CN100403045C - 用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统 - Google Patents
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Abstract
用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，由原动机、检测扭矩和原动机转速的扭矩转速传感器、高速齿轮箱、连接到高速齿轮箱并为其提供润滑冷却的油站、飞机恒速传动装置CSD及集成驱动发电机IDG、向CSD或IDG油箱注油的滑油系统、控制和调节集成驱动发电机输出电压的励磁控制系统、加载系统及参数检测系统组成，本发明可以模拟各类飞机不同飞行状态下的发电机的工作状态，由此检测不同飞机的各类发电机的性能指标。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机或发电机的检测系统。
背景技术
飞机恒速传动装置CSD(Constant Speed Device)及集成驱动发电机IDG(Integrated DriveGenerator)是飞机供电系统的主要部件，提供400Hz、115V/200V三相交流电，为飞机的仪器仪表、雷达、无线电通讯及飞机上各种控制、照明提供电源。按航空适航标准，应对其进行定期和不定期的维护和修理。作为地面仿真试验的检测系统，根据CSD/IDG的检测标准，通过测试台模拟飞机飞行时CSD/IDG的各种状态，检测其各项性能指标是否合格。
目前，国内现有的飞机发电机测试系统普遍采用传统仪表和手动控制设备完成发电机实验过程，不能检测CSD、IDG，且技术手段落后，无法记录实验过程中有关参数的动态过程，对发电机整机性能评价不够全面。
发明内容
本发明技术解决的问题是：克服现有技术的不足，提供一种能够模拟飞机飞行时CSD/IDG的各种状态，检测其各项性能指标是否合格的用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统。
本发明技术解决方案是：用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，其特点在于：它由原动机、检测扭矩和原动机转速的扭矩转速传感器、高速齿轮箱、连接到高速齿轮箱并为其提供润滑冷却的油站、飞机恒速传动装置CSD及集成驱动发电机IDG、向CSD或IDG油箱注油的滑油系统、控制和调节集成驱动发电机输出电压的励磁控制系统、加载系统及参数检测系统组成，原动机的输出经过扭矩转速传感器输出两路信号，一路送入参数检测系统，另一路经其输出轴连接到高速齿轮箱，高速齿轮箱的输出分别接到飞机恒速传动装置CSD、集成驱动发电机IDG，飞机恒速传动装置CSD、集成驱动发电机IDG的输出分别接至加载系统和参数检测系统，同时加载系统和参数检测系统的输出又接至飞机恒速传动装置CSD、集成驱动发电机IDG，参数检测系统还输出控制信号控制原动机的输出转速。
所述的参数检测系统由各种参量传感器或变送器、A/D转换板、工控机、控制参数输入部分、显示和打印部分、D/A板组成，来自CSD或IDG或发电机的电流、电压、频率、温度、压力、流量等各种参量送入参量传感器或变送器变换成标准电量信号，其输出送入A/D转换板将模拟信号变成数字信号，并送入工控机进行计算，显示和打印结果，同时控制参数输入部分将需要控制的参数通过其开关送入工控机。
所述的原动机为功率250千瓦、转速0～2000转/分钟的直流电机。
所述的滑油系统为保证CSD/IDG的正常工作并检测出其内部是否有损伤，能向CSD/IDG的油箱注油，且在CSD/IDG的外部构成闭合回路的滑油系统。
所述的加载系统为发电机输出电路提供不同功率的负载，以便检测发电机负载能力及各种电参量，它由功率分档开关、单片机控制器、热电阻负载、温度报警、面板控制和显示部分组成，单片机控制器的输出信号送入功率分档开关，使分档开关输出的分档功率送至加热电阻负载；同时自于工控机、面板控制与显示部分和温度报警的信号分别接至单片机控制器输入端。其中加载系统为自动加载或手动加载，自动加载时，其加载数据及控制指令来自工控机；手动加载时，其加载数据受面板开关控制。
所述的励磁控制系统由集成驱动发电机的三相电压检测电路、比较放大电路、脉宽调制放大器、励磁线圈、集成驱动发电机输出电压、三相电压设定值、三角波发生器、反馈校正器组成，集成驱动发电机的三相电压检测电路实时检测被调节量一集成驱动发电机输出电压，并输至比较放大电路，当集成驱动发电机输出电压偏离三相电压设定时，比较放大电路输出偏差信号，此偏差信号送入脉宽调制放大器放大后，脉宽调制放大器输出控制信号给集成驱动发电机励磁线圈使执行环节改变集成驱动发电机的励磁电流，从而使集成驱动发电机输出电压被调量变化，以减小或消除偏差。
所述的高速齿轮箱采用5∶1增速比，并具有超温报警功能。
本发明的有益效果是，可以模拟各类飞机不同飞行状态下的发电机的工作状态，对CSD及IDG的性能做全面的测试，参数及技术指标完全满足测试要求。
附图说明
图1为本发明工作原理结构示意图；
图2为图1中加载系统的电路原理图；
图3为图1中的参数检测系统的电路原理图；
图4为图1中励磁控制的电路原理图。
具体实施方式
如图1所示，本发明由原动机1、扭矩转速传感器2、高速齿轮箱3、油站4、飞机恒速传动装置CSD 5或集成驱动发电机IDG 6、滑油系统7、励磁控制系统8、加载系统9、参数检测系统10组成，原动机1为直流电机，能够为被测件提供250kW功率，转速从0～2000转/分钟连续可调，加速度1～1000rpm/s连续可调，其输出的信号经过扭矩转速传感器2输出两路信号，一路电信号将检测到原电机的转速送入参数检测系统10，输出轴连接到高速齿轮箱3，高速齿轮箱3采用5∶1增速比，由于原动机1最高转速为2000rpm，则通过高速齿轮箱3输出轴最高转速可达10000rpm/分钟，高速齿轮箱3的输出模拟高速转速分别接到飞机恒速传动装置CSD 5、集成驱动发电机IDG 6，通过飞机恒速传动装置CSD 5、集成驱动发电机IDG 6分别接至加载系统9和参数检测系统10，同时加载系统9和参数检测10的输出信号又接至飞机恒速传动装置CSD 5、集成驱动发电机IDG 6，为确保高速大负载条件下能正常工作，为高速齿轮箱3配制了油站4用于润滑冷却，同时提供超温报警功能；为了保证CSD/IDG的正常工作并检测出其内部是否有损伤，在飞机恒速传动装置CSD 5、集成驱动发电机IDG 6还分别接有滑油系统7，该滑油系统能向其油箱注油，并在飞机恒速传动装置CSD 5、集成驱动发电机IDG 6的外部构成闭合回路，对CSD/IDG的进油压力、温度、流量和出油压力、温度进行在线检测，同时对进入CSD/IDG的油进行过滤处理，把进入CSD/IDG的油温控制到80±5℃。
本发明的工作原理是：参数检测系统10中的工控机10-3控制原动机1的输出转速到920rpm(转/分)，通过5∶1的高速齿轮箱3后，输出转速为4600rpm(转/分)，其输出轴带动CSD/IDG工作，此时，工控机10-3发出指令给励磁控制系统8，给集成驱动发电机加上励磁电压，使集成驱动发电机的输出相电压达到115V，频率为400Hz，工控机10-3通过各类传感器实时检测CSD/IDG的进油、出油压力，进油、出油温度，流量是否正常，集成驱动发电机空载频率及电压是否正常。如果一切正常，就可以进行加载和加速实验了。如果参数不正常，立即停机，检查被测件是否有损伤，待维修以后再做测试。
如图2所示，加载系统9由功率分档开关9-1、单片机控制器9-2、电加热器负载9-3、温度报警9-4、面板控制和显示部分9-5组成，功率分档开关9-1分为两路信号，一路输入信号来自于单片机控制器9-2，另一路输出信号输出给电加热器负载9-33；单片机控制器9-2分为四路信号，第一路输入信号来自于工控机10-3用于自动加载，第二路输入信号来自于面板控制和显示部分9-5，第三路输入信号来自于温度报警9-4，第四路输出信号控制功率分档开关9-1。加载系统9系统可自动加载，或手动加载。当自动加载时，其加载数据及控制指令来自工控机10-3；当手动加载时，其加载数据受面板控制和显示部分9-5的面板控制开关。工作时，单片机控制器9-2根据上位工控机10-3或面板控制和显示部分9-5给出的数据，控制功率分档开关接通9-1～150kW的一种到发电机输出电路上，给发电机加上所需负载。负载分为1～150kW的阻性负载和90kW(功率因数0.75)、150kW(功率因数0.6)的感性负载。
如图3所示，参数检测系统10由各种参量传感器或变送器10-1、A/D转换板10-2、工控机10-3、控制参数输入10-4、显示10-5、打印10-6、D/A板10-7组成，来自CSD或IDG各种参量包括电流、电压、频率、温度、压力、流量等信号送入参量传感器或变送器10-1变换成标准电量信号0～5V或0～10V，其输出送入A/D转换板10-2将模拟信号变成数字信号，送入工控机10-3进行计算、显示、打印结果，工控机还输出控制信号给D/A板10-7对原动机的转速进行控制，对所有的被测参数进行实时显示及打印，能够绘制当输入转速或负载电流发生变化时，频率的变化和恢复时间的关系曲线f(Hz)-t(s)。被测参数包括：集成驱动发电机相电压、线电压、相电流、频率；原动机转速、加速度；集成驱动发电机励磁电压和电流；被测件滑油系统的进出口的压力、温度、流量；永磁发电机的线电压和线电流等30几个参数。
如图4所示，励磁控制8是由集成驱动发电机相电压检测8-1、比较放大电路g-2、脉宽调制放大8-3、励磁线圈8-4、集成驱动发电机8-5、三相电压设定8-6、三角波发生器8-7、反馈校正8-8组成，为了正确检测出CSD/IDG的性能，必须为集成驱动发电机提供一套电压调节器实现对集成驱动发电机输出电压的自动调节。由于集成驱动发电机采用了二级励磁方式，因而控制励磁电流，使输出电压在各种负载下保持稳，因此集成驱动发电机电压调节系统由励磁控制单元与发电机组成闭环自动控制系统。集成驱动发电机相电压检测8-1实时检测被调节量-发电机输出电压U，并输至比较放大电路8-2，但U由于某种原因偏离三相电压设定8-6时，比较放大电路8-2输出偏差信号，此偏差信号送入脉宽调制放大器8-3放大后，输出控制信号给集成驱动发电机励磁线圈8-4使执行环节改变集成驱动发电机的励磁电流，从而使集成驱动发电机8-5的输出电压被调量U变化，以减小或消除偏差。本发明实施例采用了平均电压调节方式，调节的大小并不单纯地取决于集成驱动发电机输出某一相的电压，而是由三个相电压共同确定。由于二次励磁使发电机的输出电压产生了较大的惯性滞后，为了增加系统的动态稳定性和减小稳态误差，反馈校正8-8采用了双环控制反馈方式，内环稳定励磁输出，外环稳定发电机输出。
所有的电压、电流、频率等电量传感器均选用了新型电量隔离传感器，它采用全集成固体封装工艺，可高密度安装，防水、抗震，可用于环境恶劣的场合；抗冲击能力强，瞬时冲击大于30倍；具有推拉式现场校验调试窗，使用更加安全、可靠，输出信号为0～5V(10V)的标准信号。温度、压力和流量传感器经变换后，也输出标准信号。
本发明的工作过程是：整个检测分为三个部分即频率检测、加速过程检测及负载能力检测，被测参数包括：集成驱动发电机相电压、线电压、相电流、频率；原动机转速、加速度；集成驱动发电机励磁电压和电流；被测件滑油系统的进出口的压力、温度、流量；永磁发电机的线电压和线电流等30几个参数。
当进行集成驱动发电机频率检测时：如果被测件-飞机恒速传动装置5和发电机或集成驱动发电机6的输出频率随输入转速或负载发生变化，则表示被测件内部有机械损伤。具体操作如下，所有速度改变以被测件输入轴的加速度500rpm/s(转/分/秒)来调节，加速时集成驱动发电机负载为0kW。将被测件输入转速调至4600rpm(转/分)，检测负载为0kW和90kW、150kW时的集成驱动发电机输出频率；将被测件输入转速调至8900rpm(转/分)，检测负载为0kW和90kW时的集成驱动发电机输出频率。
当进行加速过程检测时：如果被测件-恒速传动装置5或集成驱动发电机6的输入转速从一个速度变化到另一个速度后，其输出频率的恢复时间过长或频率偏离稳态频率的瞬间频率过大(超过9Hz)，则表示被测件内部有机械损伤。具体操作如下，所有速度改变以被测件输入轴的加速度500rpm/s来调节。当集成驱动发电机负载为0kW，将被测件输入转速分别从4600rpm升至8900rpm和从8900rpm降至4600rpm时，检测集成驱动发电机输出频率恢复到稳态时的恢复时间和频率瞬间偏移值；当集成驱动发电机负载为90kW，将被测件输入转速分别从4600rpm升至8900rpm和从8900rpm降至4600rpm时，检测集成驱动发电机输出频率恢复到稳态时的恢复时间和频率瞬间偏移值。
当进行负载能力检测时：当被测件——恒速传动装置5或集成驱动发电机6的输入转速为4600rpm，负载为150kW时，检测集成驱动发电机的相电压、相电流、励磁电压和励磁电流是否在规定的范围以内。
被测件-恒速传动装置5或集成驱动发电机6在定检及维修后，需要经过严格的性能实验才可投入使用。性能实验主要包括加载实验、稳定性实验及加减速实验等。实验内容主要是在不同幅度的阶跃负载、不同稳定转速加额定负载以及额定负载加一定的加速度等条件下，测量集成驱动发电机输出电压、频率及电流等参数的动态和稳态特性，CSD/IDG的滑油系统的温度、压力及流量等参数的特性。
Claims (8)
1.用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，其特征在于：它由原动机、检测扭矩和原动机转速的扭矩转速传感器、高速齿轮箱、连接到高速齿轮箱并为其提供润滑冷却的油站、飞机恒速传动装置CSD及集成驱动发电机IDG、向CSD或IDG油箱注油的滑油系统、控制和调节集成驱动发电机输出电压的励磁控制系统、加载系统及参数检测系统组成，原动机的输出经过扭矩转速传感器输出两路信号，一路送入参数检测系统，另一路经其输出轴连接到高速齿轮箱，高速齿轮箱的输出分别接到飞机恒速传动装置CSD、集成驱动发电机IDG，飞机恒速传动装置CSD、集成驱动发电机IDG的输出分别接至加载系统和参数检测系统，同时加载系统和参数检测系统的输出又接至飞机恒速传动装置CSD、集成驱动发电机IDG，参数检测系统还输出控制信号控制原动机的输出转速。
2.根据权利要求1所述的用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，其特征在于：所述的参数检测系统由各种参量传感器或变送器、A/D转换板、工控机、控制参数输入部分、显示和打印部分、D/A板组成，来自CSD或IDG的电流、电压、频率、温度、压力、流量等各种参量送入参量传感器或变送器变换成标准电量信号，其输出送入A/D转换板将模拟信号变成数字信号，并送入工控机进行计算，显示和打印结果，同时控制参数输入部分将需要控制的参数通过其开关送入工控机。
3.根据权利要求1所述的用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，其特征在于：所述的原动机为功率250千瓦、转速0～2000转/分钟的直流电机。
4.根据权利要求1所述的用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，其特征在于：所述的滑油系统为保证CSD/IDG的正常工作并检测出其内部是否有损伤，能向CSD/IDG的油箱注油，且在CSD/IDG的外部构成闭合回路的滑油系统。
5.根据权利要求1所述的用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，其特征在于：所述的加载系统为集成驱动发电机输出电路提供不同功率的负载，以便检测集成驱动发电机负载能力及各种电参量，它由功率分档开关、单片机控制器、热电阻负载、温度报警、面板控制和显示部分组成，单片机控制器的输出信号送入功率分档开关，功率分档开关输出的分档功率送至热电阻负载；同时来自于工控机、面板控制和显示部分及温度报警的信号分别接至单片机控制器输入端。
6.根据权利要求5所述的用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，其特征在于：所述的加载系统为自动加载或手动加载，自动加载时，其加载数据及控制指令来自工控机；手动加载时，其加载数据受面板开关控制。
7.根据权利要求1所述的用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，其特征在于：所述的励磁控制系统由集成驱动发电机的三相电压检测电路、比较放大电路、脉宽调制放大器、励磁线圈、集成驱动发电机输出电压、三相电压设定值、三角波发生器、反馈校正器组成，集成驱动发电机的三相电压检测电路实时检测被调节量-集成驱动发电机输出电压，并输至比较放大电路，当集成驱动发电机输出电压偏离三相电压设定时，比较放大电路输出偏差信号，此偏差信号送入脉宽调制放大器放大后，脉宽调制放大器输出控制信号给集成驱动发电机励磁线圈使执行环节改变集成驱动发电机的励磁电流，从而使集成驱动发电机输出电压被调量变化，以减小或消除偏差。
8.根据权利要求1所述的用于检测飞机恒速传动装置及集成驱动发电机的检测系统，其特征在于：所述的高速齿轮箱采用5∶1增速比，并具有超温报警功能。
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