張 靜，宣曉剛，許陽升

(航空工業(yè)太原航空儀表有限公司，山西 太原 030006)

飛機(jī)飛行過程中，流場經(jīng)過飛機(jī)表面時，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中各傳感器感受和采集總壓、靜壓、總溫、攻角和側(cè)滑角等基本參數(shù)，以及經(jīng)過大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)解算后獲得的絕對氣壓高度、指示空速、馬赫數(shù)、真空速、升降速度、大氣密度比等參數(shù)直接參與飛機(jī)的飛行控制，所以大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)輸出參數(shù)的準(zhǔn)確性和可靠性對于飛機(jī)的飛行安全至關(guān)重要。

在實際飛行中，若飛機(jī)遇到易結(jié)冰氣象條件，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)各傳感器可能會由于表面結(jié)冰的影響，導(dǎo)致總壓傳感器和靜壓傳感器感受孔堵塞、總溫傳感器表面結(jié)冰、攻角傳感器和側(cè)滑角傳感器偏轉(zhuǎn)角度受限，使得各傳感器工作異常，造成大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)輸出數(shù)據(jù)的不準(zhǔn)確、不可靠，進(jìn)而影響飛機(jī)安全性。

為避免大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器結(jié)冰，國內(nèi)外開展了大量研究，基本原理是在飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中通過硬件或軟、硬件嵌入式方式實現(xiàn)傳感器加溫控制。

表1給出了國內(nèi)外典型機(jī)型中傳感器加溫控制方法。

表1 典型機(jī)型傳感器加溫控制方法

以往的加溫控制方法不能兼顧應(yīng)對以下3種情形：

① 飛機(jī)地面停放時，若外界環(huán)境為易結(jié)冰環(huán)境，存在各類傳感器(包括總溫傳感器)結(jié)冰的可能。

② 飛機(jī)地面開車檢測時，容易誤自動加溫，燒毀傳感器保護(hù)套。

③ 飛機(jī)空中飛行時，若遇到加溫控制失效，補(bǔ)充加溫措施不足。

此外，以往的加溫控制方法未考慮傳感器加溫對機(jī)上電源系統(tǒng)的影響，以及自動加溫控制輸入的余度設(shè)計，具體如下：

① 系統(tǒng)內(nèi)各傳感器同時啟動加溫時，啟動瞬間的大電流會對機(jī)上電源系統(tǒng)造成沖擊，給電源系統(tǒng)帶來較大壓力。

② 單余度自動加溫控制判斷存在較大風(fēng)險。

筆者提出的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器智能加溫控制方法，在以往加溫控制基礎(chǔ)上，可以兼顧解決以上5種加溫控制的不足，具體描述如下：

① 飛機(jī)地面停放時，采用半功率加溫的方式，既可以有效避免因長時間加溫導(dǎo)致傳感器過熱損壞或加溫性能加速退化[1]，又起到地面停放時傳感器防冰的效果。此外，半功率加溫可以作為飛行前地面?zhèn)鞲衅骷訙貦z查的方法，可以提早預(yù)警，避免飛機(jī)起飛后出現(xiàn)加溫故障重新返回。

② 為了避免地面誤自動加溫，在地面自動加溫控制條件中引入了手動加溫開關(guān)。飛機(jī)地面停放時，傳感器需要進(jìn)行防冰或加溫檢測時，必須手動打開加溫開關(guān)，且滿足加溫條件，才可以實現(xiàn)地面自動加溫。手動打開加溫開關(guān)前，可以檢查傳感器保護(hù)套是否已移除，避免地面加溫時燒毀保護(hù)套，增加維護(hù)成本。

③ 飛機(jī)空中飛行時若出現(xiàn)加溫控制失效的情況，啟動備份自動加溫控制單元補(bǔ)充加溫；若備份自動加溫控制仍失效，可以接通手動強(qiáng)制加溫開關(guān)補(bǔ)充加溫。

④ 系統(tǒng)內(nèi)傳感器加溫啟動時分組啟動，兩組間設(shè)定時間間隔，避免同時啟動時大電流沖擊。

⑤ 系統(tǒng)進(jìn)行加溫控制前，采用多余度輸入數(shù)據(jù)進(jìn)行表決。

筆者提出的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器加溫控制方法在飛機(jī)處于地面、空中時進(jìn)行雙余度智能加溫控制，并實時監(jiān)測加溫狀態(tài)，確保系統(tǒng)內(nèi)各傳感器在各場景下均保持正常工作，為機(jī)上相關(guān)交聯(lián)設(shè)備提供準(zhǔn)確、可靠的大氣參數(shù)。

1 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)組成

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)由4臺大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)(每臺大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)含1只總壓受感器)、4只靜壓傳感器、4只攻角傳感器、2只總溫傳感器、1只側(cè)滑角傳感器和2臺加溫控制盒組成。系統(tǒng)內(nèi)2臺加溫控制盒共同實現(xiàn)對15只傳感器的智能加溫控制，并實時采集加溫電流，監(jiān)測系統(tǒng)內(nèi)各傳感器的加溫狀態(tài)[6-7]。

2 系統(tǒng)加溫模式

2.1 加溫模式分類

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)根據(jù)飛機(jī)所處外界環(huán)境和運行場景設(shè)計了3種加溫模式，分別為地面不加溫、地面半功率加溫和空中全功率加溫。

① 飛機(jī)處于地面停放，外界環(huán)境不易結(jié)冰的狀態(tài)時，系統(tǒng)采用地面不加溫模式。

② 飛機(jī)處于地面停放或低速滑跑，外界環(huán)境易結(jié)冰的狀態(tài)時，打開頂控板上的手動加溫開關(guān)，系統(tǒng)采用地面半功率加溫模式。

③ 飛機(jī)在爬升、飛行和降落過程中，系統(tǒng)采用空中全功率加溫模式，持續(xù)對傳感器進(jìn)行加溫，達(dá)到防冰和除冰的效果[8]。

系統(tǒng)內(nèi)單臺加溫控制盒通過數(shù)據(jù)總線接收單臺大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)發(fā)送的輪載和指示空速，并通過離散量接口采集飛機(jī)頂控板上的手動加溫信號，判斷該臺大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)給出的加溫模式。加溫模式判斷邏輯如下(其中，起飛空速可根據(jù)實際情況進(jìn)行設(shè)定)：

① “手動加溫信號有效”“輪載信號為地面”且“指示空速≤起飛空速”，判定為地面半功率加溫模式。

② “輪載信號為空中”或“指示空速>起飛空速”，判定為空中全功率加溫模式。

③ 不滿足條件①、②時，判定為地面不加溫模式。

表2給出了加溫模式判定真值。

表2 加溫模式判定真值表

2.2 四余度加溫模式的表決

為避免單余度加溫模式給系統(tǒng)加溫控制帶來風(fēng)險，系統(tǒng)內(nèi)設(shè)計2臺加溫控制盒分別接收4臺大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)發(fā)送的輪載和指示空速，結(jié)合手動加溫開關(guān)信息，2臺加溫控制盒均有四余度加溫模式輸入。

本節(jié)針對單臺加溫控制盒表決接收的四余度加溫模式邏輯進(jìn)行說明。

① 當(dāng)四余度加溫模式中數(shù)據(jù)信息均有效時：若四余度加溫模式一致，加溫控制盒選擇系統(tǒng)按照該加溫模式控制系統(tǒng)加溫；若四余度加溫模式不一致，加溫控制盒選擇加溫級別高的模式對系統(tǒng)進(jìn)行控制。加溫級別從高到低依次為空中全功率加溫、地面半功率加溫、地面不加溫。

② 當(dāng)其中一個或多個余度的加溫模式中數(shù)據(jù)信息無效時，加溫控制盒根據(jù)其他余度的有效數(shù)據(jù)判斷加溫模式。

③ 當(dāng)四余度加溫模式中數(shù)據(jù)信息均無效時，棄用本次四余度數(shù)據(jù)，加溫模式仍保持上周期判斷結(jié)果。

四余度加溫模式表決邏輯圖如圖1所示。

圖1 四余度加溫模式表決邏輯圖

2.3 加溫模式的實現(xiàn)方式

2.3.1 地面半功率加溫的實現(xiàn)方式

地面半功率加溫模式通過控制加溫和不加溫的時間占比來實現(xiàn)。如傳感器加溫時間為t1，加溫休眠時間為t2，周期時間為T=t1+t2。根據(jù)傳感器的加溫功率、材料的散熱特性等因素調(diào)整t1、t2在T中的時間占比。

傳感器加溫時間t1的實現(xiàn)方式為：加溫控制盒通過控制DSP的特定GPIO口持續(xù)t1時間輸出高電平，接通加溫控制開關(guān)，達(dá)到傳感器持續(xù)加溫t1時間長度的效果。

傳感器加溫休眠時間t2的實現(xiàn)方式為：加溫控制盒通過控制DSP的特定GPIO口持續(xù)t2時間輸出低電平，斷開加溫控制開關(guān)，達(dá)到傳感器加溫休眠t2時間長度的效果。

加溫控制盒通過周期循環(huán)控制加溫時間t1、加溫休眠時間t2實現(xiàn)地面半功率加溫模式。

地面半功率加溫模式示意圖如圖2所示。

圖2 地面半功率加溫模式示意圖

2.3.2 空中全功率加溫的實現(xiàn)方式

空中全功率加溫模式時，加溫控制盒通過控制DSP的特定GPIO口持續(xù)輸出高電平，接通加溫控制開關(guān)，實現(xiàn)系統(tǒng)內(nèi)傳感器的持續(xù)全功率加溫[8]。

3 系統(tǒng)分時分組啟動加溫

若系統(tǒng)內(nèi)15個傳感器同時啟動加溫，會在啟動瞬間對機(jī)上加溫供電電源產(chǎn)生大電流沖擊，為了減輕機(jī)上供電電源的壓力，在系統(tǒng)加溫啟動時設(shè)計了分時分組啟動功能。

分時分組加溫啟動設(shè)計中分組時，優(yōu)先考慮系統(tǒng)內(nèi)各傳感器的加溫電流需求，進(jìn)行加溫啟動瞬間功率合理分組；其次可以將系統(tǒng)內(nèi)具有信號交聯(lián)的傳感器分為一組，防止加溫啟動影響系統(tǒng)內(nèi)同余度的氣壓感受和信號采集功能。

分時分組加溫啟動設(shè)計中兩組之間的時間間隔可以根據(jù)傳感器加熱器件加溫瞬間電流沖擊到最大值又回落至穩(wěn)態(tài)電流的時間設(shè)定。

加溫控制盒通過軟件控制DSP實現(xiàn)分時分組啟動功能。軟件按照分組情況，同時接通同一組內(nèi)的各傳感器對應(yīng)加溫控制開關(guān)，相鄰兩組的間隔時間通過軟件內(nèi)部定時器控制實現(xiàn)。

分時分組啟動加溫適用于系統(tǒng)初始進(jìn)入地面半功率模式，以及初始進(jìn)入空中全功率模式時。

需要注意的是，由于地面半功率模式下傳感器有兩種加溫狀態(tài)(加溫狀態(tài)和加溫休眠狀態(tài))，所以當(dāng)飛機(jī)從地面滑跑到空中爬升的飛行過程變化中，系統(tǒng)的加溫模式從地面半功率模式向空中全功率模式轉(zhuǎn)換，此時需要進(jìn)一步判斷傳感器在地面半功率模式時所處的狀態(tài)，以便確定在加溫啟動時是否需要設(shè)置延時時間。

4 系統(tǒng)加溫余度設(shè)計

4.1 手動強(qiáng)制加溫和自動加溫余度設(shè)計

為了保證飛機(jī)在空中飛行時的安全，當(dāng)輪載處于空中或指示空速大于起飛空速任一條件滿足時，設(shè)計了大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)手動強(qiáng)制加溫和自動加溫雙余度控制方式。

手動加溫控制方式通過飛行員手動接通頂控板強(qiáng)制加溫開關(guān)實現(xiàn)；自動加溫控制方式通過加溫控制盒的軟件控制對應(yīng)的GPIO口輸出高電平，使得系統(tǒng)內(nèi)各傳感器的加溫控制開關(guān)接通而實現(xiàn)。

在飛機(jī)飛行時，若飛行員接收到大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)自動加溫控制失效的故障信息，可以手動接通頂控板上的強(qiáng)制加溫開關(guān)控制系統(tǒng)內(nèi)傳感器加溫[9-10]，有效避免因系統(tǒng)自動加溫控制失效導(dǎo)致的傳感器結(jié)冰的風(fēng)險，保證飛機(jī)飛行安全。

4.2 主、備加溫控制盒余度設(shè)計

系統(tǒng)內(nèi)配套的2臺加溫控制盒功能、性能和接口完全一致，可實現(xiàn)機(jī)上位置互換。

2臺加溫控制盒通過系統(tǒng)電纜的不同離散量信息識別安裝位置，位置1#識別為主加溫控制盒，位置2#識別為備加溫控制盒，系統(tǒng)內(nèi)2臺加溫控制盒共同控制系統(tǒng)內(nèi)15只傳感器(4只全壓受感器、4只靜壓傳感器、4只攻角傳感器、2只總溫傳感器和1只側(cè)滑角傳感器)加溫。

系統(tǒng)加電工作后，主、備加溫控制盒同時啟動運行，但任務(wù)內(nèi)容不同。

(1)主加溫控制盒通過數(shù)據(jù)總線接收大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)發(fā)送的輪載和指示空速信號，通過離散量接口采集系統(tǒng)手動加溫開關(guān)信號，根據(jù)得到的輪載、指示空速、手動加溫信號，經(jīng)過單余度加溫模式判斷和四余度加溫模式表決后確定系統(tǒng)的加溫模式。加溫控制盒根據(jù)不同的加溫模式，通過軟件控制DSP上對應(yīng)GPIO口輸出高電平，接通加溫控制開關(guān)，或控制對應(yīng)GPIO口輸出低電平，斷開加溫控制開關(guān)，從而實現(xiàn)智能控制系統(tǒng)內(nèi)傳感器加溫的目的。

(2)備加溫控制盒執(zhí)行加電自檢后，實時接收大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)發(fā)送的輪載、指示空速、主加溫控制盒的加溫模式和加溫狀態(tài)監(jiān)測信息，并采集手動加溫開關(guān)信息，等待條件啟動備份加溫控制功能。

① 當(dāng)主加溫控制盒對系統(tǒng)加溫控制故障或主加溫控制盒與4臺大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)通信均故障，無法正常接收4臺大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)發(fā)送的輪載、指示空速等信息時，備加溫控制盒代替主加溫控制盒執(zhí)行系統(tǒng)加溫控制功能。

② 當(dāng)主加溫控制盒對系統(tǒng)內(nèi)單只或多只傳感器加溫控制故障時，備加溫控制盒對其補(bǔ)充加溫，與主加溫控制盒共同控制系統(tǒng)內(nèi)15只傳感器加溫。

③ 備加溫控制盒對系統(tǒng)、單只或多只傳感器啟動加溫控制后，會保持控制直至本次飛行結(jié)束。

主、備加溫控制盒余度設(shè)計邏輯如圖3所示。

圖3 主、備加溫控制盒余度設(shè)計邏輯圖

5 實時監(jiān)控系統(tǒng)加溫狀態(tài)

2臺加溫控制盒通過A/D采集電路分別采集各自控制加溫的傳感器的加溫電壓，并根據(jù)硬件電路中電壓與電流的對應(yīng)關(guān)系，轉(zhuǎn)換為加溫電流。2臺加溫控制盒通過比較加溫前、加溫后的電流變化情況，判斷控制加溫的傳感器的加溫狀態(tài)是否正常[11-12]。

設(shè)定加溫控制盒實時采集的某傳感器的加溫電流為Ix，加溫控制盒采集的某傳感器的未加溫電流為I0。加溫后傳感器加熱絲通過的電流變化為ΔI=Ix-I0。

將ΔI與該傳感器加溫和未加溫電流變化理論計算值K進(jìn)行比較：

① 加溫模式為全功率加溫或半功率加溫時,若ΔI>K，則判定該傳感器的加溫狀態(tài)為正常。

② 加溫模式為全功率加溫或半功率加溫時,若ΔI

③ 加溫模式為不加溫時,若ΔI>K，則判定該傳感器的加溫狀態(tài)為故障，故障原因為加溫控制電路短路。

若出現(xiàn)序號為②的加溫故障，主加溫控制盒須及時斷開該傳感器的加溫控制開關(guān)，由備加溫控制盒接通對應(yīng)的控制開關(guān)對其補(bǔ)充加溫，避免主、備加溫控制盒同時接通該傳感器的加溫電路，在系統(tǒng)內(nèi)形成回路，造成加溫電流在兩個加溫電路中分流，影響加溫狀態(tài)監(jiān)測結(jié)果。

若備加溫控制盒監(jiān)測該傳感器在加溫狀態(tài)時，仍出現(xiàn)序號為②的加溫故障時，表明系統(tǒng)對該傳感器加溫控制失效，分析故障原因為該傳感器與系統(tǒng)未連接或該傳感器的加熱絲斷路[2]，系統(tǒng)須將故障結(jié)果通過數(shù)據(jù)總線上報至交聯(lián)系統(tǒng)，及時處置。

6 結(jié)束語

筆者提出的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器智能加溫控制方法為復(fù)雜、多余度大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器加溫提供了解決方案。

在飛機(jī)處于地面停放、地面滑跑和空中飛行狀態(tài)時，充分考慮了傳感器地面防冰、飛行前地面加溫檢查和空中除冰的應(yīng)用需求，引入多余度大氣數(shù)據(jù)計算機(jī)提供的輪載和指示空速，以及機(jī)上頂控板的手動加溫開關(guān)，通過邏輯判斷和余度表決，系統(tǒng)傳感器執(zhí)行3種加溫模式，分別是地面不加溫、地面半功率加溫和空中全功率加溫。其中，在地面半功率加溫和空中全功率加溫啟動時，設(shè)置分時分組啟動加溫，有效避免了所有傳感器同時啟動加溫時帶來的大電流沖擊，減輕了機(jī)上電源系統(tǒng)的設(shè)計壓力。特別是，在空中飛行時，為了確?？罩屑訙乜刂剖冀K有效，設(shè)計了主、備加溫控制盒雙余度控制，當(dāng)主加溫控制盒檢測到對系統(tǒng)所有傳感器加溫控制失效后，備加溫控制盒代替主加溫控制盒執(zhí)行系統(tǒng)加溫控制；當(dāng)主加溫控制盒檢測到對系統(tǒng)內(nèi)單個、多個傳感器加溫控制失效后，備加溫控制盒對加溫失效的傳感器進(jìn)行補(bǔ)充加溫，與主加溫控制盒共同對所有傳感器控制加溫，真正實現(xiàn)了在空中智能加溫的目的。特殊情形下，若雙余度自動加溫控制均失效時，飛行員仍可以手動接通強(qiáng)制加溫開關(guān)控制傳感器加溫，保證飛機(jī)飛行安全。筆者提出的傳感器智能加溫控制方法可以滿足飛機(jī)不同場景下對大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)傳感器的加溫需求，極大程度地降低了因傳感器加溫失效帶來的飛行隱患。