飛機(jī)上迎側(cè)角傳感器及空速管自動(dòng)加溫系統(tǒng)及控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于飛行控制技術(shù)，涉及一種飛機(jī)上迎側(cè)角傳感器及空速管自動(dòng)加溫系統(tǒng)及控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)上安裝有迎側(cè)角傳感器和空速管(大氣數(shù)據(jù)傳感器和全壓受感器含有空速管)。為防止飛機(jī)在空中飛行時(shí)，迎側(cè)角傳感器和空速管結(jié)冰，影響信號(hào)的測(cè)量，迎側(cè)角傳感器和空速管具有加溫功能。是否執(zhí)行加溫通過(guò)加溫開(kāi)關(guān)控制，加溫開(kāi)關(guān)為單刀雙擲開(kāi)關(guān)，開(kāi)關(guān)閉合時(shí)執(zhí)行加溫，開(kāi)關(guān)斷開(kāi)時(shí)停止加溫。飛機(jī)在地面時(shí)，如果長(zhǎng)時(shí)間執(zhí)行加溫，會(huì)損壞迎側(cè)角傳感器和空速管，所以，在地面時(shí)，加溫開(kāi)關(guān)處于斷開(kāi)位置。飛行員執(zhí)行飛行任務(wù)時(shí)，在飛機(jī)飛行前需完成迎側(cè)角傳感器和空速管加溫檢查，檢查前閉合加溫開(kāi)關(guān)，檢查后斷開(kāi)加溫開(kāi)關(guān)；飛機(jī)滑跑起飛前接通加溫開(kāi)關(guān)，飛機(jī)著陸后斷開(kāi)開(kāi)關(guān)。執(zhí)行一次飛行任務(wù)至少需操作4次加溫開(kāi)關(guān)，操作步驟過(guò)多，影響效率。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是:提供一種操作步驟簡(jiǎn)單、高效率的飛機(jī)上迎側(cè)角傳感器及空速管自動(dòng)加溫系統(tǒng)及控制方法。
[0004]本發(fā)明的技術(shù)方案是:
[0005]一種飛機(jī)上迎側(cè)角傳感器及空速管自動(dòng)加溫系統(tǒng)，其特征為:所述系統(tǒng)包括四臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)、一個(gè)加溫控制盒、一個(gè)加溫開(kāi)關(guān)、一個(gè)前起落架收放開(kāi)關(guān)、兩個(gè)迎側(cè)角傳感器及四個(gè)空速管，所述加溫控制盒包括四選三多數(shù)有效表決邏輯模塊和繼電器控制模塊，其中:
[0006]a)電傳控制計(jì)算機(jī)
[0007]每臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)分別進(jìn)行加溫指令生成邏輯運(yùn)算；電傳控制計(jì)算機(jī)根據(jù)表速、前機(jī)輪承載信號(hào)、主機(jī)輪承載信號(hào)、前起落架收放信號(hào)和飛行前自檢測(cè)狀態(tài)得出加溫指令，其邏輯為:飛機(jī)起飛前，四臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)執(zhí)行自檢測(cè)任務(wù)，每臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)發(fā)出一個(gè)自檢測(cè)指令，此自檢測(cè)指令即作為加溫指令；飛機(jī)起飛滑跑后，每臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)判斷出:表速> 160km/h且(前起落架收起或主輪非承載或前輪非承載任一滿(mǎn)足)后，每臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)發(fā)出一個(gè)加溫指令，電傳控制計(jì)算機(jī)把加溫指令送給加溫控制盒的四選三多數(shù)有效表決邏輯模塊；
[0008]b)加溫控制盒的四選三多數(shù)有效表決邏輯模塊
[0009]四臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)發(fā)出的加溫指令送至加溫控制盒后，在加溫控制盒內(nèi)的四選三多數(shù)有效表決邏輯模塊實(shí)現(xiàn)四選三多數(shù)有效表決邏輯，加溫指令經(jīng)過(guò)四選三多數(shù)有效表決后得出表決后加溫指令，這樣確保了加溫指令的準(zhǔn)確、可靠；所述四選三多數(shù)有效表決邏輯為:當(dāng)三個(gè)或四個(gè)電傳控制計(jì)算機(jī)輸出加溫指令，經(jīng)過(guò)四選三多數(shù)有效表決后，輸出信號(hào)為有加溫指令，否則為無(wú)加溫指令；
[0010]加溫控制盒的四選三多數(shù)有效表決邏輯模塊將表決后加溫指令送給加溫開(kāi)關(guān)；
[0011]C)加溫開(kāi)關(guān)
[0012]加溫開(kāi)關(guān)為單刀雙擲開(kāi)關(guān)，功能為:開(kāi)關(guān)閉合時(shí)，表決后加溫指令可以通過(guò)加溫開(kāi)關(guān)，向后端傳輸；開(kāi)關(guān)斷開(kāi)時(shí)，表決后加溫指令無(wú)法通過(guò)加溫開(kāi)關(guān)，停止向后端傳輸；
[0013]經(jīng)過(guò)加溫開(kāi)關(guān)的表決后加溫指令送至加溫控制盒的繼電器控制模塊；
[0014]d)加溫控制盒的繼電器控制模塊
[0015]加溫控制盒的繼電器控制模塊實(shí)現(xiàn)表決后加溫指令的功率放大功能及繼電器控制功能；加溫控制盒的繼電器控制模塊包括四個(gè)繼電器:繼電器W、繼電器K1、繼電器K2和繼電器K3 ;繼電器Kl、繼電器K2和繼電器K3分別控制交流115V加溫電源給迎側(cè)角傳感器和空速管加溫；從加溫開(kāi)關(guān)來(lái)的表決后加溫指令信號(hào)最大帶載電流為20mA，無(wú)法帶動(dòng)繼電器K1、K2、K3工作，因此在加溫控制盒內(nèi)設(shè)置一個(gè)繼電器W，實(shí)現(xiàn)功率放大功能；
[0016]表決后加溫指令控制繼電器W吸合或斷開(kāi)，加溫控制盒接收從機(jī)上電源來(lái)的28V供電，繼電器W吸合后，送出28V，此28V電源在加溫控制盒內(nèi)部壓接為三路，兩路分別給至繼電器Kl和繼電器K2;—路從加溫控制盒輸出接至前起落架收放開(kāi)關(guān)后接回，給至繼電器K3，控制繼K1、K2和Κ3吸合或斷開(kāi)；加溫控制盒接收從機(jī)上電源來(lái)的115V交流供電，繼電器Κ1、Κ2、Κ3控制115V交流電源的輸出；115V交流電源送至迎側(cè)角傳感器和空速管。
[0017]e)迎側(cè)角傳感器、空速管
[0018]從加溫控制盒輸出的115V交流電源供至迎側(cè)角傳感器和空速管，迎側(cè)角傳感器和空速管啟動(dòng)加溫功能，執(zhí)行加溫，迎側(cè)角傳感器和空速管將加溫的結(jié)果反饋給電傳控制計(jì)算機(jī)，從而判斷加溫情況。
[0019]一種使用上述飛機(jī)上迎側(cè)角傳感器及空速管自動(dòng)加溫系統(tǒng)的控制方法，其特征為所述控制方法包括以下步驟:
[0020]步驟一，輸入信號(hào)判斷及加溫指令生成
[0021]飛機(jī)起飛前四臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)執(zhí)行自檢測(cè)任務(wù)，或起飛滑跑后表速> 160km/h且(前起落架收起或主輪非承載或前輪非承載任一滿(mǎn)足)時(shí)，發(fā)出四個(gè)帶載電流為20mA的加溫指令給加溫控制盒；
[0022]步驟二，四選三多數(shù)有效表決
[0023]加溫控制盒對(duì)四個(gè)加溫指令進(jìn)行四選三多數(shù)有效表決，生成一個(gè)表決后加溫指令，將表決后加溫指令發(fā)送給加溫開(kāi)關(guān)；
[0024]步驟三，交流加溫電源輸出
[0025]加溫開(kāi)關(guān)閉合后，將表決后加溫指令送回加溫控制盒，表決后加溫指令控制加溫控制盒內(nèi)繼電器工作，控制由飛機(jī)提供的交流115V電源輸出給迎側(cè)角傳感器及空速管；
[0026]步驟四，執(zhí)行加溫及結(jié)果反饋
[0027]迎側(cè)角傳感器及空速管得到交流115V電源后，實(shí)現(xiàn)迎側(cè)角傳感器及空速管的加溫；迎側(cè)角傳感器和空速管將加溫的結(jié)果反饋給電傳控制計(jì)算機(jī)，從而判斷加溫情況。
[0028]本發(fā)明的有益效果是:本發(fā)明飛機(jī)上迎側(cè)角傳感器及空速管自動(dòng)加溫系統(tǒng)及控制方法，設(shè)計(jì)迎側(cè)角傳感器及空速管自動(dòng)加溫系統(tǒng)，通過(guò)自動(dòng)加溫的控制方法，實(shí)現(xiàn)迎側(cè)角傳感器及空速管自動(dòng)加溫，使加溫控制由人工控制轉(zhuǎn)變?yōu)樽詣?dòng)控制，無(wú)需飛行員操縱加溫開(kāi)關(guān)，提尚人機(jī)工效，提尚自動(dòng)化程度。
【附圖說(shuō)明】
[0029]圖1本發(fā)明中的加溫指令生成邏輯示意圖。
[0030]圖2本發(fā)明中的加溫控制盒原理示意圖。
[0031]圖3本發(fā)明中的自動(dòng)加溫電氣原理示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0032]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】做進(jìn)一步說(shuō)明。
[0033]本發(fā)明飛機(jī)上迎側(cè)角傳感器及空速管自動(dòng)加溫系統(tǒng)包括四臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)、一個(gè)加溫控制盒、一個(gè)加溫開(kāi)關(guān)、一個(gè)前起落架收放開(kāi)關(guān)，兩個(gè)迎側(cè)角傳感器及四個(gè)空速管。
[0034]迎側(cè)角傳感器及空速管的加溫在飛機(jī)飛行前進(jìn)行加溫自檢測(cè)時(shí)需要執(zhí)行，空中飛行時(shí)需要執(zhí)行，其余時(shí)刻為停止加溫狀態(tài)，依據(jù)使用需求進(jìn)行設(shè)計(jì)。下面分別對(duì)自動(dòng)加溫系統(tǒng)的各個(gè)部件進(jìn)行描述，說(shuō)明自動(dòng)加溫系統(tǒng)的【具體實(shí)施方式】。
[0035]a)電傳控制計(jì)算機(jī)
[0036]自動(dòng)加溫系統(tǒng)包含有四臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)，每臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)分別進(jìn)行加溫指令生成邏輯運(yùn)算。電傳控制計(jì)算機(jī)根據(jù)表速、前機(jī)輪承載信號(hào)、主機(jī)輪承載信號(hào)、前起落架收放信號(hào)和飛行前自檢測(cè)狀態(tài)得出加溫指令，綜合邏輯示意圖見(jiàn)圖1。圖中給出一臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)的加溫指令生成邏輯，其余三臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)的邏輯與此相同。
[0037]邏輯為:飛機(jī)起飛前，四臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)執(zhí)行自檢測(cè)任務(wù)，每臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)發(fā)出一個(gè)自檢測(cè)指令，此自檢測(cè)指令即作為加溫指令；飛機(jī)起飛滑跑后，每臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)判斷出:表速> 160km/h且(前起落架收起或主輪非承載或前輪非承載任一滿(mǎn)足)后，每臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)發(fā)出一個(gè)加溫指令，電傳控制計(jì)算機(jī)把加溫指令送給加溫控制盒；
[0038]b)加溫控制盒的四選三多數(shù)有效表決邏輯模塊
[0039]自動(dòng)加溫系統(tǒng)包含有一臺(tái)加溫控制盒，加溫控制盒實(shí)現(xiàn)的功能包括四選三多數(shù)有效表決邏輯和繼電器控制功能(見(jiàn)圖2)。上一段說(shuō)明了有四臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)分別進(jìn)行加溫指令生成邏輯運(yùn)算。這就可能存在一個(gè)問(wèn)題是:如某一臺(tái)或兩臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)錯(cuò)誤的發(fā)出加溫指令，而其余電傳控制計(jì)算機(jī)沒(méi)有發(fā)出加溫指令，即每臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)發(fā)出的指令不一致，這就會(huì)造成加溫指令混亂，為解決該問(wèn)題，將四臺(tái)電傳控制計(jì)算機(jī)發(fā)出的加溫指令送至加溫控制盒(見(jiàn)圖3)。在加溫控制盒內(nèi)實(shí)現(xiàn)四選三多數(shù)有效表決邏輯，加溫指令經(jīng)過(guò)四