CN114326866B - 一种机载大气数据传感器的加温控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种机载大气数据传感器的加温控制方法，包括：通过从飞机相关交联系统中实时采集胎压信号、空速信号、发动机停车信号；并根据所采集信号判断飞机的飞行状态和飞行环境，并在不同飞行状态和飞行环境对大气数据传感器进行不同形式的加温控制；其中，禁止大气数据传感器在地面状态进行加热，并且在低空速非结冰环境时采用周期间歇加温。本发明实施例的技术方案解决了现有机载大气数据传感器的加温控制方式，由于完全依靠飞行员操作的被动控制，从而导致受人为影响较大，不可控因素较多，致使飞机可操作性及可靠性相对较差等问题。

Description

一种机载大气数据传感器的加温控制方法

技术领域

本发明涉及但不限于航空机载温度控制技术领域，尤指一种机载大气数据传感器的加温控制方法。

背景技术

国内各型飞机已进入高速发展阶段，同时配电系统随着智能化、半导体技术的发展，加温控制不在是单纯受操控面板上的加温开关控制，而是采用数智技术实现检测、故障诊断、隔离和告警解决方案基础上，通过软件算法实现具体控制。

目前机载大气数据传感器的加温控制完全依靠飞行员操作的被动控制，飞机在地面状态时的误操作，或飞机起飞阶段过早开启加温控制，均能造成大气数据传感器加热丝损坏。

上述现有方法中的加温控制逻辑较为简单，受人为影响较大，不可控因素较多，致使飞机可操作性及可靠性相对较差。

发明内容

本发明的目的：本发明实施例提供一种机载大气数据传感器的加温控制方法，以解决现有机载大气数据传感器的加温控制方式，由于完全依靠飞行员操作的被动控制，从而导致受人为影响较大，不可控因素较多，致使飞机可操作性及可靠性相对较差等问题。

本发明的技术方案：本发明实施例提供一种机载大气数据传感器的加温控制方法，包括：

步骤1，从飞机相关交联系统中实时采集胎压信号、空速信号、发动机停车信号；

步骤2，根据所采集信号判断飞机的飞行状态和飞行环境，并在不同飞行状态和飞行环境对大气数据传感器进行不同形式的加温控制；其中，禁止大气数据传感器在地面状态进行加热，并且在低空速非结冰环境时采用周期间歇加温。

可选地，如上所述的机载大气数据传感器的加温控制方法中，与传感器加热电源盒相连接的大气数据传感器包括：左、右全静压受感器，上、下攻角传感器，侧滑角传感器，左、右多功能备份传感器；所述步骤1包括：

步骤11，传感器加温电源盒采集飞机相关交联系统中给出的以下信号：胎压信号、空速信号、发动机停车信号，从而获取飞机当前速度、胎压、发动机状态信息；

步骤12，采集传感器加温电源盒内部输出给各传感器的电流值信号，以对飞机外部结冰环境进行状态判断。

可选地，如上所述的机载大气数据传感器的加温控制方法中，所述步骤2中，在不同飞行状态和飞行环境对大气数据传感器进行不同形式的加温控制，包括：

步骤21，当飞机具有飞行速度、且胎压符合飞行状态时，开启加温；

步骤22，当飞机在低空速非结冰环境状态时采用周期间歇加温模式；

步骤23，当飞机配电系统根据空速和加温瞬时消耗电流判断为结冰环境时开启正常加温模式；

步骤24，当飞机发动机停车状态时，进入应急加温模式，只为基本大气数据传感器加温。

可选地，如上所述的机载大气数据传感器的加温控制方法中，所述步骤21的判断方式为：

在空速大于250km/h时、且结合胎压压力判断飞机是否处于飞行状态；其中，当飞机前轮、主轮压力均小于地面各轮胎压力的1/2时，判断飞机为飞行状态。

可选地，如上所述的机载大气数据传感器的加温控制方法中，所述步骤22的判断方式为：

在空速小于450km/h时，结合输出给各传感器的电流值大小判断飞机是否处于低空速非结冰环境状态；

其中，左、右多功能备份传感器中至少有一个加温消耗电流超过最大消耗电流70％，且其余5个传感器中至少有三个加温消耗电流超过最大消耗电流70％时，判断飞机为结冰环境状态，否则为非结冰环境状态。

可选地，如上所述的机载大气数据传感器的加温控制方法中，所述步骤22的周期间歇加温模式为：

左、右多功能备份传感器以恒压供电加热；

左、右全静压受感器，上、下攻角传感器和侧滑角传感器以恒压模式工作500ms，断电模式500ms，往复周期工作，通电时间占全部周期的1/4～3/4从而实现周期间歇加温模式。

可选地，如上所述的机载大气数据传感器的加温控制方法中，所述步骤23的判断方式为：

在空速大于450km/h时，结合输出给各传感器的电流值大小判断飞机是否处于结冰环境状态；

其中，左、右多功能备份传感器中至少有一个加温消耗电流超过最大消耗电流70％，且其余5个传感器中至少有三个加温消耗电流超过最大消耗电流70％时，判断飞机为结冰环境状态。

可选地，如上所述的机载大气数据传感器的加温控制方法中，所述步骤24的判断方式为：

双发飞机每个发动机均有停车离散量信号，当两个停车离散量信号均有效时判断出飞机为发动机停车状态；且应急加温模式下只为左、右多功能备份传感器以恒压供电加热。

可选地，如上所述的机载大气数据传感器的加温控制方法中，

所述传感器加温电源盒与机上供电系统相连，在地面检测时通过RS-232C总线进行故障读取检测和程序更新；通过RS-422A总线接受飞机空速信号和胎压信号，离散量发动机停车信号；并将判断出的结冰环境状态通过RS-422A总线发送给飞行参数采集器，用于后期数据分类、挖掘直到预计，并采用算法进行修订。

可选地，如上所述的机载大气数据传感器的加温控制方法中，

所述传感器加温电源盒采用两线制给各大气数据传感器进行供电，并反馈电流信号至传感器加温电源盒。

本发明的有益效果：本发明实施例提供一种机载大气数据传感器的加温控制方法，通过从飞机相关交联系统中实时采集胎压信号、空速信号、发动机停车信号；并根据所采集信号判断飞机的飞行状态和飞行环境，并在不同飞行状态和飞行环境对大气数据传感器进行不同形式的加温控制；通过软件控制实现的加温方式具有以下具体要求：

第一、大气数据传感器不能在地面进行加温；

第二、飞机在空中自动开启加温控制，并且在低空速非结冰环境时采用周期间歇加温；对比现有技术在该状态使用恒压加温；

第三、在发动机停车时切换为基本大气数据传感器(具体指左、右多功能备份传感器)加温，其他传感器均为非工作状态；通过以上控制方式实现飞机能源管理，提高飞行续航能力，使得大气数据传感器可靠性得以提高，降低飞行中由于人为造成不必要事故的概率。

附图说明

附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。

图1为本发明实施例1提供的机载大气数据传感器的加温控制方法的流程图；

图2为用于执行本发明实施例提供的机载大气数据传感器的加温控制方法的相关机载设备架构框图；

图3为本发明实施例提供的机载大气数据传感器的加温控制方法中各种信号的数据流的示意图；

图4为本发明实施例提供的机载大气数据传感器的加温控制方法的执行过程的示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。

上述背景技术中已经说明，目前机载大气数据传感器的加温控制完全依靠飞行员操作的被动控制。显然，现有依靠飞行员操作开关控制加温控制方法，由于控制简单、管理粗犷，使得大气数据传感器在地面时经常由于误操作导致故障、飞机在低空速非结冰环境条件下满功率加温降低续航能力、在空中未开启加温开关亦会引起大气数据传感器结冰、当发生发动机停车时过度浪费蓄电池能量。

针对上述现有机载大气数据传感器的加温控制方式所存在的问题，本发明实施例提供一种机载大气数据传感器的加温控制方法，为飞机配电系统提供了一种新的工作模式。

以下结合附图对本发明实施例提供的机载大气数据传感器的加温控制方法的具体实施方式进行详细说明。本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。

图1为本发明实施例提供的一种机载大气数据传感器的加温控制方法的流程图。本发明实施例提供的机载大气数据传感器的加温控制方法可以包括如下步骤：

步骤1，从飞机相关交联系统中实时采集胎压信号、空速信号、发动机停车信号；

步骤2，根据所采集信号判断飞机的飞行状态和飞行环境，并在不同飞行状态和飞行环境对大气数据传感器进行不同形式的加温控制；其中，禁止大气数据传感器在地面状态进行加热，并且在低空速非结冰环境时采用周期间歇加温。

如图2所示，为用于执行本发明实施例提供的机载大气数据传感器的加温控制方法的相关机载设备架构框图。如图2所示与传感器加热电源盒相连接的大气数据传感器包括：左、右全静压受感器，上、下攻角传感器，侧滑角传感器，左、右多功能备份传感器；共计七个探头，据资料统计,飞机在飞行中因结冰问题而导致空难事故的概率超过15％，近年来已经发生了多起因飞行结冰而造成的重大空难事故。

本发明实施例中，传感器加温电源盒采集飞机相关交联系统中给出的以下信号：胎压信号、空速信号、发动机停车信号，从而获取飞机当前速度、胎压、发动机状态信息。

另外，通过采集传感器加温电源盒内部输出给各传感器的电流值信号，以对飞机外部结冰环境进行状态判断。

需要说明的是，本发明实施里中的采集传感器加温电源盒基于所采集的信号对飞机外部结冰环境进行状态判断，将基于传感器加温电源盒内部数字测试电路判断出的结冰环境状态通过编码以总线形式发送给飞行参数采集器进行数据进行分类、挖掘和预计。

基于上述对飞机飞行状态和结冰环境状态的判断，本发明实施例的步骤2中，在不同飞行状态和飞行环境对大气数据传感器进行不同形式的加温控制，可以包括：

步骤21，当飞机具有飞行速度、且胎压符合飞行状态时，开启加温；

步骤22，当飞机在低空速非结冰环境状态时采用周期间歇加温模式；

步骤23，当飞机配电系统根据空速和加温瞬时消耗电流判断为结冰环境时开启正常加温模式；

步骤24，当飞机发动机停车状态时，进入应急加温模式，只为基本大气数据传感器加温。

上述步骤21到步骤24的判断方式，一方面，需要基于胎压信号、空速信号、发动机停车信号对飞机的飞行状态进行判断，在具体实施例中，胎压信号为固定翼飞机三点起落架模式，当出现前轮压力逐渐减小；另外，主轮压力逐渐增加，随后主轮压力减小的状态时认为飞机起飞时刻。当飞机前轮、主轮压力均小于地面各轮胎压力的1/2时，认定飞机为飞行状态。

另一方面，需要基于电源盒内部输出给各传感器的电流值大小，对各传感器所消耗的电流进行判断，从而判断出是否处于结冰环境状态；具体判断方式可以为：当探头结冰时消耗电流为最大，随着温度的升高消耗电流逐渐变小。左右多功能传感器有任意一个加温消耗电流超过最大消耗电流70％，且剩余5个传感器有三个加温消耗电流超过最大消耗电流70％时，认为是飞机外部为结冰环境。

基于上述两方面的判断准则，本发明实施例中上述步骤21的判断方式为：

在空速大于250km/h时、且结合胎压压力判断飞机是否处于飞行状态；具体的，当飞机前轮、主轮压力均小于地面各轮胎压力的1/2时，判断飞机为飞行状态。

本发明实施例中上述步骤22的判断方式为：

在空速小于450km/h时，结合输出给各传感器的电流值大小判断飞机是否处于低空速非结冰环境状态；

具体的，左、右多功能备份传感器中至少有一个加温消耗电流超过最大消耗电流70％，且其余5个传感器中至少有三个加温消耗电流超过最大消耗电流70％时，判断飞机为结冰环境状态，否则为非结冰环境状态。

本发明实施例在具体实现中，上述步骤22的周期间歇加温模式为：

左、右多功能备份传感器以恒压供电加热；

左、右全静压受感器，上、下攻角传感器和侧滑角传感器以恒压模式工作500ms，断电模式500ms，往复周期工作，通电时间占全部周期的1/4～3/4从而实现周期间歇加温模式。

本发明实施例中上述步骤23的判断方式为：

在空速大于450km/h时，结合输出给各传感器的电流值大小判断飞机是否处于结冰环境状态；

具体的，左、右多功能备份传感器中至少有一个加温消耗电流超过最大消耗电流70％，且其余5个传感器中至少有三个加温消耗电流超过最大消耗电流70％时，判断飞机为结冰环境状态。

本发明实施例中上述步骤24的判断方式为：

双发飞机每个发动机均有停车离散量信号，当两个停车离散量信号均有效时判断出飞机为发动机停车状态；且应急加温模式下只为左、右多功能备份传感器以恒压供电加热。

如图2所示，传感器加温电源盒与机上供电系统相连，在地面检测时通过RS-232C总线进行故障读取检测和程序更新；通过RS-422A总线接受飞机空速信号和胎压信号，离散量发动机停车信号；并将判断出的结冰环境状态通过RS-422A总线发送给飞行参数采集器，用于后期数据分类、挖掘直到预计，并采用算法进行修订。如图3所示，为本发明实施例提供的机载大气数据传感器的加温控制方法中各种信号的数据流的示意图。如图4所示，为本发明实施例提供的机载大气数据传感器的加温控制方法的执行过程的示意图。

需要说明的是，本发明实施例中的传感器加温电源盒采用两线制给各大气数据传感器进行供电，并反馈电流信号至传感器加温电源盒。电源盒内部采集输出大气数据传感器进行供电电压，电源盒内部温度信号。

进一步地、当传感器加温电源盒输出给上、下攻角传感器的电源超出24～31.5V时关闭输出开关，当输出给全静压和侧滑角传感器电源超出250～280V时关闭输出开关。

当电源盒输出给全静压、攻角、侧滑角传感器以及左、右多功能备份传感器共计七个传感器的输出电流加温消耗电流小于最大消耗电流30％时，判定为该传感器断路；输出电流加温消耗电流大于最大消耗电流120％时，判定为该传感器短路。

本发明实施例提供的机载大气数据传感器的加温控制方法，通过从飞机相关交联系统中实时采集胎压信号、空速信号、发动机停车信号；并根据所采集信号判断飞机的飞行状态和飞行环境，并在不同飞行状态和飞行环境对大气数据传感器进行不同形式的加温控制；通过软件控制实现的加温方式具有以下具体要求：

第一、大气数据传感器不能在地面进行加温；

第二、飞机在空中自动开启加温控制，并且在低空速非结冰环境时采用周期间歇加温；对比现有技术在该状态使用恒压加温；

第三、在发动机停车时切换为基本大气数据传感器(具体指左、右多功能备份传感器)加温，其他传感器均为非工作状态；通过以上控制方式实现飞机能源管理，提高飞行续航能力，使得大气数据传感器可靠性得以提高，降低飞行中由于人为造成不必要事故的概率。

虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (8)

1.一种机载大气数据传感器的加温控制方法，其特征在于，包括：

步骤1，从飞机相关交联系统中实时采集胎压信号、空速信号、发动机停车信号；

步骤2，根据所采集信号判断飞机的飞行状态和飞行环境，并在不同飞行状态和飞行环境对大气数据传感器进行不同形式的加温控制；其中，禁止大气数据传感器在地面状态进行加热，并且在低空速非结冰环境时采用周期间歇加温；

其中，与传感器加热电源盒相连接的大气数据传感器包括：左、右全静压受感器，上、下攻角传感器，侧滑角传感器，左、右多功能备份传感器；所述步骤1包括：

步骤11，传感器加温电源盒采集飞机相关交联系统中给出的以下信号：胎压信号、空速信号、发动机停车信号，从而获取飞机当前速度、胎压、发动机状态信息；

步骤12，采集传感器加温电源盒内部输出给各传感器的电流值信号，以对飞机外部结冰环境进行状态判断；

所述步骤2中，在不同飞行状态和飞行环境对大气数据传感器进行不同形式的加温控制，包括：

步骤21，当飞机具有飞行速度、且胎压符合飞行状态时，开启加温；

步骤22，当飞机在低空速非结冰环境状态时采用周期间歇加温模式；

步骤23，当飞机配电系统根据空速和加温瞬时消耗电流判断为结冰环境时开启正常加温模式；

步骤24，当飞机发动机停车状态时，进入应急加温模式，只为基本大气数据传感器加温；所述基本大气数据传感器包括所述左、右多功能备份传感器。

2.根据权利要求1所述的机载大气数据传感器的加温控制方法，其特征在于，所述步骤21的判断方式为：

在空速大于250km/h时、且结合胎压压力判断飞机是否处于飞行状态；其中，当飞机前轮、主轮压力均小于地面各轮胎压力的1/2时，判断飞机为飞行状态。

3.根据权利要求1所述的机载大气数据传感器的加温控制方法，其特征在于，所述步骤22的判断方式为：

在空速小于450km/h时，结合输出给各传感器的电流值大小判断飞机是否处于低空速非结冰环境状态；

其中，左、右多功能备份传感器中至少有一个加温消耗电流超过最大消耗电流70%，且其余5个传感器中至少有三个加温消耗电流超过最大消耗电流70%时，判断飞机为结冰环境状态，否则为非结冰环境状态。

4.根据权利要求3所述的机载大气数据传感器的加温控制方法，其特征在于，所述步骤22的周期间歇加温模式为：

左、右多功能备份传感器以恒压供电加热；

左、右全静压受感器，上、下攻角传感器和侧滑角传感器以恒压模式工作500ms，断电模式500ms，往复周期工作，通电时间占全部周期的1/4～3/4从而实现周期间歇加温模式。

5.根据权利要求1所述的机载大气数据传感器的加温控制方法，其特征在于，所述步骤23的判断方式为：

在空速大于450km/h时，结合输出给各传感器的电流值大小判断飞机是否处于结冰环境状态；

其中，左、右多功能备份传感器中至少有一个加温消耗电流超过最大消耗电流70%，且其余5个传感器中至少有三个加温消耗电流超过最大消耗电流70%时，判断飞机为结冰环境状态。

6.根据权利要求1所述的机载大气数据传感器的加温控制方法，其特征在于，所述步骤24的判断方式为：

双发飞机每个发动机均有停车离散量信号，当两个停车离散量信号均有效时判断出飞机为发动机停车状态；且应急加温模式下只为左、右多功能备份传感器以恒压供电加热。

7.根据权利要求1~6中任一项所述的机载大气数据传感器的加温控制方法，其特征在于，

所述传感器加温电源盒与机上供电系统相连，在地面检测时通过RS-232C总线进行故障读取检测和程序更新；通过RS-422A总线接受飞机空速信号和胎压信号，离散量发动机停车信号；并将判断出的结冰环境状态通过RS-422A总线发送给飞行参数采集器，用于后期数据分类、挖掘直到预计，并采用算法进行修订。

8.根据权利要求1~6中任一项所述的机载大气数据传感器的加温控制方法，其特征在于，

所述传感器加温电源盒采用两线制给各大气数据传感器进行供电，并反馈电流信号至传感器加温电源盒。

Images