專利名稱：一種航空機載記錄器獨立電源的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空電子技術(shù)類，應(yīng)用于航空電子技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種航空機載記錄器獨立電源。
背景技術(shù)：
記錄器獨立電源用于在飛機主電源中斷時，給防護記錄器提供10分鐘后備電源，以記錄關(guān)鍵的飛行數(shù)據(jù)。目前，國內(nèi)對記錄器獨立電源的研制才剛剛起步，中國民航相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)CTS0-C155頒布不久。國外記錄器獨立電源已經(jīng)有貨架產(chǎn)品，其儲能單元一般采用可充電電池，如鎳鎘電池、鉛蓄電池等。但可充電電池具有循環(huán)壽命較低(不大于1000次)、容易污染環(huán)境、溫度范圍較窄等缺點。針對國內(nèi)飛機上對記錄器獨立電源提出的免維護(少維護)、寬溫(_55°C 70°C)工作等需求，國外記錄器獨立電源是無法滿足的。

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明目的依據(jù)TS0-C155、CTS0-C155、ARINC777標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計記錄器獨立電源，采用循環(huán)壽命更長(大于100000次)、工作溫度范圍寬(_55°C 70°C)、綠色環(huán)保的超級電容器作為儲能單元，提高記錄器獨立電源的工作壽命以及溫度環(huán)境適應(yīng)性，降低維護次數(shù)。技術(shù)方案一種航空機載記錄器獨立電源，包括充電電路1、控制單元2、儲能單元3、電源表決單元4和升壓電路5，所述充電電路I的輸入端VINl接入到輸入電源6，輸出端VOl接到儲能單元3，電源表決單元4的第一輸入端VIN3接到輸入電源6，第二輸入端VIN4連接到儲能單元3，升壓電路5的輸入端VIN5連接到電源表決單元4的輸出端V02，升壓電路5的輸出端V03連接到輸出電源7 ;所述控制單元2的輸入端VIN2連接到輸入電源6，兩個控制信號輸出端CTRl和CTR2分別連接到電源表決單元4的控制信號輸入端SHDl和升壓電路5的控制信號輸入端SHD2。所述充電電路I為恒流-恒壓-恒功率充電電路，結(jié)構(gòu)為BUCK型開關(guān)電源，用于給儲能單元3充電，該充電電路在儲能單元3電壓處于設(shè)定值以下時，采用恒流充電方式充電，在電壓達(dá)到一定值后，采用恒功率充電，當(dāng)充滿后采用恒壓充電；所述控制單元2檢測輸入電壓，當(dāng)輸入電源6電壓低于設(shè)定值10分鐘后，通過輸出端CTRl和/或CTR2輸出關(guān)斷信號，分別關(guān)閉電源表決單元4和/或升壓電路5的輸出；所述儲能單元3由若干個單個超級電容單元31串聯(lián)，或并聯(lián)，或串聯(lián)和并聯(lián)的組合而成，用于存儲電能量，每一個超級電容單元31均由超級電容Cl并聯(lián)保護電路32組成；所述電源表決單元4用于自動選擇輸入端VIN3和VIN4中較高的電壓從V02輸出，由控制信號輸入端SHDl輸入的控制信號可以關(guān)斷輸入端VIN4與輸出端V02之間的電通道；所述升壓電路5由BOOST型開關(guān)電源構(gòu)成，用于將電源表決單元4的輸出端V02輸出的電壓升壓到設(shè)定電壓后由輸出端V03輸出，由控制信號輸入端SHD2輸入的控制信號可以關(guān)閉升壓電路5及其輸出端V03的輸出。有益效果本發(fā)明所示一種航空機載記錄器獨立電源，其有益效果如下1、采用了超級電容作為儲能單元，相比較充電電池而言，其循環(huán)壽命在充電電池的100倍以上，可以實現(xiàn)記錄器獨立電源全生命周期儲能單元免維護；2、采用了超級電容作為儲能單元，相比較充電電池而言，可以承受大電流的充放電，自身發(fā)熱少，便于提高能量存儲效率以及簡化散熱設(shè)計；3、采用了超級電容作為儲能單元，相比較充電電池而言，可以在-50°C 70°C溫度范圍內(nèi)進行充放電操作，而充電電池放電溫度范圍無法達(dá)到-50°C 70°C，充電溫度范圍更窄；4、配套設(shè)計的充電電路具有“恒流一恒功率一恒壓”充電特性，較一般充電電池上使用充電器的“恒流充電，電壓檢測”充電方式更加適合超級電容器；5、配套設(shè)計的電源表決單元較常規(guī)的二極管表決電路，具有更低的導(dǎo)通壓降，能夠有效的減小線路損耗，提聞存儲能量的利用率；6、配套設(shè)計的保護電路，可以直接并聯(lián)在超級電容單體上使用，比現(xiàn)有的飛渡電容和開關(guān)電源電路構(gòu)成的均衡保護電路更加簡單，容易承受大電流充電。


圖1為本發(fā)明所示一種航空機載記錄器獨立電源原理框圖；圖2為本發(fā)明實施例一充電電路原理框圖；圖3為本發(fā)明實施例一超級電容單元原理圖；圖4為本發(fā)明實施例一電源表決單兀原理圖。
具體實施例方式下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步詳細(xì)描述，請參閱圖1至圖4。一種航空機載記錄器獨立電源，包括充電電路1、控制單元2、儲能單元3、電源表決單元4和升壓電路5，所述充電電路I的輸入端VINl接入到輸入電源6，輸出端VOl接到儲能單元3，電源表決單元4的第一輸入端VIN3接到輸入電源6，第二輸入端VIN4連接到儲能單元3，升壓電路5的輸入端VIN5連接到電源表決單元4的輸出端V02，升壓電路5的輸出端V03連接到輸出電源7 ;所述控制單元2的輸入端VIN2連接到輸入電源6，兩個控制信號輸出端CTRl和CTR2分別連接到電源表決單元4的控制信號輸入端SHDl和升壓電路5的控制信號輸入端SHD2。所述充電電路I為恒流一恒壓一恒功率充電電路，結(jié)構(gòu)為BUCK型開關(guān)電源，用于給儲能單元3充電，該充電電路在儲能單元3電壓處于設(shè)定值以下時，采用恒流充電方式充電，在電壓達(dá)到一定值后，采用恒功率充電，當(dāng)充滿后采用恒壓充電；所述控制單元2檢測輸入電壓，當(dāng)輸入電源6電壓低于設(shè)定值10分鐘后，通過輸出端CTRl和/或CTR2輸出關(guān)斷信號，分別關(guān)閉電源表決單元4和/或升壓電路5的輸出；所述儲能單元3由若干個單個超級電容單元31串聯(lián)，或并聯(lián)，或串聯(lián)和并聯(lián)的組合而成，用于存儲電能量，每一個超級電容單元31均由超級電容Cl并聯(lián)保護電路32組成；所述電源表決單元4用于自動選擇輸入端VIN3和VIN4中較高的電壓從V02輸出，由控制信號輸入端SHDl輸入的控制信號可以關(guān)斷輸入端VIN4與輸出端V02之間的電通道；所述升壓電路5由BOOST型開關(guān)電源構(gòu)成，用于將電源表決單元4的輸出端V02輸出的電壓升壓到設(shè)定電壓后由輸出端V03輸出，由控制信號輸入端SHD2輸入的控制信號可以關(guān)閉升壓電路5及其輸出端V03的輸出。參閱圖1確定獨立電源的架構(gòu)，將電路按充電電路1、控制單元2、儲能單元3、電源表決單兀4和升壓電路5共五部分進行劃分。確定儲能單元3的基本特征。根據(jù)10分鐘、12W的放電要求，以及電容功率充放電公式
權(quán)利要求
1.一種航空機載記錄器獨立電源，其特征在于，包括充電電路[I]、控制單元[2]、儲能單元[3]、電源表決單元[4]和升壓電路[5]，所述充電電路[I]的輸入端VINl接入到輸入電源[6]，輸出端VOl接到儲能單元[3]，電源表決單元[4]的第一輸入端VIN3接到輸入電源[6]，第二輸入端VIN4連接到儲能單元[3]，升壓電路[5]的輸入端VIN5連接到電源表決單元[4]的輸出端V02，升壓電路[5]的輸出端V03連接到輸出電源[7];所述控制單元[2]的輸入端VIN2連接到輸入電源[6]，兩個控制信號輸出端CTRl和CTR2分別連接到電源表決單元[4]的控制信號輸入端SHDl和升壓電路[5]的控制信號輸入端SHD2 ； 所述充電電路[I]為恒流一恒壓一恒功率充電電路，結(jié)構(gòu)為BUCK型開關(guān)電源，用于給儲能單元[3]充電； 所述控制單元[2]檢測輸入電壓，當(dāng)輸入電源[6]電壓低于設(shè)定值一定時間后，通過輸出端CTRl和/或CTR2輸出關(guān)斷信號，分別關(guān)閉電源表決單元[4]和/或升壓電路[5]的輸出； 所述儲能單元[3]由若干個單個超級電容單元[31]串聯(lián)，或并聯(lián)，或串聯(lián)和并聯(lián)的組合而成，用于存儲電能量，每一個超級電容單元[31]均由超級電容Cl并聯(lián)保護電路[32]組成； 所述電源表決單元[4]用于自動選擇輸入端VIN3和VIN4中較高的電壓從V02輸出，由控制信號輸入端SHDl輸入的控制信號可以關(guān)斷輸入端VIN4與輸出端V02之間的電通道； 所述升壓電路[5]由BOOST型開關(guān)電源構(gòu)成，用于將電源表決單元[4]的輸出端V02輸出的電壓升壓到設(shè)定電壓后由輸出端V03輸出，由控制信號輸入端SHD2輸入的控制信號可以關(guān)閉升壓電路[5]及其輸出端V03的輸出。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空機載記錄器獨立電源，其特征在于，所述充電電路[I]包括開關(guān)電源電路[U]、電壓一電流轉(zhuǎn)換電路[12]、電流一電壓轉(zhuǎn)換電路[13]、功率-電流轉(zhuǎn)換電路[14]、反饋選擇電路[15]。所述開關(guān)電源電路[11]的電源輸入端VIN連接到輸入電源[6]，電壓輸出端VO連接到電流-電壓轉(zhuǎn)換電路[13]的電流輸入端CIN，電流-電壓轉(zhuǎn)換電路[13]的電流輸出端CO通過輸出端VOl連接到儲能單元[3]，電流-電壓轉(zhuǎn)換電路[13]的電壓輸出端CVO分別連接到電壓-電流轉(zhuǎn)換電路[12]的輸入端CSINl和功率-電流轉(zhuǎn)換電路[14]的電流輸入端CSIN2，功率一電流轉(zhuǎn)換電路[14]的電壓輸入端VSIN和開關(guān)電源電路[11]的電壓反饋輸入端VSENSE均通過輸出端VOl連接到儲能單元[3]，反饋選擇電路[15]的兩個輸入端CINl和CIN2分別與電壓一電流轉(zhuǎn)換電路[12]的輸出端CCO和功率一電流轉(zhuǎn)換電路[14]的輸出端PCO連接，其中CINl還與功率一電流轉(zhuǎn)換電路[14]的輸出端CTRL連接，一個輸出端CSOUT與開關(guān)電源電路[11]的電流反饋輸入端CSENSE 連接。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種航空機載記錄器獨立電源，其特征在于，所述開關(guān)電源電路[11]為BUCK型開關(guān)電源。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種航空機載記錄器獨立電源，其特征在于，所述功率檢測電路可以將負(fù)載上對應(yīng)的功率線性轉(zhuǎn)換為電流輸出。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空機載記錄器獨立電源，其特征在于，所述保護電路[32]包括一個帶有基準(zhǔn)電壓源的運算放大電路[33]、PMOS管V1、功率電阻R3及分壓電阻RU R2，所述運算放大電路的OUT引腳連接到PMOS管的柵極G上；所述運算放大電路的FB引腳連接到分壓電阻Rl和R2的一端上，Rl的另一端接電源正V+，R2的另一端接電源負(fù)V-;所述運算放大電路的IN引腳接電源正V+，GND引腳接電源負(fù)V-;所述PMOS管Vl源極S接電源正V+，漏極D接功率電阻器R3，功率電阻器R3另外一端接電源負(fù)V-。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種航空機載記錄器獨立電源，其特征在于，所述運算放大電路由運算放大器和基準(zhǔn)電壓源組成或者由LT6650芯片組成。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航空機載記錄器獨立電源，其特征在于，所述電源表決單元[4]包括電源表決電路[41]、電源控制電路[42]，所述電源表決電路[41]包括電源表決控制芯片LTC4412、主電源隔離二極管Dl、電源開關(guān)PMOS管V2和V3，電源控制電路[42]包括控制NMOS管V4及與其漏極D連接的輸入上拉電阻R4，所述主電源隔離二極管Dl的正端連接到第一輸入端VIN3，負(fù)端接到輸出端V02，電源開關(guān)PMOS管V2和V3的柵極G連接到電源表決控制芯片LTC4412的GATE端，電源表決控制芯片LTC4412的SENSE端接到輸出端V02，第二輸入端VIN4連接到電源表決控制芯片LTC4412的IN端以及電源開關(guān)PMOS管V2的漏極D，V3的漏極D接到輸出端V02，電源開關(guān)PMOS管V2和V3的源極S連接到一起，R4的另外一端連接到第二輸入端VIN4，控制NMOS管V4的漏極D連接到電源表決控制芯片LTC4412的CTRL端。
全文摘要
本發(fā)明屬于航空電子技術(shù)類，應(yīng)用于航空電子技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種航空機載記錄器獨立電源，包括充電電路1、控制單元2、儲能單元3、電源表決單元4和升壓電路5。本發(fā)明采用了超級電容作為儲能單元，相比較充電電池而言，其循環(huán)壽命在充電電池的100倍以上，可以實現(xiàn)記錄器獨立電源全生命周期儲能單元免維護；采用了超級電容作為儲能單元，相比較充電電池而言，可以承受大電流的充放電，自身發(fā)熱少，便于提高能量存儲效率以及簡化散熱設(shè)計。本發(fā)明一種航空機載記錄器獨立電源，按照TSO-C155適航標(biāo)準(zhǔn)要求設(shè)計，采用超級電容器進行能量儲存，在充電15分鐘后，能在在航空器主電源中斷時給記錄器提供10分鐘、12W的備份電源。
文檔編號H02J7/00GK103036284SQ20121052128
公開日2013年4月10日 申請日期2012年12月7日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月7日
發(fā)明者田軍, 孫慶亞, 楊啟勤 申請人:陜西千山航空電子有限責(zé)任公司