机载航空蓄电池广泛装配于现有的通用机型，是飞机适航的必备设备，为飞机启动、照明、通信、导航及随航应急提供电源，保障飞机的安全飞行。

    航空蓄电池的性能高于一般蓄电池，机载后随航运行，地面适航维修组按CMM手册规定的标准对其按时检测。但是，在飞机起飞后的整个在空过程中，机电设备负荷不断变化，电池的温度、电流等参数也在变化，为了防止其在飞行过程中出现故障，同时为例行维护提供参考，很有必要监测并记录其运行参数，提供飞行安全保障。
1 系统分析
1.1 工作原理
    航空蓄电池运行参数监测系统主要是对蓄电池执行测温、测流、测压及检测电解液状态等操作，自动按格式记录测量数据，并根据测量数据进行决策与响应。
    系统的工作主要包括测量、控制、决策等三部分内容。测量部分具体负责A/D转换，量化蓄电池的运行状态；控制部分主要是在测量部分检测到蓄电池状态异常时，控制声、光电路给出预警信号，紧急情况下可以通过动作开关关闭电源；决策部分即中央处理单元部分，负责根据分析采样数据或外界请求，依据决策条件做出判断，从而控制系统其余各部分的运行状态[1]。

1.2 硬件系统结构
    系统的硬件结构分为两大部分：核心控制单元及CPLD扩展控制单元，组成结构如图1所示。

    从功能上分析，硬件系统包括MCU控制器、A/D采样模块、时钟系统、存储单元、键盘、通信接口、CPLD扩展电路以及电源模块。核心部分是MCU控制器，由其控制其他功能单元的运行。
    CPLD扩展电路通过“三线”连接MCU控制器，负责控制状态指示灯、液晶屏及动作开关[2]。
1.3 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5 min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30 min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。
　相关的异常由对应的中断服务程序进行处理。系统的软件结构及程序流程图如图2所示。
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166 ms。

    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1.5 A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=0.104 1,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+2.5 V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。

    这里采用PTC热敏电阻测温, 测温电路需要+14 V～+16 V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10 B，编码格式如图9所示。

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。
    磁线圈中电流与磁场的关系式为：
    
    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=1.545 7 kΩ，C=0.878 291×10-2，D=0.143 13。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WinCE .NET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。
参考文献
[1] 赵成. DSP原理及应用技术[M].北京:国防工业出版社，2012.
[2] TOOLY M. Aircraft electrical and electronics system: principles,maintenance and operation[M]. Oxford Taylor & Francis Group,2009.
[3] MOIR I. Aircraft systems: mechanical, electrical and avionics subsystems integration(3rd  Edition)[M].  Hoboken John Wiley & Sons, 2008.
[4] MOIR I. Design and development of aircraft systems(2nd Edition)[M]. Hoboken John Wiley & Sons, 2012.
[5] SPITZER C R. Digital avionics handbook: avionics development and Implementation[M]. Boca Raton CRC Press Inc. 2007.