本發(fā)明涉及航空領(lǐng)域，具體涉及一種飛機(jī)皮托管加溫阻尼器。
背景技術(shù)：
1、飛機(jī)皮托管又被稱作空速管、總壓管，是飛機(jī)上最重要的感應(yīng)器之一。安裝在飛機(jī)的機(jī)頭側(cè)面和尾翼側(cè)面上，它能夠測(cè)量周邊氣流的總壓（又稱全壓），并將氣壓傳送給飛機(jī)的大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)和飛行儀表裝置，也就是說，皮托管這種航空裝置主要是用來測(cè)量飛行速度的，這個(gè)相對(duì)速度叫做“空速”，是飛行的重要參數(shù)，知道這個(gè)參數(shù)才能知道當(dāng)前的升力、阻力等數(shù)據(jù)，進(jìn)而可靠地操縱飛行器，如飛機(jī)，皮托管承擔(dān)的就是測(cè)量空速的重要工作。
2、飛機(jī)在在飛行中，為了防止皮托管被高空低溫形成的冰堵塞，需要在起飛前就開始對(duì)皮托管進(jìn)行持續(xù)電加熱。皮托管加熱可以防止和消除積冰，管內(nèi)裝有電阻加熱絲并有排水孔。
3、在飛機(jī)皮托管加溫控制過程中，經(jīng)常出現(xiàn)上電瞬間皮托管內(nèi)部電加熱絲燒斷的情況，因飛機(jī)上的皮托管屬重要系統(tǒng)部件，民航客機(jī)一旦出現(xiàn)飛機(jī)皮托管加溫故障，飛機(jī)將不能放行（放飛），直接導(dǎo)致航班延誤，會(huì)給航空公司造成大的經(jīng)濟(jì)損失。傳統(tǒng)皮托管的加熱方式，都是采用機(jī)械開關(guān)或繼電器控制對(duì)皮托管進(jìn)行大功率加熱，如圖2所示，在通電的瞬間，因皮托管未加溫時(shí)內(nèi)部電加熱絲處于冷態(tài)，在通電的瞬間有大的電流沖擊空速管內(nèi)部加熱器的電加熱絲，此時(shí)非常容易導(dǎo)致電加熱絲燒斷，無法實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)皮托管的加熱，保證不了飛機(jī)的安全起飛，現(xiàn)有的民航飛機(jī)皮托管加溫控制電路，只能用于測(cè)量皮托管加熱溫度，但并不能起到防止皮托管在通電的瞬間有大的電流沖擊電加熱絲，導(dǎo)致電加熱絲燒斷的作用，因此如何防止通電瞬間大電流沖擊燒斷皮托管內(nèi)部加熱器的電加熱絲，是必須解決的技術(shù)難題。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
1、針對(duì)上述情況，為克服現(xiàn)有技術(shù)之不足，本發(fā)明之目的在于，提供一種飛機(jī)皮托管加溫阻尼器，串聯(lián)裝在飛機(jī)皮托管加溫電路中，可有效解決通電瞬間大電流沖擊燒斷皮托管內(nèi)部加熱器的電加熱絲的問題。
2、本發(fā)明解決的技術(shù)方案是，一種飛機(jī)皮托管加溫阻尼器，包括殼體和殼體內(nèi)的阻尼電路，所述的阻尼電路是由雙向可控硅t1、第一光電耦合器op1、第二光電耦合器op2和微控制器mcu構(gòu)成，雙向可控硅t1的一端接二極管d1的正極，二極管d1的負(fù)極經(jīng)電阻r1接第一光電耦合器op1的1腳，第一光電耦合器op1的2腳、4腳接地，第一光電耦合器op1的3腳接電阻r2的一端和微控制器mcu的1腳，電阻r2的另一端接3.5v直流電源dc和微控制器mcu的3腳，微控制器mcu的4腳接地，微控制器mcu的2腳經(jīng)電阻r4與第二光電耦合器op2的1腳相連，第二光電耦合器op2的2腳、4腳接地，第二光電耦合器op2的3腳經(jīng)電阻r3接雙向可控硅t1的另一端，裝在飛機(jī)皮托管電路跳開關(guān)b、皮托管加熱控制開關(guān)k與皮托管加熱器ht之間的電路上，構(gòu)成飛機(jī)皮托管加溫阻尼器電路，有效防止通電瞬間大電流沖擊燒斷皮托管內(nèi)部加熱器的電加熱絲，確保飛機(jī)準(zhǔn)時(shí)、安全飛行。
3、本發(fā)明結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，新穎獨(dú)特，易生產(chǎn)，安裝使用方便，有效防止通電瞬間大電流沖擊燒斷皮托管內(nèi)部加熱器的電加熱絲，確保飛機(jī)準(zhǔn)時(shí)、安全飛行，是皮托管加熱設(shè)備上的創(chuàng)新，有巨大的經(jīng)濟(jì)和社會(huì)效益。
1.一種飛機(jī)皮托管加溫阻尼器，包括殼體和殼體內(nèi)的阻尼電路，其特征在于，所述的阻尼電路是由雙向可控硅t1、第一光電耦合器op1、第二光電耦合器op2和微控制器mcu構(gòu)成，雙向可控硅t1的一端接二極管d1的正極，二極管d1的負(fù)極經(jīng)電阻r1接第一光電耦合器op1的1腳，第一光電耦合器op1的2腳、4腳接地，第一光電耦合器op1的3腳接電阻r2的一端和微控制器mcu的1腳，電阻r2的另一端接3.5v直流電源dc和微控制器mcu的3腳，微控制器mcu的4腳接地，微控制器mcu的2腳經(jīng)電阻r4與第二光電耦合器op2的1腳相連，第二光電耦合器op2的2腳、4腳接地，第二光電耦合器op2的3腳經(jīng)電阻r3接雙向可控硅t1的另一端，裝在飛機(jī)皮托管電路跳開關(guān)b、皮托管加熱控制開關(guān)k與皮托管加熱器ht之間的電路上，構(gòu)成飛機(jī)皮托管加溫阻尼器電路，有效防止通電瞬間大電流沖擊燒斷皮托管內(nèi)部加熱器的電加熱絲，確保飛機(jī)準(zhǔn)時(shí)、安全飛行。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)皮托管加溫阻尼器，其特征在于，所述的雙向可控硅t1的型號(hào)為bt137-800。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)皮托管加溫阻尼器，其特征在于，所述的第一光電耦合器op1、第二光電耦合器op2的型號(hào)均為tlp161。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)皮托管加溫阻尼器，其特征在于，所述的微控制器mcu（ic1）的型號(hào)為stm32f103。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)皮托管加溫阻尼器，其特征在于，所述的二極管d1的型號(hào)為in4004。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)皮托管加溫阻尼器，其特征在于，所述的飛機(jī)皮托管電路跳開關(guān)b一端接直流電源115v，另一端經(jīng)串聯(lián)的皮托管加熱控制開關(guān)k接二極管d1和雙向可控硅t1的共端。