CN203275981U - 飞机地面电源控制器 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种飞机地面电源控制器，包括相互连接的第一印刷电路板和第二印刷电路板。所述第一印刷电路板连接一个舌簧开关，还具有多根引脚。所述第二印刷电路板连接有按钮、旋钮、显示屏、USB接口、CPU、电池、存储器。本申请飞机地面电源控制器将原来的发动机与发电机两个控制单元整合为由两块印刷电路板所组成的一个控制单元，将原来的多个仪表、指示灯整合为一个显示屏，同时去除各种开关和电位器，从而简化了结构和外围电路设计，节省了制造成本。飞机地面电源控制器由原来发电机115/200V的交流电压供电，更改为由发动机起动电瓶的24V直流电压供电，实现了安全低压控制。

Description

飞机地面电源控制器

技术领域

本申请涉及一种飞机地面电源，特别是涉及其中的控制器。

背景技术

飞机地面电源是机场必须的地勤保障设备，用于飞机地面起动和机载设备的通电检查。请参阅图1，飞机地面电源主要由控制器10、发动机20和发电机30组成，还包括底座、散热器、消声器、起动电瓶、油箱等。其中，发动机20通常为柴油发动机，发电机30通常为三相同步交流发电机或直流发电机（根据飞机地面电源输出的是交流电还是直流电而确定）。飞机地面电源由发动机20将燃油燃烧产生的能量转化为机械能，该机械能作为原动力带动发电机30发电。

现有的飞机地面电源的控制器10设置有独立的两个控制电路，分别用于控制发动机20和发电机30。现有的控制器10还同时设置有独立的多个仪表、指示灯、控制开关和电位器，用于显示发动机20和发电机30的状态和参数以及设置调整等。

发明内容

本申请所要解决的技术问题是提供一种飞机地面电源控制器，以一个控制单元和一个显示屏同时对发动机和发电机进行设置和显示。

为解决上述技术问题，本申请飞机地面电源控制器包括相互连接的第一印刷电路板和第二印刷电路板；

所述第一印刷电路板连接一个舌簧开关，还具有多根引脚；

所述第二印刷电路板连接有按钮、旋钮、显示屏、USB接口、CPU、电池、存储器。

进一步地，所述舌簧开关由一对舌簧组成，默认情况下这一对舌簧断开，当磁体或线圈所产生的磁场作用于这一对舌簧时会将其闭合。

进一步地，所述多根引脚的第一部分是控制器与发动机之间的双向CAN总线通信接口，第二部分是控制器向发电机输出的接口，第三部分是控制器从发电机输入的接口，第四部分是RS232串行接口，其余部分冗余。

进一步地，所述电池是存储器的备用电源。

进一步地，所述控制器封装于壳体内，仅有按钮、旋钮、显示屏、USB接口、引脚暴露在外。

进一步地，所述第一印刷电路板上设置有PID控制器与稳压电路。

进一步地，所述旋钮为带开关的旋钮。

本申请飞机地面电源控制器将原来的两个控制单元整合为由两块印刷电路板所组成的一个控制单元，将原来的两个独立的控制显示系统整合为一个，从而简化了结构和外围电路设计，节省了制造成本。

附图说明

图1是飞机地面电源的结构示意图；

图2是本申请飞机地面电源控制器的结构示意图；

图3是本申请飞机地面电源控制器的外观示意图（正面）；

图4是本申请飞机地面电源控制器的外观示意图（背面）。

图中附图标记说明：

10为控制器；11为第一印刷电路板；111为舌簧开关；112为引脚；12为第二印刷电路板；121为按钮；122为旋钮；123为显示屏；124为USB接口；125为CPU；126为电池；127为存储器；20为发动机；30为发电机。

具体实施方式

请参阅图2，本申请飞机地面电源的控制器10包括相互连接的第一印刷电路板11和第二印刷电路板12。其中，第一印刷电路板11为整个控制器10提供电源，并负责与发动机20和发电机30进行通讯，还将从发动机20和发电机30采集的信息传输给第二印刷电路板12。第二印刷电路板12则处理来自于用户操控的指令和数据、以及发动机20和发电机30传递的信息。

所述第一印刷电路板11连接一个舌簧开关（干簧管）110。该舌簧开关110由一对舌簧（也称磁簧片）组成，默认情况下这一对舌簧断开，当独立与控制器10以外的磁体或线圈所产生的磁场作用于这一对舌簧时会将其闭合。所述第一印刷电路板11还具有多根引脚112，这些引脚112所传输的信号可以自定义。优选地，将引脚112的第一部分作为控制器10与发动机20之间进行双向通信的CAN总线接口（例如采用J1939协议），将引脚112的第二部分作为控制器10向发电机30传递参数与控制信息的输出接口，将引脚112的第三部分作为控制器10从发电机30采集信息的输入接口，将引脚112的第四部分作为控制器10进行调试等用途的RS232串行接口，引脚112的其余部分作为冗余备用。

所述第二印刷电路板12连接有按钮121、旋钮122、显示屏123、USB接口124、CPU125、电池126、存储器127。按钮121和旋钮122可供用户输入控制指令、设置参数等操作。显示屏123输出发动机20和/或发电机30的参数和状态等信息，包括有故障代码以及具体的故障信息。USB接口124用于进行固件升级、将存储器127中的数据导出或导入等。CPU125负责进行各项数据的处理、故障诊断、输入输出等操作。电池126用于在正常电源失效时可以保存存储器127中的数据。存储器127中记录有用户对发动机20和发电机30的参数设置、操作日志、从发动机20和发电机30所采集的各项信息、CPU125所发出的各项指令等，可视为一个保存控制器10的运行记录的黑匣子。

本申请飞机地面电源的控制器10整体封装于壳体内，仅将按钮121、旋钮122、显示屏123、USB接口124、引脚112暴露在外，其外观如图3和图4所示。

优选地，所述第一印刷电路板11由24V直流电源供电，安全可靠。发电机30为三相同步交流发电机时，通常输出115/200V（表示相电压为115V，线电压为200V）的交流电。发电机30为直流发电机时，通常输出28.5V的直流电。现有的飞机地面电源的控制器10是由发电机30所输出的115/200V的交流电源来供电，由于超出了36V的安全电压范围，因而存在安全隐患。本申请的飞机地面电源的控制器10在第一印刷电路板11上设置有PID控制器（Proportion Integration Differentiation，比例-积分-微分控制器）与稳压电路，发动机20的起动电瓶所提供的24V直流电压通过稳压电路的升压或降压转换，再经由PID控制器产生PWM信号对发电机30进行励磁调压控制，以使发电机30输出交流电或直流电。

优选地，所述旋钮122为带开关的旋钮形式，由旋转操作来增加或减少当前选择的参数值，由开关操作来确认参数值的更改。并且，对任何参数值的更改都必须在舌簧开关111闭合的情况下才能成功执行。

优选地，控制器10与发动机20之间通过部分的引脚112所定义的CAN总线传输如下信息：读取发动机参数包括预热、故障显示、发动机转速、水温和油压、充电电压以及Tier4排放相关信息等；控制发动机起动；设定发动机转速；输出发动机ECM（EngineControl Module，引擎控制模块）的控制电源。

优选地，控制器10与发电机30之间通过部分的引脚112所定义的输入接口和输出接口传输如下信息：采集发电机的三相交流电压、电流及其频率；采集直流电压、电流；将按钮121和旋钮122所输入的发电机功率选择、电压调节、压降补偿、直流限流以及故障保护值和延时时间设置等参数传递至发电机；控制发电机励磁输出。

优选地，所述存储器127由电池126确保供电，并记录飞机地面电源的各种工作模式，即发动机操作模式、115/200V交流操作模式和28.5V直流操作模式；还记录发动机起动、发动机熄火、紧急停车、低燃油报警停车、过载，过压、欠压、过频、欠频故障；还记录运行小时数，并区分待机时间和带载工作时间。

以上仅为本申请的优选实施例，并不用于限定本申请。对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种飞机地面电源控制器，其特征是，包括相互连接的第一印刷电路板和第二印刷电路板；

所述第一印刷电路板连接一个舌簧开关，还具有多根引脚；

所述第二印刷电路板连接按钮、旋钮、显示屏、USB接口、CPU、电池、存储器。

2.根据权利要求1所述的飞机地面电源控制器，其特征是，所述舌簧开关由一对舌簧组成，默认情况下这一对舌簧断开，当磁体或线圈所产生的磁场作用于这一对舌簧时会将其闭合。

3.根据权利要求1所述的飞机地面电源控制器，其特征是，所述多根引脚的第一部分是控制器与发动机之间的双向CAN总线通信接口，第二部分是控制器向发电机输出的接口，第三部分是控制器从发电机输入的接口，第四部分是RS232串行接口，其余部分冗余。

4.根据权利要求1所述的飞机地面电源控制器，其特征是，所述电池是存储器的备用电源。

5.根据权利要求1所述的飞机地面电源控制器，其特征是，所述控制器封装于壳体内，仅有按钮、旋钮、显示屏、USB接口、引脚暴露在外。

6.根据权利要求1所述的飞机地面电源控制器，其特征是，所述第一印刷电路板上设置有PID控制器与稳压电路。

7.根据权利要求1所述的飞机地面电源控制器，其特征是，所述旋钮为带开关的旋钮。

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