小议航空蓄电池监测体系设计范文

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1软件处理流程

系统上电后，首先进行自检与初始化。航空蓄电池的安装与使用都有严格的要求与限制，系统要求提供履历追溯功能。因此，系统上电后，读取并校验授权码、电池编号、传感器ID是否与系统的设置值一致，如果匹配，则初始化板载指示灯为正常状态,同时,连接(RS232/485)航空仪表盘的显示系统。然后，映射EEPROM到内存空间。EEPROM的时钟线速率低，每次存取的数据量比较大，会占用过多的CPU时钟周期，影响其他部件的工作。RAM时钟线的速率高，将EEPROM映射到独立开辟的内存空间，可以快速地存取测量数据,等到CPU空闲时将数据复制到EEPROM中，方便优化程序流程。最后，开始循环检测并记录电池的累计机载时间(U.Time)、温度、电流、电压、电解液等参数数据。若是检测到飞机点火启动，则开始记录蓄电池累计的运行时间（W.Time），并且在飞机运行时，每5min检测一遍运行参数；若是检测到飞机停机，停止记录电池的运行时间，并且在飞机停飞后，每30min检测一遍运行参数。上位机通过中断请求接收监测系统传送的蓄电池运行数据；数据在仪表盘中以图形方式显示。

2具体设计

具体的系统软硬件设计需要考虑航空设备对环境、制备规格及实时响应条件的要求，这里主要给出系统关键的硬件电路与特殊的软件测算的处理方法。

2.1硬件电路

2.1.1核心控制电路核心控制器采用STC12C5A16AD微控制器，内置8路高速A/D通道，可以满足系统对模拟信号的采样要求，如图3所示。为了实现系统的实时响应，外扩CPLD控制电路，负责LCD的图形界面显示、LED指示灯组显示、蜂鸣器警报声及继电器模块的开关动作，这样缩短了MCU主程序中控制部分的代码量，经测试，系统正常的一次参数巡检仅耗时166ms。为了记录运行时间及存储运行参数，系统中分别外扩了时钟芯片DS1302及EEPROM存储芯片AT24C1024。

2.1.2电源电路这里不能使用常用的双极型线性稳压芯片，这类芯片使用过程中散热效果差，并且飞机上有专用的辅热设备，长时间持续运行会影响系统的稳定性。实际电路中采用了开关稳压芯片LM2596s，如图4所示，最大承载1.5A的电流，还可以通过外加三极管扩流，可以满足系统要求。

2.1.3电压检测电路电压检测电路如图5所示。Ra为传感器输入电阻、Rb为线路电阻、Rc为传感器输出电阻。需要测量蓄电池电压时，由控制器发送信号给CPLD，由CPLD控制继电器切换电路到电源端，将蓄电池模拟电压Vi输入到电压传感器，输出信号Vo经滤波电路送主控制器的A/D接口进行采样。电压传感器的比例系数K=0.1041,线性化指标小于±0.8%，参考电压为标准参考电压芯片提供的+2.5V电压。

2.1.4电流检测电路这里使用霍尔传感器检测蓄电池电流,如图6所示。线圈采用线绕线圈，其磁导率与匝数的常量可以通过变阻器调定。其数值量化及补偿在后面“软件测算”部分介绍。为了实现快速维修，在现场也可以使用瑞士LEM公司的LA28-NP电流传感器替换线圈与霍尔传感器组成的采样电路。

2.1.5测温电路这里采用PTC热敏电阻测温,测温电路需要+14V～+16V电源供电，测温电路功耗比较低，因此使用双极型线性稳压电源，输出电压Vout通过变阻器线性可调。为了改善PTC热敏电阻的线性化，需要使用补偿电阻与热敏电阻构建线性网络，从而对测量数据进行线性化补偿，图8中的RT部分即是热敏电阻线性化模块。RT检测到的信号经反馈回路，输出电压即对应了RT的阻值，直接测量或经过放大电路后测量该点电压，可换算出测温数值。补偿算法在后面“软件测算”部分介绍。

2.2软件设计

软件设计主要包括数据编码格式设计、CPLD时序信号测试、霍尔传感器电流测算、热敏电阻的线性化与测算[3]。

2.2.1编码格式系统的授权码、电池编号及传感器ID存放在主控制器内部的ROM中。实时测量的数据存放在外部的EEPROM芯片AT24C1024中，占10B。AT24C1024按块存取，每块为256B，共512块，因此，只能在每块中存放250个记录，其余的6个字节存放年份及操作员编号。这样，系统最多可以存放2666天的待机记录数据，还可以最多存放445天的飞行记录数据，可以满足应用需要。

2.2.2CPLD控制时序CPLD的程序功能分为逻辑比较功能与控制功能。当系统运行时，在每个时钟下降沿启动比较功能，得到输入数据，根据控制指令给出驱动信号，实现控制功能。CPLD采用顶层原理图定义模块的输入输出管脚功能，并以VHDL语言描述模块的实体。根据系统结构图，绘制CPLD的电路原理图并设计相应的程序模块，然后，直接在AltiumDesigner6中编写TestBench程序对逻辑功能进行在电路仿真(ICS)，通过时序波形调试程序，直到满足要求。

2.2.3电流及热敏电阻线性化测算(1)电流值的测算使用霍尔元件与磁线圈构成的霍尔电流检测电路，检测信号为输出的电压信号，因此，需要建立待测电流与测量电压值间的转换关系。(2)热敏电阻的线性化及测算热敏电阻RT支路串接一个补偿电阻RS后，支路两端再并接一个补偿电阻RP，组成温度测量线性网络。实测多点温度对应的电压值，使用拟合直线K=CT+D逼近最佳值，其中K=Vout/Vmax，Vmax是测量的最大输出值。这是一个多变量无约束问题，采用共轭梯度法求得以下结果：在0℃～100℃温度范围内，补偿电阻RS=1.5457kΩ，C=0.878291×10-2，D=0.14313。这样，在程序设计时通过测量的电压值Vout来计算对应的电阻即可。

3系统测试

系统板载的LCD液晶屏及仪表盘中的系统都提供参数显示界面[4]。首先，设置系统为在空飞行状态，观察LCD显示的蓄电池实时运行参数，如图11所示。屏幕上依次显示实时测量到的电压、电流、实温、运行时间、机载时间、开机次数、设备状态、通信状态、充电状态、运行状态等参数信息。从观察结果看，参数采集模块工作正常。通过键盘可以选择观察上一屏或下一屏的显示信息。然后,观察操纵室仪表盘中同步显示的测量信息。测量项目通过“操作选项”下拉框选择，每一页都提供实温、机载时间、运行时间的数值显示。本文研究设计的航空蓄电池运行参数监测系统是一种维修预警系统[5]，它可以主动向维修人员提示各种信息，能快速、准确地显示电池的相关资料，帮助航空公司更迅速、准确地更换有问题的部件，便于及时有效地开展维护，节省大量查询维护日志的时间与人力，从而降低飞机维修错误的风险。

作者：赵成华红艳单位：郑州航空工业管理学院