CN103036284A

CN103036284A - 一种航空机载记录器独立电源

Info

Publication number: CN103036284A
Application number: CN2012105212820A
Authority: CN
Inventors: 田军; 孙庆亚; 杨启勤
Original assignee: Shaanxi Qianshan Avionics Co Ltd
Current assignee: Shaanxi Qianshan Avionics Co Ltd
Priority date: 2012-12-07
Filing date: 2012-12-07
Publication date: 2013-04-10
Anticipated expiration: 2032-12-07
Also published as: CN103036284B

Abstract

本发明属于航空电子技术类，应用于航空电子技术领域，特别涉及一种航空机载记录器独立电源，包括充电电路1、控制单元2、储能单元3、电源表决单元4和升压电路5。本发明采用了超级电容作为储能单元，相比较充电电池而言，其循环寿命在充电电池的100倍以上，可以实现记录器独立电源全生命周期储能单元免维护；采用了超级电容作为储能单元，相比较充电电池而言，可以承受大电流的充放电，自身发热少，便于提高能量存储效率以及简化散热设计。本发明一种航空机载记录器独立电源，按照TSO-C155适航标准要求设计，采用超级电容器进行能量储存，在充电15分钟后，能在在航空器主电源中断时给记录器提供10分钟、12W的备份电源。

Description

一种航空机载记录器独立电源

技术领域

本发明属于航空电子技术类，应用于航空电子技术领域，特别涉及一种航空机载记录器独立电源。

背景技术

记录器独立电源用于在飞机主电源中断时，给防护记录器提供10分钟后备电源，以记录关键的飞行数据。

目前，国内对记录器独立电源的研制才刚刚起步，中国民航相关标准CTSO-C155颁布不久。国外记录器独立电源已经有货架产品，其储能单元一般采用可充电电池，如镍镉电池、铅蓄电池等。但可充电电池具有循环寿命较低（不大于1000次）、容易污染环境、温度范围较窄等缺点。针对国内飞机上对记录器独立电源提出的免维护（少维护）、宽温（-55℃～70℃）工作等需求，国外记录器独立电源是无法满足的。

发明内容

发明目的：依据TSO-C155、CTSO-C155、ARINC777标准设计记录器独立电源，采用循环寿命更长（大于100000次）、工作温度范围宽（-55℃～70℃）、绿色环保的超级电容器作为储能单元，提高记录器独立电源的工作寿命以及温度环境适应性，降低维护次数。

技术方案：一种航空机载记录器独立电源，包括充电电路1、控制单元2、储能单元3、电源表决单元4和升压电路5,所述充电电路1的输入端VIN1接入到输入电源6，输出端VO1接到储能单元3，电源表决单元4的第一输入端VIN3接到输入电源6，第二输入端VIN4连接到储能单元3，升压电路5的输入端VIN5连接到电源表决单元4的输出端VO2，升压电路5的输出端VO3连接到输出电源7；所述控制单元2的输入端VIN2连接到输入电源6，两个控制信号输出端CTR1和CTR2分别连接到电源表决单元4的控制信号输入端SHD1和升压电路5的控制信号输入端SHD2。

所述充电电路1为恒流-恒压-恒功率充电电路，结构为BUCK型开关电源，用于给储能单元3充电，该充电电路在储能单元3电压处于设定值以下时，采用恒流充电方式充电，在电压达到一定值后，采用恒功率充电，当充满后采用恒压充电；

所述控制单元2检测输入电压，当输入电源6电压低于设定值10分钟后，通过输出端CTR1和/或CTR2输出关断信号，分别关闭电源表决单元4和/或升压电路5的输出；

所述储能单元3由若干个单个超级电容单元31串联，或并联，或串联和并联的组合而成，用于存储电能量，每一个超级电容单元31均由超级电容C1并联保护电路32组成；

所述电源表决单元4用于自动选择输入端VIN3和VIN4中较高的电压从VO2输出，由控制信号输入端SHD1输入的控制信号可以关断输入端VIN4与输出端VO2之间的电通道；

所述升压电路5由BOOST型开关电源构成，用于将电源表决单元4的输出端VO2输出的电压升压到设定电压后由输出端VO3输出，由控制信号输入端SHD2输入的控制信号可以关闭升压电路5及其输出端VO3的输出。

有益效果：本发明所示一种航空机载记录器独立电源，其有益效果如下：

1、采用了超级电容作为储能单元，相比较充电电池而言，其循环寿命在充电电池的100倍以上，可以实现记录器独立电源全生命周期储能单元免维护；

2、采用了超级电容作为储能单元，相比较充电电池而言，可以承受大电流的充放电，自身发热少，便于提高能量存储效率以及简化散热设计；

3、采用了超级电容作为储能单元，相比较充电电池而言，可以在-50℃～70℃温度范围内进行充放电操作，而充电电池放电温度范围无法达到-50℃～70℃，充电温度范围更窄；

4、配套设计的充电电路具有“恒流—恒功率—恒压”充电特性，较一般充电电池上使用充电器的“恒流充电，电压检测”充电方式更加适合超级电容器；

5、配套设计的电源表决单元较常规的二极管表决电路，具有更低的导通压降，能够有效的减小线路损耗，提高存储能量的利用率；

6、配套设计的保护电路，可以直接并联在超级电容单体上使用，比现有的飞渡电容和开关电源电路构成的均衡保护电路更加简单，容易承受大电流充电。

附图说明

图1为本发明所示一种航空机载记录器独立电源原理框图；

图2为本发明实施例一充电电路原理框图；

图3为本发明实施例一超级电容单元原理图；

图4为本发明实施例一电源表决单元原理图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步详细描述，请参阅图1至图4。

一种航空机载记录器独立电源，包括充电电路1、控制单元2、储能单元3、电源表决单元4和升压电路5,所述充电电路1的输入端VIN1接入到输入电源6，输出端VO1接到储能单元3，电源表决单元4的第一输入端VIN3接到输入电源6，第二输入端VIN4连接到储能单元3，升压电路5的输入端VIN5连接到电源表决单元4的输出端VO2，升压电路5的输出端VO3连接到输出电源7；所述控制单元2的输入端VIN2连接到输入电源6，两个控制信号输出端CTR1和CTR2分别连接到电源表决单元4的控制信号输入端SHD1和升压电路5的控制信号输入端SHD2。

所述充电电路1为恒流—恒压—恒功率充电电路，结构为BUCK型开关电源，用于给储能单元3充电，该充电电路在储能单元3电压处于设定值以下时，采用恒流充电方式充电，在电压达到一定值后，采用恒功率充电，当充满后采用恒压充电；

参阅图1确定独立电源的架构，将电路按充电电路1、控制单元2、储能单元3、电源表决单元4和升压电路5共五部分进行划分。

确定储能单元3的基本特征。根据10分钟、12W的放电要求，以及电容功率充放电公式：

\frac{P_{O} \times Δt}{η} = \frac{1}{2} C (u_{1}^{2} - u_{2}^{2});

注：Po为放电功率，η为升压电路的转换效率，u1为最高放电电压，u2为升压电路工作下最低输入电压，Δt为放电时间。

可以得出超级电容组容量C与u1、u2和η的关系。

对于u1，考虑充电电路为BUCK型开关电源，充电电压不能高于充电电路输入电源电压，所以u1应当小于输入电源6的最低电压值。然后根据超级电容组单体电压来确定u1，同时得到超级电容单体串联的个数。

对于升压电路，采用BOOST型开关电源电路，选择相应的控制芯片，使输入电压最小值能够尽可能的小，以确定u2。同时输出电压应当能够满足TSO-C155中输出电压范围的要求。然后确定升压电路的转换效率η。

对于储能单元3的容量与结构，根据前面得到u1、u2和η，可以得出超级电容组的容量C，然后选择合适的超级电容单体采用串联，或并联，或并联/串联的方式构成超级电容组，得出的容量C₂应当大于C。

对于充电电路1，根据ARINC777要求，充电电路的设计需要满足充电功率不大于“额定输出功率12W+耗散功率5W”，充满电时间不大于15分钟（只要可以满足10分钟输出，也可以15分钟未充满），充电电流不大于超级电容承受的最大电流。可以根据第二步中描述的电容功率充放电公式来确定恒流充电与恒功率充电的切换电压。确定充电电路的空载输出电压为u1。

选择合适的具有电压反馈和电流反馈功能的BUCK型开关电源控制芯片以及***器件构成基本的BUCK型开关电源，其中，电流反馈端CSENSE连接到反馈选择电路15。选择电流检测电阻构成电压-电流转换电路12，选择高边电流检测运算放大器配以***电路构成电流-电压转换电路13。选择功率检测芯片配以***电路，外加带两个互为反相开漏（OD）输出的比较器及其***电路构成功率 —电流转换电路14。选用运算放大器、电阻和隔离二极管构成反馈选择电路15。

对于保护电路32，选用凌特公司的LT6650芯片或同功能的由运算放大器和基准源构成的电路，根据充电电路设计的充电电流，以及超级电容单体的保护电压，确定R1和R2的取值，确定R3的取值和额定功率，确定V1的额定功率和导通电阻最大值，再进一步选择具体的元器件。

对于电源表决单元4，选择凌特公司电源表决控制芯片LTC4412及其***电路构成，选择双MOS管“背靠背”的典型接法，使用芯片的控制端CTRL。

对于控制单元2，控制单元的主要作用是监控输入电源6的电压，可以采用比较器或其它元器件实现电压的监控。在监控到输入电源6的电压高于设定值时，控制单元2使能电源表决单元4以及升压电路5，使其正常工作，并清零内部计时器；在监控到输入电源6的电压低于设定值时，内部计时器开始计时，当满10分钟以后，禁止电源表决单元4以及升压电路5，停止其工作，断开电源输出。

计时器以及控制信号可以由数字门电路构成，也可以由CPLD，或者微控制器（MCU）实现。

对于分析充电电路1、升压电路5以及保护电路32的主电流路径上元器件的功耗，然后根据需要采取散热措施。

本发明采用了超级电容作为储能单元，相比较充电电池而言，其循环寿命在充电电池的100倍以上，可以实现记录器独立电源全生命周期储能单元免维护；采用了超级电容作为储能单元，相比较充电电池而言，可以承受大电流的充放电，自身发热少，便于提高能量存储效率以及简化散热设计；采用了超级电容作为储能单元，相比较充电电池而言，可以在-50℃～70℃温度范围内进行充放电操作，而充电电池放电温度范围无法达到-50℃～70℃，充电温度范围更窄；充电电路具有“恒流—恒功率—恒压”充电特性，较一般充电电池上使用充电器的“恒流充电，电压检测”充电方式更加适合超级电容器；电源表决单元较常规的二极管表决电路，具有更低的导通压降，能够有效的减小线路损耗，提高存储能量的利用率；保护电路，可以直接并联在超级电容单体上使用，比现有的飞渡电容和开关电源电路构成的均衡保护电路更加简单，容易承受大电流充电。

Claims

1.一种航空机载记录器独立电源，其特征在于，包括充电电路[1]、控制单元[2]、储能单元[3]、电源表决单元[4]和升压电路[5],所述充电电路[1]的输入端VIN1接入到输入电源[6]，输出端VO1接到储能单元[3]，电源表决单元[4]的第一输入端VIN3接到输入电源[6]，第二输入端VIN4连接到储能单元[3]，升压电路[5]的输入端VIN5连接到电源表决单元[4]的输出端VO2，升压电路[5]的输出端VO3连接到输出电源[7]；所述控制单元[2]的输入端VIN2连接到输入电源[6]，两个控制信号输出端CTR1和CTR2分别连接到电源表决单元[4]的控制信号输入端SHD1和升压电路[5]的控制信号输入端SHD2；

所述充电电路[1]为恒流—恒压—恒功率充电电路，结构为BUCK型开关电源，用于给储能单元[3]充电；

所述控制单元[2]检测输入电压，当输入电源[6]电压低于设定值一定时间后，通过输出端CTR1和/或CTR2输出关断信号，分别关闭电源表决单元[4]和/或升压电路[5]的输出；

所述储能单元[3]由若干个单个超级电容单元[31]串联，或并联，或串联和并联的组合而成，用于存储电能量，每一个超级电容单元[31]均由超级电容C1并联保护电路[32]组成；

所述电源表决单元[4]用于自动选择输入端VIN3和VIN4中较高的电压从VO2输出，由控制信号输入端SHD1输入的控制信号可以关断输入端VIN4与输出端VO2之间的电通道；

所述升压电路[5]由BOOST型开关电源构成，用于将电源表决单元[4]的输出端VO2输出的电压升压到设定电压后由输出端VO3输出，由控制信号输入端SHD2输入的控制信号可以关闭升压电路[5]及其输出端VO3的输出。

2.根据权利要求1所述的一种航空机载记录器独立电源，其特征在于，所述充电电路[1]包括开关电源电路[11]、电压—电流转换电路[12]、电流—电压转换电路[13]、功率-电流转换电路[14]、反馈选择电路[15]。所述开关电源电路[11]的电源输入端VIN连接到输入电源[6]，电压输出端VO连接到电流-电压转换电路[13]的电流输入端CIN，电流-电压转换电路[13]的电流输出端CO通过输出端VO1连接到储能单元[3]，电流-电压转换电路[13]的电压输出端CVO分别连接到电压-电流转换电路[12]的输入端CSIN1和功率-电流转换电路[14]的电流输入端CSIN2，功率—电流转换电路[14]的电压输入端VSIN和开关电源电路[11]的电压反馈输入端VSENSE均通过输出端VO1连接到储能单元[3]，反馈选择电路[15]的两个输入端CIN1和CIN2分别与电压—电流转换电路[12]的输出端CCO和功率—电流转换电路[14]的输出端PCO连接，其中CIN1还与功率—电流转换电路[14]的输出端CTRL连接，一个输出端CSOUT与开关电源电路[11]的电流反馈输入端CSENSE连接。

3.根据权利要求2所述的一种航空机载记录器独立电源，其特征在于，所述开关电源电路[11]为BUCK型开关电源。

4.根据权利要求2所述的一种航空机载记录器独立电源，其特征在于，所述功率检测电路可以将负载上对应的功率线性转换为电流输出。

5.根据权利要求1所述的一种航空机载记录器独立电源，其特征在于，所述保护电路[32]包括一个带有基准电压源的运算放大电路[33]、PMOS管V1、功率电阻R3及分压电阻R1、R2，所述运算放大电路的OUT引脚连接到PMOS管的栅极G上；所述运算放大电路的FB引脚连接到分压电阻R1和R2的一端上，R1的另一端接电源正V+，R2的另一端接电源负V-；所述运算放大电路的IN引脚接电源正V+，GND引脚接电源负V-；所述PMOS管V1源极S接电源正V+，漏极D接功率电阻器R3，功率电阻器R3另外一端接电源负V-。

6.根据权利要求5所述的一种航空机载记录器独立电源，其特征在于，所述运算放大电路由运算放大器和基准电压源组成或者由LT6650芯片组成。

7.根据权利要求1所述的一种航空机载记录器独立电源，其特征在于，所述电源表决单元[4]包括电源表决电路[41]、电源控制电路[42]，所述电源表决电路[41]包括电源表决控制芯片LTC4412、主电源隔离二极管D1、电源开关PMOS管V2和V3，电源控制电路[42]包括控制NMOS管V4及与其漏极D连接的输入上拉电阻R4，所述主电源隔离二极管D1的正端连接到第一输入端VIN3，负端接到输出端VO2，电源开关PMOS管V2和V3的栅极G连接到电源表决控制芯片LTC4412的GATE端，电源表决控制芯片LTC4412的SENSE端接到输出端VO2，第二输入端VIN4连接到电源表决控制芯片LTC4412的IN端以及电源开关PMOS管V2的漏极D，V3的漏极D接到输出端VO2，电源开关PMOS管V2和V3的源极S连接到一起,R4的另外一端连接到第二输入端VIN4，控制NMOS管V4的漏极D连接到电源表决控制芯片LTC4412的CTRL端。