張 靜，宣曉剛，許陽(yáng)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(guò)程中，流場(chǎng)經(jīng)過(guò)飛機(jī)表面時(shí)，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(guò)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)解算后獲得的絕對(duì)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(duì)于飛機(jī)的飛行安全至關(guān)重要。

在實(shí)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(huì)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(guó)內(nèi)外開(kāi)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(guò)硬件或軟、硬件嵌入式方式實(shí)現(xiàn)傳感器加溫控制。

表1給出了國(guó)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(duì)以下3種情形：

① 飛機(jī)地面停放時(shí)，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(kāi)車檢測(cè)時(shí)，容易誤自動(dòng)加溫，燒毀傳感器保護(hù)套。

③ 飛機(jī)空中飛行時(shí)，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(duì)機(jī)上電源系統(tǒng)的影響，以及自動(dòng)加溫控制輸入的余度設(shè)計(jì)，具體如下：

① 系統(tǒng)內(nèi)各傳感器同時(shí)啟動(dòng)加溫時(shí)，啟動(dòng)瞬間的大電流會(huì)對(duì)機(jī)上電源系統(tǒng)造成沖擊，給電源系統(tǒng)帶來(lái)較大壓力。

② 單余度自動(dòng)加溫控制判斷存在較大風(fēng)險(xiǎn)。

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(shí)，采用半功率加溫的方式，既可以有效避免因長(zhǎng)時(shí)間加溫導(dǎo)致傳感器過(guò)熱損壞或加溫性能加速退化[1]，又起到地面停放時(shí)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(dòng)加溫，在地面自動(dòng)加溫控制條件中引入了手動(dòng)加溫開(kāi)關(guān)。飛機(jī)地面停放時(shí)，傳感器需要進(jìn)行防冰或加溫檢測(cè)時(shí)，必須手動(dòng)打開(kāi)加溫開(kāi)關(guān)，且滿足加溫條件，才可以實(shí)現(xiàn)地面自動(dòng)加溫。手動(dòng)打開(kāi)加溫開(kāi)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(shí)燒毀保護(hù)套，增加維護(hù)成本。

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

④ 系統(tǒng)內(nèi)傳感器加溫啟動(dòng)時(shí)分組啟動(dòng)，兩組間設(shè)定時(shí)間間隔，避免同時(shí)啟動(dòng)時(shí)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(shí)進(jìn)行雙余度智能加溫控制，并實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)加溫狀態(tài)，確保系統(tǒng)內(nèi)各傳感器在各場(chǎng)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(tái)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)(每臺(tái)大氣數(shù)據(jù)計(jì)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(tái)加溫控制盒組成。系統(tǒng)內(nèi)2臺(tái)加溫控制盒共同實(shí)現(xiàn)對(duì)15只傳感器的智能加溫控制，并實(shí)時(shí)采集加溫電流，監(jiān)測(cè)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(yùn)行場(chǎng)景設(shè)計(jì)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(shí)，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(shí)，打開(kāi)頂控板上的手動(dòng)加溫開(kāi)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(guò)程中，系統(tǒng)采用空中全功率加溫模式，持續(xù)對(duì)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(tái)加溫控制盒通過(guò)數(shù)據(jù)總線接收單臺(tái)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)發(fā)送的輪載和指示空速，并通過(guò)離散量接口采集飛機(jī)頂控板上的手動(dòng)加溫信號(hào)，判斷該臺(tái)大氣數(shù)據(jù)計(jì)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(shí)際情況進(jìn)行設(shè)定)：

① “手動(dòng)加溫信號(hào)有效”“輪載信號(hào)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(hào)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(shí)，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(lái)風(fēng)險(xiǎn)，系統(tǒng)內(nèi)設(shè)計(jì)2臺(tái)加溫控制盒分別接收4臺(tái)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)發(fā)送的輪載和指示空速，結(jié)合手動(dòng)加溫開(kāi)關(guān)信息，2臺(tái)加溫控制盒均有四余度加溫模式輸入。

本節(jié)針對(duì)單臺(tái)加溫控制盒表決接收的四余度加溫模式邏輯進(jìn)行說(shuō)明。

① 當(dāng)四余度加溫模式中數(shù)據(jù)信息均有效時(shí)：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(jí)別高的模式對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行控制。加溫級(jí)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(gè)或多個(gè)余度的加溫模式中數(shù)據(jù)信息無(wú)效時(shí)，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(wú)效時(shí)，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(shí)現(xiàn)方式

2.3.1 地面半功率加溫的實(shí)現(xiàn)方式

地面半功率加溫模式通過(guò)控制加溫和不加溫的時(shí)間占比來(lái)實(shí)現(xiàn)。如傳感器加溫時(shí)間為t1，加溫休眠時(shí)間為t2，周期時(shí)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(shí)間占比。

傳感器加溫時(shí)間t1的實(shí)現(xiàn)方式為：加溫控制盒通過(guò)控制DSP的特定GPIO口持續(xù)t1時(shí)間輸出高電平，接通加溫控制開(kāi)關(guān)，達(dá)到傳感器持續(xù)加溫t1時(shí)間長(zhǎng)度的效果。

傳感器加溫休眠時(shí)間t2的實(shí)現(xiàn)方式為：加溫控制盒通過(guò)控制DSP的特定GPIO口持續(xù)t2時(shí)間輸出低電平，斷開(kāi)加溫控制開(kāi)關(guān)，達(dá)到傳感器加溫休眠t2時(shí)間長(zhǎng)度的效果。

加溫控制盒通過(guò)周期循環(huán)控制加溫時(shí)間t1、加溫休眠時(shí)間t2實(shí)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(shí)現(xiàn)方式

空中全功率加溫模式時(shí)，加溫控制盒通過(guò)控制DSP的特定GPIO口持續(xù)輸出高電平，接通加溫控制開(kāi)關(guān)，實(shí)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(shí)分組啟動(dòng)加溫

若系統(tǒng)內(nèi)15個(gè)傳感器同時(shí)啟動(dòng)加溫，會(huì)在啟動(dòng)瞬間對(duì)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(dòng)時(shí)設(shè)計(jì)了分時(shí)分組啟動(dòng)功能。

分時(shí)分組加溫啟動(dòng)設(shè)計(jì)中分組時(shí)，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(dòng)瞬間功率合理分組；其次可以將系統(tǒng)內(nèi)具有信號(hào)交聯(lián)的傳感器分為一組，防止加溫啟動(dòng)影響系統(tǒng)內(nèi)同余度的氣壓感受和信號(hào)采集功能。

分時(shí)分組加溫啟動(dòng)設(shè)計(jì)中兩組之間的時(shí)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(shí)間設(shè)定。

加溫控制盒通過(guò)軟件控制DSP實(shí)現(xiàn)分時(shí)分組啟動(dòng)功能。軟件按照分組情況，同時(shí)接通同一組內(nèi)的各傳感器對(duì)應(yīng)加溫控制開(kāi)關(guān)，相鄰兩組的間隔時(shí)間通過(guò)軟件內(nèi)部定時(shí)器控制實(shí)現(xiàn)。

分時(shí)分組啟動(dòng)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(shí)。

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(guò)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(shí)需要進(jìn)一步判斷傳感器在地面半功率模式時(shí)所處的狀態(tài)，以便確定在加溫啟動(dòng)時(shí)是否需要設(shè)置延時(shí)時(shí)間。

4 系統(tǒng)加溫余度設(shè)計(jì)

4.1 手動(dòng)強(qiáng)制加溫和自動(dòng)加溫余度設(shè)計(jì)

為了保證飛機(jī)在空中飛行時(shí)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(shí)，設(shè)計(jì)了大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)手動(dòng)強(qiáng)制加溫和自動(dòng)加溫雙余度控制方式。

手動(dòng)加溫控制方式通過(guò)飛行員手動(dòng)接通頂控板強(qiáng)制加溫開(kāi)關(guān)實(shí)現(xiàn)；自動(dòng)加溫控制方式通過(guò)加溫控制盒的軟件控制對(duì)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(kāi)關(guān)接通而實(shí)現(xiàn)。

在飛機(jī)飛行時(shí)，若飛行員接收到大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)自動(dòng)加溫控制失效的故障信息，可以手動(dòng)接通頂控板上的強(qiáng)制加溫開(kāi)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(dòng)加溫控制失效導(dǎo)致的傳感器結(jié)冰的風(fēng)險(xiǎn)，保證飛機(jī)飛行安全。

4.2 主、備加溫控制盒余度設(shè)計(jì)

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

2臺(tái)加溫控制盒通過(guò)系統(tǒng)電纜的不同離散量信息識(shí)別安裝位置，位置1#識(shí)別為主加溫控制盒，位置2#識(shí)別為備加溫控制盒，系統(tǒng)內(nèi)2臺(tái)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(shí)啟動(dòng)運(yùn)行，但任務(wù)內(nèi)容不同。

(1)主加溫控制盒通過(guò)數(shù)據(jù)總線接收大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)發(fā)送的輪載和指示空速信號(hào)，通過(guò)離散量接口采集系統(tǒng)手動(dòng)加溫開(kāi)關(guān)信號(hào)，根據(jù)得到的輪載、指示空速、手動(dòng)加溫信號(hào)，經(jīng)過(guò)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(guò)軟件控制DSP上對(duì)應(yīng)GPIO口輸出高電平，接通加溫控制開(kāi)關(guān)，或控制對(duì)應(yīng)GPIO口輸出低電平，斷開(kāi)加溫控制開(kāi)關(guān)，從而實(shí)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(shí)時(shí)接收大氣數(shù)據(jù)計(jì)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(cè)信息，并采集手動(dòng)加溫開(kāi)關(guān)信息，等待條件啟動(dòng)備份加溫控制功能。

① 當(dāng)主加溫控制盒對(duì)系統(tǒng)加溫控制故障或主加溫控制盒與4臺(tái)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)通信均故障，無(wú)法正常接收4臺(tái)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)發(fā)送的輪載、指示空速等信息時(shí)，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(duì)系統(tǒng)內(nèi)單只或多只傳感器加溫控制故障時(shí)，備加溫控制盒對(duì)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(duì)系統(tǒng)、單只或多只傳感器啟動(dòng)加溫控制后，會(huì)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(jì)邏輯如圖3所示。

圖3 主、備加溫控制盒余度設(shè)計(jì)邏輯圖

5 實(shí)時(shí)監(jiān)控系統(tǒng)加溫狀態(tài)

2臺(tái)加溫控制盒通過(guò)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(duì)應(yīng)關(guān)系，轉(zhuǎn)換為加溫電流。2臺(tái)加溫控制盒通過(guò)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(shí)時(shí)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(guò)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(jì)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(shí),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(shí),若ΔI

③ 加溫模式為不加溫時(shí),若ΔI>K，則判定該傳感器的加溫狀態(tài)為故障，故障原因?yàn)榧訙乜刂齐娐范搪贰?/p>

若出現(xiàn)序號(hào)為②的加溫故障，主加溫控制盒須及時(shí)斷開(kāi)該傳感器的加溫控制開(kāi)關(guān)，由備加溫控制盒接通對(duì)應(yīng)的控制開(kāi)關(guān)對(duì)其補(bǔ)充加溫，避免主、備加溫控制盒同時(shí)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(gè)加溫電路中分流，影響加溫狀態(tài)監(jiān)測(cè)結(jié)果。

若備加溫控制盒監(jiān)測(cè)該傳感器在加溫狀態(tài)時(shí)，仍出現(xiàn)序號(hào)為②的加溫故障時(shí)，表明系統(tǒng)對(duì)該傳感器加溫控制失效，分析故障原因?yàn)樵搨鞲衅髋c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(guò)數(shù)據(jù)總線上報(bào)至交聯(lián)系統(tǒng)，及時(shí)處置。

6 結(jié)束語(yǔ)

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(shí)，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(jì)算機(jī)提供的輪載和指示空速，以及機(jī)上頂控板的手動(dòng)加溫開(kāi)關(guān)，通過(guò)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(dòng)時(shí)，設(shè)置分時(shí)分組啟動(dòng)加溫，有效避免了所有傳感器同時(shí)啟動(dòng)加溫時(shí)帶來(lái)的大電流沖擊，減輕了機(jī)上電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)壓力。特別是，在空中飛行時(shí)，為了確保空中加溫控制始終有效，設(shè)計(jì)了主、備加溫控制盒雙余度控制，當(dāng)主加溫控制盒檢測(cè)到對(duì)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(cè)到對(duì)系統(tǒng)內(nèi)單個(gè)、多個(gè)傳感器加溫控制失效后，備加溫控制盒對(duì)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(duì)所有傳感器控制加溫，真正實(shí)現(xiàn)了在空中智能加溫的目的。特殊情形下，若雙余度自動(dòng)加溫控制均失效時(shí)，飛行員仍可以手動(dòng)接通強(qiáng)制加溫開(kāi)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(chǎng)景下對(duì)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(lái)的飛行隱患。