CN209432982U - 一种航空电瓶充放电分析一体仪 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种航空电瓶充放电分析一体仪，包括PC控制器、充放电主电路、主电路驱动控制模块和数据采集模块，PC控制器作为上位机用于进行数据的运算、处理、显示和存储，充放电主电路作为下位机用于对航空电瓶进行充放电，数据采集模块采集航空电瓶单格电池数据，主电路驱动控制模块用于为充放电主电路提供驱动信号并使得航空电瓶充放电过程处于恒压、恒流的状态，PC控制器与数据采集模块电性连接，数据采集模块与充放电主电路、主电路驱动控制模块电性连接，充放电主电路与主电路驱动控制模块电性连接。本实用新型能够实现航空电瓶的全自动充放电测试。

Description

一种航空电瓶充放电分析一体仪

技术领域

本实用新型涉及航空供电设备技术领域，具体涉及一种航空电瓶充放电分析一体仪。

背景技术

航空电瓶是飞机供电系统的重要组成部分，在保障飞机安全飞行，为飞机提供可靠的后备电源和启动电源上具有不可或缺的作用，当飞机在飞行过程中主电源和其它辅助电源失效以后，依靠航空电瓶向飞机重要设备和仪表供电，维持飞机飞行至就近机场着陆，适航规定，在应急情况下，航空电瓶至少要能维持飞机半小时供电(ETOP维持飞行时间为1小时)。当航空电瓶的容量达不到额定容量的85％，就不能装上飞机。飞机航空电瓶为时控件，装机一定时间后，必须离位在内场进行检查、充电和容量检测。大型飞机的航空电瓶目前一般采用碱性航空电瓶，这种航空电瓶性能好，但造价高。调查发现，我国的航空企业尤其是中小航空公司的飞机航空电瓶使用时间大多达不到航空电瓶的设计寿命，有的不到使用寿命的四分之一就报废了，其原因主要是充电方式或内场充电设备不合格。研究表明，航空电瓶的充电过程对航空电瓶寿命影响最大，而放电过程影响较小，绝大部分航空电瓶不是用坏的，而是充坏的。

目前，国内针对航空电瓶维护和检测的设备研发还比较落后和不成熟，部分航空企业中航空电瓶的维护设备都是进口的，有的企业甚至还没有先进的自动化测试设备，仅依靠人工完成相关的检测工作；进口设备价格昂贵而由人工来完成检测工作又费时费力，这都加大了航空企业的运营成本，降低了工作效率；随着我国民航事业的飞速发展，我国民航将从民航大国走向民航强国，国内各航空公司民用飞机的保有量急剧增加，针对航空电瓶的维护工作也将成比例增长。

实用新型内容

有鉴于此，本实用新型要解决的问题是提供一种航空电瓶充放电分析一体仪。

为解决上述技术问题，本实用新型采用的技术方案是：一种航空电瓶充放电分析一体仪，包括PC控制器、充放电主电路、主电路驱动控制模块和数据采集模块，所述PC控制器作为上位机用于进行数据的运算、处理、显示和存储，所述充放电主电路作为下位机用于对航空电瓶进行充放电，所述数据采集模块采集航空电瓶单格电池数据，所述航空电瓶单格电池数据包括航空电瓶单格电池的端电压、航空电瓶总电压和航空电瓶的充放电电流，所述主电路驱动控制模块用于为所述充放电主电路提供驱动信号并使得航空电瓶充放电过程处于恒压、恒流的状态，所述PC控制器与所述数据采集模块电性连接，所述数据采集模块与所述充放电主电路、所述主电路驱动控制模块电性连接，所述充放电主电路与所述主电路驱动控制模块电性连接。

优选地，所述充放电主电路包括EMI整流滤波器、功率变换电路、高频整流滤波电路和放电buck电路，所述EMI整流滤波器由两个电解电容并联构成，所述电解电容的额定电压为450V，容量为1000μF。

优选地，所述功率变换电路包括五个开关管Q₁、Q₂、Q₃、Q₄、Q₅和及四个二极管D₁、D₂、D₃、D₄，所述二极管D₁与所述开关管Q₁并联，所述二极管D₂与所述开关管Q₂并联，所述二极管D₃与所述开关管Q₄并联，所述二极管D₄与所述开关管Q₃并联，所述开关管Q₁、所述开关管Q₂、所述开关管Q₃和所述开关管Q₄构成桥式逆变电路，呈对角线导通起到换相的作用，所述二极管D₁、所述二极管D₂、所述二极管D₃和所述二极管D₄用于吸收瞬时过电压，所述开关管Q₅维持导通状态。

优选地，所述放电buck电路由开关管Q₆、保护二极管D₇、续流二极管D₈、储能滤波电感器L₂、滤波电容器C₅及放电负载构成。

优选地，所述开关管Q₅的开关频率比所述开关管Q₁、所述开关管Q₂、所述开关管Q₃和所述开关管Q₄的开关频率高一倍，通过调整所述开关管Q₅的占空比大小来调整输出电压。

优选地，所述主电路驱动控制模块选用三个2SD106A型号的驱动芯片组成六路驱动通道，每个所述驱动芯片均采用双通道集成封装，所述驱动芯片的MOD引脚接GND实现半桥工作模式，所述驱动芯片的MOD引脚接VCC，所述驱动芯片的RC2和RC3引脚接GND实现直接工作模式。

优选地，所述航空电瓶由20个单体电池串联组成，每个所述单体电池的电压为1.22V。

优选地，所述数据采集模块包括继电器电池短接模块、电压信号调理模块、测量通道扩展模块和数据采集卡，所述继电器电池短接模块包括继电器和电阻，所述继电器与所述单体电池电性连接，所述电阻与所述单体电池短接，所述电压信号调理模块用于将所述航空电瓶的电压信号与所述数据采集卡的输入范围相匹配，所述测量通道扩展模块选用MAX4579型号的多路开关对采集通道进行扩展，每个所述多路开关扩展四对采集通道，循环采集航空电瓶单格电池的端电压，所述数据采集卡的AI 5口采集航空电瓶总电压，所述数据采集卡的AI 6口采集航空电瓶的充放电电流并上传至上位机。

本实用新型具有的优点和积极效果是：系统硬件由PC控制器、充放电主电路、主电路驱动控制和数据采集四个模块构成，采用PC控制器作为控制器，以虚拟仪器技术为平台，充分发挥计算机强大的数据处理能力；根据用户的需求定义仪器的功能类型；主电路驱动控制模块选用三个2SD106A型号的驱动芯片组成六路驱动通道，采用PWM技术，实现对航空电瓶充放电的恒压、恒流的控制，大大简化了电路设计；数据采集模块选用USB 6211型号的数据采集卡，具有优良的数据采集性能，该数据采集卡采用了USB总线技术，可实现与计算机的即插即用，连接非常方便，且接口资源丰富。

附图说明

图1是本实用新型的一种航空电瓶充放电分析一体仪的工作过程框图；

图2是本实用新型的一种航空电瓶充放电分析一体仪的充放电主电路的电路原理图；

图3是本实用新型的一种航空电瓶充放电分析一体仪的主电路驱动控制模块的电路原理图；

图4是本实用新型的一种航空电瓶充放电分析一体仪的主电路驱动控制模块处于半桥工作模式的电路原理图；

图5是本实用新型的一种航空电瓶充放电分析一体仪的主电路驱动控制模块处于直接工作模式的电路原理图；

图6是本实用新型的一种航空电瓶充放电分析一体仪的数据采集模块的电路原理图；

图7是本实用新型的一种航空电瓶充放电分析一体仪的数据采集卡的电路原理图。

具体实施方式

为了更好的理解本实用新型，下面结合具体实施例和附图对本实用新型进行进一步的描述。

如图1至图7所示，本实用新型提供一种航空电瓶充放电分析一体仪，包括PC控制器、充放电主电路、主电路驱动控制模块和数据采集模块，所述PC控制器作为上位机用于进行数据的运算、处理、显示和存储，所述充放电主电路作为下位机用于对航空电瓶进行充放电，所述数据采集模块采集航空电瓶单格电池数据，所述航空电瓶单格电池数据包括航空电瓶单格电池的端电压、航空电瓶总电压和航空电瓶的充放电电流，所述主电路驱动控制模块用于为所述充放电主电路提供驱动信号并使得航空电瓶充放电过程处于恒压、恒流的状态，所述PC控制器与所述数据采集模块电性连接，所述数据采集模块与所述充放电主电路、所述主电路驱动控制模块电性连接，所述充放电主电路与所述主电路驱动控制模块电性连接。

进一步地，所述充放电主电路包括EMI整流滤波器、功率变换电路、高频整流滤波电路和放电buck电路，所述EMI整流滤波器由两个电解电容并联构成，所述电解电容的额定电压为450V，容量为1000μF。

进一步地，所述功率变换电路包括五个开关管Q₁、Q₂、Q₃、Q₄、Q₅和及四个二极管D₁、D₂、D₃、D₄，所述二极管D₁与所述开关管Q₁并联，所述二极管D₂与所述开关管Q₂并联，所述二极管D₃与所述开关管Q₄并联，所述二极管D₄与所述开关管Q₃并联，所述开关管Q₁、所述开关管Q₂、所述开关管Q₃和所述开关管Q₄构成桥式逆变电路，呈对角线导通起到换相的作用，所述二极管D₁、所述二极管D₂、所述二极管D₃和所述二极管D₄用于吸收瞬时过电压，所述开关管Q₅维持导通状态。

进一步地，所述放电buck电路由开关管Q₆、保护二极管D₇、续流二极管D₈、储能滤波电感器L₂、滤波电容器C₅及放电负载构成，开关管Q₆负责航空电瓶的恒流放电。放电buck电路有两种基本工作方式，一种是电感电流处于连续的工作模式；一种是电感电流处于断续的工作模式。电感电流连续与不连续的边界，就是电感电流出现不连续的临界点，放电buck电路开关管关断的终止点，即下一个周期开始的时刻t＝T S，电感电流刚好降至零。

电感电流出现不连续临界点的条件，可以用如下方法求取，电感电流的最小值为：

I_Lmin＝0，则临界点的输出电流表达式为：

此时的负载电流为电感电流临界连续的负载电流，用I_OG表示，欲使I_Lmin>0，必然要求I_O满足以下条件：

上述公式保证放电buck电路工作在电感电流连续状态，负载电流小于该电流I_OG时，电感电流将出现不连续现象。

在电感电流连续模式工作状态下，负载电流I_O的下限受临界电流I_OG所制约。在设计放电buck电路时，重载时工作在电感电流连续状态，轻载时工作在电感电流断续状态。轻载时为避免输出电压上升，驱动脉冲宽度应通过反馈控制，使其变得足够窄。在临界输出电压有一个微小的抖动使稳定性变差。为了使负载电流可以朝最小方向扩大调节范围，可以增加滤波电感量或开关频率，降低临界电流I_OG。

进一步地，所述开关管Q₅的开关频率比所述开关管Q₁、所述开关管Q₂、所述开关管Q₃和所述开关管Q₄的开关频率高一倍，通过调整所述开关管Q₅的占空比大小来调整输出电压。

进一步地，所述主电路驱动控制模块选用三个2SD106A型号的驱动芯片组成六路驱动通道，每个所述驱动芯片均采用双通道集成封装，驱动芯片由逻辑驱动接口LDI、智能栅极驱动IGD、DC/DC脉冲变压器三部分组成，逻辑驱动接口LDI对输入PWM信号进行编码，使其通过DC/DC脉冲变压器传输。由于逻辑驱动接口LDI内部带有施密特触发器，因此对输入信号无特殊的边沿陡峭度要求，并能提供状态信号反馈，设计为集电极开路方式，可以适应任何电平逻辑，并可产生死区时间，智能栅极驱动IGD接受来自DC/DC脉冲变压器的脉冲信号，对从DC/DC脉冲变压器接收的编码信号进行解码，并将其复原成原始PWM信号，将PWM信号放大实现信号驱动，DC/DC脉冲变压器用于将各驱动通道的驱动信号与功率变换电路隔离，并将每个通道的信息反馈给逻辑驱动接口LDI，同时为各个驱动通道提供工作电源，做到各驱动通道的电源隔离，整个主电路驱动控制模块对外只需要一个稳定的15V直流电源供电，所述驱动芯片的MOD引脚接GND实现半桥工作模式，所述驱动芯片的MOD引脚接VCC，所述驱动芯片的RC2和RC3引脚接GND实现直接工作模式。当驱动芯片处于半桥工作模式时，VL/R输入端接4.7V齐纳二极管，设置输入端InA和InB为TTL电平，InA端输入主电路驱动控制模块的驱动PWM信号，该信号由系统软件计算生成，通过数据采集卡的脉冲输出口P1.1输出，InB端为使能控制端，负责航空电瓶的充电使能控制，由数据采集卡的I/O口P1.2输出，当P1.2为高电平时，驱动芯片正常输出驱动信号，功率变换电路正常工作，主电路驱动控制模块工作于航空电瓶充电状态，当P1.2为低电平时，屏蔽驱动芯片的驱动输出，功率变换电路停止工作。故障状态时驱动芯片的输出端SO1和SO2连接在一起，两路故障为“或”的关系，一旦检测主电路驱动控制模块某支路发生故障，则使得InB端置低，主电路驱动控制模块的驱动信号关断。当驱动芯片处于半桥模式时，为保证主电路驱动控制模块的安全工作，要求驱动芯片的各驱动通道间有适当的死区时间，通过在RC端连接相应的电阻和电容可确定通道的死区时间。

进一步地，所述航空电瓶由20个单体电池串联组成，每个所述单体电池的电压为1.22V，对20个单体电池按照其在航空电瓶中串联的顺序，自低电压端向高电压端依次编号为1～20号电池。为了充分利用数据采集卡的输入量程，提高测量的精度，将20个电池分作5组，按组进行等比降压处理，各组电池的降压比例不同，高电压组的电池降压系数小，低电压电池组的降压系数大，这样使采集的电压即不超过数据采集卡的输入量程，又尽量保证较高的信号电压，提高测量精度。

进一步地，所述数据采集模块包括继电器电池短接模块、电压信号调理模块、测量通道扩展模块和数据采集卡，所述继电器电池短接模块包括继电器和电阻，所述继电器与所述单体电池电性连接，所述电阻与所述单体电池短接，所述电压信号调理模块用于将所述航空电瓶的电压信号与所述数据采集卡的输入范围相匹配，所述测量通道扩展模块选用MAX4579型号的多路开关对采集通道进行扩展，每个所述多路开关扩展四对采集通道，循环采集航空电瓶单格电池的端电压，所述数据采集卡的AI 5口采集航空电瓶总电压，所述数据采集卡的AI 6口采集航空电瓶的充放电电流并上传至上位机。航空电瓶总电压的采集测量结合单格电池的测量电路，采用参考地单端测量的连接方式，将航空电瓶的正极对地电压信号通过数据采集卡的模拟输入口AI 5接入，经过软件处理，生成前端曲线显示。航空电瓶充放电的最大电流为50A，选用型号为HAS-50的霍尔电流传感器，该传感器的电流测量范围为0～±50A，供电电源±15V，输出电压0～±4V，霍尔电流传感器的测量输出信号经滤波处理，由数据采集卡的模拟输入口AI 6采集至上位机PC，经软件处理，进行充放电电流曲线显示，既保证了电流采集的精度又实现了电路的安全隔离。选用型号为USB 6211的数据采集卡，USB 6211最多支持8对差分采集输入通道，选用MAX4579型号的多路开关将采集通道扩展为20对。

本实用新型的工作原理和工作过程如下：操作人员启动PC控制器，按下电源开关，在单格电池上连接电压测量线，在系统主界面右侧选择航空电瓶的各个测试功能项，点击按钮进入相应的测试界面。该设备可实现对航空电瓶的恒流充电、容量测试、小电流补充电、参数校准及报表传送及查询等功能，恒流充电包括恒流主充、补足充电以及小电流续充三个阶段，根据航空电瓶的充电状态和系统内部根据CMM手册设定充电时间，各充电阶段自动转换，容量测试就是通过恒流放电的方式实现对航空电瓶容量的测试，容量测试时，操作人员可视航空电瓶放电情况选择是否对航空电瓶作进一步短接电池的深度放电，如容量测试不合格等，参数校准主要用于生产厂家测量精度校准，不对用户开放，报表传送及查询用于手动传送本测试终端的测试数据和报表给主PC控制器，或查询、打印本测试终端完成的航空电瓶历史维护数据和报表文件，对航空电瓶的各项测试正常完成后，系统会自动停止。该设备将航空电瓶的充放电测试等功能集于一体，操作简单、人性化，可实现航空电瓶的全自动充放电测试，能够实时监测充放电过程中航空电瓶每个单格电池的电压变化情况，实时记录充放电数据，显示和打印充放电曲线，为航空电瓶的维护提供全面、科学的数据支持。

以上对本实用新型的实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本实用新型的较佳实施例，不能被认为用于限定本实用新型的实施范围。凡依本实用新型范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本专利涵盖范围之内。

Claims (8)

1.一种航空电瓶充放电分析一体仪，其特征在于：包括PC控制器、充放电主电路、主电路驱动控制模块和数据采集模块，所述PC控制器作为上位机用于进行数据的运算、处理、显示和存储，所述充放电主电路作为下位机用于对航空电瓶进行充放电，所述数据采集模块采集航空电瓶单格电池数据，所述航空电瓶单格电池数据包括航空电瓶单格电池的端电压、航空电瓶总电压和航空电瓶的充放电电流，所述主电路驱动控制模块用于为所述充放电主电路提供驱动信号并使得航空电瓶充放电过程处于恒压、恒流的状态，所述PC控制器与所述数据采集模块电性连接，所述数据采集模块与所述充放电主电路、所述主电路驱动控制模块电性连接，所述充放电主电路与所述主电路驱动控制模块电性连接。

2.根据权利要求1所述的一种航空电瓶充放电分析一体仪，其特征在于：所述充放电主电路包括EMI整流滤波器、功率变换电路、高频整流滤波电路和放电buck电路，所述EMI整流滤波器由两个电解电容并联构成，所述电解电容的额定电压为450V，容量为1000μF。

3.根据权利要求2所述的一种航空电瓶充放电分析一体仪，其特征在于：所述功率变换电路包括五个开关管Q₁、Q₂、Q₃、Q₄、Q₅和及四个二极管D₁、D₂、D₃、D₄，所述二极管D₁与所述开关管Q₁并联，所述二极管D₂与所述开关管Q₂并联，所述二极管D₃与所述开关管Q₄并联，所述二极管D₄与所述开关管Q₃并联，所述开关管Q₁、所述开关管Q₂、所述开关管Q₃和所述开关管Q₄构成桥式逆变电路，呈对角线导通起到换相的作用，所述二极管D₁、所述二极管D₂、所述二极管D₃和所述二极管D₄用于吸收瞬时过电压，所述开关管Q₅维持导通状态。

4.根据权利要求2所述的一种航空电瓶充放电分析一体仪，其特征在于：所述放电buck电路由开关管Q₆、保护二极管D₇、续流二极管D₈、储能滤波电感器L₂、滤波电容器C₅及放电负载构成。

5.根据权利要求3所述的一种航空电瓶充放电分析一体仪，其特征在于：所述开关管Q₅的开关频率比所述开关管Q₁、所述开关管Q₂、所述开关管Q₃和所述开关管Q₄的开关频率高一倍，通过调整所述开关管Q₅的占空比大小来调整输出电压。

6.根据权利要求1所述的一种航空电瓶充放电分析一体仪，其特征在于：所述主电路驱动控制模块选用三个2SD106A型号的驱动芯片组成六路驱动通道，每个所述驱动芯片均采用双通道集成封装，所述驱动芯片的MOD引脚接GND实现半桥工作模式，所述驱动芯片的MOD引脚接VCC，所述驱动芯片的RC2和RC3引脚接GND实现直接工作模式。

7.根据权利要求1所述的一种航空电瓶充放电分析一体仪，其特征在于：所述航空电瓶由20个单体电池串联组成，每个所述单体电池的电压为1.22V。

8.根据权利要求7所述的一种航空电瓶充放电分析一体仪，其特征在于：所述数据采集模块包括继电器电池短接模块、电压信号调理模块、测量通道扩展模块和数据采集卡，所述继电器电池短接模块包括继电器和电阻，所述继电器与所述单体电池电性连接，所述电阻与所述单体电池短接，所述电压信号调理模块用于将所述航空电瓶的电压信号与所述数据采集卡的输入范围相匹配，所述测量通道扩展模块选用MAX4579型号的多路开关对采集通道进行扩展，每个所述多路开关扩展四对采集通道，循环采集航空电瓶单格电池的端电压，所述数据采集卡的AI 5口采集航空电瓶总电压，所述数据采集卡的AI 6口采集航空电瓶的充放电电流并上传至上位机。