飞机大气数据系统的加温控制装置的制作方法

本实用新型涉及飞机的大气数据系统及对其加温的加温装置，尤其涉及飞机大气数据系统的加温控制装置。

背景技术：

大气数据加温控制器属于飞机大气数据系统所属设备，主要用于控制空速管、静压孔、总温传感器、攻角传感器等设备的加温状态，并对其完好性进行实时监控。

现有的飞机上使用的加温控制器主要包括以下两种：

1)全功率加温控制，工作模式包括设备自测试和负载全功率加温完好性监控；

2)多等级功率加温控制，工作模式包括设备自测试、负载半功率加温完好性监控和负载全功率加温完好性监控。

然而，上述已有的加温控制器无法根据飞机的不同运行状态切换和执行对负载设备的完好性检查的工作模式以及加热的工作模式，自动化程度不高，需要的人工介入过多。

因此，亟需一种可自主完成对飞机大气数据系统的负载设备的完好性检查及加温控制的控制装置。

技术实现要素：

本实用新型要解决的技术问题是为了克服现有飞机大气数据系统的加温控制装置无法根据飞机的不同运行状态切换和执行对负载设备的完好性检查及加热的缺陷，提出一种飞机大气数据系统的加温控制装置。

本实用新型是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：

本实用新型提供了一种飞机大气数据系统的加温控制装置，其特点在于，其包括：

电源模块，其包括独立配置的自测试电源、负载测试电源、半功率加温电源和全功率加温电源；

连接于加温控制电路中的相互串联的第一多路开关和第二多路开关，第一多路开关和第二多路开关的默认位置分别连接所述自测试电源和自测试电路；

控制模块，用于接收测试启动信号、发动机开车信号以及空地状态信号，并且配置为根据接收到的信号控制第一多路开关与电源模块的不同电源选择性地连接和以及控制第二多路开关与所述自测试电路和工作电路选择性地连接；

故障监控模块，用于监测所述自测试电路及所述工作电路中的电流是否低于预设的电流阈值并提供报警。

较佳地，所述控制模块配置为以如下方式控制第一多路开关和第二多路开关：

当接收到所述测试启动信号时，控制第一多路开关和第二多路开关分别切换为连接所述负载测试电源和工作电路；当接收到所述发动机开车信号以及表征飞机处于地面的空地状态信号时，控制第一多路开关和第二多路开关分别切换为连接所述半功率加温电源和所述工作电路；当接收到所述发动机开车信号以及表征飞机处于空中的空地状态信号时，控制第一多路开关和第二多路开关分别切换为连接所述全功率加温电源及所述工作电路；

所述故障监控模块用于在第一多路开关和第二多路开关处于默认位置时检测所述自测试电路的电流是否低于第一电流阈值，并在检测到的电流低于第一电流阈值时提供报警，以及在第一多路开关和第二多路开关处于非默认位置时检测所述工作电路的电流是否低于第二电流阈值，并在检测到的电流低于第二电流阈值时提供报警。

较佳地，所述自测试电路串联有第一电感，所述工作电路串联有第二电感，所述故障监控模块包括第三电感、比较器和报警装置，其中第三电感与第一电感、第二电感分别形成互感器，所述比较器用于将流经第三电感的电流与预设的基准电流值进行比较，并在流经第三电感的电流小于所述基准电流值时，由所述报警装置提供报警。

较佳地，所述加温控制装置还包括用于发出所述测试启动信号的测试控制板。

在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本实用新型各较佳实例。

本实用新型的积极进步效果在于：

本实用新型的飞机大气数据系统的加温控制装置可利用发动机状态信号、飞机空地状态信号等信号实现根据飞机的不同运行状态切换和执行对负载设备的完好性检查及加热，明显提高了加温控制装置的自动化程度，并可被用于实现在飞行前准备阶段对负载设备完好性的检查以消除存在隐蔽故障的风险。

附图说明

图1为本实用新型一较佳实施例的飞机大气数据系统的加温控制装置的示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图，进一步对本实用新型的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本实用新型的限制，任何的其他类似情形也都落入本实用新型的保护范围之中。

在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本实用新型的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。

飞机大气数据系统包括待加温的负载设备，诸如空速管、静压孔、总温传感器、攻角传感器等。应当理解的是，在此所称的“待加温”是指，在飞机正常飞行时，飞机大气数据系统中的这些负载设备通常需要加温以正常工作。

参考图1所示，根据本实用新型的较佳实施方式的飞机大气数据系统的加温控制装置，包括电源模块、故障监控模块、多个多路开关、控制多路开关与电源模块的多个电源以及与自测试电路和工作电路选择性地连接的控制模块。

其中，电源模块包括独立配置的自测试电源、负载测试电源、半功率加温电源和全功率加温电源。连接于加温控制电路中的第一多路开关S1和第二多路开关S2相互串联连接，并且第一多路开关S1可与电源模块的不同电源选择性地连接，第二多路开关S2可与自测试电路和工作电路选择性地连接，其中工作电路接入负载设备。如图1所示的第一多路开关S1和第二多路开关S2分别处于各自的默认位置(S1、S2分别连接其触点1)，分别连接自测试电源和自测试电路。

其中，控制模块，用于接收测试启动信号、发动机开车信号以及空地状态信号，并且配置为根据接收到的信号控制第一多路开关S1与相应的电源选择性地连接，控制第二多路开关S2与自测试电路和工作电路选择性地连接。故障监控模块则用于在检测到的自测试电路及工作电路中的电流低于预设的电流阈值时提供报警。

具体地，控制模块根据接收到的信号的不同可控制第一多路开关S1和第二多路开关S2切换至不同的连接触点，并由故障监控模块配合控制模块及相关电路实现以下四种工作模式。

第一种工作模式：如上，第一多路开关S1和第二多路开关S2分别处于各自的默认位置，即分别连接自测试电源和自测试电路。自测试电路并不连接至负载设备，而是加温控制装置的内部电路，并且一端接地。因而相应的自测试过程实质上就是在飞机上电后对于加温控制装置自身进行的完好性检查，其作用在于在对负载设备进行完好性检查前对加温控制装置先行进行检查。如果此时故障监控模块检测到自测试电路的电流低于预设的第一电流阈值，则表明加温控制装置可能存在断路故障，因而可提供相应的报警。

第二种工作模式：当控制模块接收到测试启动信号时，控制第一多路开关S1和第二多路开关S2分别切换为连接负载测试电源和工作电路(S1连接其触点2、S2连接其触点2)。其中，工作电路串联有负载设备，诸如空速管、静压孔、总温传感器、攻角传感器等。故障监控模块则用于检测工作电路的电流是否低于预设的第二电流阈值，并在检测到的电流低于第二电流阈值时提供报警。这一工作模式适于在加温控制装置对负载设备进行加温之前，进行负载设备的完好性检查。

第三种工作模式：当控制模块接收到发动机开车信号以及表征飞机处于地面的空地状态信号时，控制第一多路开关S1和第二多路开关S2分别切换为连接半功率加温电源和工作电路(S1连接其触点3、S2连接其触点2)。故障监控模块则用于检测工作电路的电流是否低于预设的第二电流阈值，并在检测到的电流低于第二电流阈值时提供报警。这一工作模式适于在对负载设备进行半功率加温的同时，提供加温中的负载设备失效故障报警。

第四种工作模式：当控制模块接收到发动机开车信号以及表征飞机处于空中的空地状态信号时，控制第一多路开关S1和第二多路开关S2分别切换为连接全功率加温电源及工作电路(S1连接其触点4、S2连接其触点2)。故障监控模块则同样用于检测工作电路的电流并在检测到的电流低于第二电流阈值时提供报警。这一工作模式适于在对负载设备进行全功率加温的同时，提供加温中的负载设备失效故障报警。

上述飞机大气数据系统的加温控制装置，利用接收到的测试启动信号、发动机开车信号以及空地状态信号来控制多路开关的连接触点，因而可以较高的自动化程度实现对于飞机大气数据系统的负载设备的完好性检查及加温控制。

并且，上述飞机大气数据系统的加温控制装置尤其适于实施自飞行前准备阶段至飞机正常飞行阶段的负载设备完好性检查及加温控制。

在飞行前准备阶段，初始情况下，第一多路开关S1和第二多路开关S2分别处于各自的默认位置。此时，当飞机上电后，加温控制装置执行第一种工作模式，即，对加温控制装置自身进行完好性检查，并提供加温控制装置自身的失效故障报警。

接着，发动机开车前，可例如通过按压测试控制板或者控制按钮等，向控制模块发出测试启动信号，抑或是，在执行第一种工作模式达到预设的时长后，自动向控制模块发出测试启动信号。控制模块随之控制第一多路开关S1和第二多路开关S2的切换并执行第二种工作模式，即，对负载设备进行完好性检查，并提供相应的失效故障报警。

再接着，发动机开车后且飞机仍处于地面时，控制模块根据发动机开车信号以及表征飞机处于地面的空地状态信号控制第一多路开关S1和第二多路开关S2的切换并执行第三种工作模式，即，保持第二多路开关S2不变，而将第一多路开关S1切换为连接半功率加温电源。由此，实施对负载设备的半功率加温，并提供加温实施中的失效故障报警。

再接着，发动机开车后且飞机起飞至空中时，控制模块根据发动机开车信号以及表征飞机处于空中的空地状态信号控制第一多路开关S1和第二多路开关S2的切换并执行第四种工作模式，即，保持第二多路开关S2不变，而将第一多路开关S1切换为连接全功率加温电源。由此，实施对负载设备的全功率加温，并提供加温实施中的失效故障报警。

经上述过程，上述加温控制装置实现了飞行前准备阶段至飞机正常飞行阶段的负载设备完好性检查及加温控制。

根据本实用新型的一些优选实施方式，参考图1所示，自测试电路串联有第一电感L1，工作电路串联有第二电感L2，故障监控模块包括第三电感L3、比较器和报警装置，其中第三电感L3与第一电感L1、第二电感L2分别形成互感器，比较器用于将流经第三电感L3的电流与预设的基准电流值进行比较，并在流经第三电感L3的电流小于基准电流值时，由报警装置提供报警。

可选地，电源模块中的自测试电源、负载测试电源、半功率加温电源和全功率加温电源，可通过一电源调理模块提供，该电源调理模块输入端分别接入飞机机上已有的工作电源、测试用电源和加温电源，并配置为将该工作电源、该测试用电源分别转换为自测试电源、负载测试电源，以及将该加温电源转换为半功率加温电源和全功率加温电源。该电源调理模块对电源的转换可涉及电源电压的改变、交直流电变换等方面。

本实用新型的飞机大气数据系统的加温控制装置可利用发动机状态信号、飞机空地状态信号等信号实现根据飞机的不同运行状态切换和执行对负载设备的完好性检查及加热，明显提高了加温控制装置的自动化程度，并可被用于实现在飞行前准备阶段对负载设备完好性的检查以消除存在隐蔽故障的风险。

虽然以上描述了本实用新型的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本实用新型的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本实用新型的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本实用新型的保护范围。