民用飛機(jī)引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)控制理論研究

汪凌飛

【摘 要】基于共晶鹽探測(cè)器的引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)，探測(cè)范圍大、可靠性高、反應(yīng)時(shí)間快等優(yōu)點(diǎn)，已廣泛應(yīng)用到民用航空飛機(jī)上。本文研究了引氣泄漏過(guò)熱系統(tǒng)控制理論，從探測(cè)回路設(shè)計(jì)、探測(cè)回路電氣特性和探測(cè)區(qū)域控制邏輯三方面闡述了共晶鹽探測(cè)器在民用飛機(jī)上的應(yīng)用。

【關(guān)鍵字】民用飛機(jī);共晶鹽探測(cè)器;引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng);控制理論

中圖分類(lèi)號(hào)： V241;V228文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A文章編號(hào)： 2095-2457（2019）15-0032-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2019.15.015

Research on Control Theory of Bleed Air Overheat Detection System in Civil Aircraft

WANG Ling-fei

（Shanghai Aircraft Design And Research Institute，Shanghai 201210，China）

【Abstract】The bleed air overheat detection system based on eutectic sensor，which has advantages of wide detection range， high reliability and fast response etc.， has been widely applied on civil aircraft. This paper studies a control theory of bleed air overheat detection system， from the system loop design， loop electrical characteristic and loop zone logic， to describe eutectic sensor application on civil aircraft.

【Key words】Civil aircraft; Eutectic sensor; Bleed air overheat detection system; Control theory

0 引言

飛機(jī)引氣管路屬于高溫壓力管道系統(tǒng)，在飛機(jī)運(yùn)行過(guò)程中，環(huán)境惡劣、引氣管路受腐蝕、外力作用、絕緣層老化等因素的影響，會(huì)產(chǎn)生泄漏或者過(guò)熱問(wèn)題。根據(jù)CCAR-25部適航條款25.1103（d）[1]：對(duì)于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和輔助動(dòng)力裝置的引氣導(dǎo)管系統(tǒng)，如果空氣導(dǎo)管的引氣口與飛機(jī)的用氣裝置之間的任一部位上出現(xiàn)導(dǎo)管破損，不得造成危害。目前，民用飛機(jī)引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)器系統(tǒng)廣泛采用具有探測(cè)范圍大、可靠性高、反應(yīng)時(shí)間快等優(yōu)點(diǎn)的共晶鹽過(guò)熱探測(cè)器[2]。本文研究了引氣泄漏過(guò)熱系統(tǒng)控制理論，從探測(cè)回路設(shè)計(jì)、探測(cè)回路電氣特性和探測(cè)區(qū)域控制邏輯三方面闡述了共晶鹽探測(cè)器在民用飛機(jī)上的應(yīng)用。

1 基于共晶鹽過(guò)熱探測(cè)器的引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)

共晶鹽探測(cè)器由金屬外殼、中心導(dǎo)線和填充在導(dǎo)線與外殼之間的共晶鹽層組成。共晶鹽探測(cè)器通常通過(guò)外殼接地，中心僅內(nèi)嵌一根導(dǎo)線，器結(jié)構(gòu)如圖1所示。探測(cè)器的金屬外殼通常為鎳625，中心導(dǎo)線也是鎳合金材料。中心導(dǎo)線具有在大溫度范圍內(nèi)保持恒定電阻的特性，反復(fù)暴露在高于共晶鹽的融合溫度之上的溫度時(shí)，其電阻基本不變。

中心導(dǎo)體與鎳外殼之間的共晶鹽化合物對(duì)溫度十分敏感，在常溫時(shí)為固態(tài)，中心導(dǎo)體與地之間的電阻值非常大（兆歐級(jí)）;當(dāng)溫度上升至告警溫度時(shí)，共晶鹽層融化，中心導(dǎo)線與外殼間的電阻急劇減小，電路接通，控制器給出告警。由于共晶鹽探測(cè)器告警時(shí)的溫度值與探測(cè)器受熱長(zhǎng)度無(wú)關(guān)，幾乎為固定值。因此共晶鹽探測(cè)器可以很好地應(yīng)用在引氣導(dǎo)管的局部泄漏探測(cè)上。通過(guò)分別測(cè)量共晶鹽探測(cè)器兩端回路的阻值之比，控制系統(tǒng)可以計(jì)算除高溫點(diǎn)的具體位置。準(zhǔn)備告知維修人員引氣泄漏點(diǎn)的位置，節(jié)省排故時(shí)間[3]。

2 引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)控制架構(gòu)

引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)單個(gè)回路通常由若干個(gè)共晶鹽溫度傳感器、傳感器連接線纜和系統(tǒng)控制器三部分。每個(gè)溫度傳感器兩端自帶一定長(zhǎng)度與飛機(jī)電氣線纜相同規(guī)格的導(dǎo)線，可實(shí)現(xiàn)與另一段傳感器直接串接或與飛機(jī)線纜串接，形成完成的探測(cè)回路。回路的起始端與結(jié)束端最后連接至控制器。其中，傳感器與線纜串接成回路的部分為內(nèi)部中心導(dǎo)線。如圖2所示為某型號(hào)飛機(jī)引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)回路架構(gòu)。

2.1 系統(tǒng)探測(cè)回路

飛機(jī)上引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)區(qū)域根據(jù)引氣管路的布置、管路分區(qū)活門(mén)和探測(cè)關(guān)閥的需求進(jìn)行劃分，可以有機(jī)翼防冰區(qū)域、APU引氣區(qū)域、發(fā)動(dòng)機(jī)引氣區(qū)域和空調(diào)包引氣區(qū)域等。系統(tǒng)探測(cè)回路根據(jù)探測(cè)區(qū)域的定義進(jìn)行設(shè)計(jì)，每個(gè)探測(cè)回路負(fù)責(zé)一個(gè)指定區(qū)域的引氣泄漏防護(hù)。

系統(tǒng)探測(cè)回路的狀態(tài)根據(jù)實(shí)際傳感器物理狀態(tài)可以劃分為可用（Enable）、過(guò)熱告警（Alarm）、短路（Short）、降級(jí)（Degraded）和開(kāi)路（Open）五種狀態(tài)，其中前三種狀態(tài)是共晶鹽探測(cè)器芯線與周?chē)兀w機(jī)地）之間的阻抗值，后兩者狀態(tài)是探測(cè)回路自身的阻抗值。

飛機(jī)上指定的探測(cè)區(qū)域，根據(jù)艙內(nèi)最高環(huán)境溫度和探測(cè)器安裝位置可確定最終的告警溫度，比如120℃、150℃、200℃等[4]，從而確定探測(cè)回路告警時(shí)的阻抗值。飛機(jī)系統(tǒng)探測(cè)回路可用（Enable）狀態(tài)的門(mén)限值設(shè)定為200～5000歐姆（±30%），過(guò)熱告警（Alarm）門(mén)限值設(shè)定在200～800歐姆（±30%），而短路（Short）的門(mén)限值設(shè)置為告警門(mén)限值的25%。對(duì)于特定的探測(cè)回路，其各狀態(tài)的阻抗值為固定值。如圖3所示為系統(tǒng)探測(cè)回路阻抗與時(shí)間的曲線。

當(dāng)探測(cè)回路總阻抗從高于可用（Enable）門(mén)限值持續(xù)變小，小于等于告警（Alarm）門(mén)限值后報(bào)告過(guò)熱告警，繼續(xù)減小到小于等于短路（Short）門(mén)限值后將報(bào)告短路狀態(tài)。當(dāng)回路阻抗從可用門(mén)限值以上減小至小于等于告警的門(mén)限值且不滿(mǎn)足短路的計(jì)時(shí)條件時(shí)需在2s內(nèi)報(bào)告回路的過(guò)熱狀態(tài)。

為避免芯線與地之間阻抗的變化導(dǎo)致系統(tǒng)狀態(tài)輸出反復(fù)切換，飛機(jī)探測(cè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)了一個(gè)狀態(tài)切換的“滯后作用”。通過(guò)在短路和告警的基礎(chǔ)上，設(shè)定與Enable阻抗門(mén)限值相同的短路和告警重置的閾值。當(dāng)回路總阻抗小于等于狀態(tài)重置門(mén)限值且此前處于過(guò)熱/短路狀態(tài)，回路狀態(tài)持續(xù)判定為過(guò)熱/短路狀態(tài)。即當(dāng)回路阻抗變小觸發(fā)了過(guò)熱/短路后，雖然阻抗恢復(fù)變大超過(guò)了過(guò)熱/短路門(mén)限值，只要沒(méi)有大于狀態(tài)重置的門(mén)限值，依舊保持此前觸發(fā)的狀態(tài)。當(dāng)阻抗超過(guò)Enable門(mén)限值時(shí)，已存在的回路過(guò)熱或短路狀態(tài)將終止。

通過(guò)受控的共晶鹽傳感器長(zhǎng)度和飛機(jī)線纜阻抗，探測(cè)系統(tǒng)需具備在10s內(nèi)定位確認(rèn)的過(guò)熱或短路事件的位置，精度要求是整個(gè)探測(cè)回路長(zhǎng)度的±6%或者是1.5m規(guī)格的芯線阻值3.41Ω/m長(zhǎng)度的±1.5%或者2.5m規(guī)格芯線阻值2.15Ω/m長(zhǎng)度的±2%的最大值。

系統(tǒng)探測(cè)回路的降級(jí)（Degraded）和開(kāi)路（Open）狀態(tài)識(shí)別，需設(shè)定一個(gè)基準(zhǔn)判斷阻值。探測(cè)回路芯線阻值由芯線、連接線纜和飛機(jī)線纜三部分組成，當(dāng)回路總阻值設(shè)計(jì)值小于60歐姆時(shí)，設(shè)定60歐姆作為系統(tǒng)降級(jí)或開(kāi)路的基準(zhǔn)。當(dāng)芯線阻值超過(guò)定義值的130%（±13%）判斷為回路降級(jí)，當(dāng)芯線阻值超過(guò)定義值的160%（±10%）判斷為回路開(kāi)路。

2.2 系統(tǒng)探測(cè)回路電氣特性

民用飛機(jī)上應(yīng)用的共晶鹽過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)一般設(shè)計(jì)要求如下：

（1）使用小于15V電壓250（±5%）Hz頻率交流電監(jiān)控過(guò)熱位置和短路位置;

（2）使用小于15V電壓30（±5%）Hz頻率交流點(diǎn)監(jiān)控開(kāi)路位置;

（3）系統(tǒng)控制器需具備隔離外部探測(cè)回路傳感器和內(nèi)部電路的能力

（4）系統(tǒng)初始啟動(dòng)階段，系統(tǒng)需對(duì)每個(gè)探測(cè)回路上施加10mA潤(rùn)濕電流激勵(lì)500ms，用于清理觸頭表面的塵垢和腐蝕以保持觸頭狀態(tài)良好。

2.3 系統(tǒng)探測(cè)區(qū)域邏輯

應(yīng)用于民用飛機(jī)上引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)均采用雙回路冗余設(shè)計(jì)架構(gòu)，即在其中一個(gè)探測(cè)回路出現(xiàn)故障的情況下，仍具備飛機(jī)泄漏和過(guò)熱告警能力。兩個(gè)回路的布置和設(shè)計(jì)要求完全相同。

每個(gè)探測(cè)區(qū)域在雙回路均沒(méi)有故障的情況下，使用回路“AND”邏輯進(jìn)行告警，即雙回路需同時(shí)探測(cè)到過(guò)熱狀態(tài)才會(huì)觸發(fā)系統(tǒng)告警。一旦出現(xiàn)回路故障、控制器內(nèi)部通道故障或者內(nèi)部連接通話(huà)丟失，探測(cè)系統(tǒng)會(huì)從雙回路“AND”邏輯切換至單回路“OR”邏輯。因此可用得到引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)回路控制邏輯表。如表1所示。

3 總結(jié)

民用飛機(jī)引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)是飛機(jī)不可或缺的火災(zāi)防護(hù)系統(tǒng)，覆蓋了全機(jī)大部分區(qū)域。本文研究了基于共晶鹽探測(cè)器飛機(jī)引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)的組成架構(gòu)、系統(tǒng)探測(cè)回路狀態(tài)控制、電氣特性和區(qū)域控制邏輯等方面內(nèi)容，從實(shí)際飛機(jī)使用角度剖析了引氣泄漏過(guò)熱探測(cè)系統(tǒng)的控制理論。

【參考文獻(xiàn)】

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