状态信号，通过RS422通讯单元接收上位机发送的座舱设定温度信息、马赫信息，对上述信息进行综合逻辑处理后，输出PWM信号控制座舱两活门执行打开或关闭动作，实现座舱温度调节功能，将座舱温度控制到设定温度±1℃范围内。在本申请的一个实施方式中，当接收到的马赫数大于1时，温度控制模块输出DC 28V信号将座舱活门关闭，温度控制模块通过SSPC控制通道中的座舱活门SSPC控制通道实现上述功能。
本申请的数字化飞机环境控制系统，温度控制模块采集设备舱管路温度传感器信号，通过RS422通讯接收上位机发送的高度信息，对上述信息进行综合逻辑处理后，输出PWM信号控制设备舱活门执行打开或关闭动作，实现设备舱温度调节功能，将设备舱设定温度控制在设备舱设定温度±2℃范围内。在本申请的一个实施方式中，高度小于10000m时，设备舱设定温度为10℃；高度大于10000m时，设备舱设定温度为-50℃。座舱电磁活门完全打开时，不论高度是否大于10000m，设备舱设定温度均为10℃。
本申请的数字化飞机环境控制系统，第一温度控制模块以及第二温度控制模块通过RS422通讯单元按照预定通讯格式上报采集到的温度传感器(座舱温度传感器、座舱管路温度传感器、设备舱温度传感器)以及状态监测传感器(电流型)的工作状态及数据信息，以及采集到的开关量信息，驱动电路工作状态，通讯状态，SSPC状态等信息。温度控制模块上报上位机的BIT、数据信息等。
基于上述的数字化飞机环境控制系统，本申请的第二个方面提供了一种数字化飞机环境控制方法。
本申请的数字化飞机环境控制方法，通过两个温度控制模块能够实现双余度控制，第一温度控制模块作为主用温度控制模块，第二温度控制模块作为备用温度控制模块。系统上电后，第一温度控制模块启动采集、输出、通讯功能，第一温度控制模块与第二温度控制模块进行数据通讯，实现数据共享，并将共享后的工作状态信息上传上位机；若第一温度控制模块采集、输出、通讯功能中的某一功能失效或第一温度信号采集子模块故障时，主动切换到第二温度控制模块，第二温度控制模块启动采集、输出、通讯功能；若第二温度控制模块与上位机的通讯功能故障，则第二温度控制模块进入预先设定的安全状态工作模式。
本申请的数字化飞机环境控制方法，温度控制模块配套数量为2台，系统上电后，温度控制模块采集上位机提供的机位识别信号，采集到有效机位识别信号的M1为主用温度控制模块，优先启动工作，另一台M1为备用温度控制模块，主、备温度控制模块通过硬线按照预定逻辑进行信息交互，主、备用温度控制模块切换，主、备用温度控制模块输出互锁等余度控制功能。
在本申请的一个实施方式中，主用温度控制模块和备用温度控制模块的切换机制可以包括：
a、主用温度控制模块负载驱动电路中任一路故障时，主用温度控制模块切换到备用温度控制模块；
b、主用温度控制模块的CPU故障时，主用温度控制模块切换到备用温度控制模块；
c、影响负载驱动输出功能时，主用温度控制模块切换到备用温度控制模块；
d、系统上电后，备用温度控制模块与上位机建立通讯时，若主用温度控制模块M110s内接收不到上位机发送的信息，或建立通讯后连续5个周期接收不到上位机发送的信息时，主用温度控制模块切换到备用温度控制模块；如果主、备用温度控制模块M1均接收不到上位机发送的信息时，主、备用温度控制模块不切换；
e、主、备用温度控制模块M1给上位机的数据为主、备用温度控制模块M1的综合数据；
f、主、备用温度控制模块M1均无法正确输出时，转至安全模式；
本申请的数字化飞机环境控制方法，重构策略为主用温度控制模块M1驱动电路故障切换到备用温度控制模块M1工作，如此时备用温度控制模块M1上采集温度的传感器故障，可用主用温度控制模块M1上采集的温度数据进行控制，实现传感器重构；同理如果主用温度控制模块M1采集温度的传感器故障，可采用备用温度控制模块M1采集温度的传感器温度进行控制。
在本申请的一个实施方式中，温度控制模块及上位机内部环控部分采用了双余度设计：主、备用温度控制模块M1及上位机内部环控部分的切换采用RS422通讯以及硬件冗余双层确认、切换模式；主、备用温度控制模块M1及上位机内部环控部分采用硬件互锁电路进行输出互锁。通过以上设计，可以有效提高环控系统的工作可靠性，降低环控功能故障对飞行任务的影响。
本申请的数字化飞机环境控制方法，通过上位机发送的机位识别信号判定首先进入控制状态的温度控制模块M1(即主用温度控制模块M1)。系统上电后，主用温度控制模块M1首先启动采集、输出、通讯功能，参与系统控制；在此过程中，主、备用温度控制模块M1通过主备通讯单元进行交互，实现采集信息、通讯信息的共享，并将共享后的工作状态信息上报上位机。若主用温度控制模块M1采集、输出、通讯功能中某一功能失效或与之交联的某一路温度传感器(pt1000)故障时，主用温度控制模块M1通过主备通讯以及硬线双层确认、切换模式，主动切换到备用温度控制模块M1，由备用温度控制模块M1启动采集、输出、通讯功能，同时主用温度控制模块M1停止控制、输出功能。若主、备用温度控制模块M1通讯正常，仍可实现主、备用温度控制模块M1的信息共享及共享后信息的上报功能。若此时备用温度控制模块M1与上位机通讯故障，备用温度控制模块M1可以进入预先设定的安全状态工作模式。
本申请的数字化飞机环境控制系统及方法，系统数字化后采用了pt1000型温度传感器，温度控制模块及执行机构的故障检测覆盖了飞机环境控制系统全部电气附加，测试性大幅度提高；采用了数字式双余度座舱及设备舱温度自动控制设计，完成了飞机环境控制系统从模拟到数字的跨越，解决了传统模拟电路抗干扰能力差、系统易出现控制发散的问题，具有较高的可靠性和故障容错能力，满足了提供座舱温度控制品质的需求，填补了飞机环境控制系统数字化技术领域的空白；提出飞机环控双余度设计余度及重构策略；采用基于变增益数字式增量PID控制算法，实现了温度控制从模拟PID控制到数字增量式PID控制策略的转变，实现了不同温度、不同温差等级不同初始状态条件，满足了座舱温度精细调控的要求，是实现座舱温度动态响应与稳态控制精度同时提高的的关键技术；采用了硬件软件化及系统综合化设计思想，重新定义了环控系统硬件信息资源，运用信息交互与资源共享手段，精简系统外部硬件需求同时实现了环控系统BIT全覆盖，满足了系统故障快速定位的需求。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种数字化飞机环境控制系统，其特征在于，包括：
温度控制模块，所述温度控制模块包括第一温度控制模块以及第二温度控制模块，所述第一温度控制模块与所述第二温度控制模块能够实现数据通讯；
信号采集模块，所述信号采集模块包括温度信号采集子模块以及状态信号采集子模块，其中，
所述温度信号采集子模块包括第一温度信号采集子模块以及第二温度信号采集子模块，所述第一温度信号采集子模块与所述第一温度控制模块的输入端口连接，所述第二温度信号采集子模块与所述第二温度控制模块的输入端口连接；
所述状态信号采集子模块分别与所述第一温度控制模块以及所述第二温度控制模块的输入端口连接；
执行机构，所述执行机构分别与所述第一温度控制模块以及所述第二温度控制模块的输出端口连接；
上位机，所述上位机能够分别与所述第一温度控制模块以及所述第二温度控制模块实现数据通讯。
2.根据权利要求1所述的数字化飞机环境控制系统，其特征在于，所述第一温度信号采集子模块以及所述第二温度信号采集子模块均包括座舱温度传感器、座舱管路温度传感器以及设备舱管路温度传感器。
3.根据权利要求2所述的数字化飞机环境控制系统，其特征在于，所述第一温度信号采集子模块以及所述第二温度信号采集子模块中的座舱温度传感器至少包括2个。
4.根据权利要求2所述的数字化飞机环境控制系统，其特征在于，所述状态信号采集子模块包括起落架收放信号器、管路压力信号器以及告警信号器。
5.根据权利要求4所述的数字化飞机环境控制系统，其特征在于，所述执行机构包括座舱温度调节控制活门、设备舱温度调节控制活门以及功能控制电磁活门。
6.根据权利要求5所述的数字化飞机环境控制系统，其特征在于，所述温度控制模块集成有A/D转换芯片、IO采集电路、DSP处理器、数字式固态功率控制器SSPC以及RS422通讯单元。
7.根据权利要求6所述的数字化飞机环境控制系统，其特征在于，所述上位机配置有显示器，所述显示器上设置有用于温度设定的显示器周边建。
8.一种数字化飞机环境控制方法，基于权利要求1至权利要求7任意一项所述的数字化飞机环境控制系统，其特征在于，包括：
系统上电后，第一温度控制模块启动采集、输出、通讯功能，所述第一温度控制模块与所述第二温度控制模块进行数据通讯，实现数据共享，并将共享后的工作状态信息上传上位机；
若第一温度控制模块采集、输出、通讯功能中的某一功能失效或第一温度信号采集子模块故障时，主动切换到第二温度控制模块，第二温度控制模块启动采集、输出、通讯功能；
若第二温度控制模块与上位机的通讯功能故障，则第二温度控制模块进入预先设定的安全状态工作模式。
9.根据权利要求8所述的数字化飞机环境控制方法，其特征在于，系统上电后，若第一温度控制模块在10s内接收不到上位机发送的信息，或建立通讯后连续5个周期接收不到上位机发送的信息时，主动切换到第二温度控制模块。
10.根据权利要求8所述的数字化飞机环境控制方法，其特征在于，所述第一温度控制模块与所述第二温度控制模块的切换采用RS422通讯以及硬件冗余双层确认、切换模式。
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