機(jī)載航空蓄電池廣泛裝配于現(xiàn)有的通用機(jī)型,，是飛機(jī)適航的必備設(shè)備,，為飛機(jī)啟動(dòng),、照明、通信,、導(dǎo)航及隨航應(yīng)急提供電源,，保障飛機(jī)的安全飛行。

    航空蓄電池的性能高于一般蓄電池,，機(jī)載后隨航運(yùn)行,，地面適航維修組按CMM手冊(cè)規(guī)定的標(biāo)準(zhǔn)對(duì)其按時(shí)檢測(cè)。但是,，在飛機(jī)起飛后的整個(gè)在空過(guò)程中,，機(jī)電設(shè)備負(fù)荷不斷變化，電池的溫度,、電流等參數(shù)也在變化,，為了防止其在飛行過(guò)程中出現(xiàn)故障，同時(shí)為例行維護(hù)提供參考,，很有必要監(jiān)測(cè)并記錄其運(yùn)行參數(shù),，提供飛行安全保障。
1 系統(tǒng)分析
1.1 工作原理
    航空蓄電池運(yùn)行參數(shù)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)主要是對(duì)蓄電池執(zhí)行測(cè)溫,、測(cè)流,、測(cè)壓及檢測(cè)電解液狀態(tài)等操作，自動(dòng)按格式記錄測(cè)量數(shù)據(jù),，并根據(jù)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行決策與響應(yīng),。
    系統(tǒng)的工作主要包括測(cè)量、控制,、決策等三部分內(nèi)容,。測(cè)量部分具體負(fù)責(zé)A/D轉(zhuǎn)換，量化蓄電池的運(yùn)行狀態(tài),；控制部分主要是在測(cè)量部分檢測(cè)到蓄電池狀態(tài)異常時(shí),，控制聲,、光電路給出預(yù)警信號(hào),，緊急情況下可以通過(guò)動(dòng)作開(kāi)關(guān)關(guān)閉電源；決策部分即中央處理單元部分,，負(fù)責(zé)根據(jù)分析采樣數(shù)據(jù)或外界請(qǐng)求,，依據(jù)決策條件做出判斷,，從而控制系統(tǒng)其余各部分的運(yùn)行狀態(tài)[1]。

1.2 硬件系統(tǒng)結(jié)構(gòu)
    系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)分為兩大部分：核心控制單元及CPLD擴(kuò)展控制單元,，組成結(jié)構(gòu)如圖1所示,。

    從功能上分析，硬件系統(tǒng)包括MCU控制器,、A/D采樣模塊,、時(shí)鐘系統(tǒng)、存儲(chǔ)單元,、鍵盤,、通信接口、CPLD擴(kuò)展電路以及電源模塊,。核心部分是MCU控制器,，由其控制其他功能單元的運(yùn)行。
    CPLD擴(kuò)展電路通過(guò)“三線”連接MCU控制器,，負(fù)責(zé)控制狀態(tài)指示燈,、液晶屏及動(dòng)作開(kāi)關(guān)[2]。
1.3 軟件處理流程
　系統(tǒng)上電后,，首先進(jìn)行自檢與初始化,。航空蓄電池的安裝與使用都有嚴(yán)格的要求與限制，系統(tǒng)要求提供履歷追溯功能,。因此,，系統(tǒng)上電后，讀取并校驗(yàn)授權(quán)碼,、電池編號(hào),、傳感器ID是否與系統(tǒng)的設(shè)置值一致，如果匹配,，則初始化板載指示燈為正常狀態(tài),同時(shí),連接(RS232/485)航空儀表盤的顯示系統(tǒng),。
    然后，映射EEPROM到內(nèi)存空間,。EEPROM的時(shí)鐘線速率低,，每次存取的數(shù)據(jù)量比較大，會(huì)占用過(guò)多的CPU時(shí)鐘周期,，影響其他部件的工作,。RAM時(shí)鐘線的速率高，將EEPROM映射到獨(dú)立開(kāi)辟的內(nèi)存空間,，可以快速地存取測(cè)量數(shù)據(jù),等到CPU空閑時(shí)將數(shù)據(jù)復(fù)制到EEPROM中,，方便優(yōu)化程序流程。
    最后，開(kāi)始循環(huán)檢測(cè)并記錄電池的累計(jì)機(jī)載時(shí)間(U. Time),、溫度,、電流、電壓,、電解液等參數(shù)數(shù)據(jù),。若是檢測(cè)到飛機(jī)點(diǎn)火啟動(dòng)，則開(kāi)始記錄蓄電池累計(jì)的運(yùn)行時(shí)間（W. Time）,，并且在飛機(jī)運(yùn)行時(shí),，每5 min檢測(cè)一遍運(yùn)行參數(shù)；若是檢測(cè)到飛機(jī)停機(jī),，停止記錄電池的運(yùn)行時(shí)間,，并且在飛機(jī)停飛后，每30 min檢測(cè)一遍運(yùn)行參數(shù),。
　上位機(jī)通過(guò)中斷請(qǐng)求接收監(jiān)測(cè)系統(tǒng)傳送的蓄電池運(yùn)行數(shù)據(jù),；數(shù)據(jù)在儀表盤中以圖形方式顯示。
　相關(guān)的異常由對(duì)應(yīng)的中斷服務(wù)程序進(jìn)行處理,。系統(tǒng)的軟件結(jié)構(gòu)及程序流程圖如圖2所示,。
2 具體設(shè)計(jì)
　具體的系統(tǒng)軟硬件設(shè)計(jì)需要考慮航空設(shè)備對(duì)環(huán)境、制備規(guī)格及實(shí)時(shí)響應(yīng)條件的要求,，這里主要給出系統(tǒng)關(guān)鍵的硬件電路與特殊的軟件測(cè)算的處理方法,。
2.1 硬件電路
2.1.1 核心控制電路
　核心控制器采用STC12C5A16AD微控制器，內(nèi)置8路高速A/D通道,，可以滿足系統(tǒng)對(duì)模擬信號(hào)的采樣要求,，如圖3所示。為了實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的實(shí)時(shí)響應(yīng),，外擴(kuò)CPLD控制電路,，負(fù)責(zé)LCD的圖形界面顯示、LED指示燈組顯示,、蜂鳴器警報(bào)聲及繼電器模塊的開(kāi)關(guān)動(dòng)作,，這樣縮短了MCU主程序中控制部分的代碼量，經(jīng)測(cè)試,，系統(tǒng)正常的一次參數(shù)巡檢僅耗時(shí)166 ms,。

    為了記錄運(yùn)行時(shí)間及存儲(chǔ)運(yùn)行參數(shù)，系統(tǒng)中分別外擴(kuò)了時(shí)鐘芯片DS1302及EEPROM存儲(chǔ)芯片AT24C1024,。
2.1.2 電源電路
    這里不能使用常用的雙極型線性穩(wěn)壓芯片,，這類芯片使用過(guò)程中散熱效果差，并且飛機(jī)上有專用的輔熱設(shè)備,，長(zhǎng)時(shí)間持續(xù)運(yùn)行會(huì)影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性,。實(shí)際電路中采用了開(kāi)關(guān)穩(wěn)壓芯片LM2596s,，如圖4所示，最大承載1.5 A的電流,，還可以通過(guò)外加三極管擴(kuò)流，可以滿足系統(tǒng)要求,。

2.1.3 電壓檢測(cè)電路
    電壓檢測(cè)電路如圖5所示,。Ra為傳感器輸入電阻、Rb為線路電阻,、Rc為傳感器輸出電阻,。需要測(cè)量蓄電池電壓時(shí)，由控制器發(fā)送信號(hào)給CPLD,，由CPLD控制繼電器切換電路到電源端,，將蓄電池模擬電壓Vi輸入到電壓傳感器，輸出信號(hào)Vo經(jīng)濾波電路送主控制器的A/D接口進(jìn)行采樣,。

　電壓傳感器的比例系數(shù)K=0.104 1,線性化指標(biāo)小于±0.8%,，參考電壓為標(biāo)準(zhǔn)參考電壓芯片提供的+2.5 V電壓。
2.1.4 電流檢測(cè)電路
    這里使用霍爾傳感器檢測(cè)蓄電池電流,如圖6所示,。線圈采用線繞線圈,，其磁導(dǎo)率與匝數(shù)的常量可以通過(guò)變阻器調(diào)定。其數(shù)值量化及補(bǔ)償在后面“軟件測(cè)算”部分介紹,。

    這里采用PTC熱敏電阻測(cè)溫, 測(cè)溫電路需要+14 V～+16 V電源供電,，測(cè)溫電路功耗比較低，因此使用雙極型線性穩(wěn)壓電源,，輸出電壓Vout通過(guò)變阻器線性可調(diào),。
    為了改善PTC熱敏電阻的線性化，需要使用補(bǔ)償電阻與熱敏電阻構(gòu)建線性網(wǎng)絡(luò),，從而對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行線性化補(bǔ)償,，圖8中的RT部分即是熱敏電阻線性化模塊。RT檢測(cè)到的信號(hào)經(jīng)反饋回路,，輸出電壓即對(duì)應(yīng)了RT的阻值,，直接測(cè)量或經(jīng)過(guò)放大電路后測(cè)量該點(diǎn)電壓，可換算出測(cè)溫?cái)?shù)值,。
　補(bǔ)償算法在后面“軟件測(cè)算”部分介紹,。
2.2 軟件設(shè)計(jì)
    軟件設(shè)計(jì)主要包括數(shù)據(jù)編碼格式設(shè)計(jì)、CPLD時(shí)序信號(hào)測(cè)試,、霍爾傳感器電流測(cè)算,、熱敏電阻的線性化與測(cè)算[3]。
2.2.1 編碼格式
    系統(tǒng)的授權(quán)碼,、電池編號(hào)及傳感器ID存放在主控制器內(nèi)部的ROM中,。實(shí)時(shí)測(cè)量的數(shù)據(jù)存放在外部的EEPROM芯片AT24C1024中,，占10 B，編碼格式如圖9所示,。

2.2.3 電流及熱敏電阻線性化測(cè)算
    (1)電流值的測(cè)算
    使用霍爾元件與磁線圈構(gòu)成的霍爾電流檢測(cè)電路,，檢測(cè)信號(hào)為輸出的電壓信號(hào)，因此,，需要建立待測(cè)電流與測(cè)量電壓值間的轉(zhuǎn)換關(guān)系,。
    磁線圈中電流與磁場(chǎng)的關(guān)系式為：
    
    實(shí)測(cè)多點(diǎn)溫度對(duì)應(yīng)的電壓值，使用擬合直線K=CT+D逼近最佳值,，其中K=Vout/Vmax,，Vmax是測(cè)量的最大輸出值。這是一個(gè)多變量無(wú)約束問(wèn)題,，采用共軛梯度法求得以下結(jié)果：
    在0℃～100℃溫度范圍內(nèi),，補(bǔ)償電阻RS=1.545 7 kΩ，C=0.878 291×10-2,，D=0.143 13,。這樣，在程序設(shè)計(jì)時(shí)通過(guò)測(cè)量的電壓值Vout來(lái)計(jì)算對(duì)應(yīng)的電阻即可,。
3 系統(tǒng)測(cè)試
　 系統(tǒng)板載的LCD液晶屏及儀表盤中的WinCE .NET系統(tǒng)都提供參數(shù)顯示界面[4],。
　 首先，設(shè)置系統(tǒng)為在空飛行狀態(tài),，觀察LCD顯示的蓄電池實(shí)時(shí)運(yùn)行參數(shù),，如圖11所示。屏幕上依次顯示實(shí)時(shí)測(cè)量到的電壓,、電流,、實(shí)溫、運(yùn)行時(shí)間,、機(jī)載時(shí)間,、開(kāi)機(jī)次數(shù)、設(shè)備狀態(tài),、通信狀態(tài),、充電狀態(tài)、運(yùn)行狀態(tài)等參數(shù)信息,。從觀察結(jié)果看,，參數(shù)采集模塊工作正常。通過(guò)鍵盤可以選擇觀察上一屏或下一屏的顯示信息,。

    然后,觀察操縱室儀表盤中同步顯示的測(cè)量信息,。測(cè)量項(xiàng)目通過(guò)“操作選項(xiàng)”下拉框選擇，每一頁(yè)都提供實(shí)溫,、機(jī)載時(shí)間,、運(yùn)行時(shí)間的數(shù)值顯示,。
    本文研究設(shè)計(jì)的航空蓄電池運(yùn)行參數(shù)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)是一種維修預(yù)警系統(tǒng)[5]，它可以主動(dòng)向維修人員提示各種信息,，能快速,、準(zhǔn)確地顯示電池的相關(guān)資料，幫助航空公司更迅速,、準(zhǔn)確地更換有問(wèn)題的部件,，便于及時(shí)有效地開(kāi)展維護(hù)，節(jié)省大量查詢維護(hù)日志的時(shí)間與人力,，從而降低飛機(jī)維修錯(cuò)誤的風(fēng)險(xiǎn),。
參考文獻(xiàn)
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