一种应用于飞机舵面锁的自动控制电路

摘要

本发明提供了一种飞机舵面锁的自动控制电路，包括：舵面锁供电控制电路、舵面锁驱动控制电路和逻辑处理模块；舵面锁供电控制电路接收轮载信号，通过舵面锁驱动控制电路连接到电机本体，根据轮载信号向舵面锁驱动控制电路发送舵面锁电机的接通/断开电源指令；逻辑处理模块接收轮载信号和指令，根据接收到的轮载信号和/或指令，生成使能控制，或者生成使能控制和舵面锁解锁/锁定指令，并发送至舵面锁驱动控制电路；舵面锁驱动控制电路用于，根据舵面锁电机的接通/断开电源指令和使能控制接通/断开舵面锁电机的电源，在舵面锁电机的电源接通时，根据解锁/锁定指令进行电机运动方向控制。能够实现智能化和自动化。

说明书

技术领域

本发明属于飞机舵面锁的自动控制和故障检测技术，涉及一种飞机舵面锁的自动控制电路。

背景技术

目前舵面锁由机械传动和有刷直流电机两部分组成，用于飞机停机后，对飞机的舵面进行锁定，防止大风等对飞机的舵面造成损坏，其中飞机的舵面锁包含左副翼舵面锁、右副翼舵面锁、左升降舵面锁、右升降舵面锁以及方向舵面锁，这五种舵面锁的结构和原理均相同。对于舵面锁的控制采用串联的控制模式，即将五个舵面锁的有刷直流电机的正/负极串入同一个回路中，只需通过控制一个开关即可实现五个舵面锁的解锁/锁定，若其中一个舵面锁发生故障，会影响其他的舵面锁也不能正常解锁/锁定，需人工进行对故障舵面锁的故障定位。

随着航空电子的发展，飞机控制系统正在向多电、全电方向转换，目前通过人工控制飞机舵面锁的传统方法已不能满足自动化控制要求，且不能实现舵面锁的故障自动检测和准确定位，对用户造成了极大不便，不能够实现智能化和自动化。

发明内容

本发明的目的是：本发明提供一种飞机舵面锁的自动控制电路，能够实现智能化和自动化。

本发明的技术方案是：

本发明提供一种飞机舵面锁的自动控制电路，包括：舵面锁供电控制电路、舵面锁驱动控制电路和逻辑处理模块；其中，

所述的舵面锁供电控制电路的输入端接收轮载信号，舵面锁供电控制电路输出端连接到舵面锁驱动控制电路输入端，舵面锁驱动控制电路输出端连接到电机本体；

所述的舵面锁供电控制电路用于，接收轮载信号，根据轮载信号向舵面锁驱动控制电路发送舵面锁电机的接通/断开电源指令；

所述逻辑处理模块的输入端接收轮载信号和指令，所述逻辑处理模块的输出端与舵面锁驱动控制电路输入端连接，

所述逻辑处理模块用于，根据接收到的轮载信号和/或指令，生成使能控制，或者生成使能控制和舵面锁解锁/锁定指令，并将生成信息发送至舵面锁驱动控制电路；

所述舵面锁驱动控制电路用于，根据舵面锁电机的接通/断开电源指令和使能控制接通/断开舵面锁电机的电源，在舵面锁电机的电源接通时，根据解锁/锁定指令进行电机运动方向控制。

可选的，飞机舵面锁的自动控制电路还包括：舵面锁电流检测电路；

舵面锁电流检测电路的输入端与舵面锁驱动控制电路输出端连接，舵面锁电流检测电路的输出端连接到逻辑处理模块的输入端，逻辑处理模块的输出端连接到故障显示；

所述的舵面锁电流检测电路，用于检测电机控制线路中的电流，并发送至逻辑处理模块；

所述的逻辑处理模块，用于根据舵面锁电流检测电路提供的电路信息判断电机是否故障，若判断为故障，则将故障信息发送至故障显示；

所述故障显示用于，根据接收到的故障信息进行显示。

可选的，所述舵面锁供电控制电路包括：第一电阻R1、第二电阻R2、第三电阻R3、第四电阻R4、第一二极管V1、第二二极管V2，第一光耦D1，三极管Q1，继电器J1；其中，

所述第一电阻R1第一端连接来自飞机的第一直流供电端，第一直流供电端提供+28V，第一电阻R1第二端连接第一光耦D1的输入正极，第一二极管V1的负极接收轮载信号，第一二极管V1的正极连接第一光耦D1的输入负极；

第二电阻R2的第一端连接第二直流供电端VCC，第二电阻R2的第二端连接第一光耦D1的输出正极以及第三电阻R3的第一端，第一光耦D1的输出负极接地；

第三电阻R3的第二端连接第四电阻R4的第一端以及三极管Q1的基极，三极管Q1的发射极接地，第四电阻R4的第二端连接三极管Q1的集电极和继电器J1的线圈负端，继电器J1的线圈正端连接所述第二直流供电端VCC，继电器J1的输出正极连接第二二极管V2的负极和来自飞机的第三直流供电端，第三直流供电端提供+28V，继电器J1的输出负极连接第二二极管V2的正极和舵面锁供电控制电路的电源端。

可选的，所述舵面锁供电控制电路还包括：第一电容C1、第二电容C2、第三电容C3；

第一电阻R1第二端连接第一电容C1的第一端，第一二极管V1的正极连接第一电容C1的第二端；

第二电阻R2的第二端连接第二电容C2的第一端，第二电容C2的第二端接地；

三电阻R3的第二端连接第三电容C3的第一端，第三电容C3的第二端接地。

可选的，所述舵面锁驱动控制电路包含：第五电阻R5、第六电阻R6、第七电阻R7、第八电阻R8、第四电容C4、第五电容C5、第三二极管V3、第四二极管V4、第五二极管V5、第六二极管V6、第七二极管V7、第八二极管V8、第二光耦D2、第三光耦D3和驱动器U1；其中，

所述第五电阻R5的第一端和第四直流供电端VCC1连接，第五电阻R5第二端和第二光耦D2的输入正极连接，第七二极管V7的负极接收逻辑处理模块输出的使能控制，第七二极管V7的正极和第二光耦D2的输入负极连接，第七电阻R7的第一端和第二直流供电端VCC连接，第七电阻R7的第二端连接第二光耦D2的输出正极和驱动器U1的使能输入端；

第六电阻R6的第一端和第四直流供电端VCC1连接，第六电阻R6第二端和第三光耦D3的输入正极连接，第八二极管V8的负极接收逻辑处理模块输出的舵面锁解锁/锁定指令，第八二极管V7的正极和第三光耦D3的输入负极连接，第八电阻R8的第一端和第二直流供电端VCC连接，第八电阻R8的第二端连接第三光耦D3的输出正极和驱动器U1的正反转控制端；

驱动器U1的电机驱动第一输出端连接第五二极管V5的负极和第六二极管V6的正极，驱动器U1的电机驱动第二输出端连接第五二极管V3的负极和第六二极管V4的正极，驱动器U1的电源端连接第四电容C4的第一端、第五电容C5的第一端以及所述舵面锁供电控制电路的输出端，第三二极管V3的正极连接电机的锁定-端、第四二极管V4的负极连接电机的解锁+端、第五二极管V5的正极连接电机的解锁-端、第六二极管V6的负极连接电机的锁定+端。

可选的，所述舵面锁驱动控制电路还包括：第九电阻R9和第十电阻R10；

驱动器U1的正转电流采集端连接第九电阻R9的第一端和第一舵面锁电流检测电路的输入端，第九电阻R9的第二端接地；

驱动器U1的反转电流采集端连接第十电阻R10的第一端和第二舵面锁电流检测电路的输入端，第十电阻R10的第二端接地。

可选的，第一舵面锁电流检测电路包括：第十一电阻R11、第十二电阻R12、第十三电阻R13、第十四电阻R14和第一运放U2；其中，

第一运放U2的反相输入端和第十一电阻R11的第二端、第十四电阻R14的第一端连接，第十一电阻R11的第一端接地；

第一运放U2的同相输入端和第十二电阻R12的第二端、第十三电阻R13的第一端连接，第十二电阻R12的第一端和驱动器U1的正转电流采集端连接，第十三电阻R13的第二端接地；

第一运放U2的输出端和第十四电阻R14的第二端、逻辑处理模块的电流采集端连接。

可选的，第二舵面锁电流检测电路包括：第十五电阻R15、第十六电阻R16、第十七电阻R17、第十八电阻R18和第二运放U3；其中，

第二运放U3的反相输入端和第十五电阻R15的第二端、第十八电阻R18的第一端连接，第十五电阻R15的第一端接地；

第二运放U3的同相输入端和第十六电阻R16的第二端、第十七电阻R17的第一端连接，第十六电阻R16的第一端和驱动器U1的反转电流采集端连接，第十七电阻R17的第二端接地；

第二运放U3的输出端和第十八电阻R18的第二端、逻辑处理模块的电流采集端连接。

可选的，所述逻辑处理模块，用于根据第一舵面锁电流检测电路或第二舵面锁电流检测电路提供的电路信息判断电机是否故障。

本发明提供的飞机舵面锁的自动控制电路，能够实现对舵面锁的上锁和解锁控制，并能够实现快速对舵面锁的故障检测和定位，采用标准化、模块化、功能化的设计方式，利于控制装置的推广引用，缩减了成本、减少了重量，满足了新型飞机舵面锁的自控控制要求。

附图说明

图1是本发明提供的飞机舵面锁的自动控制电路的结构示意图；

图2是本发明提供的舵面锁供电控制电路的结构示意图；

图3是本发明提供的舵面锁驱动控制电路的结构示意图；

图4a是本发明提供的舵面锁电流检测电路的结构示意图一；

图4b是本发明提供的舵面锁电流检测电路的结构示意图二。

具体实施方式

下面对本发明做进一步详细说明。飞机的舵面锁包含左副翼舵面锁、右副翼舵面锁、左升降舵面锁、右升降舵面锁以及方向舵面锁，这五种舵面锁的结构和原理均相同，参见图1，一种飞机舵面锁的自动控制和故障检测电路，包括舵面锁供电控制电路、舵面锁驱动控制电路、舵面锁电流检测电路以及逻辑处理模块。

其中，所述的舵面锁供电控制电路的输入端连接轮载信号，舵面锁供电控制电路输出端连接到舵面锁驱动控制电路输入端，同时舵面锁驱动控制电路输入端还连接到逻辑处理模块的输出端，舵面锁驱动控制电路输出端连接到电机本体，同时舵面锁驱动控制电路输出端也连接到舵面锁电流检测电路的输入端，舵面锁电流检测电路的输出端连接到逻辑处理模块的输入端，逻辑处理模块的输出端连接到故障显示，逻辑处理模块的输入端同时连接到轮载和指令；

所述的舵面锁供电控制电路，用于检测轮载信号，判断是否接通/断开去往舵面锁驱动控制电路的电源；

所述的舵面锁驱动控制电路，根据舵面锁电机的接通/断开电源指令和使能控制接通/断开舵面锁电机的电源，在舵面锁电机的电源接通时，根据解锁/锁定指令进行电机运动方向控制；

所述的舵面锁电流检测电路，用于检测电机控制线路的电流，并经过计算后输入到逻辑处理模块；

所述的逻辑处理模块根据接收到的轮载和指令，将使能控制，或者，使能控制和解锁锁定指令输出到舵面锁驱动控制电路，同时对舵面锁电流检测电路输入的信号进行分析，判断电机是否故障，若判断为故障，则将故障信息发送至故障显示。

如图2所示，所述舵面锁供电控制电路含第一电阻R1、第二电阻R2、第三电阻R3、第四电阻R4，第一电容C1、第二电容C2、第三电容C3，第一二极管V1、第二二极管V2，第一光耦D1，三极管Q1，继电器J1，

其中，所述第一电阻R1第一端连接来自飞机+28VII，第一电阻R1第二端连接第一光耦D1的第一端和第一电容C1的第一端，第一二极管V1的第一端连接轮载，第一二极管V1的第二端连接第一光耦D1的第二端和第一电容C1的第二端，第二电阻R2的第一端连接VCC，第二电阻R2的第二端连接第一光耦D1的第五端、第二电容C2的第一端以及第三电阻R3的第一端，第二电容C2的第二端连接第一光耦D1的第四端，第三电阻R3的第二端连接第三电容C3的第一端、第四电阻R4的第一端以及三极管Q1的第一端，第三电容C3的第二端连接三极管Q1的第三端，第四电阻R4的第二端连接三极管Q1的第二端和继电器J1的第二端，继电器J1的第一端连接VCC，继电器J1的第四端连接第二二极管V2的第一端和来自飞机的+28V1，继电器J1的第三端连接第二二极管V2的第二端和舵面锁供电控制电路的U1的第三端；

如图3所示，所述的舵面锁驱动控制电路包含第五电阻R5、第六电阻R6、第七电阻R7、第八电阻R8、第九电阻R9、第十电阻R10，第四电容C4、第五电容C5，第三二极管V3、第四二极管V4、第五二极管V5、第六二极管V6、第七二极管V7、第八二极管V8，第二光耦D2、第三光耦D3，驱动器U1；

其中所述第五电阻R5的第一端和VCC1连接，第五电阻R5第二端和第二光耦D2的第一端连接，第七二极管V7的第一端和来自逻辑处理模块的输出端连接，第七二极管V7的第二端和第二光耦D2的第二端连接，第七电阻R7的第一端和VCC连接，第七电阻R7的第二端连接第二光耦D2的第五端和驱动器U1的第十端；

第六电阻R6的第一端和VCC1连接，第六电阻R6第二端和第三光耦D3的第一端连接，第八二极管V8的第一端和来自逻辑处理模块的输出端连接，第八二极管V7的第二端和第三光耦D3的第二端连接，第八电阻R8的第一端和VCC连接，第八电阻R8的第二端连接第三光耦D3的第五端和驱动器U1的第七端；

驱动器U1的第四端连接第九电阻R9的第一端和舵面锁电流检测电路第十二电阻R12的第一端；驱动器U1的第二端连接第十电阻R10的第一端和舵面锁电流检测电路第十六电阻R16的第一端，驱动器U1的第一端连接第五二极管V5的第一端和第六二极管V6的第二端，驱动器U1的第五端连接第五二极管V3的第一端和第六二极管V4的第二端，驱动器U1的第三端连接第四电容C4的第一端、第五电容C5的第一端以及舵面锁供电控制电路中第二二极管V2的第二端，第三二极管V3的第二端连接电机的锁定-、第四二极管V4的第一端连接电机的解锁+、第五二极管V5的第二端连接电机的解锁-、第六二极管V6的第一端连接电机的锁定+；

如图4a所示，所述的舵面锁电流检测电路包含第十一电阻R11、第十二电阻R12、第十三电阻R13、第十四电阻R14、第十五电阻R15、第十六电阻R16、第十七电阻R17、第十八电阻R18，第一运放U2、第二运放U3；

其中第一运放U2的第二端和第十一电阻R11的第二端、第十四电阻R14的第一端连接，第一运放U2的第三端和第十二电阻R12的第二端、第十三电阻R13的第一端连接，第十二电阻R12的第一端和舵面锁驱动控制电路的第九电阻R9的第一端连接，第一运放U2的第六端和逻辑处理模块输入端连接；

如图4b所示，第二运放U3的第二端和第十五电阻R15的第二端、第十八电阻R18的第一端连接，第一运放U2的第三端和第十六电阻R16的第二端、第十七电阻R17的第一端连接，第十六电阻R16的第一端和舵面锁驱动控制电路的第十电阻R10的第一端连接，第二运放U3的第六端和逻辑处理模块输入端连接。

所述的舵面锁供电控制电路的第一二极管V1的第一端轮载为低电平时，认为飞机此时处于停机状态，可以接通飞机舵面锁的供电，此时第一光耦D1前级导通，后级此时处于低电平，第三电阻R3和第四电阻R4由于分压，此时三极管Q1的第一端和第三端造成压差，三极管Q1的第二端和第三端导通，继电器J1的第一端和第二端线圈有电流，继电器J1的第三端和第四端接通，所述的舵面锁驱动控制电路的驱动器U1的第三端接通+28V1；

所述的舵面锁供电控制电路的第一二极管V1的第一端轮载为开路时，认为飞机此时处于飞行状态，此时第一光耦D1前级不导通，三极管Q1的第一端和第三端无压差，三极管Q1的第二端和第三端无法导通，继电器J1的第一端和第二端线圈无电流，继电器J1的第三端和第四端不能接通，所述的舵面锁驱动控制电路的驱动器U1的第三端无法接通+28V1，保证了飞机在飞行状态的安全；

所述的舵面锁驱动控制电路的第七二极管V7的第一端为低电平时，第二光耦D2的第五端被拉低，此时驱动器U1的第十端使能被打开，可以驱动电机，否则不能对电机进行驱动，第八二极管V8的第一脚为低电平时，第三光耦D3的第五端被拉低，此时驱动器U1的第七端为低电平，电机开始解锁，即U1驱动器的第五端输出高电压，通过第四二极管V4接通电机的第一端，流过电机，通过第五二极管V5进入U1驱动器的第一端，此时舵面锁开始进行解锁作动；

所述的舵面锁驱动控制电路的第七二极管V7的第一端为低电平时，第二光耦D2的第五端被拉低，此时驱动器U1的第十端使能被打开，可以驱动电机，否则不能对电机进行驱动，第八二极管V8的第一脚为高电平时，第三光耦D3的第五端被拉高，此时驱动器U1的第七端为高电平，电机开始锁定，即U1驱动器的第一端输出高电压，通过第六二极管V6接通电机的第二端，流过电机，通过第三二极管V3进入U1驱动器的第五端，此时舵面锁开始进行锁定作动；

所述的舵面锁驱动控制电路的第七二极管V7的第一端为高电平时，第二光耦D2的第五端被拉高，此时驱动器U1的第十端使不能被打开，无法驱动电机；

所述的舵面锁电流检测电路在电机进行解锁时，驱动器U1的第四端通过第九电阻R9将电流转化为电压，通过运放U2进行计算输出到所述逻辑处理模块；所述的舵面锁电流检测电路在电机进行锁定时，驱动器U1的第二端通过第十电阻R10将电流转化为电压，通过运放U3进行计算输出到所述逻辑处理模块；

所述逻辑处理模块通过接收来自飞机的指令和轮载，轮载为低电平时，输出使能控制和解锁/锁定指令到舵面锁驱动控制电路，驱动电机进行解锁/锁定，同时对解锁/锁定电流进行检测，当电流超过门限值，或者所述逻辑处理模块发出驱动指令到所述舵面锁驱动控制电路且电机电流为零，则判断为电机故障，通过所述逻辑处理模块上报到故障显示。

所述逻辑处理模块通过接收来自飞机的指令和轮载，轮载为开，不输出使能控制到舵面锁驱动控制电路，电机无法动作。

最后需要指出，以上实施例仅说明本发明的实施技术方案而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术放案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在权利要求范围当中。