一种大气数据系统传感器智能加温控制方法

张 静，宣晓刚，许阳升

(航空工业太原航空仪表有限公司，山西 太原 030006)

飞机飞行过程中，流场经过飞机表面时，大气数据系统中各传感器感受和采集总压、静压、总温、攻角和侧滑角等基本参数，以及经过大气数据计算机解算后获得的绝对气压高度、指示空速、马赫数、真空速、升降速度、大气密度比等参数直接参与飞机的飞行控制，所以大气数据系统输出参数的准确性和可靠性对于飞机的飞行安全至关重要。

在实际飞行中，若飞机遇到易结冰气象条件，大气数据系统各传感器可能会由于表面结冰的影响，导致总压传感器和静压传感器感受孔堵塞、总温传感器表面结冰、攻角传感器和侧滑角传感器偏转角度受限，使得各传感器工作异常，造成大气数据系统输出数据的不准确、不可靠，进而影响飞机安全性。

为避免大气数据系统传感器结冰，国内外开展了大量研究，基本原理是在飞机大气数据系统中通过硬件或软、硬件嵌入式方式实现传感器加温控制。

表1给出了国内外典型机型中传感器加温控制方法。

表1 典型机型传感器加温控制方法

以往的加温控制方法不能兼顾应对以下3种情形：

① 飞机地面停放时，若外界环境为易结冰环境，存在各类传感器(包括总温传感器)结冰的可能。

② 飞机地面开车检测时，容易误自动加温，烧毁传感器保护套。

③ 飞机空中飞行时，若遇到加温控制失效，补充加温措施不足。

此外，以往的加温控制方法未考虑传感器加温对机上电源系统的影响，以及自动加温控制输入的余度设计，具体如下：

① 系统内各传感器同时启动加温时，启动瞬间的大电流会对机上电源系统造成冲击，给电源系统带来较大压力。

② 单余度自动加温控制判断存在较大风险。

笔者提出的大气数据系统传感器智能加温控制方法，在以往加温控制基础上，可以兼顾解决以上5种加温控制的不足，具体描述如下：

① 飞机地面停放时，采用半功率加温的方式，既可以有效避免因长时间加温导致传感器过热损坏或加温性能加速退化[1]，又起到地面停放时传感器防冰的效果。此外，半功率加温可以作为飞行前地面传感器加温检查的方法，可以提早预警，避免飞机起飞后出现加温故障重新返回。

② 为了避免地面误自动加温，在地面自动加温控制条件中引入了手动加温开关。飞机地面停放时，传感器需要进行防冰或加温检测时，必须手动打开加温开关，且满足加温条件，才可以实现地面自动加温。手动打开加温开关前，可以检查传感器保护套是否已移除，避免地面加温时烧毁保护套，增加维护成本。

③ 飞机空中飞行时若出现加温控制失效的情况，启动备份自动加温控制单元补充加温；若备份自动加温控制仍失效，可以接通手动强制加温开关补充加温。

④ 系统内传感器加温启动时分组启动，两组间设定时间间隔，避免同时启动时大电流冲击。

⑤ 系统进行加温控制前，采用多余度输入数据进行表决。

笔者提出的大气数据系统传感器加温控制方法在飞机处于地面、空中时进行双余度智能加温控制，并实时监测加温状态，确保系统内各传感器在各场景下均保持正常工作，为机上相关交联设备提供准确、可靠的大气参数。

1 大气数据系统组成

大气数据系统由4台大气数据计算机(每台大气数据计算机含1只总压受感器)、4只静压传感器、4只攻角传感器、2只总温传感器、1只侧滑角传感器和2台加温控制盒组成。系统内2台加温控制盒共同实现对15只传感器的智能加温控制，并实时采集加温电流，监测系统内各传感器的加温状态[6-7]。

2 系统加温模式

2.1 加温模式分类

大气数据系统根据飞机所处外界环境和运行场景设计了3种加温模式，分别为地面不加温、地面半功率加温和空中全功率加温。

① 飞机处于地面停放，外界环境不易结冰的状态时，系统采用地面不加温模式。

② 飞机处于地面停放或低速滑跑，外界环境易结冰的状态时，打开顶控板上的手动加温开关，系统采用地面半功率加温模式。

③ 飞机在爬升、飞行和降落过程中，系统采用空中全功率加温模式，持续对传感器进行加温，达到防冰和除冰的效果[8]。

系统内单台加温控制盒通过数据总线接收单台大气数据计算机发送的轮载和指示空速，并通过离散量接口采集飞机顶控板上的手动加温信号，判断该台大气数据计算机给出的加温模式。加温模式判断逻辑如下(其中，起飞空速可根据实际情况进行设定)：

① “手动加温信号有效”“轮载信号为地面”且“指示空速≤起飞空速”，判定为地面半功率加温模式。

② “轮载信号为空中”或“指示空速>起飞空速”，判定为空中全功率加温模式。

③ 不满足条件①、②时，判定为地面不加温模式。

表2给出了加温模式判定真值。

表2 加温模式判定真值表

2.2 四余度加温模式的表决

为避免单余度加温模式给系统加温控制带来风险，系统内设计2台加温控制盒分别接收4台大气数据计算机发送的轮载和指示空速，结合手动加温开关信息，2台加温控制盒均有四余度加温模式输入。

本节针对单台加温控制盒表决接收的四余度加温模式逻辑进行说明。

① 当四余度加温模式中数据信息均有效时：若四余度加温模式一致，加温控制盒选择系统按照该加温模式控制系统加温；若四余度加温模式不一致，加温控制盒选择加温级别高的模式对系统进行控制。加温级别从高到低依次为空中全功率加温、地面半功率加温、地面不加温。

② 当其中一个或多个余度的加温模式中数据信息无效时，加温控制盒根据其他余度的有效数据判断加温模式。

③ 当四余度加温模式中数据信息均无效时，弃用本次四余度数据，加温模式仍保持上周期判断结果。

四余度加温模式表决逻辑图如图1所示。

图1 四余度加温模式表决逻辑图

2.3 加温模式的实现方式

2.3.1 地面半功率加温的实现方式

地面半功率加温模式通过控制加温和不加温的时间占比来实现。如传感器加温时间为t1，加温休眠时间为t2，周期时间为T=t1+t2。根据传感器的加温功率、材料的散热特性等因素调整t1、t2在T中的时间占比。

传感器加温时间t1的实现方式为：加温控制盒通过控制DSP的特定GPIO口持续t1时间输出高电平，接通加温控制开关，达到传感器持续加温t1时间长度的效果。

传感器加温休眠时间t2的实现方式为：加温控制盒通过控制DSP的特定GPIO口持续t2时间输出低电平，断开加温控制开关，达到传感器加温休眠t2时间长度的效果。

加温控制盒通过周期循环控制加温时间t1、加温休眠时间t2实现地面半功率加温模式。

地面半功率加温模式示意图如图2所示。

图2 地面半功率加温模式示意图

2.3.2 空中全功率加温的实现方式

空中全功率加温模式时，加温控制盒通过控制DSP的特定GPIO口持续输出高电平，接通加温控制开关，实现系统内传感器的持续全功率加温[8]。

3 系统分时分组启动加温

若系统内15个传感器同时启动加温，会在启动瞬间对机上加温供电电源产生大电流冲击，为了减轻机上供电电源的压力，在系统加温启动时设计了分时分组启动功能。

分时分组加温启动设计中分组时，优先考虑系统内各传感器的加温电流需求，进行加温启动瞬间功率合理分组；其次可以将系统内具有信号交联的传感器分为一组，防止加温启动影响系统内同余度的气压感受和信号采集功能。

分时分组加温启动设计中两组之间的时间间隔可以根据传感器加热器件加温瞬间电流冲击到最大值又回落至稳态电流的时间设定。

加温控制盒通过软件控制DSP实现分时分组启动功能。软件按照分组情况，同时接通同一组内的各传感器对应加温控制开关，相邻两组的间隔时间通过软件内部定时器控制实现。

分时分组启动加温适用于系统初始进入地面半功率模式，以及初始进入空中全功率模式时。

需要注意的是，由于地面半功率模式下传感器有两种加温状态(加温状态和加温休眠状态)，所以当飞机从地面滑跑到空中爬升的飞行过程变化中，系统的加温模式从地面半功率模式向空中全功率模式转换，此时需要进一步判断传感器在地面半功率模式时所处的状态，以便确定在加温启动时是否需要设置延时时间。

4 系统加温余度设计

4.1 手动强制加温和自动加温余度设计

为了保证飞机在空中飞行时的安全，当轮载处于空中或指示空速大于起飞空速任一条件满足时，设计了大气数据系统手动强制加温和自动加温双余度控制方式。

手动加温控制方式通过飞行员手动接通顶控板强制加温开关实现；自动加温控制方式通过加温控制盒的软件控制对应的GPIO口输出高电平，使得系统内各传感器的加温控制开关接通而实现。

在飞机飞行时，若飞行员接收到大气数据系统自动加温控制失效的故障信息，可以手动接通顶控板上的强制加温开关控制系统内传感器加温[9-10]，有效避免因系统自动加温控制失效导致的传感器结冰的风险，保证飞机飞行安全。

4.2 主、备加温控制盒余度设计

系统内配套的2台加温控制盒功能、性能和接口完全一致，可实现机上位置互换。

2台加温控制盒通过系统电缆的不同离散量信息识别安装位置，位置1#识别为主加温控制盒，位置2#识别为备加温控制盒，系统内2台加温控制盒共同控制系统内15只传感器(4只全压受感器、4只静压传感器、4只攻角传感器、2只总温传感器和1只侧滑角传感器)加温。

系统加电工作后，主、备加温控制盒同时启动运行，但任务内容不同。

(1)主加温控制盒通过数据总线接收大气数据计算机发送的轮载和指示空速信号，通过离散量接口采集系统手动加温开关信号，根据得到的轮载、指示空速、手动加温信号，经过单余度加温模式判断和四余度加温模式表决后确定系统的加温模式。加温控制盒根据不同的加温模式，通过软件控制DSP上对应GPIO口输出高电平，接通加温控制开关，或控制对应GPIO口输出低电平，断开加温控制开关，从而实现智能控制系统内传感器加温的目的。

(2)备加温控制盒执行加电自检后，实时接收大气数据计算机发送的轮载、指示空速、主加温控制盒的加温模式和加温状态监测信息，并采集手动加温开关信息，等待条件启动备份加温控制功能。

① 当主加温控制盒对系统加温控制故障或主加温控制盒与4台大气数据计算机通信均故障，无法正常接收4台大气数据计算机发送的轮载、指示空速等信息时，备加温控制盒代替主加温控制盒执行系统加温控制功能。

② 当主加温控制盒对系统内单只或多只传感器加温控制故障时，备加温控制盒对其补充加温，与主加温控制盒共同控制系统内15只传感器加温。

③ 备加温控制盒对系统、单只或多只传感器启动加温控制后，会保持控制直至本次飞行结束。

主、备加温控制盒余度设计逻辑如图3所示。

图3 主、备加温控制盒余度设计逻辑图

5 实时监控系统加温状态

2台加温控制盒通过A/D采集电路分别采集各自控制加温的传感器的加温电压，并根据硬件电路中电压与电流的对应关系，转换为加温电流。2台加温控制盒通过比较加温前、加温后的电流变化情况，判断控制加温的传感器的加温状态是否正常[11-12]。

设定加温控制盒实时采集的某传感器的加温电流为Ix，加温控制盒采集的某传感器的未加温电流为I0。加温后传感器加热丝通过的电流变化为ΔI=Ix-I0。

将ΔI与该传感器加温和未加温电流变化理论计算值K进行比较：

① 加温模式为全功率加温或半功率加温时,若ΔI>K，则判定该传感器的加温状态为正常。

② 加温模式为全功率加温或半功率加温时,若ΔI

③ 加温模式为不加温时,若ΔI>K，则判定该传感器的加温状态为故障，故障原因为加温控制电路短路。

若出现序号为②的加温故障，主加温控制盒须及时断开该传感器的加温控制开关，由备加温控制盒接通对应的控制开关对其补充加温，避免主、备加温控制盒同时接通该传感器的加温电路，在系统内形成回路，造成加温电流在两个加温电路中分流，影响加温状态监测结果。

若备加温控制盒监测该传感器在加温状态时，仍出现序号为②的加温故障时，表明系统对该传感器加温控制失效，分析故障原因为该传感器与系统未连接或该传感器的加热丝断路[2]，系统须将故障结果通过数据总线上报至交联系统，及时处置。

6 结束语

笔者提出的大气数据系统传感器智能加温控制方法为复杂、多余度大气数据系统传感器加温提供了解决方案。

在飞机处于地面停放、地面滑跑和空中飞行状态时，充分考虑了传感器地面防冰、飞行前地面加温检查和空中除冰的应用需求，引入多余度大气数据计算机提供的轮载和指示空速，以及机上顶控板的手动加温开关，通过逻辑判断和余度表决，系统传感器执行3种加温模式，分别是地面不加温、地面半功率加温和空中全功率加温。其中，在地面半功率加温和空中全功率加温启动时，设置分时分组启动加温，有效避免了所有传感器同时启动加温时带来的大电流冲击，减轻了机上电源系统的设计压力。特别是，在空中飞行时，为了确保空中加温控制始终有效，设计了主、备加温控制盒双余度控制，当主加温控制盒检测到对系统所有传感器加温控制失效后，备加温控制盒代替主加温控制盒执行系统加温控制；当主加温控制盒检测到对系统内单个、多个传感器加温控制失效后，备加温控制盒对加温失效的传感器进行补充加温，与主加温控制盒共同对所有传感器控制加温，真正实现了在空中智能加温的目的。特殊情形下，若双余度自动加温控制均失效时，飞行员仍可以手动接通强制加温开关控制传感器加温，保证飞机飞行安全。笔者提出的传感器智能加温控制方法可以满足飞机不同场景下对大气数据系统传感器的加温需求，极大程度地降低了因传感器加温失效带来的飞行隐患。