機載航空蓄電池廣泛裝配于現(xiàn)有的通用機型，是飛機適航的必備設備,，為飛機啟動,、照明、通信,、導航及隨航應急提供電源,，保障飛機的安全飛行。

    航空蓄電池的性能高于一般蓄電池,，機載后隨航運行,，地面適航維修組按CMM手冊規(guī)定的標準對其按時檢測。但是,，在飛機起飛后的整個在空過程中,，機電設備負荷不斷變化，電池的溫度,、電流等參數(shù)也在變化，為了防止其在飛行過程中出現(xiàn)故障，同時為例行維護提供參考,，很有必要監(jiān)測并記錄其運行參數(shù),，提供飛行安全保障。
1 系統(tǒng)分析
1.1 工作原理
    航空蓄電池運行參數(shù)監(jiān)測系統(tǒng)主要是對蓄電池執(zhí)行測溫,、測流,、測壓及檢測電解液狀態(tài)等操作，自動按格式記錄測量數(shù)據,，并根據測量數(shù)據進行決策與響應,。
    系統(tǒng)的工作主要包括測量、控制,、決策等三部分內容,。測量部分具體負責A/D轉換，量化蓄電池的運行狀態(tài),；控制部分主要是在測量部分檢測到蓄電池狀態(tài)異常時,，控制聲、光電路給出預警信號,，緊急情況下可以通過動作開關關閉電源,；決策部分即中央處理單元部分，負責根據分析采樣數(shù)據或外界請求,，依據決策條件做出判斷,，從而控制系統(tǒng)其余各部分的運行狀態(tài)[1]。

1.2 硬件系統(tǒng)結構
    系統(tǒng)的硬件結構分為兩大部分：核心控制單元及CPLD擴展控制單元,，組成結構如圖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,、時鐘系統(tǒng)、存儲單元,、鍵盤,、通信接口、CPLD擴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行。
    CPLD擴展電路通過“三線”連接MCU控制器,，負責控制狀態(tài)指示燈,、液晶屏及動作開關[2]。
1.3 軟件處理流程
　系統(tǒng)上電后,，首先進行自檢與初始化,。航空蓄電池的安裝與使用都有嚴格的要求與限制,，系統(tǒng)要求提供履歷追溯功能。因此,，系統(tǒng)上電后,，讀取并校驗授權碼、電池編號,、傳感器ID是否與系統(tǒng)的設置值一致,，如果匹配，則初始化板載指示燈為正常狀態(tài),同時,連接(RS232/485)航空儀表盤的顯示系統(tǒng),。
    然后,，映射EEPROM到內存空間。EEPROM的時鐘線速率低,，每次存取的數(shù)據量比較大,，會占用過多的CPU時鐘周期，影響其他部件的工作,。RAM時鐘線的速率高,，將EEPROM映射到獨立開辟的內存空間，可以快速地存取測量數(shù)據,等到CPU空閑時將數(shù)據復制到EEPROM中,，方便優(yōu)化程序流程,。
    最后，開始循環(huán)檢測并記錄電池的累計機載時間(U. Time),、溫度,、電流、電壓,、電解液等參數(shù)數(shù)據,。若是檢測到飛機點火啟動，則開始記錄蓄電池累計的運行時間（W. Time）,，并且在飛機運行時,，每5 min檢測一遍運行參數(shù)；若是檢測到飛機停機,，停止記錄電池的運行時間,，并且在飛機停飛后，每30 min檢測一遍運行參數(shù),。
　上位機通過中斷請求接收監(jiān)測系統(tǒng)傳送的蓄電池運行數(shù)據,；數(shù)據在儀表盤中以圖形方式顯示。
　相關的異常由對應的中斷服務程序進行處理,。系統(tǒng)的軟件結構及程序流程圖如圖2所示,。
2 具體設計
　具體的系統(tǒng)軟硬件設計需要考慮航空設備對環(huán)境、制備規(guī)格及實時響應條件的要求,，這里主要給出系統(tǒng)關鍵的硬件電路與特殊的軟件測算的處理方法,。
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,，內置8路高速A/D通道，可以滿足系統(tǒng)對模擬信號的采樣要求,，如圖3所示,。為了實現(xiàn)系統(tǒng)的實時響應,，外擴CPLD控制電路,，負責LCD的圖形界面顯示、LED指示燈組顯示,、蜂鳴器警報聲及繼電器模塊的開關動作,，這樣縮短了MCU主程序中控制部分的代碼量，經測試,，系統(tǒng)正常的一次參數(shù)巡檢僅耗時166 ms,。

    為了記錄運行時間及存儲運行參數(shù)，系統(tǒng)中分別外擴了時鐘芯片DS1302及EEPROM存儲芯片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,，這類芯片使用過程中散熱效果差，并且飛機上有專用的輔熱設備,，長時間持續(xù)運行會影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性,。實際電路中采用了開關穩(wěn)壓芯片LM2596s，如圖4所示,，最大承載1.5 A的電流,，還可以通過外加三極管擴流，可以滿足系統(tǒng)要求,。

2.1.3 電壓檢測電路
    電壓檢測電路如圖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,。需要測量蓄電池電壓時，由控制器發(fā)送信號給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Vo經濾波電路送主控制器的A/D接口進行采樣,。

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

    這里采用PTC熱敏電阻測溫, 測溫電路需要+14 V～+16 V電源供電,，測溫電路功耗比較低,，因此使用雙極型線性穩(wěn)壓電源，輸出電壓Vout通過變阻器線性可調,。
    為了改善PTC熱敏電阻的線性化,，需要使用補償電阻與熱敏電阻構建線性網絡，從而對測量數(shù)據進行線性化補償,，圖8中的RT部分即是熱敏電阻線性化模塊,。RT檢測到的信號經反饋回路，輸出電壓即對應了RT的阻值,，直接測量或經過放大電路后測量該點電壓,，可換算出測溫數(shù)值。
　補償算法在后面“軟件測算”部分介紹,。
2.2 軟件設計
    軟件設計主要包括數(shù)據編碼格式設計,、CPLD時序信號測試、霍爾傳感器電流測算,、熱敏電阻的線性化與測算[3],。
2.2.1 編碼格式
    系統(tǒng)的授權碼、電池編號及傳感器ID存放在主控制器內部的ROM中,。實時測量的數(shù)據存放在外部的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算
    (1)電流值的測算
    使用霍爾元件與磁線圈構成的霍爾電流檢測電路,，檢測信號為輸出的電壓信號，因此,，需要建立待測電流與測量電壓值間的轉換關系,。
    磁線圈中電流與磁場的關系式為：
    
    實測多點溫度對應的電壓值，使用擬合直線K=CT+D逼近最佳值,，其中K=Vout/Vmax,，Vmax是測量的最大輸出值。這是一個多變量無約束問題,，采用共軛梯度法求得以下結果：
    在0℃～100℃溫度范圍內,，補償電阻RS=1.545 7 kΩ，C=0.878 291×10-2,，D=0.143 13,。這樣，在程序設計時通過測量的電壓值Vout來計算對應的電阻即可,。
3 系統(tǒng)測試
　 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，設置系統(tǒng)為在空飛行狀態(tài),，觀察LCD顯示的蓄電池實時運行參數(shù),，如圖11所示,。屏幕上依次顯示實時測量到的電壓、電流,、實溫,、運行時間、機載時間,、開機次數(shù),、設備狀態(tài)、通信狀態(tài),、充電狀態(tài),、運行狀態(tài)等參數(shù)信息。從觀察結果看,，參數(shù)采集模塊工作正常。通過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量信息,。測量項目通過“操作選項”下拉框選擇，每一頁都提供實溫,、機載時間,、運行時間的數(shù)值顯示。
    本文研究設計的航空蓄電池運行參數(shù)監(jiān)測系統(tǒng)是一種維修預警系統(tǒng)[5],，它可以主動向維修人員提示各種信息,，能快速、準確地顯示電池的相關資料,，幫助航空公司更迅速,、準確地更換有問題的部件，便于及時有效地開展維護,，節(jié)省大量查詢維護日志的時間與人力,，從而降低飛機維修錯誤的風險。
參考文獻
[1] 趙成. DSP原理及應用技術[M].北京:國防工業(yè)出版社,，2012.
[2] TOOLY M. Aircraft electrical and electronics system: principles,maintenance and operation[M]. Oxford Taylor & Francis Group,2009.
[3] MOIR I. Aircraft systems: mechanical, electrical and avionics subsystems integration(3rd  Edition)[M].  Hoboken John Wiley & Sons, 2008.
[4] MOIR I. Design and development of aircraft systems(2nd Edition)[M]. Hoboken John Wiley & Sons, 2012.
[5] SPITZER C R. Digital avionics handbook: avionics development and Implementation[M]. Boca Raton CRC Press Inc. 2007.