CN109901639B - 一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构，包括加热电源、电加热支路、温度信号巡检仪、电源转接箱、温度信号转接箱、防/除冰控制器和各种线缆等。通过切换和接线，同一系统满足不同飞机模型电加热防/除冰控制试验，可以只为飞机模型电加热防/除冰试验提供加热电源，也可以为飞机模型电加热防/除冰试验提供加热电源和多个电加热支路温度闭环控制；温度闭环可以选用调压连续控制电加热和电加热支路通断控制电加热，飞机模型加热单元温度反馈可以是热电阻或热电偶；根据负载大小，各电加热支路可以独立运行或并联运行。

Description

一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构

技术领域

本发明涉及风洞试验领域，尤其是涉及一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构。

背景技术

防/除冰技术是现代高性能航空武器研制中的关键技术之一，它的发展将直接影响到武器装备研制的成败和水平。为了防止飞机某些部位结冰，或结冰时能间断地除去冰层，保证飞机积冰时安全飞行，需要采取适当的防冰与除冰技术。飞机防冰与除冰技术按工作方式可分为机械除冰技术、液体防冰技术和热力防冰技术等，飞机采取何种具体的防冰、除冰技术，取决于机种、动力、电源功率、待防护表面大小以及防冰重要程度等因素。一般来说，对待保护表面积较小、防冰要求较低的尾翼、螺旋桨等部件，可采用电加热周期除冰技术；对不允许结冰而且耗电功率不大的风挡、空速管等部件，一般采用电加热防冰技术。电加热防/除冰装置因其低能耗、易控制，越来越得到青睐，已成为目前最为常用的除冰装置。电热防/除冰是将电能转变为热能，通常包括防冰和除冰两部分内容。电热防冰系统是不允许飞机表面产生冰，在飞机结冰发生前，通过电加热原理，使飞机需要防冰表面温度高于冻结点，使水滴无法冻结。电热除冰是发现飞机部件结冰后将冰移除的系统，一旦发现飞机结冰后，通过自动或手动方法，起动电热除冰系统，利用热力原理，将热量传到除冰区表面，破坏冰层和固壁表面之间的黏附应力，在气动力或离心力作用下，达到除冰目的。

结冰风洞是一种性能复杂的大型低速风洞，是研究飞机在结冰气象条件下飞行时，不同部件迎风表面和探测仪器的结冰形态、结冰容限及其防/除冰技术的地面试验设备。试验单位带飞机模型到结冰风洞开展电加热防/除冰试验时，一般试验单位随飞机模型配套防/除冰控制器，风洞现场只提供加热电源；有的试验单位只有飞机模型，风洞现场要求提供加热电源、防/除冰控制器、温度信号巡检仪等，通过试验，验证防/除冰需要的电功率、控制率等。

因为不同的飞机模型有不同的电气参数、模拟条件，结冰风洞现场需要针对不同的飞机模型需要提供数套相关的防除冰控制系统，同时在进行不同试验对象时涉及到安装调试将是非常庞大且繁琐的工作，而且可能会因为设备的兼容性带来试验精度不准确的风险。

发明内容

本发明的目的是为满足结冰风洞所有飞机模型电加热防/除冰试验需要，设计一种多种电源组合、多功能防/除冰控制器、自动化程度高的电加热防/除冰控制系统结构，一套系统满足不同飞机型号电加热防/除冰电源制式、控制模式、自动化要求。

本发明的基本思路是：根据现役和在研飞机型号电源制式，在充分调研基础上，设计了一种电加热防/除冰控制系统结构，包括风洞外的加热电源、各电加热支路、温度信号巡检仪、电源转接器、温度信号转接器、防/除冰控制器、终端控制器和各种线缆等。所述加热电源通过电加热支路后经过电源转接器给风洞内的飞机模型供电加热；各电加热支路主要包括断路器、电流互感器、固态继电器和线缆等；温度信号巡检仪用于采集各支路温度反馈信号，并将温度信号传送给防/除冰控制器；电源转接器是不同加热电源接线端子，加热电源输出经过各电加热支路均送到电源转接器，根据飞机模型电源需求，将对应加热支路电源与飞机模型加热单元连接；温度信号转接器是飞机模型各加热单元温度反馈信号接线端子，采集温度反馈信号送到防/除冰控制器；防/除冰控制器就是集成的防/除冰控制系统，用于将加热电源、终端控制器、温度信号巡检仪等组网，根据飞机模型防除冰控制技术要求，确定加热电源、电加热支路数量、温度反馈种类、闭环控制方式、温度设定等，实现飞机模型各电加热单元温度闭环控制；终端控制器是本地触摸屏和远程监控计算机的统称，分别防/除冰本地控制和远程监控；线缆包括电源电缆和信号线缆，不同加热电源和温度信号，线缆型号各不一样。

为满足上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种飞机模型电加热防/除冰控制系统，配套三种电源，预留其它电源扩展接口；每种电源按照电加热支路数量、功率、控制模式要求，设计电加热主回路。考虑飞机模型可能配套不同的温度传感器，系统配套了热电偶、热电阻两种多通道温度反馈巡检单元，通道数量与电加热支路数量一致。防/除冰控制器实现系统主要设备组网、各电加热支路设备控制、各加热支路电流采集、各电加热支路温度闭环控制等，实时监控加热电源、各支路状态参数。考虑飞机模型安装在低温、低气压、高湿度工作环境，为便于设备防护、减少线路长度和现场接线，在靠近飞机模型的驻室附近分别设计电源转接箱和温度信号转接箱。在控制系统本地设置触摸屏，用于本地监控；同时在测控间设置远程监控计算机，二者组合成终端控制器。通过网络通讯，将加热电源、电加热支路、防/除冰控制器、本地/远程监控设备集成在一个网络，防除冰控制系统实现网络化、数字化、自动化管理所有设备。

根据飞机模型防/除冰控制试验需要，电加热防/除冰控制系统具有两种工作模式：

当飞机模型配套防/除冰控制器时，飞机模型的温度反馈信号输出直接连接到自带的防/除冰控制器温度反馈接口，加热电源通过电加热支路后经过电源转接器给风洞内的飞机模型的加热单元供电加热，飞机模型配套防/除冰控制器实现各电加热支路温度闭环控制；

当飞机模型不带防/除冰控制器时，飞机模型的温度反馈信号通过温度信号转接箱连接到温度信号巡检仪，经过通讯与系统防/除冰控制器连接，加热电源通过电加热支路后经过电源转接器给风洞内的飞机模型的加热单元供电加热，系统防/除冰控制器实现各电加热支路温度闭环控制；

由终端控制器控制防/除冰控制器和加热电源的正常工作。

在上述技术方案中，所述电源均为程控电源，包括三种不同的电源，分别是直流28V电源、直流270V、中频电源400Hz、AC115V。

在上述技术方案中，所述每种不同的加热电源包括若干个低功率电源，每一个低功率电源输出一个电加热支路，每个电加热支路独立运行。

在上述技术方案中，每种不同的电源各自包括一个高功率电源，每个高功率电源输出若干个电加热支路，每个电加热支路并联运行。

在上述技术方案中，所述温度信号巡检仪包括两种温度反馈巡检单元，一种为热电阻输入，一种为热电偶输入，不同的温度反馈巡检单元用于连接飞机模型上的不同传感器。

在上述技术方案中，温度反馈巡检单元具有若干个通道，使用过程中，通道数量与电加热支路的数量一致。

在上述技术方案中，所述电加热支路包括由加热电源输出到电流互感器、支路断路器和固态继电器、温度传感器、电加热单元、构成闭合回路，电流互感器和温度信号巡检单元输出信号到防/除冰控制器。

在上述技术方案中，控制系统工作流程为：

首先，根据用于试验的飞机模型配套，选择系统的工作模式，确定是用飞机模型配套防/除冰控制器，或是本系统防/除冰控制器；根据飞机模型加热单元温度反馈类型，确定用热电阻温度信号巡检仪，或是热电偶温度信号巡检仪；

其次，确定用飞机模型配套防/除冰控制器时，加热电源输出经过加热支路断路器、电流互感器、固态继电器、电源转接器、飞机模型配套防/除冰控制器、飞机模型加热单元构成闭合回路；加热单元的温度反馈经过温度信号转接箱接入飞机模型配套防/除冰控制器，飞机模型配套防/除冰控制器完成飞机模型各电加热支路温度闭环控制；根据以上选择,完成电源线路、温度信号线接线；确认每个加热支路与温度反馈通道对应无误；

再其次，选用系统防/除冰控制器时，加热电源输出经过加热支路断路器、电流互感器、固态继电器、电源转接器、防/除冰控制器、飞机模型加热单元构成闭合回路；加热单元的温度反馈经过温度信号转接器接入温度信号巡检仪，经过通讯向防/除冰控制器传送各加热通道温度反馈信号，防/除冰控制器完成飞机模型各电加热支路温度闭环控制；根据以上选择,完成电源线路、温度信号线接线；确认加热支路与温度反馈通道对应无误；

再其次，终端控制器根据飞机模型电加热单元工作模式、工作特性、加热支路数量、温度反馈种类，选择加热电源类型，加热电压范围，温度反馈类型；

最后依据飞机模型防除冰控制技术要求，选择采用控制固态继电器通断调温或调节电源电压温度闭环调温任一控制方式；

试验时依次为加热电源、防/除冰控制器、温度信号巡检仪通电工作，将各加热支路断路器合闸，设定各加热支路温度，启动防/除冰控制器，实时监控各电加热支路电源状态和参数。

综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：

灵活的加热电源配套组合，满足单回路大容量和多支路小容量电加热电源需求。根据飞机模型加热功率、加热支路数量需要，可以配套多台小功率电源，每台电源输出一个电加热支路。该方案每个电加热支路独立运行，可靠性高，但性价比较低，适合电加热支路数量少、单回路加热功率较大的控制系统电源配套。也可配套单台大功率电源，每台电源输出多个电加热支路，加热支路并联运行，但一台电源故障可能导致多个加热支路无法工作，可靠性较差，但性价比高，适合电加热支路数量多、加热单元特性基本一致的控制系统电源配套。

配套电源、防/除冰控制器、温度信号巡检仪、电加热主回路设备等集成在一个网络。每种电源为程控电源，带网络通讯接口，便捷接入控制系统网络。通过网络通讯，能无极调节电源电压、频率，实时监控电源状态参数。各电源输出电压、输出频率、输出波形等各项技术指标不低于航空电源相关规范。每种电源配套两台独立电源，每台电源最多输出10个电加热支路，每种电源最多输出20个电加热支路。该方案将性价比、可靠性、独立性较好的结合起来。

各电加热支路主要由断路器+交直流电流传感器+固态继电器等组成。在电加热单元电阻相对稳定情况下，各电加热支路可以采选用控制固态继电器通断调温或调节加热电源电压无极调温。

防/除冰控制器控制固态继电器通断调温时，通过热电阻（或热电偶）实时感应每个加热单元的温度信号，经过温度信号巡检仪采集、通讯，与防/除冰控制器通讯并传送温度信号；防/除冰控制器根据选定的控制模式、加热单元温度设定、温度反馈等，经过计算和逻辑处理，通过数字量输出模块的开关信号接入固态继电器的输入控制端，控制固态继电器输出受控端无触点开关，实现微小信号驱动大电流负载。通过固态继电器快速通断，控制电加热主回路通电时间，从而调节电加热单元工作温度。

防/除冰控制器调节加热电源电压调温时，在加热电源电压调节范围内，各加热支路电源电压通过终端控制器，实时调节电源电压，实现电加热调压温度闭环控制。

附图说明

本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：

图1是飞机模型配套防/除冰控制器原理框图；

图2是飞机模型电加热防/除冰控制系统原理框图；

图3是电加热支路原理框图；

其中：1是配电柜，2是进线断路器，3是加热电源，4是电加热支路，5是电源转接箱，6是飞机模型配套防/除冰控制器，7是飞机模型，8是结冰风洞试验段，9是驻室，10是温度信号转接器，11是防/除冰控制器，12是远程控制计算机，13是本地控制触摸屏，14是电流互感器，15是温度传感器，16是电加热单元，17是温度信号巡检仪。

具体实施方式

本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。

本说明书（包括任何附加权利要求、摘要和附图）中公开的任一特征，除非特别叙述，均可被其他等效或具有类似目的的替代特征加以替换。即，除非特别叙述，每个特征只是一系列等效或类似特征中的一个例子而已。

首先了解飞机模型电加热防/除冰控制工作模式，是用飞机模型配套防除/冰控制器，或是提供全套电加热防/除冰控制系统。进一步了解飞机模型电加热单元数量、加热单元防/除冰最大功率、电源种类、电压值、温度反馈种类等。根据以上参数，配套飞机模型电加热防/除冰控制系统加热电源种类、数量、电加热支路、温度信号巡检仪等，编写飞机模型防/除冰控制系统控制软件和本地/远程监控软件。

将加热电源3、电加热支路4、远程控制计算机12、本地控制触摸屏13、防/除冰控制器11、温度信号巡检仪17等组网，实现防/除冰控制系统相关设备网络通讯。

如果采用飞机模型配套防/除冰控制器，电加热防/除冰控制系统提供进线断路器2、加热电源3、电加热支路4、电源转接箱5、飞机模型配套防/除冰控制器6、飞机模型7、温度信号转接箱10、远程控制计算机12、本地控制触摸屏13和现场接线等。选用该模式时，将电源转接箱5内对应加热电源3的接线端子连接到飞机模型配套防/除冰控制器6，将飞机模型7各加热单元的温度传感器15接入温度信号转接箱10对应端子，再接入飞机模型7配套防/除冰控制器6的温度反馈通道，确认加热支路和温度反馈通道无误后，防/除冰控制系统专用配电柜1送电，为加热电源3供电的进线断路器2合闸，各电加热支路断路器4合闸，在远程控制计算机12或本地控制触摸屏13，启动电加热防/除冰控制系统应用程序，依次选择电源种类、开环工作模式，合电加热支路4对应的固态继电器，飞机模型电加热防/除冰系统具备工作条件。飞机模型防/除冰控制由飞机模型单位技术人员控制配套防/除冰控制器完成，远程控制计算机12和本地控制触摸屏13可以监控加热电源3、电加热支路4状态和参数。为保证系统安全，控制程序在监控界面“电源规格”选择与各电源主回路断路器状态、电加热支路断路器、固态继电器控制均有逻辑连锁，只有选择的“电源规格”与各电源主回路断路器状态、电加热支路断路器、固态继电器一致时操作有效，防止误操作。

提供全套电加热防/除冰控制系统时，电加热防/除冰控制系统提供进线断路器2、加热电源3、电加热支路4、电源转接箱5、飞机模型7、温度信号转接箱10、防/除冰控制器11、远程控制计算机12、本地控制触摸屏13、电流互感器14、温度传感器15、温度信号巡检仪17和现场接线等。选用该种控制模式时，根据试验需要可以选用控制电加热支路3的固态继电器通断调温或调节电源电压3调温。

首先将电源转接箱5内对应加热电源3的接线端子连接到飞机模型7对应的加热单元，将飞机模型7各加热单元的温度传感器15接入温度信号转接箱10对应端子，确认加热单元电源、温度反馈通道对应无误后，防/除冰控制系统专用配电柜1送电，为加热电源3供电的进线断路器2合闸，各电加热支路对应的断路器4合闸，在远程控制计算机12或本地控制触摸屏13，启动电加热防/除冰控制系统应用程序，根据飞机模型加热单元数量、加热电压、电加热功率、温度反馈类型等参数，在监控界面选定对应的加热电源3，开/闭环模式选用闭环，选定温度反馈类型，再依据试验模型、控制方式选用控制电加热支路3的固态继电器通断调温或调节加热电源3电压调温。控制加热电源3输出的各电加热支路4对应的固态继电器接通，对应电加热支路4工作，监控界面实时监控各电加热支路电源状态和参数。

选用控制电加热支路3的固态继电器通断调温时，控制系统在电压调节范围内，根据设定温度、温度反馈参数，自动调节电加热支路4的固态继电器通断时间，使温度反馈与温度设定一致。此工作模式时电加热支路4的固态继电器连续或间断接通/断开，控制系统通过调节电源的通电时间实现温度闭环控制。由于加热电源3输出的多个电加热支路并联运行，调节一个电加热支路4的固态继电器通断时间不影响其它支路温度控制。该模式适合多通道电加热支路并联运行，各加热支路温度控制互不影响。

选择调节加热电源3电压调温时，控制系统在加热电源3调压范围内，根据设定温度、温度反馈参数，自动连续调节加热电源3电压，使温度反馈与温度设定一致。此模式电加热支路4对应的固态继电器连续接通，控制系统通过调节加热电源3的电压值实现温度闭环控制。由于加热电源3输出的多个电加热支路4并联运行，一旦调节加热电源3电压值，并联运行的其它电加热支路电压同步调节，可能影响其它支路温度控制精度。该模式适合每台加热电源3各自输出一个电加热支路4运行，温度控制精度高，根据加热功率配套加热电源3容量，根据加热分区数量确定加热电源3数量。

本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (8)

1.一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构，其特征在于包括设置在风洞外的加热电源、各电加热支路、温度信号巡检仪、电源转接器、温度信号转接器、防/除冰控制器、终端控制器和各种线缆，所述电源通过电加热支路后经过电源转接器给风洞内的飞机模型供电加热；

整个控制系统根据飞机模型不同试验需求，有两种工作模式：

当飞机模型配套防/除冰控制器时，飞机模型加热单元的温度反馈经过温度信号转接器接入飞机模型配套防/除冰控制器，系统只为飞机模型配套的防/除冰控制器提供加热电源，飞机模型电加热控制由自带防/除冰控制器完成；

当飞机模型不带防/除冰控制器时，飞机模型的温度反馈信号通过温度信号转接器与温度信号巡检仪连接，温度信号巡检仪与防/除冰控制器网络通讯连接；加热电源输出各电加热支路到电源转接器，通过线缆与飞机模型各加热区负载连接，防/除冰控制器控制加热电源电压或各加热支路通断时间，完成飞机模型电加热温度控制。

2.根据权利要求1所述的一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构，其特征在于所述加热电源均为程控电源，包括三种不同的电源，分别是直流28V、直流270V、中频电源400HzAC115V。

3.根据权利要求2所述的一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构，其特征在于所述每种不同的加热电源包括若干个低功率电源，每一个低功率电源输出一个电加热支路，每个电加热支路独立运行。

4.根据权利要求2所述的一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构，其特征在于每种不同的加热电源各自包括一个高功率电源，每个高功率电源输出若干个电加热支路，每个电加热支路并联运行。

5.根据权利要求1所述的一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构，其特征在于所述温度信号巡检仪包括两种温度反馈巡检单元，一种为热电阻，一种为热电偶，不同的温度反馈巡检单元用于连接飞机模型上的不同温度反馈传感器。

6.根据权利要求5所述的一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构，其特征在于温度反馈巡检单元具有若干个通道，使用过程中，通道数量与电加热支路的数量一致。

7.根据权利要求1所述的一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构，其特征在于所述电加热支路由加热电源输出到支路断路器、电流互感器、固态继电器、电源转接器、飞机模型加热单元构成闭合回路，电流互感器和温度信号巡检仪输出与飞机模型防/除冰控制器或系统防/除冰控制器连接，防/除冰控制器输出直接控制电加热支路固态继电器通断，或控制加热电源调节电压。

8.根据权利要求1-7任一所述的一种飞机模型电加热防/除冰控制系统结构，其特征在于系统控制流程为：

首先，根据用于试验的飞机模型配套，选择系统的工作模式，确定是用飞机模型配套防/除冰控制器，或是本结构防/除冰控制器，根据飞机模型加热单元温度反馈类型，确定用热电阻温度信号巡检仪，或是热电偶温度信号巡检仪；

其次，确定用飞机模型配套防/除冰控制器时，加热电源输出经过加热支路断路器、电流互感器、固态继电器、电源转接器、飞机模型配套防/除冰控制器、飞机模型加热单元构成闭合回路，加热单元的温度反馈经过温度信号转接器接入飞机模型配套防/除冰控制器，飞机模型配套防/除冰控制器完成飞机模型各电加热支路温度闭环控制，完成电源线路、温度信号线接线，确认加热支路与温度反馈通道对应无误；

选用系统防/除冰控制器时，加热电源输出经过加热支路断路器、电流互感器、固态继电器、电源转接器、防/除冰控制器、飞机模型加热单元构成闭合回路，加热单元的温度反馈经过温度信号转接器接入温度信号巡检仪，经过通讯与防/除冰控制器通讯，防/除冰控制器完成飞机模型各电加热支路温度闭环控制，完成电源线路、温度信号线接线，确认加热支路与温度反馈通道对应无误；

在远程终端控制器根据飞机模型电加热单元工作模式、工作特性、加热支路数量、温度反馈种类，选择加热电源类型，加热电压，温度反馈类型，飞机模型防/除冰控制器/系统防/除冰控制器；

再依据飞机模型防除冰控制技术要求，选择采用控制固态继电器通断调温或调节电源电压温度闭环调温任一控制方式；

依次为加热电源、防/除冰控制器、温度信号巡检仪通电工作，将各加热支路断路器合闸，设定各加热支路温度，启动防/除冰控制器，实时监控各电加热支路电源状态和参数。

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