一种空速管/静压孔加温系统的制作方法

本发明涉及一种加温系统，特别涉及一种空速管/静压孔加温系统。

背景技术：

图1为传统加温系统原理图，可以看出，传统加温系统仅包括供电模块1、开关模块2、告警模块3、空速管加温模块4和显示模块5，系统构成较为简单。

图2是一个典型的传统加温系统,供电模块1为机上电源6、开关模块2为单刀双掷开关7、告警模块3为直流电流继电器8、空速管加温模块4为空速管内置加温电阻9、显示模块5为告警灯盒10。传统加温系统不为静压孔加温，因此系统还包括备用静压源11和静压源转换开关12。接通开关7时，机上电源6电流通过继电器8，加温电阻9开始工作；断开接通双位开关7时，空速管内置加温电阻9停止工作，继电器8无电流通过，告警灯盒10接到继电器8传来的告警信号，显示加温系统故障。

可以看出，传统的加温系统为简单系统，仅可人工开启或关闭，不具备自动判断能力。这就要求用户根据当前航空器环境，自行决定是否接通加温开关，例如在航空器起飞前一分钟内及时接通，落地后一分钟内及时断开，以及根据当前结冰情况决定是否提前开始加温，分散驾驶员精力。

其次，传统的加温系统通常仅为空速管加温，不为静压孔加温，当静压孔结冰堵塞时，驾驶员需突破锁线等限制措施，然后转动静压源转换开关，使用误差较大的备用静压源。

再次，传统的加温系统告警不区分“加温系统故障”与“加温系统关闭”，驾驶员发现告警后需进行二次判断，浪费驾驶员精力。

总体来说，传统的加温系统存在诸多不便，且有可能扩大指示误差。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题：提供一种能够自动为空速管和静压孔加热的系统。

本发明的技术方案：一种空速管/静压孔加温系统，其特征为：所述的系统包括判断模块15、空地测试模块16、温度测试模块17、空速管加温模块18和静压孔加温模块19，判断模块15接收空地测试模块16反馈的空地信号，和温度测试模块17反馈的环境温度信号；

判断模块15判断航空器的空地信息和环境温度，若航空器位于空中或环境温度低于临界值，则空速管加温模块18和静压孔加温模块19开始加温。

作为本技术方案的一种改进，所述的加温系统还包括模式选择模块14，模式选择模块14除权利要求1所述自动模式外，还包括断开模式和强制模式；

断开模式下，整个加温系统不工作；

强制模式下，整个加温系统强制工作。

作为本技术方案的一种改进，所述的加温系统还包括显示模块20，显示模块20区别显示“加温系统故障”、“加温系统关闭”。根据权利要求3所述的一种空速管/静压孔加温系统，其特征为：当显示模块20同时接收到判断模块15发来的多个告警信号时，显示模块20合并显示加温系统告警信息。

本发明的有益效果：空速管/静压孔加温系统既可人工开启和关闭加温功能，又可根据周围环境自动开启或关闭加温功能，简单、方便、快捷、智能。系统除为空速管加温外，同时为静压孔加温，无需使用误差较大的备用静压源，提高系统精度。系统还区分了“加温系统故障”与“加温系统关闭”两种不同告诫信息，另外，在双余度系统时，合并1、2套加温系统告警信息，用户可根据最简短的文字获取信息量最大、定位最准确的告警信息。

附图说明

图1为传统加温系统的原理图；

图2为传统加温系统案例；

图3为本发明的原理图；

图4为本发明的工作逻辑；

图5为本发明实施例。

图中：1为供电模块、2为开关模块、3为告警模块、4为空速管加温模块、5为显示模块、6为机上电源、7为单刀双掷开关、8为直流电流继电器、9为空速管内置加温电阻、10为告警灯盒、11为备用静压源、12为静压源转换开关、13为供电模块、14为模式选择模 块、15为判断模块、16为空地测试模块、17为温度测试模块、18为空速管加温模块、19为静压孔加温模块、20为显示模块、21为机上电源、22为单刀三掷开关、23为加温控制盒、24为空地开关、25为大气数据计算机、26为空速管内置加温电阻、27为静压孔内置加温电阻、28为综合显示系统

具体实施方式

下面结合附图对本技术方案做进一步详细说明。

空速管/静压孔自动加温系统由供电模块13、模式选择模块14、判断模块15、空地测试模块16、温度测试模块17、空速管加温模块18、静压孔加温模块19、显示模块20组成,见图3。

供电模块13的功能是为加温系统供给28vdc电源；模式选择模块14分为强制、自动、断开3个档位；空地测试模块16测试当前航空器是否处于空中，并输出给判断模块15；温度测试模块17测试当前环境温度，并输出给判断模块15；空速管加温模块18为空速管加温；静压孔加温模块19为静压孔加温；显示模块8显示告警信息。

判断模块15是系统的核心，判断模块15根据选择模块14的档位与空地测试模块16、温度测试模块17的反馈，自动接通或断开供电模块13输出给空速管加温模块18、静压孔加温模块19的电源；当模式选择模块14置于断开时，判断模块15输出加温系统断开告警信号，显示模块20显示空速管/静压孔加温系统断开告警信息；当模式选择模块14置于强制，或置于自动时，判断模块15自动检测空速管加温模块18、静压孔加温模块19是否正常工作，如未正常工作，输 出空速管加温故障告警信号或静压孔加温故障告警信号，显示模块20显示空速管加温故障告警信息或静压孔加温故障告警信息。空速管/静压孔自动加温系统逻辑见图4。当显示模块20同时接收到判断模块15发来的多个告警信号时，显示模块20合并显示加温系统告警信息。

空速管/静压孔自动加温系统工作逻辑详见图4。

空速管/静压孔加温系统具体实施方式参见图5，供电模块13为机上电源21、模式选择模块14为单刀三掷开关22、判断模块15为加温控制盒23、空地测试模块16为空地开关24、温度测试模块17为大气数据计算机25、空速管加温模块18为空速管内置加温电阻26、静压孔加温模块19为静压孔内置加温电阻27、显示模块20为综合显示系统28。空速管/静压孔加温系统由上述设备交联构成。

单刀三掷开关22有x、y、z三个档位，分为设为断开、自动、强制。当开关22置于断开档位时，机上电源21从系统断开；当开关22置于自动档位时，机上电源21从y触点为系统输出电流；当开关22置于强制档位时，机上电源21从z触点为系统输出电流。

加温控制盒23根据开关22输出触点的不同区别自动、强制两种档位。当开关22置于强制档位时，加温控制盒23将直接接通空速管内置加温电阻26、静压孔内置加温电阻27的电源，系统开始加温。

当开关22置于自动档位时，加温控制盒23根据空地开关24、大气数据计算机25传来的测试信号判断是否应当加温。当空地开关24反馈的信号表明航空器在空中，或当大气数据计算机25反馈的信号 表明环境温度低于临界温度，加温控制盒23接通空速管内置加温电阻26、静压孔内置加温电阻27的电源，系统开始加温。

如空速管内置加温电阻26、静压孔内置加温电阻27实际工作情况与理论工作情况不符，加温控制盒23输出相应故障告警。如单刀三掷开关22置于断开档位，加温控制盒23输出系统断开告警，提示用户系统当前处于断开状态。综合显示系统28接收并显示加温控制盒23输出的空速管、静压孔加温故障告警信息、断开告警信息。当综合显示系统28同时接收到多个告警信号时，综合显示系统28合并显示加温系统告警信息。