楊春強 李相斌 戰(zhàn)京景

（天津航空機電有限公司，天津300308）

1 概述

由于飛機復(fù)雜電子設(shè)備環(huán)境、內(nèi)部成員的變化、大氣環(huán)境氣候的改變等因素均會引起飛機熱載荷發(fā)生變化[1-2]。根據(jù)文獻[3]，人體生理狀況與所處環(huán)境密切相關(guān)，艙內(nèi)溫度過高將引起機上人員產(chǎn)生熱暈厥、熱中風(fēng)、熱虛脫等癥狀；艙內(nèi)溫度過低又將引起機上人員產(chǎn)生意識障礙癥狀，因此，確保機上人員飛行安全以及舒適的熱環(huán)境使得飛機溫度控制系統(tǒng)有著極其重要的意義。相比于軍用飛機、大型民用客機，通用飛機的溫度控制系統(tǒng)復(fù)雜度較簡單，在滿足可靠性和安全性的前提下，充分重視成本控制，結(jié)合溫度控制系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計，控制器采用成熟度高、可靠性好的模擬電路搭建溫度控制器，在滿足系統(tǒng)功能和性能要求下，省去產(chǎn)品軟件開發(fā)開銷，減少后續(xù)產(chǎn)品適航取證的工作量。

2 飛機溫度控制系統(tǒng)原理

飛機溫度控制系統(tǒng)在整個飛行剖面內(nèi)為機上駕乘人員提供安全、舒適的環(huán)境。飛機溫度控制系統(tǒng)的基本工作原理為，分兩路從左側(cè)發(fā)動機、右側(cè)發(fā)動機引入高溫、高壓空氣，其中一路經(jīng)供氣管道、駕駛艙活門、引射器等附件后進入駕駛艙；另一路經(jīng)供氣管道、客艙活門、引射器等附件后進入客艙；控制器作為溫度控制系統(tǒng)的控制中樞，根據(jù)駕駛艙內(nèi)溫度（或客艙內(nèi)溫度）和控制板駕駛艙設(shè)定溫度（或客艙設(shè)定溫度）的差值大小，經(jīng)邏輯計算輸出PWM脈寬調(diào)制信號驅(qū)動活門的開啟和關(guān)閉，實現(xiàn)駕駛艙內(nèi)溫度和客艙內(nèi)溫度的動態(tài)控制。

3 控制器硬件架構(gòu)設(shè)計

3.1 控制器硬件電路方案

根據(jù)溫度控制系統(tǒng)控制需求，采用傳統(tǒng)模擬電路設(shè)計控制器的硬件電路?？紤]駕駛艙溫度和客艙溫度外部接口和控制要求相同，因此，控制器可設(shè)計兩組完全相同的硬件電路，其中一組用于駕駛艙溫度控制，另一組用于客艙溫度控制，本文僅以駕駛艙控制硬件電路為例，進行硬件電路設(shè)計方案的分析，控制器駕駛艙控制硬件電路方案如圖1（a）所示。

3.2 關(guān)鍵電路設(shè)計

3.2.1 電阻信號采集電路

電阻信號采集電路由直流電橋和二級差分放大電路組成，電阻信號采集電路采用單電橋法采集兩線制溫度傳感器PT1000 熱敏電阻信號和溫度設(shè)定阻值信號[4]。電阻信號采集電路如圖1（b）所示，R2 為溫度傳感器PT1000 熱敏電阻；R3 為溫度設(shè)定阻值，不同溫度檔位對應(yīng)不同溫度設(shè)定阻值R3，且對應(yīng)R3 的阻值恒定；R5、R6 阻值相同；溫度設(shè)定阻值R3 根據(jù)電橋平衡原理計算得出，當(dāng)電橋達到平衡時，駕駛艙內(nèi)溫度達到溫度設(shè)定值要求，控制器處于平衡態(tài)，活門開度保持不動，此時，電阻信號采集電路輸出電壓U2 為基準(zhǔn)值。

式（1）中，R5 與R6 阻值相同，當(dāng)電橋達到平衡時推導(dǎo)出式（2），橋路通過電流IN應(yīng)滿足式（3）要求。

3.2.2 功率驅(qū)動電路

為提高活門的使用壽命，減小系統(tǒng)控制超調(diào)量，提高動態(tài)穩(wěn)定性，控制器輸出控制信號為周期相同、占空比不同的PWM脈沖信號。圖1（c）為控制器功率驅(qū)動電路，采用V3 和V4 復(fù)合管方式進一步增強電路動態(tài)特性，提高功率回路驅(qū)動能力和開關(guān)速度。功率驅(qū)動電路工作原理為：信號V6 驅(qū)動三極管V1、V3、V4 輸出PWM脈沖信號，信號U3 驅(qū)動方向控制電路實現(xiàn)活門打開和關(guān)閉兩個方向驅(qū)動信號的選擇輸出。

4 電路仿真分析

為驗證控制器硬件電路是否滿足控制器控制功能要求，采用Multisim 軟件對硬件電路進行電路仿真，考慮到駕駛艙各個溫度點理論控制過程相同，選取駕駛艙典型控溫點25℃為例進行仿真，具體為：將駕駛艙溫度T1 設(shè)定為25℃（對應(yīng)阻值為77.8Ω）不變，駕駛艙溫度傳感器感受溫度T2 以25℃（對應(yīng)PT1000 阻值為1097Ω）為起點動態(tài)向上和向下進行調(diào)節(jié)，觀察電路仿真輸出結(jié)果。仿真過程注入?yún)?shù)包括三種狀態(tài)，分別為平衡狀態(tài)、制熱狀態(tài)和制冷狀態(tài)三種狀態(tài)，其中，平衡狀態(tài)為：當(dāng)前駕駛艙溫度值在設(shè)定溫度允許范圍內(nèi)，駕駛艙溫度無需進行調(diào)節(jié)；制熱狀態(tài)為：當(dāng)前駕駛艙溫度值低于設(shè)定溫度允許范圍，駕駛艙溫度需往高調(diào)節(jié)；制冷狀態(tài)為：當(dāng)前駕駛艙溫度值高于設(shè)定溫度允許范圍，駕駛艙溫度需往低調(diào)節(jié)。模擬實際飛機溫度控制系統(tǒng)駕駛艙溫度變化過程（平衡狀態(tài)→制熱狀態(tài)→平衡狀態(tài)→制冷狀態(tài)→平衡狀態(tài)），圖2 為電路仿真關(guān)鍵節(jié)點電壓輸出波形，控制器輸出脈寬調(diào)制信號的周期為1.5s，鋸齒波電路輸出信號U5 與絕對值電路輸出信號U4 進行比較，輸出PWM脈寬調(diào)制信號U6, 極性比較器輸出信號U3 控制方向控制電路輸出打開或關(guān)閉活門方向信號，其中打開活門為制熱，關(guān)閉活門為制冷。經(jīng)過仿真分析，控制器理論溫度控制非敏感區(qū)在±2℃范圍內(nèi)，非敏感區(qū)設(shè)置可減少活門的頻繁動作和超調(diào)，由于系統(tǒng)溫度存在熱慣性，根據(jù)經(jīng)驗推斷，系統(tǒng)非敏感區(qū)在±5℃范圍內(nèi)。

圖2 控制器關(guān)鍵電路仿真

5 結(jié)論

綜合考慮100%國產(chǎn)化設(shè)計、可靠性、用戶成本，采用傳統(tǒng)模擬電路完成飛機溫度控制系統(tǒng)控制器設(shè)計，通過硬件電路仿真分析，模擬控制器平衡狀態(tài)、制熱狀態(tài)和制冷狀態(tài)過程，驗證控制器滿足溫度控制系統(tǒng)控制要求，并確定硬件電路理論控制非敏感區(qū)，控制非敏感區(qū)的設(shè)置減小了活門的頻繁動作和溫度超調(diào)，提高活門使用壽命。