CN111301708A - 一种控制律电加热防/除冰控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明适用于结冰风洞试验技术领域，提供了一种控制律电加热防/除冰系统，包括上位机、防/除冰控制器、加热电源、电加热回路；所述上位机或防/除冰控制器实现电加热防/除冰控制律程序的设定；所述电加热回路包括依次连接的熔断器、断路器、电流互感器、固态继电器、加热单元，所述加热电源与所述熔断器连接，用于为所述电加热回路提供电源；所述防/除冰控制器与所述电流互感器的输出端连接，与所述固态继电器的输入端连接，所述防/除冰控制器与所述加热电源、所述上位机双向通讯连接；所述固态继电器按照控制律快速接通/断开，控制所述电加热回路的通电时间/断电时间。通过一套系统满足不同飞机模型的控制律电加热防/除冰试验需求。

Description

一种控制律电加热防/除冰控制系统

技术领域

本发明属于结冰风洞试验技术领域，尤其涉及一种控制律电加热防/除冰控制系统。

背景技术

飞机结冰是影响飞行安全甚至导致灾难性事故的重要原因之一，鉴于飞机结冰的严重危害，世界各航空大国对飞机结冰问题的研究均极为关注。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。飞机防除冰技术按工作方式可分为机械防除冰技术、液体防除冰技术和热力防除冰技术等，飞机采取何种具体的防除冰技术，取决于机种、动力、电源功率、待防护表面大小以及防除冰重要程度等因素。一般来说，对待保护表面积较小、防除冰要求较低的尾翼、螺旋桨等部件，为降低能耗，提升防除冰性能，通常采用控制律电加热防除冰技术；对不允许结冰而且耗电功率不大的风挡、空速管等部件，采用一般电加热防除冰技术。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一般冰装置。电加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。电加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，使飞机表面温度高于冻结点，使水滴无法冻结。电加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，起动电加热除冰系统，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。

结冰风洞是研究飞行器飞行时迎风表面和机外传感器结冰形态及其防/除冰技术的特种风洞，是为保证飞机在结冰气象条件下的飞行安全、拓宽现代飞机在全天候下执行任务的能力和保障飞机完成结冰适航合格审定的基本试验装置，结冰风洞试验结果能够直接用于带冰模的自然环境飞行试验与飞机结冰后的飞行性能与安全评估。世界最著名的两座结冰风洞分别是美国NASA(国家航空航天局)兰利研究中心的IRT风洞，和意大利CIRA(意大利宇航研究中心)的IWT风洞，在多型飞机的结冰研究中都发挥了不可替代的作用。2013年，我国首座大型结冰风洞建成，必须发展结冰风洞防/除冰试验技术，开展航空器结冰试验。与其它低速风洞采用缩比模型不同，结冰风洞都是1:1的真实截断模型。

由于飞机上电能受限，如何降低电源能耗达到飞机防/除冰要求是一项重要课题，高效的控制律电加热防/除冰系统设计和验证是关键技术措施。防/除冰试验时，将飞机模型安装在结冰风洞试验段，当风洞的速度、温度、液态水含量和液态水粒径达到试验模拟条件后，电加热防/除冰系统采用温度开环控制，加热电源分别通过电加热回路为飞机模型的不同电加热分区供电，在加热电源一致的情况下，控制系统通过规律控制电加热回路的导通、关断时间，验证该型飞机不同控制律时的防/除冰效果，用最少的电源能耗，达到电加热防/除冰目的。因此控制律电加热防/除冰试验是结冰风洞一项重要试验能力。

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，飞机模型的电加热分区数量、电加热单元、温度反馈已经安装完成，该机型加热电源已经确定。按照试验大纲，在试验风速、姿态角、总温、高度、液态水含量、液态水粒径、喷雾时间等模拟参数基础上，启动电加热防/除冰系统，验证设计的控制律电加热防/除冰技术的有效性。

因为不同的飞机模型有不同的电气参数，不同的飞机模型在开展电加热防/除冰试验时所需的电源参数不同，如果结冰风洞现场根据不同的飞机模型单独设计一套电源，开展电加热防/除冰试验的效率极低。

为提高试验能力，结冰风洞现场需要针对不同的飞机模型提供完备的控制律电加热防/除冰控制系统，因此，有必要设计一套能模拟不同的电源参数的控制律电加热防/除冰控制系统。

发明内容

本发明的目的在于提供一种控制律电加热防/除冰控制系统，旨在解决现有技术中结冰风洞现场根据不同的飞机模型单独设计一套电源、开展电加热防/除冰试验的效率极低的技术问题。

本发明是这样实现的，一种控制律电加热防/除冰系统，包括上位机、防/除冰控制器、加热电源、电加热回路；所述上位机或防/除冰控制器实现电加热防/除冰控制律程序的设定；所述电加热回路包括依次连接的熔断器、断路器、电流互感器、固态继电器、加热单元，所述加热电源与所述熔断器连接，用于为所述电加热回路提供电源；所述防/除冰控制器与所述电流互感器的输出端连接，与所述固态继电器的输入端连接，所述防/除冰控制器与所述加热电源、所述上位机双向通讯连接；所述固态继电器按照控制律快速接通/断开，控制所述电加热回路的通电时间/断电时间。

所述上位机包括远程上位机和/或本地上位机，用于实现控制律电加热防/除冰系统的远程和/或本地操作。

电加热防/除冰控制律程序利用值属性节点触发防/除冰控制器的控制程序，依靠OPC将防/除冰控制律要求的每个周期接通/断开状态次数和对应的延时模拟传输到防/除冰控制器的控制程序。

所述防/除冰控制器为PLC，或者为工控机和板卡的组合。

所述加热电源的输入端为以下两种方式之一：三相交流或单相交流；输出端为以下三种方式之一：直流电源、三相交流输出电源、单相交流输出电源。

所述加热电源可以根据加热回路的功率大小，在功率范围内，并联数量不等的电加热回路。

用于测试的飞机模型具有多个电加热分区，在所述的多个电加热分区均设置电加热回路，且各电加热回路之间独立工作。

所述的多个电加热分区分别预埋温度反馈单元，用于采集多个电加热分区的温度，并将温度反馈信号传送给防/除冰控制器。

所述温度反馈单元为热电阻或者热电偶。

所述电加热防/除冰控制律程序实现多通道秒级同步触发。

本发明相对于现有技术的技术效果是：

1、根据不同飞机模型控制律电加热防/除冰技术要求，从加热电源、电加热回路功率、电加热回路数量、电加热防/除冰控制律、网络通讯等方面，一套控制律电加热防/除冰控制系统满足了不同飞机模型的控制律电加热防/除冰试验需求。

2、电加热防/除冰控制律程序基于上位机设计，利用值属性节点触发防/除冰控制器的控制程序，依靠OPC将防/除冰控制律要求的每个周期接通/断开状态次数和对应的延时模拟传输到防/除冰控制器的控制程序，延时精度高，实时性好。

3、上位机和防除冰控制器组合，实现任意控制律电加热防/除冰模拟。根据试验提交的飞机模型电加热防/除冰控制律，通过简单的程序修改和参数设置即可完成任意控制律电加热模拟，简化了系统操作，提高了系统执行效率，提高了自动化水平。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是电加热防/除冰控制律定义示意图；

图2是本实施例中的控制律电加热防/除冰系统示意图；

图3是防/除冰控制器组成示意图；

图4某飞机模型控制律电加热防/除冰电流图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。

为了更好地说明本发明的技术原理，首先对电加热防/除冰控制律进行说明。任何飞机模型电加热防/除冰试验的控制律，通常是有周期、循环加热，通常一个加热周期从加热回路导通开始，经过不定时间的持续导通和断开，从加热回路断开结束。以图1所示的电加热防/除冰控制律为例，每个电加热周期内电加热回路接通/断开状态次数分别为n_t和n_d，每个周期内对应接通状态时刻依次为t₁、t₂、t₃…t_t，每个周期内对应断开状态时刻依次为d₁、d₂、d₃…d_d，因此控制律一个周期时间t＝t_t，控制律每个周期内电加热回路接通/断开状态次数n＝n_t+n_d，断开次数n_d等于n_t，且t＝d+1。以某飞机模型电加热防/除冰控制律，X轴为时间(s)，Y轴为加热电源电源电压幅值(V)。从控制律看，该加热周期总共为t₅(s)，加热规律为：从t1时刻开始加热回路导通，电源电压连续加热(d₁-t₁)s；从d₁时刻开始，加热回路断开(t₂-d₁)s：从t₂时刻开始，加热回路导通(d₂-t₂)s；从d₂时刻开始，加热回路断开(t₃-d₂)s；从t₃时刻开始，加热回路导通(d₃-t₃)s；从d₃时刻开始，加热回路断开(t₄-d₃)s；从t₄时刻开始，加热回路导通(d₄-t₄)s；从d₄时刻开始，加热回路断开(t₅-d₄)s；完成一个加热周期，以后按照该加热律重复加热。

如图2所示为本发明的控制律电加热防/除冰系统，包括上位机、防/除冰控制器8、加热电源1、电加热回路；上位机或防/除冰控制器实现电加热防/除冰控制律程序的设定；电加热回路包括依次连接的熔断器2、断路器3、电流互感器4、固态继电器5、加热单元7，加热电源1与熔断器2连接，用于为电加热回路提供电源；防/除冰控制器8与电流互感器4的输出端连接，与固态继电器5的输入端连接，防/除冰控制器8与加热电源1、上位机双向通讯连接；固态继电器5按照控制律快速接通/断开，控制电加热回路的通电时间/断电时间。

本发明的控制律电加热防/除冰系统中，上位机、防/除冰控制器8、加热电源1、电加热回路组成分布式控制系统，其中，上位机为操作层，防/除冰控制器8和加热电源1为中间层，电加热回路为执行层，电加热回路通常为多个。

电加热防/除冰控制律程序实现多通道秒级触发控制律，优选地，由上位机中的监控程序实现，上位机同时还具有设备状态监控、发送指令、存储数据等功能；

上位机包括远程上位机10和/或本地上位机12，用于实现控制律电加热防/除冰系统的远程和/或本地操作。也就是说，本发明的控制律电加热防/除冰系统可以只设置远程上位机10，因此，本发明的控制律电加热防/除冰系统可以实现远程操作；或只设置本地上位机12，因此，本发明的控制律电加热防/除冰系统可以实现本地操作；或同时设置远程上位机10和本地上位机12，因此，本发明的控制律电加热防/除冰系统可以同时实现远程操作和本地操作。

具体地，本地上位机12优选为触摸控制终端，用于防/除冰控制现场的人机交互，优选地，本地上位机12通过PROFINET-DP13协议直接与防/除冰控制器8通讯，实现飞机模型防/除冰的本地控制；

远程上位机10可以是普通计算机、工业计算机或其它计算机，具有网络通讯接口，能够安装操作系统和专用控制功能软件，用于防/除冰控制远程的人机交互，优选地，远程上位机10通过网络交换机9，采用PROFINET通讯协议14与防/除冰控制器8连接。

防/除冰控制器8接受上位机指令，按照控制律同步触发多个电加热回路导通或关断，同时执行电源状态参数采集、数据处理、逻辑判断、暂存数据。

具体地，防/除冰控制器8与加热电源1通讯连接，因此，加热电源1的电源状态参数可以实时传输给防/除冰控制器8；优选地，加热电源1通过通讯协议转换模块11，与防/除冰控制器8实现PROFINET-DP 13通讯。

同时，防/除冰控制器8与上位机通讯连接，因此，防/除冰控制器8接收的电源状态参数可以实时传输给上位机，上位机因此可以实时监控加热电源1的电源状态参数；另外，上位机可以向防/除冰控制器8发送参数调节指令，防/除冰控制器8再将参数调节指令下达给加热电源1，从而实时调节加热电源1，同时，防/除冰控制器8也将参数调节指令下达给电加热回路，控制各电加热回路按照防/除冰控制律导通或关断；其中，参数调节指令包括电压、频率等指令。

同时上位机10将加热电源1的电压、频率给定等指令，通过通讯下达给加热电源1，实时调节加热电源1的电压、频率等。

防/除冰控制器8可以为PLC，也可以为工控机和板卡的组合；其中，PLC是一种专用于工业控制的计算机，功能相对单一，是一种专用的现场控制器，通过配套的编程环境软件完成控制程序设计并生成可执行程序，可以根据需要任意扩展；工控机和板卡的组合可以根据需要和工控机主板支持的类型，选配不同功能的板卡，其中工控机可以以上位机为核心，也可以配套独立的工业机箱，安装操作系统和软件，完成专用控制功能软件开发，实现不同的控制功能。

上位机与防/除冰控制器8通过OPC技术传输数据。上位机的电加热防/除冰控制律程序利用值属性节点触发防/除冰控制器8的控制程序，依靠OPC将防/除冰控制律要求的每个周期接通/断开状态次数和对应的延时模拟传输到防/除冰控制器8的控制程序，将对应的I/O状态送给防/除冰控制器8，从而控制电加热回路的固态继电器按预先设计的控制律通断，以满足电加热防/除冰控制律的设计要求。因此，控制律电加热防/除冰控制系统延时精度高，实时性好。

加热电源1为整个防/除冰系统提供能源，根据防除冰系统需要，配套一台或多台加热电源1；

加热电源1具有通讯接口，可以与上位机、防/除冰控制器8组成分布式控制系统，可以根据需要调节电源电压幅值、频率等，同时将电源电压、输出电流、频率等参数实时上传到上位机显示、控制和存储；

加热电源1的输入端可以是三相交流或单相交流，输出端可以是直流电源、三相交流输出电源、单相交流输出电源。优选地，本实施例中的加热电源1包括2台三相交流输入的直流程控电源和2台三相交流输入的交流程控电源，电源功率均为20kW。加热电源1均支持宽电压调节，直流程控电源最高输出DC270V，最低输出20V；交流程控电源最高输出AC115V，最低输出AC100V，频率400Hz，以上电源覆盖我国现役及未来飞机电源制式要求。同时，加热电源1可以根据加热回路功率大小，在功率范围内，并联数量不等的电加热回路，以满足不同飞机模型控制律防冰试验需求。两台电源均支持485通讯接口，支持设备组网。

用于测试的飞机模型具有多个电加热分区，在防/除冰系统的多个电加热分区均设置电加热回路，且各电加热回路之间独立工作，因此，各电加热回路单独为防/除冰系统的各个电加热分区提供电流回路；上位机与防/除冰控制器组合实现控制律电加热防/除冰功能，使各电加热回路按照控制律导通或断开，完成多个电加热分区功率的单独调节。

电加热回路包括依次连接的熔断器2、断路器3、电流互感器4、固态继电器5、加热单元7。其中，熔断器2是过电流保护器件，线路电流超过规定值时产生的热量使熔体熔断，从而断开电路；断路器3可以切断和接通正常负荷电流，当线路出现严重的过载、短路及欠压等故障时及时切断故障电路，防止事故扩大，保障安全运行；电流互感器4可以将数值较大的一次电流通过一定的变比转换为数值较小的二次电流，用于电流保护与测量；固态继电器5是一种全部由固态电子元件组成的新型无触点开关器件，具有放大驱动又有隔离作用，输入端接防/除冰控制器8输出的低电压小电流开关信号，直接驱动大电流负载，两个输出端串联接入加热支路主回路。

电加热回路的输入端接入加热电源1，输出端接入防/除冰系统的电加热分区，详细接法可根据加热分区数量、耐压等级、防除冰功率等确定；如果加热电源1是三相交流输出，且各加热分区功率基本一致时，可以将各加热分区接成三角形或星形，以简化线路；如果加热电源1是直流输出时，直流输出经一条线路依次串接到电加热回路主回路器件，经过加热单元7后沿另一线路返回直流输出电源；如果是单相交流输出，接法与直流输出一致。

在飞机模型的多个电加热分区分别预埋温度反馈单元6，用于采集多个电加热分区的温度，并将温度反馈信号传送给防/除冰控制器8；具体地，温度反馈单元6可以为热电阻或者热电偶。

各加热回路的电流互感器4，用于采集各电加热分区的电流，将各加热回路的电流反馈信号传送给防/除冰控制器8。

关于电加热控制律防/除冰控制程序，其基于上位机设计，采用LabView软件为开发平台，利用状态机作为设计模型，应用状态机和延时函数配合，实现控制律要求的每个周期接通/断开状态次数和对应的延时模拟。在上位机通过简单的程序代码编写和参数设置，电加热控制律防/除冰控制程序可以完成任何飞机模型电加热控制律模拟。

具体地，LabView状态机由一个While循环、一个条件结构和一个移位寄存器组成，其中While循环用来保证程序可以连续的运行；条件结构各个分支中的代码用来存储控制律一个周期内的接通/断开状态次数n_t和n_d以及下一状态的选择；利用移位寄存器的暂存功能和延时函数实现控制律一个周期内接通延时时间(d₁-t₁)、(d₂-t₂)、(d₃-t₃)…(d_n-t_n)，和一个周期内断开延时时间(t₂-d₁)、(t₃-d₂)、(t₄-d₃)、(t_n-d_n-1)，实现控制律的状态保持，并赋值给条件结构以建立全部状态，直到下一次循环的选择端子。

另外，电加热控制律防/除冰控制程序也可以基于防/除冰控制器8设计，此时，每次调整控制律需要远程修改和优化程序并下载。

如图3所示，防/除冰控制器8包括电源模块、CPU单元、通讯模块、模拟量输入模块、模拟量输出模块、开关量输入模块、开关量输出模块。电源模块为整个防/除冰控制器8提供电源；CPU单元是防/除冰控制器8的核心，负责存储防/除冰控制程序和数据，逐条读取指令，经过计算分析后再按照指令规定的任务产生相应的控制信号，指挥防/除冰控制系统电路工作；通讯模块实现防/除冰控制器8与上位机10、加热电源1的信息交互；模拟量输入模块用于将电加热回路的温度反馈、电流反馈等连续变化的信号转换成防/除冰控制器8的CPU单元能处理的若干位数字信号；模拟量输出模块把防/除冰控制器8的CPU单元送往模拟量输出模块的数字量转换成外部设备可以接收的模拟量；开关量输入模块用于外接控制信号和现场检测信号给防/除冰控制器8的CPU单元处理；开关量输出模块选用标准型晶体管模块，在防/除冰控制器8控制程序和控制律处理后，输出高低电平信号，与固态继电器5的输入端连接。

具体地，温度反馈信号和各加热回路的电流反馈信号传送到防/除冰控制器8的模拟量输入模块，防/除冰控制器8的CPU单元根据上位机传送的控制律、温度反馈单元6传送的温度反馈信号、电流互感器4传送的电流反馈信号，经过计算和逻辑处理之后，通过开关量输出模块将开关信号输入固态继电器5的输入端，控制固态继电器5输出端的无触点开关，实现微小信号驱动大电流负载。由于固态继电器5是具有隔离功能的无触点电子开关，在开关过程中没有机械接触部件，切换速度快，灵敏度高，控制功率小，电磁兼容号，电磁干扰小，寿命长，可靠性高。固态继电器5按照控制律快速接通/断开，控制各电加热回路通电时间，从而调节各电加热单元7的加热功率。

本发明的防/除冰系统的工作流程如下：

第一步，上位机分析计算电加热防/除冰控制律。根据试验提交的飞机模型电加热防/除冰控制律，分析每个加热周期时间，每个加热周期电加热回路接通/断开状态次数，每次接通后的延时时间，每次断开后的延时时间。

第二步，完成各电加热回路选型。根据飞机模型的加热电源类型，确定加热电源1选用交流电源或直流电源，进一步确定加热电源的电压输出设定值；根据飞机模型电加热分区数量，确定选用加热回路数量；根据每个分区电加热单元功率大小，确定每个电加热回路线缆线径、断路器、电流互感器、固态继电器等器件选型；根据飞机模型电加热单元内安装的温度反馈单元的种类，完成温度反馈信号接入，并在防/除冰控制器的模拟量输入模块中完成相应设置；

第三步，完成系统强弱电线路安装，完成上位机、防/除冰控制器、加热电源、各加热回路与飞机模型电加热分区之间的电源线路和网络连接，注意各加热回路、各电加热分区、各电加热分区温度反馈的一致性。

第四步，完成系统网络通讯。通过交换机、通讯接口转换和参数设置，将上位机、防/除冰控制器、加热电源等组网，实现控制指令和状态参数的网络通讯。

第五步，完成控制律测试。在上位机上，在控制律电加热防/除冰控制系统基础上，根据试验模型控制律和加热回路数量，对控制程序做适当的设置与调试，用控制软件实现飞机模型电加热防/除冰控制律模拟，通过通讯将控制指令传递到防/除冰控制器，在加热电源不送电情况下，控制各电加热回路的固态继电器按照控制律接通和断开。

第六步，完成系统功能测试，待设备间通讯、各加热回路、接线检查无误后，在上位机监控界面，监控各电加热分区的温度反馈是否正常；设定电源电压，监控加热电源电压是否正常；在加热电源送电情况下，依次启动各加热回路按照控制律接通和断开，监控加热回路电流、电加热分区温度是否正常。

第七步，完成系统准备工作。以上工作完成后，完成控制律电加热防/除冰控制准备工作，按照结冰风洞试验流程进行试验验证。

试验测试：

表1是某飞机模型整流帽罩电加热防/除冰控制律；从表1分析，该控制律是各电加热回路按照52s四等分无规律接通/断开，相互再间隔67s断开状态。表1中，“0”表示加热回路断开状态，“1”表示加热回路接通状态，按①②③④序号顺序执行，整个周期时长为476s；

表1某飞机模型电加热控制律(按①②③④顺序执行完为一个加热周期)

按照上述某飞机模型整流帽罩电加热防/除冰控制律试验要求，加热电源为系统配置的AC115V、400Hz标准机载电源，共有4个电加热分区，每个电加热分区电阻阻值为15Ω，每个电加热分区回路电流理论值约7.67A，每2s采集一次电流，按照该控制律，其中一个电加热分区回路电流变化如图4所示。从图4看出，该电加热回路连续周期电流变化与控制律完全一致，表明通过本发明上位机和防/除冰控制器组合实现电加热控制律防/除冰技术的可行性。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，包括上位机、防/除冰控制器、加热电源、电加热回路；所述上位机或防/除冰控制器实现电加热防/除冰控制律程序的设定；所述电加热回路包括依次连接的熔断器、断路器、电流互感器、固态继电器、加热单元，所述加热电源与所述熔断器连接，用于为所述电加热回路提供电源；所述防/除冰控制器与所述电流互感器的输出端连接，与所述固态继电器的输入端连接，所述防/除冰控制器与所述加热电源、所述上位机双向通讯连接；所述固态继电器按照控制律快速接通/断开，控制所述电加热回路的通电时间/断电时间。

2.如权利要求1所述的一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，所述上位机包括远程上位机和/或本地上位机，用于实现控制律电加热防/除冰系统的远程和/或本地操作。

3.如权利要求1所述的一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，所述电加热防/除冰控制律程序利用值属性节点触发防/除冰控制器的控制程序，依靠OPC将防/除冰控制律要求的每个周期接通/断开状态次数和对应的延时模拟传输到防/除冰控制器的控制程序。

4.如权利要求1所述的一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，所述防/除冰控制器为PLC，或者为工控机和板卡的组合。

5.如权利要求1所述的一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，所述加热电源的输入端为以下两种方式之一：三相交流或单相交流；输出端为以下三种方式之一：直流电源、三相交流输出电源、单相交流输出电源。

6.如权利要求1所述的一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，所述加热电源可以根据加热回路的功率大小，在功率范围内，并联数量不等的电加热回路。

7.如权利要求1所述的一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，用于测试的飞机模型具有多个电加热分区，在所述的多个电加热分区均设置电加热回路，且各电加热回路之间独立工作。

8.如权利要求7所述的一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，所述的多个电加热分区分别预埋温度反馈单元，用于采集多个电加热分区的温度，并将温度反馈信号传送给防/除冰控制器。

9.如权利要求8所述的一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，所述温度反馈单元为热电阻或者热电偶。

10.如权利要求1-9之一所述的一种控制律电加热防/除冰系统，其特征在于，所述电加热防/除冰控制律程序实现多通道秒级同步触发。

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