CN114482753A - 舱门控制设备、飞机及舱门控制方法 - Google Patents

舱门控制设备、飞机及舱门控制方法 Download PDF

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Abstract

本申请实施例公开了一种舱门控制设备、飞机及舱门控制方法，其中，舱门控制设备，应用于飞机，包括：第一电源接口；舱门操作模块，舱门操作模块包括作动器和第一控制模块，作动器用于控制舱门的开启或关闭，第一控制模块用于根据作动器的状态控制作动器处于工作状态或非工作状态；第二控制模块，设置在舱门操作模块与第一电源接口之间，第二控制模块用于根据舱门的状态控制第一电源接口给舱门操作模块的作动器供电或断电；当舱门的状态满足第一预设条件，且作动器的状态满足第二预设条件时，第一控制模块和第二控制模块控制第一电源接口给作动器供电，且控制作动器处于工作状态。本申请实施例提高了舱门操作的安全性。

Description

舱门控制设备、飞机及舱门控制方法
技术领域
本发明涉及飞行器舱门控制领域，特别涉及一种舱门控制设备、飞机及舱门控制方法。
背景技术
在经历了90年代两次货舱门事故后，FAA于2004年发布了FAR25-114修正案，在新的适航条款中，要求“所有启动任何门的解锁和解闩的动力源必须在飞行前自动与锁闩和锁定系统断开，并且在飞行中不能给门恢复动力”。同时要求“电气马达和变压器在正常工作和失效状态下，如果过热会产生烟雾或火情危险，必须具有适当的热保护装置以防过热”。
在目前的飞机设计中，舱门控制设备往往未提供准确充分的舱门状态指示以及对作动器的热保护装置，舱门操作人员可能误操作，一旦发生误操作或意外动作，可能导致人身安全事故。
因此，需设计一种安全可靠的舱门控制设备和舱门控制方法，提高舱门操作的安全性。
发明内容
本申请的实施例提供一种舱门控制设备、飞机及舱门控制方法，其能够提高舱门操作的安全性。
为了解决上述技术问题，本申请的实施例公开了如下技术方案：
一方面，提供了一种舱门控制设备，应用于飞机，包括：
第一电源接口；
舱门操作模块，所述舱门操作模块包括作动器和第一控制模块，所述作动器用于控制舱门的开启或关闭，所述第一控制模块用于根据所述作动器的状态控制所述作动器处于工作状态或非工作状态；
第二控制模块，设置在所述舱门操作模块与所述第一电源接口之间，所述第二控制模块用于根据所述舱门的状态控制所述第一电源接口给所述舱门操作模块的作动器供电或断电；
当所述舱门的状态满足第一预设条件，且所述作动器的状态满足第二预设条件时，所述第一控制模块和所述第二控制模块控制所述第一电源接口给所述作动器供电，且控制所述作动器处于工作状态。
在一种可能的实现方式中，所述舱门控制设备还包括：
第二电源接口；
BIT检测模块，与所述第二电源接口电连接，用于检测舱门是否存在故障。
在一种可能的实现方式中，所述舱门控制设备包括第二电源接口，所述第二控制模块包括：
第一控制开关，所述第一控制开关的第一端与所述第一电源接口连接，所述第一控制开关的第二端与所述作动器连接，所述第一控制开关的第一端和所述第一控制开关的第二端导通或断开，以实现所述第一电源接口和所述作动器导通或断开；
第一继电器，所述第一继电器的一端用于与所述第二电源接口连接，所述第一继电器的另一端用于接地；
第一控制器，所述第一控制器设置于所述第一继电器的一端和所述第二电源接口之间，用于控制所述第一继电器的一端与所述第二电源接口导通或断开，以使所述第一继电器控制所述第一控制开关的第一端和所述第一控制开关的第二端导通或断开。
在一种可能的实现方式中，所述第一控制器包括：
第一逻辑门，所述第一逻辑门包括第一接收端、第二接收端和第一信号输出端，所述第一接收端用于检测是否接收到开关控制指令，所述第二接收端用于检测是否接收到外部信号，所述开关控制指令包括控制舱门打开或关闭的指令，所述外部信号包括控制舱门上锁或解锁的信号；
第一光耦，所述第一光耦的第一连接端与所述第一逻辑门的第一信号输出端连接，所述第一光耦的第二连接端与所述第二电源接口连接，所述第一光耦的控制端与所述第一继电器连接；
当所述第一接收端接收到所述开关控制指令，且所述第二接收端接收到所述外部信号时，所述第一信号输出端输出第一信号控制所述第一继电器的一端与所述第二电源接口导通，当第一接收端未接收到所述开关控制指令，或所述第二接收端未接收到所述外部信号时，所述第一信号输出端输出第二信号控制所述第一继电器的一端与所述第二电源接口断开。
在一种可能的实现方式中，所述作动器包括线圈，所述第一控制模块包括：
第二控制开关，所述第二控制开关的第一端与所述第一电源接口连接，所述第二控制开关的第二端与所述线圈连接，所述第二控制开关的第一端和所述第二控制开关的第二端导通或断开，以实现所述第一电源接口和所述线圈导通或断开；
第二继电器，所述第二继电器的第一端用于与所述第二电源接口连接，所述第二继电器的第二端用于接地；
第二控制器，所述第二控制器设置于所述第二继电器和地之间，用于控制所述第二继电器的第二端与所述第二电源接口导通或断开，以使所述第二继电器控制所述第二控制开关的第一端和所述第二控制开关的第二端导通或断开。
在一种可能的实现方式中，所述第二控制器包括：
热敏电阻，所述热敏电阻与所述线圈连接，用于监测所述线圈的温度；
第二光耦，所述第二光耦的第一连接端与所述第二电源接口连接，所述第二光耦的控制端与所述热敏电阻连接，所述第二光耦的第二连接端与所述第二继电器的第一端连接；
当所述热敏电阻监测所述线圈的温度未大于温度阈值时，所述第二光耦控制所述第二电源接口和所述第二继电器的第一端导通，当所述热敏电阻监测所述线圈的温度大于温度阈值时，所述第二光耦控制所述第二电源接口和所述第二继电器的第一端断开。
在一种可能的实现方式中，所述第一控制模块还包括：
第二逻辑门，所述第二逻辑门包括第三接收端、第四接收端和第二信号输出端，所述第三接收端用于检测是否接收到轮载硬线信号，所述第四接收端用于检测是否接收到刹车信号；
第三光耦，所述第三光耦的控制端与所述第二逻辑门连接，所述第三光耦的第一端接地，所述第三光耦的第三端与所述第二继电器的第二端连接，
当所述第三接收端接收到所述轮载硬线信号，且所述第四接收端接收到所述刹车信号时，所述第二信号输出端输出第一信号控制所述第二继电器的第二端与地导通；当所述第三接收端未接收到所述轮载硬线信号或所述第四接收端未接收到所述刹车信号时，所述第二信号输出端输出第二信号控制所述第二继电器的第二端与地断开；
当所述第一信号输出端和所述第二信号输出端均输出所述第一信号时，所述第二继电器导通。
在一种可能的实现方式中，当所述第一接收端接收到所述开关控制指令，且所述第二接收端接收到所述外部信号时，则所述舱门的状态满足第一预设条件；
当所述热敏电阻监测所述线圈的温度未大于温度阈值，所述第三接收端接收到所述轮载硬线信号，且所述第四接收端接收到所述刹车信号时，则所述作动器的状态满足第二预设条件。
在一种可能的实现方式中，所述舱门控制设备还包括：
BIT检测模块，与所述第二电源接口电连接，用于检测舱门是否存在故障。
在一种可能的实现方式中，所述第一电源接口输入为三相交流电源，所述第二电源接口输入为直流电源。
在一种可能的实现方式中，所述舱门控制设备包括壳体，所述第一控制模块设置于所述壳体内，所述第二控制模块和所述BIT检测模块设置于所述壳体外。
另一方面，提供了一种飞机，包括上述任一项所述的舱门控制设备。
另一方面，提供了一种舱门控制方法，应用于飞机，所述飞机包括舱门、第一电源接口、舱门操作控制模块和第二控制模块，其中，所述舱门操作控制模块包括作动器和第一控制模块，所述舱门控制方法包括：
获取所述舱门的状态；
获取所述作动器的状态；
当所述舱门的状态作动器的状态满足第一预设条件，且所述作动器的状态满足第二预设条件时，所述第一控制模块和所述第二控制模块控制所述第一电源接口给所述作动器供电，且控制所述作动器处于工作状态。
上述技术方案中的一个技术方案具有如下优点或有益效果：由于第一控制模块用于根据作动器的状态控制作动器处于工作状态或非工作状态，第二控制模块用于根据舱门的状态控制第一电源接口给舱门操作模块的作动器供电或断电，通过第二控制模块判断舱门是否满足第一预设条件，当舱门的状态满足第一预设条件时，控制第一电源接口与舱门操作模块的导通。并通过第一控制模块判断作动器是否满足第二预设条件，当且仅当舱门的状态满足第一预设条件，作动器的状态满足第二预设条件时，才控制第一电源接口给作动器供电，并控制作动器处于工作状态，进而有效的防止了人为误操作或因意外施加动作的发生，从而提高了舱门操作的安全性。
上述技术方案中的另一个技术方案具有如下优点或有益效果：飞机具有上述舱门控制设备，可以根据舱门是否满足第一预设条件，作动器是否满足第二预设条件，进而判断是否控制第一电源接口给作动器供电，并控制作动器处于工作状态，进而保证了飞机运行的安全性。
上述技术方案中的另一个技术方案具有如下优点或有益效果：根据作动器的状态和舱门的状态，判断是否可以对舱门进行控制，进而判断是否控制第一电源接口给作动器供电，并控制作动器处于工作状态，以此有效的防止了人为误操作或因意外施加动作的发生，从而提高了舱门操作的安全性。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例的附图作简单介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅涉及本发明的一些实施例，而非对本发明的限制，其中：
图1为现有技术中舱门控制设备的框图；
图2为本发明实施例所提供的一种舱门控制设备的第一框图；
图3为本发明实施例所提供的一种舱门控制设备的第二框图；
图4为本发明实施例所提供的一种舱门控制设备的示意图；
图5为本发明实施例所提供的一种舱门控制方法的流程示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本发明中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在附图中，为清晰起见，可对形状和尺寸进行放大，并将在所有图中使用相同的附图标记来指示相同或相似的部件。
除非另作定义，此处使用的技术术语或者科学术语应当为本发明所属领域内具有一般技能的人士所理解的通常意义。本发明专利申请说明书以及权利要求书中使用的“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分。同样，“一个”、“一”或者“该”等类似词语也不表示数量限制，而是表示存在至少一个。“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现在“包括”或者“包含”前面的元件或者物件涵盖出现在“包括”或者“包含”后面列举的元件或者物件及其等同，并不排除其他元件或者物件。“上”、“下”、“左”、“右”等仅用于表示相对位置关系，当被描述对象的绝对位置改变后，则该相对位置关系也可能相应地改变。
在下列描述中，诸如中心、厚度、高度、长度、前部、背部、后部、左边、右边、顶部、底部、上部、下部等用词是相对于各附图中所示的构造进行定义的，特别地，“高度”相当于从顶部到底部的尺寸，“宽度”相当于从左边到右边的尺寸，“深度”相当于从前到后的尺寸，它们是相对的概念，因此有可能会根据其所处不同位置、不同使用状态而进行相应地变化，所以，也不应当将这些或者其他的方位用于解释为限制性用语。
涉及附接、联接等的术语(例如，“连接”和“附接”)是指这些结构通过中间结构彼此直接或间接固定或附接的关系、以及可动或刚性附接或关系，除非以其他方式明确地说明。
请参见图1所示，图1为现有技术中舱门控制设备的框图。现有的飞机舱门控制系统的电作动器11、控制器12作为相互独立的航线可更换单元分离安装或设置，它们之间是通过三相交流线连接的，当两者距离较远时存在连接线长、电磁干扰大、系统效率较低等问题。控制器12通过综合地面判定信号13和开关控制信号14，来判断是否导通电作动器11的驱动控制继电器5，以实现舱门作动，而控制器12的上电依次经过供电前端的电源16、上电逻辑17、供电继电器18和内部电源转换19来实现，供电继电器18的一端接地GND。当且仅当上电逻辑17有效使得供电继电器18上电后，控制器12才会上电，从而解决空中意外供电问题，但是这种系统不涉及电作动器11本身的过热保护功能，一般采用电源断路器通过过流保护来等效实现电机过热保护，考虑到电机启动时的冲击电流等因素，这种方法并不准确且具有一定的滞后性。
同时，在飞行中直接从电源端切断整个系统供电的电气设计方法，无法实现控制器上电自检(PBIT)功能，可能存在无法检测舱门控制系统指示告警功能等发生故障的情况，且在电源端引入继电器会增加外部接线量，亦会降低系统的可靠性。
因此，针对上述飞行中和地面时飞机舱门系统的安全性问题，亟需设计一种舱门控制设备，能够同时满足防舱门空中意外打开和防作动器地面过热运行的高等级安全性要求。
请继续参阅图2和图3，图2为本发明实施例所提供的一种舱门控制设备的第一框图，图3为本发明实施例所提供的一种舱门控制设备的第二框图。本申请实施例提供一种舱门控制设备1，应用于飞机，舱门控制设备1包括第一电源接口10、第二电源接口50、第二控制模块20和舱门操作模块30。舱门操作模块30包括第一控制模块300和作动器400，其中，作动器400用于控制舱门的开启或关闭。第一控制模块300设置在舱门操作模块30与第二控制模块20之间，用于根据作动器400的状态控制作动器400处于工作状态或非工作状态。第二控制模块20设置在舱门操作模块30与第一电源接口10之间，第二控制模块20用于根据舱门的状态控制第一电源接口10给舱门操作模块30的作动器400供电或断电。本申请实施例根据舱门的状态检测舱门是否满足第一预设条件，根据作动器400的状态检测作动器400是否满足第二预设条件。需要说明的是，当舱门满足第一预设条件，且作动器400满足第二预设条件时，第一控制模块300和第二控制模块20控制第一电源接口10和舱门操作模块30导通，即控制第一电源接口10给作动器400供电，且控制作动器400处于工作状态。本申请实施例通过第二控制模块20判断舱门是否满足第一预设条件，通过第一控制模块300判断作动器400是否满足第二预设条件，进而判断是否导通舱门操作模块30与第一电源接口10。具体的，当舱门的状态满足第一预设条件时，控制第一电源接口与舱门操作模块30的导通。且只有第二控制模块20判断舱门满足第一预设条件，第一控制模块300判断作动器400满足第二预设条件时，作动器400与第一电源接口10才能导通，才能对舱门进行操作。因此避免了人为误操作或因意外施加动作的发生，从而提高了舱门操作的安全性。进一步的，通过判断作动器400是否满足第二预设条件，也避免了在作动器400存在问题的情况下对舱门进行操作，而导致舱门损坏的情况。
其中，第二控制模块20包括第一控制开关210、第一继电器220和第一控制器230。通过第一控制器230控制第一继电器220导通或断开第一控制开关210，以对舱门的状态判断是否可以对舱门进行控制。
示例性的，第一控制开关210的第一端与第一电源接口10连接，第一控制开关210的第二端与作动器400连接。本申请实施例通过控制第一控制开关210的第一端和第一控制开关210的第二端导通或断开，以实现第一电源接口10和作动器400导通或断开。具体的，当第一控制开关210的第一端和第一控制开关210的第二端导通时，第一电源接口10和作动器400导通。当第一控制开关210的第一端和第一控制开关210的第二端断开时，第一电源接口10和作动器400断开。
第一继电器220的一端通过第一光耦232后与第二电源接口50连接，第一继电器220的另一端接地GND。本申请实施例通过控制第一继电器220的导通，从而控制第一控制开关210的闭合。
第一控制器230设置于第一继电器220的一端和第二电源接口50之间，用于控制第一继电器220的一端与第二电源接口50导通或断开，以使第一继电器220控制第一控制开关210的第一端和第一控制开关210的第二端导通或断开。
第一控制器230包括第一逻辑门231和第一光耦232，通过第一逻辑门231判断舱门的状态，进而判断是否可以对舱门进行操作，若判断可以则导通第一光耦232，当第一光耦232导通后，第一继电器220上电后吸合第一控制开关210。反之，若通过第一逻辑门231判断舱门的状态不可以对舱门进行操作，则不导通第一光耦232，当第一光耦232不导通后，第一继电器220没有导通，则不能吸合第一控制开关210。
示例性的，第一逻辑门231用于检测是否接收到外部信号233和开关控制指令234。具体的，第一逻辑门231包括第一接收端、第二接收端和第一信号输出端，第一接收端用于检测是否接收到开关控制指令234，第二接收端用于检测是否接收到外部信号233。其中，开关控制指令234包括控制舱门打开或关闭的指令，外部信号233包括控制舱门上锁或解锁的信号。若第一逻辑门231接收到外部信号233和开关控制指令234，则输出信号至第一光耦232。示例性的，当第一接收端接收到开关控制指令234为控制舱门打开的指令，且第二接收端接收到外部信号233为控制舱门解锁的信号时，则舱门的状态满足第一预设条件，即第一信号输出端输出第一信号控制第一继电器220的一端与第二电源接口50导通。反之，若第一逻辑门231未接收到开关控制指令234或外部信号233，则不输出信号至第一光耦232，即当第一接收端未接收到开关控制指令234，或第二接收端未接收到外部信号233时，第一信号输出端输出第二信号控制第一继电器220的一端与第二电源接口50断开。通过第一逻辑门231判断舱门的状态，进而判断是否适合多舱门进行操作。
需要说明的是，在一些实施例中，外部信号233为舱门上锁传感器信号、舱门位置信号、闩状态信号或锁状态信号等等其他外部信号233中的一种或其中多种的逻辑综合。其中，舱门上锁传感器信号用于判断飞机的舱门是否上锁或解锁。可以理解的是，在一些实施例中，外部信号233还包括轮载总线信号，轮载总线信号用于判断飞机是否位于地面或者是否处于飞行状态，当外部信号233中轮载总线信号为飞机位于地面时，才能满足第一预设条件。通过判断飞机的运行状态判断是否可以对舱门进行操作，以使舱门在飞机处于地面的状态下才能对舱门进行操作，进一步的提高了飞机运行的安全性。本申请实施例通过开关控制指令234和外部信号233来判断飞机状态和舱门的状态，进而判断是否需要对舱门进行操作，提高了对舱门操作的安全性。
第一光耦232的第一连接端与第一逻辑门231的第一信号输出端连接，第一光耦232的第二连接端与第二电源接口50连接，第一光耦232的控制端与第一继电器220连接。当第一接收端接收到开关控制指令234，且第二接收端接收到外部信号233时，第一信号输出端输出第一信号控制第一继电器220的一端与第二电源接口50导通。反之，当第一接收端未接收到开关控制指令234，或第二接收端未接收到外部信号233时，第一信号输出端输出第二信号控制第一继电器220的一端与第二电源接口50断开。
本申请实施例通过第二控制模块20判断飞机的运行状态，进而判断是否可以对舱门进行操作，以此避免了人工在判断失误情况下，对舱门进行了误操作，造成人身安全事故的情况，因此提高了舱门操作的安全性。
在一些实施例中，作动器400为三相异步电机。其中，三相异步电机包括线圈410。可以理解的是，在电动机电流没有超过额定值时，由于通风不良、环境温度过高、启动次数过于频繁等原因，电动机也会过热。这种情况下过流保护或过载保护都不能解决问题，因此需要直接反映温度变化的热保护器。而作动器400如果过热会产生烟雾或火情危险，必须具有适当的热保护装置以防过热。因此，本实施例提供的舱门控制设备1通过第一控制模块300检测作动器400是否存在过热的情况，若作动器400存在过热，则断开第一电源接口10与舱门操作模块30以避免作动器400地面过热运行而带来的危险。
需要说明的是，本领域的技术人员可以在不脱离通过权利要求限定的本发明范围的情况下对本发明的构思进行各种修改。例如，虽然此处描述了作动器400为三相异步电机的限定，但是本申请实施例以作动器400为三相异步电机为例进行说明，而不应理解为对作动器400的限制。
第一控制模块300包括第二控制器310、第二继电器320和第二控制开关330。其中，第二控制器310包括热敏电阻311和第二光耦312，通过热敏电阻311检测三相异步电机是否存在过热的情况，以控制作动器400处于工作状态或非工作状态，当三相异步电机未处于过热的情况时，即热敏电阻监测线圈410的温度未大于温度阈值时，作动器的状态才能满足第二预设条件，以控制作动器400处于工作状态。反之，当三相异步电机处于过热的情况，以控制作动器400处于非工作状态。
在一些实施例中，第一控制模块300还包括第二逻辑门313和第三光耦314，并通过第二逻辑门313判断飞机的状态。当三相异步电机未处于过热的情况，且飞机的状态适合对舱门进行操作时，导通第二继电器320，并通过第二继电器320控制第二控制开关330闭合。反之，当三相异步电机处于过热的情况或飞机的状态不适合对舱门进行操作时，不导通第二继电器320，且第二控制开关330处于断开状态。
示例性的，第二控制开关330的第一端与第一电源接口10连接，第二控制开关330的第二端与线圈410连接，第二控制开关330的第一端和第二控制开关330的第二端导通或断开，以实现第一电源接口10和线圈410导通或断开。具体的，第二控制开关330的第一端和第二控制开关330的第二端导通，以实现第一电源接口10和线圈410导通。第二控制开关330的第一端和第二控制开关330的第二端断开，以实现第一电源接口10和线圈410断开。
在一些实施例中，第二控制开关330设置在线圈远离第一控制开关210的一侧。
第二继电器320用于控制第二控制开关330闭合。第二继电器320的一端通过第二光耦312与第二电源接口50连接，第二继电器320的另一端通过第三光耦314接地GND。
第二控制器310设置于第二继电器320和地GND之间，用于控制第二继电器320的第二端与第二电源接口50导通或断开，以使第二继电器320控制第二控制开关330的第一端和第二控制开关330的第二端导通或断开。
第二控制器310中的热敏电阻311分别与线圈并联设置，用于监测线圈的温度。例如，三相异步电机包括并联设置的第一线圈、第二线圈和第三线圈，第一控制模块300包括第一热敏电阻、第二热敏电阻和第三热敏电阻。其中，第一热敏电阻并联在第一线圈的两端，用于监测第一线圈的温度。第二热敏电阻并联在第二线圈的两端，用于监测第二线圈的温度。第三热敏电阻并联在第三线圈的两端，用于监测第三线圈的温度。需要说明的是，第一热敏电阻、第二热敏电阻和第三热敏电阻对第一线圈、第二线圈和第三线圈的具体过热保护温度设定值根据三相异步电机的类型不同而不同，按照三相异步电机本身的绝缘耐热等级。例如，最高允许温升A级150℃，B级130℃，E级120℃，F级155℃，H级180℃。可以理解的是，只有第一线圈、第二线圈和第三线圈在对应的温度范围内，第一热敏电阻、第二热敏电阻和第三热敏电阻的检测信号有效，才能导通第二继电器320。
第二光耦312用于控制第二继电器320与第二电源接口50的导通或断开。第二光耦312的第一连接端与第二电源接口50连接，第二光耦312的控制端与热敏电阻311连接，第二光耦312的第二连接端与第二继电器320连接。当热敏电阻311监测线圈410的温度未过大时，第二光耦312导通第二继电器320与第二电源接口50的连接，当热敏电阻311监测线圈410的温度过大时，第二光耦312断开第二继电器320与第二电源接口50的连接。即当热敏电阻311监测线圈410的温度未大于温度阈值时，第二光耦312导通第二电源接口50和第二继电器320的第一端，当热敏电阻311监测线圈410的温度大于温度阈值时，第二光耦312断开第二电源接口50和第二继电器320的第一端。需要说明的是，温度阈值根据电机的类型进行设置，具体的设置根据实际情况而定，在此不作具体的限制。
第二逻辑门313用于检测是否接收到刹车信号315和轮载硬线信号316。示例性的，第二逻辑门包括第三接收端、第四接收端和第二信号输出端，第三接收端用于检测是否接收到轮载硬线信号316，第四接收端用于检测是否接收到刹车信号315。若第二逻辑门313接收到刹车信号315和轮载硬线信号316，则输出信号至第三光耦314，即当第三接收端接收到轮载硬线信号316，且第四接收端接收到刹车信号315时，第二信号输出端输出第一信号控制第二继电器320的第二端与地GND导通。反之，若第二逻辑门313未接收到轮载硬线信号316或刹车信号315，则不输出信号至第三光耦314，即当第三接收端未接收到轮载硬线信号或第四接收端未接收到刹车信号时，第二信号输出端输出第二信号控制第二继电器的第二端与地GND断开。其中，通过轮载硬线信号316可以判断飞机是否位于地面上，通过刹车信号315可以判断飞机是否处于即将停飞或减速的状态。当通过轮载硬线信号316判断飞机位于地面上，通过刹车信号315判断飞机处于即将停飞或减速的状态，且作动器400未处于过热状态时，可以确定作动器的状态满足第二预设条件，进而可以避免在空中高速飞行时无意地打开所述舱门，并且保证在地面时或者在空速小于空速阈值时能够正常地打开所述舱门，这提高了舱门控制设备1的安全性和可靠性。
第三光耦314用于控制第二继电器320是否能接地GND。第三光耦314的第一端与第二逻辑门313连接，第三光耦314的第二端接地GND，第三光耦314的第三端与第二继电器320连接，当第二逻辑门313接收到刹车信号315和轮载硬线信号316时，第三光耦314导通第二继电器320接地GND。当第二逻辑门313未接收到轮载硬线信号316或刹车信号315时，第三光耦314使得第二继电器320不导通接地GND。
可以理解的是，若第二光耦312和第三光耦314均导通，则第二继电器320才导通。反之，若第二光耦312和第三光耦314任一个未导通或第二光耦312和第三光耦314均未导通，则第二继电器320不导通。通过轮载硬线信号316、刹车信号315和作动器400是否过热，判断是否适合对舱门进行控制，进而控制第一电源接口10与舱门操作模块30的导通或断开，以此防止了作动器400地面过热运行的情况，提高了飞机运行的安全性。
可以理解的是，当第一控制开关210和第二控制开关330同时吸合时，第一电源接口10和舱门操作模块30导通，对舱门控制设备1供电，即驾驶员能对飞机的舱门进行操作。当第一控制开关210和第二控制开关330任一个不处于吸合状态时，第一电源接口10和舱门操作模块30不导通，从而不对舱门控制设备1供电，即驾驶员不能对飞机的舱门进行操作。
另，需要说明的是，第一电源接口10为三相交流电源，第二电源接口50为直流电源。示例性的，第一电源接口10为115V/400Hz三相交流电源，第二电源接口50为28V直流电源，其中三相交流电源通过第一控制开关210后与三相异步电机的定子绕组星形连接。通过在第一电源接口10和舱门操作模块30之间设置第一控制开关210和第二控制开关330，且控制第一控制开关210和第二控制开关330的第一继电器220和第二继电器320通过第二电源接口50单独供电，因此，通过第一电源接口10和第二电源接口50可以实现飞机飞行中和地面电机过热时直接切断第一电源接口10为舱门操作模块30供电的功能，且还可持续检测飞机的运行状态和舱门的状态。
可以理解的是，本申请实施例中舱门的状态满足第一预设条件，且作动器的状态满足第二预设条件的具体情况可见如下，示例性的，当第一接收端接收到开关控制指令234为控制舱门打开的指令，且第二接收端接收到外部信号233为控制舱门解锁的信号时，则舱门的状态满足第一预设条件。即，第一信号输出端输出第一信号控制第一继电器的一端与第二电源接口导通，进而可以使得舱门和第一电源接口连接。其中，开关控制指令234和外部信号233还可以是其他信号，具体的可见上述，在此不再赘述。
当热敏电阻监测线圈410的温度未大于温度阈值，第三接收端接收到轮载硬线信号316为飞机位于地面，且第四接收端接收到刹车信号315为飞机处于即将停飞或减速的状态时，则作动器的状态满足第二预设条件。即当作动器400未处于过热状态，且飞机在地面或者在空速小于空速阈值时能够正常地打开舱门的状态时，可以导通作动器400工作。其中，轮载硬线信号316和刹车信号315还可以是其他信号，具体的可见上述，在此不再赘述。
在一些实施例中，舱门控制设备1还包括BIT检测模块60，BIT检测模块60与第二电源接口50电连接，用于检测舱门是否存在故障。示例性的，BIT检测模块60用于在飞机飞行过程中，运用接近传感器、指示灯等对舱门状态监测与指示系统的故障检测，以确保已发生的隐蔽故障能够在规定暴露时间内被检测出来，以满足安全性设计需求。
可以理解的是，本实施例将BIT检测模块60与第二电源接口50电连接，可以在飞行中直接从电源端切断整个舱门操作模块30的供电，而BIT检测模块60可继续上电实现自检(PBIT)功能，检测舱门控制系统指示告警功能等发生故障的情况，提高了舱门控制设备1的可靠性。
在一些实施例中，舱门控制设备1还包括报警装置，报警装置与BIT检测模块60电连接，用于将错误信息反馈至舱门控制设备1的相应的位置显示区域，以提供操作者可靠安全的指示和警告。
在一些实施例中，舱门控制设备1还包括第一壳体80，第一控制模块设置于第一壳体80内，第二控制模块20和BIT检测模块60集成于第一壳体80外。
在一些实施例中，舱门控制设备1包括第一壳体80和第二壳体70，第一壳体80固定设置在第二壳体70的一侧，第一壳体80用于容纳第一控制模块300，第二壳体70用于容纳第二控制模块20和BIT检测模块60。通过第一壳体80和第二壳体70，将第二控制模块20、第一控制模块300和BIT检测模块60集成在一起，减少了能耗、降低了电气架构复杂度，且实现了飞机的轻量化和集成化。
本实施例还提供一种飞机，飞机包括上述任一项所述的舱门控制设备1。
请继续参阅图5，图5为本发明实施例所提供的一种舱门控制方法的第一流程示意图。本实施例还提供一种舱门控制方法，应用于飞机，飞机包括上述任一项所述的舱门控制设备1，即舱门、第一电源接口10、舱门操作控制模块、第二控制模块20和第一控制模块300。其中，舱门操作控制模块包括作动器400。具体控制方法如下：
101、获取舱门的状态。
通过判断是否同时接收到外部信号233和开关控制指令234，从而获取舱门的状态。若同时接收到外部信号233和开关控制指令234，则根据外部信号233和开关控制指令234判断舱门是否满足第一预设条件。
102、获取作动器的状态。
通过判断是否接收到刹车信号315和轮载硬线信号316，且判断作动器400是否处于过热，从而获取作动器的状态。若同时接收到刹车信号315和轮载硬线信号316，且作动器400未处于过热状态，则作动器400满足第二预设条件。
103、当舱门的状态满足第一预设条件，且作动器的状态满足第二预设条件时，第一控制模块和第二控制模块控制第一电源接口给作动器供电，且控制作动器处于工作状态。
当舱门的状态满足第一预设条件，且作动器400满足第二预设条件时，则第一控制模块和第二控制模块控制第一电源接口10和舱门操作模块30导通，即第一电源接口10给作动器400供电。若舱门未满足第一预设条件或作动器400未满足第二预设条件，则控制第一电源接口10和舱门操作模块30断开。
本申请实施例通过上述舱门控制方法，根据飞机和舱门的状态，判断是否可以对舱门进行控制，进而选择导通第一电源接口10和舱门操作模块30的连接或断开第一电源接口10和舱门操作模块30的连接，以此有效的防止了人为误操作或因意外施加动作的发生，从而提高了舱门操作的安全性。
本文中所描述的不同实施方案的零部件可经组合以形成上文未具体陈述的其它实施例。零部件可不考虑在本文中所描述的结构内而不会不利地影响其操作。此外，各种单独零部件可被组合成一或多个个别零部件以执行本文中所描述的功能。
此外，尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改，因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (12)

1.一种舱门控制设备，应用于飞机，其特征在于，包括：
第一电源接口；
舱门操作模块，所述舱门操作模块包括作动器和第一控制模块，所述作动器用于控制舱门的开启或关闭，所述第一控制模块用于根据所述作动器的状态控制所述作动器处于工作状态或非工作状态；
第二控制模块，设置在所述舱门操作模块与所述第一电源接口之间，所述第二控制模块用于根据所述舱门的状态控制所述第一电源接口给所述舱门操作模块的作动器供电或断电；
当所述舱门的状态满足第一预设条件，且所述作动器的状态满足第二预设条件时，所述第一控制模块和所述第二控制模块控制所述第一电源接口给所述作动器供电，且控制所述作动器处于工作状态。
2.如权利要求1所述的舱门控制设备，其特征在于，所述舱门控制设备包括第二电源接口，所述第二控制模块包括：
第一控制开关，所述第一控制开关的第一端与所述第一电源接口连接，所述第一控制开关的第二端与所述作动器连接，所述第一控制开关的第一端和所述第一控制开关的第二端导通或断开，以实现所述第一电源接口和所述作动器导通或断开；
第一继电器，所述第一继电器的一端用于与所述第二电源接口连接，所述第一继电器的另一端用于接地；
第一控制器，所述第一控制器设置于所述第一继电器的一端和所述第二电源接口之间，用于控制所述第一继电器的一端与所述第二电源接口导通或断开，以使所述第一继电器控制所述第一控制开关的第一端和所述第一控制开关的第二端导通或断开。
3.如权利要求2所述的舱门控制设备，其特征在于，所述第一控制器包括：
第一逻辑门，所述第一逻辑门包括第一接收端、第二接收端和第一信号输出端，所述第一接收端用于接收开关控制指令，所述第二接收端用于接收外部信号，所述开关控制指令包括控制舱门打开或关闭的指令，所述外部信号包括控制舱门上锁或解锁的信号；
第一光耦，所述第一光耦的第一连接端与所述第一逻辑门的第一信号输出端连接，所述第一光耦的第二连接端与所述第二电源接口连接，所述第一光耦的控制端与所述第一继电器连接；
当所述第一接收端接收到所述开关控制指令，且所述第二接收端接收到所述外部信号时，所述第一信号输出端输出第一信号控制所述第一继电器的一端与所述第二电源接口导通，当第一接收端未接收到所述开关控制指令，或所述第二接收端未接收到所述外部信号时，所述第一信号输出端输出第二信号控制所述第一继电器的一端与所述第二电源接口断开。
4.如权利要求3所述的舱门控制设备，其特征在于，所述作动器包括线圈，所述第一控制模块包括：
第二控制开关，所述第二控制开关的第一端与所述第一电源接口连接，所述第二控制开关的第二端与所述线圈连接，所述第二控制开关的第一端和所述第二控制开关的第二端导通或断开，以实现所述第一电源接口和所述线圈导通或断开；
第二继电器，所述第二继电器的第一端用于与所述第二电源接口连接，所述第二继电器的第二端用于接地；
第二控制器，所述第二控制器设置于所述第二继电器和地之间，用于控制所述第二继电器的第二端与所述第二电源接口导通或断开，以使所述第二继电器控制所述第二控制开关的第一端和所述第二控制开关的第二端导通或断开。
5.如权利要求4所述的舱门控制设备，其特征在于，所述第二控制器包括：
热敏电阻，所述热敏电阻与所述线圈连接，用于监测所述线圈的温度；
第二光耦，所述第二光耦的第一连接端与所述第二电源接口连接，所述第二光耦的控制端与所述热敏电阻连接，所述第二光耦的第二连接端与所述第二继电器的第一端连接；
当所述热敏电阻监测所述线圈的温度未大于温度阈值时，所述第二光耦控制所述第二电源接口和所述第二继电器的第一端导通，当所述热敏电阻监测所述线圈的温度大于温度阈值时，所述第二光耦控制所述第二电源接口和所述第二继电器的第一端断开。
6.如权利要求5所述的舱门控制设备，其特征在于，所述第一控制模块还包括：
第二逻辑门，所述第二逻辑门包括第三接收端、第四接收端和第二信号输出端，所述第三接收端用于接收轮载硬线信号，所述第四接收端用于接收刹车信号；
第三光耦，所述第三光耦的控制端与所述第二逻辑门连接，所述第三光耦的第一端接地，所述第三光耦的第三端与所述第二继电器的第二端连接，
当所述第三接收端接收到所述轮载硬线信号，且所述第四接收端接收到所述刹车信号时，所述第二信号输出端输出第一信号控制所述第二继电器的第二端与地导通；当所述第三接收端未接收到所述轮载硬线信号或所述第四接收端未接收到所述刹车信号时，所述第二信号输出端输出第二信号控制所述第二继电器的第二端与地断开。
7.如权利要求6所述的舱门控制设备，其特征在于，
当所述第一接收端接收到所述开关控制指令，且所述第二接收端接收到所述外部信号时，则所述舱门的状态满足第一预设条件；
当所述热敏电阻监测所述线圈的温度未大于温度阈值，所述第三接收端接收到所述轮载硬线信号，且所述第四接收端接收到所述刹车信号时，则所述作动器的状态满足第二预设条件。
8.如权利要求2所述的舱门控制设备，其特征在于，所述舱门控制设备还包括：
BIT检测模块，与所述第二电源接口电连接，用于检测舱门是否存在故障。
9.如权利要求2所述的舱门控制设备，其特征在于，所述第一电源接口输入为三相交流电源，所述第二电源接口输入为直流电源。
10.如权利要求9所述的舱门控制设备，其特征在于，所述舱门控制设备包括壳体，所述第一控制模块设置于所述壳体内，所述第二控制模块和所述BIT检测模块设置于所述壳体外。
11.一种飞机，其特征在于，包括如权利要求1～10任一项所述的舱门控制设备。
12.一种舱门控制方法，应用于飞机，其特征在于，所述飞机包括舱门、第一电源接口、舱门操作控制模块和第二控制模块，其中，所述舱门操作控制模块包括作动器和第一控制模块，所述舱门控制方法包括：
获取所述舱门的状态；
获取所述作动器的状态；
当所述舱门的状态满足第一预设条件，且所述作动器的状态满足第二预设条件时，所述第一控制模块和所述第二控制模块控制所述第一电源接口给所述作动器供电，且控制所述作动器处于工作状态。
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CN115522815A (zh) * 2022-10-25 2022-12-27 中国商用飞机有限责任公司 货舱门作动器应力释放方法和货舱门操作装置

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