增强的皮拖管电源管理系统和方法与流程

背景技术：

法航447航班是从巴西里约热内卢飞往法国巴黎的定期乘客国际航班，于2009年6月1日坠毁。由法国航空公司运营的空中客车a330进入空气动力学失速，它未从该失速中恢复。因此，飞机坠入大西洋并且飞机上的228名乘客和机组人员中无人幸免于难。法国调查和分析局(bea)于2012年7月5日发布了飞机的最终坠毁报告。该报告得出的结论是，飞机骤然坠落38,000英尺并在仅3分30秒内坠毁，因为飞行员暂时失去了重要的空速信息。bea的空难调查人员推测，飞机的速度传感器或“皮托管”发生故障，因为它们被高海拔处形成的冰晶阻挡。根据报道，这些故障导致飞机的自动驾驶仪停止，并且当“失速警告被触发且飞机停转”时，飞机爬升至38,000英尺。不幸的是，机组人员未能正确地反应并且无法使飞机从失速中恢复。

随后，由于事故，修改了与“皮托管结冰”相关的政府和行业标准以要求飞机制造商用不易结冰的皮托管替换现有的皮托管。像这样，为了增加它们对结冰的抵抗性，已经采用了具有内部加热元件的皮托管。然而，这些加热元件具有固定的抵抗性，并且当在温暖的环境中(例如，在地面上、在夏季期间、在赤道区域内等)在飞机上通电时倾向于变得非常热。因此，现有皮托管的故障率显著增加，并且它们的平均故障间隔时间(mtbf)显著减小。就这一点而言，由于皮托管更换通常花费长达24小时，因此飞机维护和/或停用时间已经显著增加。此外，机组乘员和维护人员对飞机在地面时接触皮托管(管温超过400℃)的危险表示担忧。

因此，需要可用于增强皮托管的使用寿命和所涉人员的安全性的技术。

技术实现要素：

本文公开的实施方案提出了用于监测和控制施加到皮托管中的一个或多个加热元件的电力的电源管理系统和方法，该皮托管例如用作诸如飞机的交通工具的速度传感器。

附图说明

当考虑到优选实施方案的描述和以下附图时，本公开的实施方案可以更容易理解，并且其进一步的优点和用途更加显而易见，在附图中：

图1是示出可用于实现本发明的一个示例实施方案的系统的简化示意框图。

图2是示出可用于实现本发明的一个示例实施方案的方法的流程图。

图3是示出可用于实现本发明的一个示例实施方案的系统的示意图。

根据惯例，所描述的各种特征部未必按比例绘制，而是用于强调与本公开相关的特征部。参考字符在所有图和文本中表示类似的元件。

具体实施方式

在以下详细描述中，参考形成其一部分的附图，并且在附图中通过可以实践这些实施方案的具体说明性实施方案的方式来示出。对这些实施方案进行了足够详细的描述，以使本领域技术人员能够实践这些实施方案，并且应当理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可以利用其他实施方案，并且可以作出逻辑改变、机械改变和电气改变。因此，以下详细描述不应被视为具有限制意义。

图1是示出可用于实现本发明的一个示例实施方案的系统100的简化示意框图。例如，在一个实施方案中，系统100是用于监测和控制施加到皮托管中的一个或多个加热元件的电力的电源管理系统。在一些实施方案中，例如，皮托管是用于交通工具(诸如飞机)的速度传感器。参考图1所示的示例性实施方案，系统100包括皮托管102(由虚线指示)。一个或多个加热元件104a-104d设置在皮托管102内。尽管在该例示性实施方案中示出了四个加热元件104a-104d，但其他实施方案可以在皮托管内包括多于或少于四个加热元件。对于该示例实施方案，第一加热元件104a的标称电阻为5kω，第二加热元件104b的标称电阻为60ω，第三加热元件104c的标称电阻为300ω，并且第四加热元件104d的标称电阻为128ω。在其他实施方案中，在特定皮托管中利用的加热元件可以具有与在该例示性实施方案中描绘的电阻不同的电阻。

对于该实施方案，系统100还包括电耦接到第一加热元件104a的第一输入和中性线(n)的电压调节器106以及电耦接到第一加热元件104a的第二输入和115vac电力线(h)的电压整流器108。115vac电力线(h)还电耦接到四个加热元件104b-104d中的每一个加热元件的输入。第四加热元件104d的第二输入电耦接到中性线(n)。因此，对于该示例实施方案，电压调节器106和电压整流器108可以产生递送到系统100的控制部件的经调节(稳定)的dc电压(例如，xvdc)，如下面详细描述的。值得注意的是，对于该示例实施方案，电压调节器106和整流器108被设计为容错的，并由此为每个控制部件110-120提供可靠的电源。就这一点而言，电压调节器106的一个输出122电耦接到每个控制部件110-120的输入(例如，电源输入)端子，并由此提供经调节的dc电压(例如，xvdc)以为每个控制部件110-120供电。而且，对于该示例实施方案，电压调节器106的第二输出123(例如，状态和控制)电耦接到通信总线124。像这样，对于该实施方案，每个控制部件110-120可以经由通信总线124向电压调节器106传输状态和控制数据以及从该电压调节器接收状态和控制数据。

对于该示例实施方案，系统100的控制部件包括处理器复合体110、数据收发器112、温度检测器114、第一电源开关116、功率监测器118和第二电源开关120。例如，处理器复合体110可以包括数字逻辑时钟、易失性和非易失性存储器、数字处理器(例如，中央处理单元或cpu、微处理器或微控制器等)、以及合适的处理器支持功能诸如，例如看门狗定时器。例如，看门狗定时器可以用于检测处理器复合体110的故障并从处理器复合体110的故障中恢复。在正常操作期间，处理器(例如，cpu)规律地重置看门狗定时器以防止其流逝或“超时”。如果发生处理故障，则处理器复合体110在输出126处断言“故障”指示(例如，信号)。“故障”信号耦接到故障检测器128的第一输入130，该故障检测器由施加到第二输入132的经调节电压(例如，yvdc，通常独立于xvdc)供电。响应于在输入130处接收到“故障”信号，故障检测器128生成第一“覆盖”信号并将第一“覆盖”信号从第一输出134传输到第一电源开关116的输入(例如，“覆盖1”)，以及生成第二“覆盖”信号并将第二“覆盖”信号从第二输出136传输到第二电源开关120的输入(例如，“覆盖2”)。因此，第一“覆盖1”信号覆盖第一电源开关116的当前状态，使得加热元件104b变为或保持通电。类似地，第二“覆盖2”信号覆盖第二电源开关120的当前状态，使得加热元件104c变为或保持通电。此外，对于该实施方案，故障检测器128还经由数据通信线137将“故障”指示或信号传输到数据收发器138，该数据收发器继而经由数据通信线路140将“故障”指示或信号传输到(例如，飞机内)通信总线129。例如，在一个实施方案中，通信总线129可以根据现有的民用航空(例如，arinc429)或军用航空(例如，milstd1553)通信协议来操作。

在一个实施方案中，处理器复合体110还为由例如在所涉及的飞机上的皮托管102传输的空速数据提供静态和动态补偿。像这样，处理器复合体110可以用于通过响应于(或甚至在其之前)在空中暴露到飞机的环境或地面上而“智能地”控制加热元件104a-104d的通电和断电来优化性能并增强皮托管的mtbf。数据收发器112被配置为经由通信链路127将数据和控制信息从飞机内通信总线129耦接到通信总线124以及从该通信总线耦接到该飞机内通信总线。像这样，数据收发器112实现了飞机内通信。例如，在一个实施方案中，飞机内通信可以利用现有的“物联网”(iot)通信协议来向所涉及的机组人员、维护人员、制造商和/或监管机构提供分析洞察和趋势信息。

温度检测器114跟踪加热元件104a-104d的状态并由此提供皮托管102的温度的估计。值得注意的是，皮托管102的主要功能是向所涉及的飞机上的空气数据计算机提供静态气压信息。温度检测器114的功能是帮助控制和防止在皮托管102上形成冰，使得皮托管可以继续向空气数据计算机提供静态气压信息，这继而补偿其他因素并由此确定所涉及的飞机的空速。

第一电源开关116和第二电源开关120由处理器复合体110经由通信总线124控制以使相应的加热元件104b、104c通电或断电。继而，经由通信总线124将每个电源开关116、120的状态(例如，通电或断电)提供回处理器复合体110。如上所述，故障检测器128提供高度可靠的故障安全覆盖功能性，其可以使每个电源开关116、120通电并由此保持加热以对皮托管102除冰(例如，如果检测到处理故障)。功率监测器118跨加热元件104a-104d耦接以监测加热元件104a-104d的总输出功率。例如，在一个实施方案中，功率监测器118可以用于检测跨加热元件的半波功率特征，其可以指示飞机在地面上。在另一个实施方案中，功率监测器118可以用于识别其他功率特征以供处理器复合体110进行适当处理。

图2是示出可用于实现本发明的一个示例实施方案的方法200的流程图。参考图2和图1所示的示例实施方案，示例性方法200开始于处理器复合体110访问通信总线124并确定皮托管102的温度(202)。例如，在一个实施方案中，温度检测器116可以经由通信总线124提供皮托管温度信息。在第二实施方案中，功率监测器118可以例如检测由加热元件104a-104d利用的功率的量值，并且处理器复合体110可以利用该功率信息来估计皮托管102的温度。接下来，处理器复合体110确定皮托管102的温度是否小于第一值(204)。例如，在一个实施方案中，如果确定皮托管102的温度小于第一值，则处理器复合体110可以通过增加皮托管的加热来作出响应。就这一点而言，处理器复合体110在通信总线124上传输控制信号以使皮托管102中的加热元件104a-104d中的至少一个加热元件通电(206)。例如，如果皮托管102的温度被认为足够低以至于需要除冰，则处理器复合体110可以使加热元件104a-104d中的一个或多个加热元件通电。

返回到框(204)，如果皮托管温度不小于第一值，则处理器复合体110确定皮托管102的温度是否大于第二值(208)。例如，在一个实施方案中，如果确定皮托管102的温度大于第二值，则处理器复合体110可以通过减少皮托管的加热来作出响应。就这一点而言，处理器复合体110在通信总线124上传输控制信号以使皮托管102中的加热元件104a-104d中的至少一个加热元件断电(210)。例如，如果皮托管102的温度被认为足够高以至于对人员造成安全危害，则处理器复合体110可以使加热元件104a-104d中的一个或多个加热元件断电。

接下来，故障检测器128确定是否已检测到处理“故障”(212)。例如，在图1中描绘的例示性实施方案中，如果处理器复合体110确定已经发生处理故障，则处理器复合体110从输出126传输“故障”信号，该信号由故障检测器128在输入130处接收。像这样，如果发生这种处理故障，则故障检测器128(例如，作为独立于处理器复合体110的故障安全条件)可以生成第三控制信号(例如，在输出134、136处)，其覆盖第一电源开关116和第二电源开关120的当前状态，并且对于该实施方案，使加热元件104b和104c通电(214)。然后流程返回到(202)。而且，如果(在212处)故障检测器128未检测到故障，则流程返回到(202)。

图3是示出可用于实现本发明的一个示例实施方案的系统300的示意图。参考图3，示例性系统300包括交通工具302。对于图3中描绘的例示性实施方案，交通工具302是飞机(例如，通用航空飞机、军用飞机、无人驾驶飞行器(uav)或无人驾驶飞机等)。然而，在第二实施方案中，交通工具302可以是例如导弹、制导炸弹、大口径射弹(例如，弹药)、海基交通工具、陆基交通工具、或者能够利用一个或多个皮托管来感测例如所涉及交通工具的速度的任何其他交通工具。

对于该例示性实施方案，皮托管304附接到交通工具302的下侧。尽管示出了一个皮托管304，但可以将多于一个皮托管附接到交通工具302。例如，皮托管304可以用于感测管中的静态压力和总压力，并且交通工具机载的数据处理器(例如，空气数据计算机或adc)可以将所感测的静态压力和总压力转换为空速值。像这样，皮托管304用于确定交通工具302的空速。在任何情况下，一个或多个附加皮托管可以附接到交通工具302以便为交通工具302的(例如，飞行)系统和操作者提供附加(例如，备用)空速指示。

系统300还包括电源管理系统306。例如，在一个实施方案中，电源管理系统306可以是图1所示的电源管理系统100。而且，例如，皮托管304可以是图1所示的皮托管102。因此，对于该例示性实施方案，在合适的通信总线(例如，图1中的飞机内通信总线129)上利用数据，电源管理系统306监测和控制施加到位于皮托管304中的加热元件(例如，图1中的104a-104d)中的每一个加热元件的电力。像这样，根据本说明书的教导，电源管理系统306可以用于通过控制施加到皮托管中的加热元件的电力来对皮托管304进行除冰，并且如果不需要除冰(例如，交通工具302静止和/或在地面上)，则移除施加到加热元件的电力。

应当理解，上述实施方案和例示性附图的元件可能以彼此的各种组合使用，以产生明确意图在本公开的范围内的又一些另外实施方案。

示例实施方案

实施例1包括一种电源管理系统，该电源管理系统包括：皮托管；一个或多个加热元件，该一个或多个加热元件设置在该皮托管中；一个或多个电源开关，其中该一个或多个电源开关中的每个电源开关耦接到相应的加热元件并被配置为响应于控制信号而使相应的加热元件通电或断电；温度检测器，该温度检测器耦接到皮托管并被配置为确定皮托管的温度；以及处理器复合体，该处理器复合体耦接到一个或多个电源开关和温度检测器，并被配置为至少响应于皮托管的确定的温度或检测到故障输出控制信号，以通过相应的一个或多个电源开关中的至少一个相应电源开关来使加热元件中的至少一个加热元件通电或断电。

实施例2包括根据实施例1所述的电源管理系统，还包括：数据收发器，该数据收发器至少耦接到处理器复合体和飞机内通信总线。

实施例3包括根据实施例1-2中任一项所述的电源管理系统，其中皮托管附接到陆基、海基或空基交通工具。

实施例4包括根据实施例1-3中任一项所述的电源管理系统，其中皮托管附接到飞机上。

实施例5包括根据实施例1-4中任一项所述的电源管理系统，还包括故障检测器，该故障检测器耦接到处理器复合体并被配置为如果检测到故障则控制一个或多个电源开关来使相应的加热元件通电。

实施例6包括根据实施例1-5中任一项所述的电源管理系统，还包括功率监测器，该功率监测器耦接到处理器复合体和一个或多个加热元件并被配置为检测指示交通工具状态的功率特征。

实施例7包括根据实施例1-6中任一项所述的电源管理系统，其中空基交通工具是导弹、制导炸弹或大口径射弹。

实施例8包括根据实施例1-7中任一项所述的电源管理系统，其中处理器复合体、温度检测器和一个或多个电源开关通过通信总线可通信地彼此耦接。

实施例9包括根据实施例1-8中任一项所述的电源管理系统，其中处理器复合体包括耦接到故障检测器的输入的故障指示输出。

实施例10包括根据实施例1-9中任一项所述的电源管理系统，还包括第二数据收发器，该第二数据收发器耦接到故障检测器和飞机内通信总线。

实施例11包括一种方法，该方法包括：确定皮托管的温度；如果皮托管的温度小于第一值，则传输第一控制信号以使皮托管中的至少一个加热元件通电；如果皮托管的温度不小于第一值，则确定皮托管的温度是否大于第二值；以及如果皮托管的温度大于第二值，则传输第二控制信号以使皮托管中的至少一个加热元件断电。

实施例12包括根据实施例11所述的方法，还包括：确定是否检测到处理器故障；以及如果检测到处理器故障，则传输第三控制信号以使皮托管中的多个加热元件通电。

实施例13包括根据实施例11-12中任一项所述的方法，其中如果皮托管的温度小于第一值，则传输第一控制信号以使皮托管中的多个加热元件通电。

实施例14包括根据实施例12-13中任一项所述的方法，其中传输第三控制信号包括覆盖与皮托管中的加热元件相关联的至少一个电源开关的状态，并且使皮托管中的加热元件通电。

实施例15包括根据实施例12-14中任一项所述的方法，其中如果检测到处理器故障，则在飞机内通信总线上传输处理器故障的信号指示。

实施例16包括根据实施例11-15中任一项所述的方法，其中确定皮托管的温度包括与皮托管相关联的温度检测器确定皮托管的温度，以及将所确定的温度耦接到与温度检测器和皮托管相关联的处理器复合体。

实施例17包括一种系统，所述系统包括：交通工具；皮托管，该皮托管附接到该交通工具；以及电源管理系统，该电源管理系统耦接到皮托管，其中电源管理系统包括：一个或多个加热元件，该一个或多个加热元件设置在皮托管中；一个或多个电源开关，其中该一个或多个电源开关中的每个电源开关耦接到相应的加热元件，并被配置为响应于控制信号而使相应的加热元件通电或断电；温度检测器，该温度检测器耦接到皮托管并被配置为确定皮托管的温度；和处理器复合体，该处理器复合体耦接到一个或多个电源开关和温度检测器并被配置为至少响应于皮托管的确定的温度或检测到故障输出控制信号，以通过相应的一个或多个电源开关中的至少一个相应电源开关来使加热元件中的至少一个加热元件通电或断电。

实施例18包括根据实施例17所述的系统，其中交通工具包括飞机。

实施例19包括根据实施例17-18中任一项所述的系统，其中皮托管经由通信总线通信地耦接到电源管理系统。

实施例20包括根据实施例17-19中任一项所述的系统，其中电源管理系统还包括故障检测器，该故障检测器耦接到处理器复合体并且被配置为如果检测到故障则控制一个或多个电源开关来使相应的加热元件通电。

尽管本文已说明和描述了特定实施方案，但本领域的普通技术人员将认识到，经计算以实现相同目的的任何布置可替代所展示的特定实施方案。本申请旨在覆盖所提出的实施方案的任何修改或变型。因此，显而易见的是，实施方案仅受权利要求书及其等同物所限制。