一种组合导航系统二次电源转换电路的制作方法

本实用新型属于航空电子技术领域，特别是涉及到一种组合导航系统二次电源转换电路。

背景技术：

某军用直升机组合导航系统具备两路28V直流电源输入接口，一路电源输入接口接飞机主电源，另一路电源输入接口接蓄电池电源。当直升机在空中时，由于组合导航系统不作为应急负载，蓄电池不给组合导航系统供电。当直升机在地面时，为保证野外启动时组合导航系统的供电需要，要求蓄电池给组合导航系统供电，且要求主电源到蓄电池电源的切换过程中，蓄电池启动电压的拉低不影响组合导航系统的正常工作。蓄电池启动过程中，输出电压变化如图1所示。图1可看出，前几十秒内，蓄电池输出电压过低，远未达到其额定输出电压24V，无法满足后端组合导航系统最低20V的工作电压要求。因此，根据实际功能需要，需在蓄电池与组合导航系统之间增加二次电源转换盒，用于对蓄电池输入电压进行开关控制、升压及稳压处理。

技术实现要素：

本实用新型所要解决的技术问题是提供一种新型组合导航系统二次电源转换电路，能够满足飞机在空中和地面时，蓄电池对组合导航系统的供电需求。

本实用新型的组合导航系统二次电源转换电路，该转换电路包括信号采集转换模块、电源输入检测模块、输入电源调理模块、输出电源稳压模块和电源选择输出模块，所述信号采集转换模块采集轮载信号，并将输出信号发送至所述输入电源调理模块；蓄电池电源分别接到电源输入检测模块和输入电源调理模块的输入端，该输入电源调理模块的输出端分别与所述电源选择输出模块和输出电源稳压模块连接；所述电源输入检测模块的输出端依次与输出电源稳压模块和所述电源选择输出模块连接。

信号采集转换模块用于采集输入的轮载信号，根据信号状态判断飞机处于空中状态，还是处于地面状态。将采集转换后的状态信息送输入电源调理模块，实现蓄电池电源输入的切断和接通。

电源输入检测模块用于采集蓄电池电源输入的电压值，通过对输入电压值进行判断，发出开关信号控制输出电源稳压模块是否工作。

输入电源调理模块用于对蓄电池电源输入进行升压输出和切断、接通控制；输出电源稳压模块用于当蓄电池电源输入电压低于设定值时，对蓄电池输入电压进行稳压输出。

电源选择输出模块对输入电源调理模块、输出电源稳压模块的两路输出电源进行隔离选择输出，防止两路电源相互干扰。

有益效果：本实用新型提供了一种新型组合导航系统二次电源转换电路，解决了组合导航系统对蓄电池电源的供电需求，克服了蓄电池电源启动电压过低、启动时间过长对组合导航系统造成的影响。

此外，通过实时监测蓄电池输入电压，组合导航系统二次电源转换电路能自动实现内部工作电路的切换调整，降低功率器件的发热量，防止二次电源转换盒过热损坏，以此提高二次电源转换盒的工作可靠性。

附图说明

图1为蓄电池启动过程中输出电压随时间的变化图；

图2为组合导航系统在飞机上的供电框图；

图3为本实用新型组合导航系统二次电源转换电路的原理框图；

图4为本实用新型组合导航系统二次电源转换电路的电路图。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型做进一步详细描述，参阅图4。

如图4所示，一种组合导航系统二次电源转换电路包括信号采集转换模块、电源输入检测模块、输入电源调理模块、输出电源稳压模块和电源选择输出模块，所述轮载信号输入接到信号采集转换模块的输入端，蓄电池电源输入分别接到电源输入检测模块和输入电源调理模块的输入端，电源输入检测模块和输出电源稳压模块串联，信号采集转换模块的输出端接到输入电源调理模块的输入端，输入电源调理模块的输出端分别接到输出电源稳压模块和电源选择输出模块的输入端，输出电源稳压模块的输出端接到电源选择输出模块的输入端。

信号采集转换模块用于采集输入的轮载信号，根据信号状态判断飞机处于空中状态，还是处于地面状态。实际使用时，信号采集转换模块可以由光电耦合器D2、比较器N1和电阻器R6、R9、R12、R14组成。光电耦合器D2实现输入轮载信号“悬空/0V”到“+5V/0V”的信号类型转换。比较器N1对两路输入电压大小进行比较判断，根据判断结果，输出“悬空/0V”信号。

电源输入检测模块用于实现输出电源稳压模块的启停控制。实际使用时，电源输入检测模块可以由比较器N2、N-MOS管V1、稳压管V4和电阻器R1、R2、R3、R4、R15组成。电阻器R1、R15对蓄电池电源输入进行分压采样后，送比较器N2的输入负端，与比较器N2的输入正端进行电压比较。其中，稳压管V4用于蓄电池电源输入的稳压保护，防止比较器N2输入过压损坏。比较器N2根据输入电压的比较结果，输出“悬空/0V”信号。其中，电阻器R4用于比较器N2的滞回电压设定，防止输入干扰带来的比较器N2输出频繁切换问题。当蓄电池电源输入电压高于设定门槛22V时，比较器N2输出0V低电平，N-MOS管栅极电压为0V,N-MOS管V1截止，电源输入检测模块通过N-MOS管V1对输出电源稳压模块输出“悬空”信号。当蓄电池电源输入电压低于22V设定门槛时，比较器N2输出悬空信号，电阻器R3通过+5V电源上拉，N-MOS管栅极电压上拉到+5V，N-MOS管V1导通，电源输入检测模块通过N-MOS管V1对输出电源稳压模块输出0V低电平信号。

输入电源调理模块用于输入蓄电池电源电压的升压、导通、切断控制。实际使用时，输入电源调理模块可以由DC/DC器件VPTPCM-12实现。当DC/DC器件VPTPCM-12的INH控制端电压为“悬空”信号类型时，DC/DC器件VPTPCM-12启动工作；当DC/DC器件VPTPCM-12的INH控制端电压为0V低电平时，DC/DC器件VPTPCM-12对外输出0V电压；当DC/DC器件VPTPCM-12的INH控制端电压为“悬空”状态，且输入的蓄电池电压为8V～18V时，DC/DC器件VPTPCM-12将输入电压升压，对外输出20V；当DC/DC器件VPTPCM-12的INH控制端电压为“悬空”状态，且输入的蓄电池电压高于18V时，DC/DC器件VPTPCM-12将输入电压直通到输出端，DC/DC器件VPTPCM-12本身不在产生功率损耗。

输出电源稳压模块用于输入电压的稳压控制，对外输出24V稳定工作电压。实际使用时，输出电源稳压模块可以由DC/DC器件MCOE24240N-05M实现。当DC/DC器件MCOE24240N-05M的ON/OFF控制端电压为0V低电平时，DC/DC器件MCOE24240N-05M启动工作；当DC/DC器件MCOE24240N-05M的ON/OFF控制端电压为“悬空”状态时，DC/DC器件MCOE24240N-05M对外输出0V电压；当DC/DC器件MCOE24240N-05M的ON/OFF控制端电压为0V低电平，且输入电压为15V～50V时，DC/DC器件MCOE24240N-05M对外输出稳定的24V电压。

电源选择输出模块用于隔离输入电源调理模块和输出电源稳压模块输出的两路电源，防止两路输出电源之间的相互干扰。实际使用时，电源输出选择电路5可以由二极管对管V7构成。

本实用新型的工作过程如下：

当直升机在空中时，轮载信号输入“悬空”信号。信号采集转换模块收到“悬空”信号后，内部光电耦合器D2输出“悬空”状态。比较器N1的输入正端为+2.5V，比较器N1的输入负端通过电阻器R6上拉到+5V，比较器N1输出0V低电平到输入电源调理模块。输入电源调理模块中的DC/DC器件VPTPCM-12的INH控制端收到0V低电平后，DC/DC器件VPTPCM-12停止工作，DC/DC器件VPTPCM-12输出电压0V。此时，输出电源稳压模块和电源输出选择电路5均无电压输出，达到了直升机在空中时，蓄电池电源不给组合导航系统供电的设计目的。

当直升机在地面时，轮载信号输入0V低电平信号。信号采集转换模块收到0V低电平信号后，内部光电耦合器D2的输出0V低电平。比较器N1的输入正端为+2.5V，比较器N1的输入负端为0V，比较器N1输出“悬空”状态到输入电源调理模块。输入电源调理模块中的DC/DC器件VPTPCM-12的INH控制端收到“悬空”状态后，DC/DC器件VPTPCM-12启动工作，此时，DC/DC器件VPTPCM-12的输出电压不低于18V，并送到输出电源稳压模块和电源选择输出模块的输入端。当直升机在地面时，轮载信号输入0V低电平信号。电源输入检测模块实时对蓄电池输入电压进行采样，当判断其输入电压低于22V时，电源输入检测模块输出0V低电平到输出电源稳压模块，输出电源稳压模块中的DC/DC器件MCOE24240N-05M的ON/OFF端收到0V低电平后，DC/DC器件MCOE24240N-05M启动工作，将输入电源调理模块输出的电源进行电压转换，输出稳定的24V电源到电源选择输出模块的输入端。电源选择输出模块对输入的两路电源大小进行判断，判定输出电源稳压模块输入的24V电压大，对其进行选择输出。

当直升机在地面时，轮载信号输入0V低电平信号。电源输入检测模块实时对蓄电池输入电压进行采样，当判断其输入电压高于22V时，电源输入检测模块输出“悬空”状态到输出电源稳压模块，输出电源稳压模块中的DC/DC器件MCOE24240N-05M的ON/OFF端收到“悬空”状态后，DC/DC器件MCOE24240N-05M停止工作，输出0V电源到电源选择输出模块的输入端，DC/DC器件MCOE24240N-05M本身不在产生功率损耗。电源选择输出模块对输入的两路电源大小进行判断，判定输入电源调理模块输入的电压大，对其进行选择输出。因此，当直升机在地面，蓄电池输出电压高于22V后，二次电源转换盒自动调整了内部电路工作状态，内部两款功率DC/DC器件不在产生功率损耗，降低了整个二次电源转换盒的发热量，达到了防止二次电源转换盒过热损坏的目的。

加装二次电源转换盒后，受机上安装空间的限制，二次电源转换盒的结构尺寸非常有限。组合导航系统额定功率约为250W，因此要求二次电源转换盒最大限度的降低自身发热量，避免长时间工作情况下，二次电源转换盒过热损坏。