CN112572828B - 可移动的飞行器雷电试验系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了可移动的飞行器雷电试验系统，它包括综合计算机测控系统、多个冲击电流发生器，综合计算机测控系统通过PLC控制柜与多个冲击电流发生器相连接，多个电流发生器为冲击电流A波发生器、冲击电流B波发生器、冲击电流C波发生器、冲击电流D波发生器、冲击电流E波发生器、多重电流冲击波发生器，综合计算机测控系统和多个冲击电流发生器均具有集装箱结构，冲击电流发生器产生的试验电流由大电流引线引入到试验件的试验部位，试验件的另一端可靠接地，试验大电流经分流器分流后传输到综合计算机测控系统进行测量和控制。利用该系统可进行雷电直接与间接试验，可在户内使用，也方便运输到现场进行测试，且PLC作为主控单元，抗干扰能力强。

Description

可移动的飞行器雷电试验系统
技术领域
本发明涉及雷电试验领域，尤其涉及一种可移动的飞行器雷电试验系统。
背景技术
随着人类进入信息时代，航空、舰船机载电子设备，一旦受到雷电的侵害，轻者系统失灵，重者设备永久损害，而因设备损坏带来的间接经济损失则更高。对于航空航天飞行器尤其如此，雷电能量和雷电电磁脉冲使得飞行器事故时有发生，这些事故大多是灾难性的，它严重影响着飞行器及其驾乘人员的安全。
在现代航空航天技术发展中，为减轻飞行器结构重量和提高测控系统性能，大量采用了现代电子技术和先进复合材料技术。然而这些先进的电子技术和材料技术，对雷电更敏感，遭受到雷击时损失更大。因此，飞机雷电防护问题越来越突出，在现代飞行器设计中，飞行器的雷电防护性能指标已是其常规设计指标。在相关的标准条例上，对飞行器的雷电防护性能做了严格的规定，以此来确保飞行器在雷电防护环境中的安全性。然而，现有的雷电效应试验系统或只能进行雷电直接效应试验，或固定在试验室内，不能进行户外测试，而且测试过程中的回路电感较高，影响测试效果。
发明内容
本发明的目的在于提供可移动的飞行器雷电试验系统，可在户内使用，也可通过叉车或行吊装到车辆上，运输到测试现场进行测试，不惧风吹雨淋日晒；其次，利用该试验系统可以进行雷电直接效应试验、雷电间接效应试验及临近的雷电试验、各LPL(雷电防护水平)对应的雷电流试验；且具有较低的回路电感量。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案为：可移动的飞行器雷电试验系统，包括综合计算机测控系统、多个冲击电流发生器，所述综合计算机测控系统由工业控制计算机、可编程序控制器(PLC)、可控硅调压装置、点火脉冲放大器、PLC操作控制柜以及示波器、打印机组成，所述综合计算机测控系统通过PLC操作控制柜分别与多个电流发生器相连接，所述多个电流发生器分别为冲击电流A波发生器、冲击电流B波发生器、冲击电流C波发生器、冲击电流D波发生器、冲击电流E波发生器、多重电流冲击波发生器，所述综合计算机测控系统和多个冲击电流发生器均具有移动底座的集装箱结构，所述多个冲击电流发生器的集装箱结构的一端为直流试验区域，另一端为冲击电流发生器的试验系统布置区域，除却冲击电流C波发生器，所述试验系统布置区域包括电源、直流充电装置、发生器本体、点火放电系统、电流电压测量传感器、计算机控制系统，对于冲击电流C波发生器，其试验系统布置区域包括电源、大电流升流变压器、直流大电流整流系统、开关控制系统、电流电压测量传感器、计算机控制系统；由冲击电流发生器产生的试验电流由大电流引线引入到试验件的试验部位，与试验部位相对的一端接地，试验大电流经分流器分流后传输到综合计算机测控系统进行测量和控制；该试验系统还包括冲击电压试验系统和临近的雷电磁场和电场变化测试系统。
作为进一步优化，所述综合计算机测控系统分为控制系统与测量系统，所述控制系统通过光纤传输与PLC进行通讯，运用工控专业软件编程设计成便于操作的控制工作界面，测量系统以示波器为数据采集核心，所述采集系统前端带有专用高压衰减器，将从分流器传来的高压测量信号无畸变衰减为可测量低压信号输入数据采集卡，数据采集卡负责采集记录电压及电流信号，并将数字化的信号通过数据传输电缆传送给计算机，通过冲击波形测量分析软件包进行分析计算。
进一步，所述冲击波形测量分析软件包是在美国NI公司仪器测控专业软件Labview开发平台的基础上编制而成的专业软件。
作为进一步优化，所述控制系统包括分别与冲击电流A波发生器、冲击电流B波发生器、冲击电流C波发生器、冲击电流D波发生器、冲击电流E波发生器、多重电流冲击波发生器相连的独立的PLC操作控制柜以及用于联合控制冲击电流A波、B波、C波、D波的PLC操作联合控制柜。
作为进一步优化，冲击电流A波发生器的直流充电装置为ZD-220kV直流充电装置，采用可控硅恒流调压，从零至整定电压连续可调，整流硅堆与变压器装在一个移动式底座上，构成充电、整流一体装置，充电变压器高压侧装有充电保护电阻，低压侧装有串联保护电阻。
作为进一步优化，冲击电流A波发生器的发生器本体为CDL-300kA冲击电流发生器本体，60台电容器上下两层排列成扇形放置于实验台平面上，试验时调波电感、调波电阻放置于每只电容器端头上，60台电容器通过导电铝杆并联为一个整体结构，电容器间采用串联或并联以达到不同波形的主电容容值要求，且电容器为MWF110-3型电容器，双套管输出，电容器自感小于200nH，电容量偏差范围为+10％～-5％。
作为进一步优化，冲击电流A波发生器的点火放电系统为球隙同步放电系统，电容器组与球隙同步放电系统呈星形排布，球隙同步放电系统采用放电开关进行封闭式球隙放电，放电球为直径为300mm且镶有钨铜的一对半圆球，垂直放置在绝缘筒内，放电球距在0-150mm范围内调节，通过传动移动球隙距离触发点火使电容器放电，并预留试品夹装位置。
作为进一步优化，冲击电流A波发生器的电流电压测量传感器采用罗科夫斯基线圈和快响应的电阻式分压器，调波电阻与调波电感值由设计决定满足不同电流等级、不同试品容量调波的需要，调波电阻、调波电感带有短路片，便于调整波形需要。
作为进一步优化，冲击电流A波发生器具有三个电压等级55\110\220kV，对应的电容量分别是640μF\180μF\45μF，设备总能量为1080kJ。
作为进一步优化，冲击电流B波发生器的直流充电装置为ZD-30kV充电装置，发生器本体为CDL-2.2kA冲击电流发生器本体，电容数量为20只，呈排型结构排列，结构紧凑。
作为进一步优化，冲击电流C波发生器的大电流升流变压器为CDL-1kA大电流升流变压器。
作为进一步优化，冲击电流D波发生器的直流充电装置为ZD-150kV充电装置，发生器本体为CDL-120kA冲击电流发生器本体，由12台3μF的电容器组成和冲击电流A波发生器本体一样的星形结构。
作为进一步优化，冲击电流E波发生器的直流充电装置为ZD-200kV充电装置，发生器本体为CDL-100kA陡波冲击电流发生器本体，由特殊设计的回路组成，其包含3只电容器。
作为进一步优化，多重电流冲击波发生器的直流充电装置为ZD-100kV充电装置，发生器本体为CDL-120kA/14D型冲击电流发生器本体，点火放电系统为多路触发联合放电系统，该系统采用两单元各7路独立放电结构，可输出14个雷电冲击电流，在充电电压100kV下实现了最大脉冲电流120kA，后续脉冲电流50kA，另外，该系统还采用14路电子精密延时设计，做到了14路闪击时序从1μs到999ms连续可调。
作为进一步优化，多重电流冲击波发生器的多路触发联合放电系统采用悬浮式高压点火系统。
作为进一步优化，所述冲击电压试验系统主要由电源、直流充电装置、雷电冲击电压发生器、冲击电压分压器及测量单元组成，所述临近的雷电磁场和电场变化测试系统配备电磁场自由探头，自由场探头的输出可连接光纤链路到测量设备。
作为进一步优化，临近的雷电磁场和电场变化测试系统的自由场探头为地平面场强传感器，有电场或磁场探头。
与现有技术相比，本发明具有以下的有益效果：
本发明采用模块化的结构设计，整套系统由计算机测控系统、多个冲击电流发生器、冲击电压试验系统及临近的雷电磁场和电场变化测试系统组成，采用集装箱结构，具有可移动的底座，可在户内使用，也可通过叉车或行吊装到车辆上，运输到测试现场进行测试；另外，计算机控制系统采用PLC作为主控单元，具有抗干扰能力强，对使用环境要求低、稳定性好、可靠性高的显著特点，测控系统的操作界面直观清晰，易操作，且测控系统配备多套示波器，便于集中测量分析。
附图说明
图1集装箱结构。
图2飞机雷电冲击电流试验布置示意图。
图3直流充电装置。
图4冲击电流A波(D波)发生器本体。
图5测量线圈。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施方式，对本发明进行进一步的详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用以解释本发明，并不限定本发明的保护范围。
可移动的飞行器雷电试验系统，包括综合计算机测控系统、多个冲击电流发生器，所述综合计算机测控系统由工业控制计算机、可编程序控制器(PLC)、可控硅调压装置、点火脉冲放大器、PLC操作控制柜以及示波器、打印机组成，所述计算机测控系统通过PLC操作控制柜分别与多个电流发生器相连接，所述多个电流发生器分别为冲击电流A波发生器、冲击电流B波发生器、冲击电流C波发生器、冲击电流D波发生器、冲击电流E波发生器、多重电流冲击波发生器，所述综合计算机测控系统和多个冲击电流发生器均具有移动底座的集装箱结构，如图1所示，所述多个冲击电流发生器的集装箱结构的一端为直流试验区域，另一端为冲击电流发生器的试验系统布置区域，如图2所示，由冲击电流发生器产生的试验电流由大电流引线引入到试验件的试验部位，与试验部位相对的一端接地，试验大电流经分流器分流后传输到综合计算机测控系统进行测量和控制；该试验系统还包括冲击电压试验系统和临近的雷电磁场和电场变化测试系统。
除却冲击电流C波发生器，冲击电流发生器集装箱结构的试验系统布置区域包括380V交流电源、直流充电装置、发生器本体、点火放电系统、电流电压测量传感器、计算机控制系统，冲击电流C波发生器集装箱结构的试验系统布置区域包括380V交流电源、大电流升流变压器、直流大电流整流系统、开关控制系统、电流电压测量传感器、计算机控制系统。
所述综合计算机测控系统分为控制系统与测量系统，所述控制系统通过光纤传输与PLC进行通讯，运用工控专业软件编程设计成便于操作的控制工作界面，测量系统以泰克示波器为数据采集核心，所述采集系统前端带有专用高压衰减器，将分流器传来的高压测量信号无畸变衰减为可测量低压信号输入数据采集卡，数据采集卡负责采集记录电压及电流信号，并将数字化的信号通过数据传输电缆传送给计算机，通过冲击波形测量分析软件包进行分析计算。
所述冲击波形测量分析软件包是在美国NI公司仪器测控专业软件Labview开发平台的基础上编制而成的专业软件。
所述控制系统包括分别与冲击电流A波发生器、冲击电流B波发生器、冲击电流C波发生器、冲击电流D波发生器、冲击电流E波发生器、多重电流冲击波发生器相连的独立的PLC操作控制柜以及用于联合控制冲击电流A波、B波、C波、D波的PLC操作联合控制柜，为完成联合试验。
如图3所示，冲击电流A波发生器的直流充电装置为ZD-220kV直流充电装置，采用可控硅恒流调压，从零至整定电压连续可调，整流硅堆与变压器装在一个移动式底座上，构成充电、整流一体装置，充电变压器高压侧装有充电保护电阻，低压侧装有串联保护电阻。
如图4所示，冲击电流A波发生器的发生器本体为CDL-300kA冲击电流发生器本体，60台电容器上下两层排列成扇形放置于实验台平面上，试验时调波电感、调波电阻放置于每只电容器端头上，60台电容器通过导电铝杆并联为一个整体结构，电容器间采用串联或并联以达到不同波形的主电容容值要求，且电容器为MWF110-3型电容器，双套管输出，电容器自感小于200nH，电容量偏差范围为+10％～-5％。
如图4所示，冲击电流A波发生器的点火放电系统为球隙同步放电系统，电容器组与球隙同步放电系统呈星形排布，球隙同步放电系统采用放电开关进行封闭式球隙放电，放电球为直径为300mm且镶有钨铜的一对半圆球，垂直放置在绝缘筒内，放电球距在0-150mm范围内调节，通过传动移动球隙距离触发点火使电容器放电，并预留试品夹装位置。
冲击电流A波发生器的电流电压测量传感器采用如图5所示的罗科夫斯基线圈和快响应的卡玛丝特殊无感绕法绕制的电阻式分压器，调波电阻与调波电感值由设计决定满足不同电流等级、不同试品容量调波的需要，调波电阻、调波电感带有短路片，便于调整波形需要。
冲击电流A波发生器具有三个电压等级55\110\220kV，对应的电容量分别是640μF\180μF\45μF，设备总能量为1080kJ。
冲击电流B波发生器的直流充电装置为ZD-30kV充电装置，发生器本体为CDL-2.2kA冲击电流发生器本体，电容数量为20只，呈排型结构排列，结构紧凑。
冲击电流C波发生器的大电流升流变压器为CDL-1kA大电流升流变压器。
冲击电流D波发生器的直流充电装置为ZD一150kV充电装置，发生器本体为CDL-120kA冲击电流发生器本体，由12台3μF的电容器组成如图4所示的和冲击电流A波发生器本体一样的星形结构。
冲击电流E波发生器的直流充电装置为ZD-200kV充电装置，发生器本体为CDL-100kA陡波冲击电流发生器本体，由特殊设计的回路组成，其包含3只电容器。
多重电流冲击波发生器的直流充电装置为ZD-100kV充电装置，发生器本体为CDL-120kA/14D型冲击电流发生器本体，点火放电系统为多路触发联合放电系统，且采用悬浮式高压点火系统，该系统采用两单元各7路独立放电结构，可输出14个雷电冲击电流，在充电电压100kV下实现了最大脉冲电流120kA，后续脉冲电流50kA，另外，该系统还采用14路电子精密延时设计，做到了14路闪击时序从1μs到999ms连续可调。

Claims (10)

1.可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：包括综合计算机测控系统、多个冲击电流发生器，所述综合计算机测控系统由工业控制计算机、可编程序控制器(PLC)、可控硅调压装置、点火脉冲放大器、PLC操作控制柜以及示波器、打印机组成，所述综合计算机测控系统通过PLC操作控制柜分别与多个电流发生器相连接，所述多个电流发生器分别为冲击电流A波发生器、冲击电流B波发生器、冲击电流C波发生器、冲击电流D波发生器、冲击电流E波发生器、多重电流冲击波发生器，所述综合计算机测控系统和多个冲击电流发生器均具有移动底座的集装箱结构，所述多个冲击电流发生器的集装箱结构的一端为直流试验区域，另一端为冲击电流发生器的试验系统布置区域，除却冲击电流C波发生器，所述试验系统布置区域包括电源、直流充电装置、发生器本体、点火放电系统、电流电压测量传感器、计算机控制系统，对于冲击电流C波发生器，其试验系统布置区域包括电源、大电流升流变压器、直流大电流整流系统、开关控制系统、电流电压测量传感器、计算机控制系统；由冲击电流发生器产生的试验电流由大电流引线引入到试验件的试验部位，与试验部位相对的一端接地，试验大电流经分流器分流后传输到综合计算机测控系统进行测量和控制：该试验系统还包括冲击电压试验系统和临近的雷电磁场和电场变化测试系统。
2.根据权利要求1所述的可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：所述综合计算机测控系统分为控制系统与测量系统，所述控制系统通过光纤传输与PLC进行通讯，运用工控专业软件编程设计成便于操作的控制工作界面，测量系统以示波器为数据采集核心，所述采集系统前端带有专用高压衰减器，将从分流器传来的高压测量信号无畸变衰减为可测量低压信号输入数据采集卡，数据采集卡负责采集记录电压及电流信号，并将数字化的信号通过数据传输电缆传送给计算机，通过冲击波形测量分析软件包进行分析计算，且所述冲击波形测量分析软件包是在美国NI公司仪器测控专业软件Labview开发平台的基础上编制而成的专业软件。
3.根据权利要求2所述的可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：所述控制系统包括分别与冲击电流A波发生器、冲击电流B波发生器、冲击电流C波发生器、冲击电流D波发生器、冲击电流E波发生器、多重电流冲击波发生器相连的独立的PLC操作控制柜以及用于联合控制冲击电流A波、B波、C波、D波的PLC操作联合控制柜。
4.根据权利要求3所述的可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：冲击电流A波发生器的直流充电装置为ZD-220kV直流充电装置，采用可控硅恒流调压，从零至整定电压连续可调，整流硅堆与变压器装在一个移动式底座上，构成充电、整流一体装置，充电变压器高压侧装有充电保护电阻，低压侧装有串联保护电阻。
5.根据权利要求4所述的可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：冲击电流A波发生器的发生器本体为CDL-300kA冲击电流发生器本体，60台电容器上下两层排列成扇形放置于实验台平面上，试验时调波电感、调波电阻放置于每只电容器端头上，60台电容器通过导电铝杆并联为一个整体结构，电容器间采用串联或并联以达到不同波形的主电容容值要求，且电容器为MWF110-3型电容器，双套管输出，电容器自感小于200nH，电容量偏差范围为+10％～-5％，冲击电流A波发生器的点火放电系统为球隙同步放电系统，电容器组与球隙同步放电系统呈星形排布，球隙同步放电系统采用放电开关进行封闭式球隙放电，放电球为直径为300mm且镶有钨铜的一对半圆球，垂直放置在绝缘筒内，放电球距在0-150mm范围内调节，通过传动移动球隙距离触发点火使电容器放电，并预留试品夹装位置。
6.根据权利要求5所述的可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：冲击电流B波发生器的直流充电装置为ZD-30kV充电装置，发生器本体为CDL-2.2kA冲击电流发生器本体，电容数量为20只，呈排型结构排列，结构紧凑。
7.根据权利要求6所述的可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：冲击电流C波发生器的大电流升流变压器为CDL-1kA大电流升流变压器。
8.根据权利要求7所述的可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：冲击电流D波发生器的直流充电装置为ZD-150kV充电装置，发生器本体为CDL-120kA冲击电流发生器本体，由12台3μF的电容器组成和冲击电流A波发生器本体一样的星形结构。
9.根据权利要求8所述的可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：多重电流冲击波发生器的直流充电装置为ZD-100kV充电装置，发生器本体为CDL-120kA/14D型冲击电流发生器本体，点火放电系统为多路触发联合放电系统，并采用悬浮式高压点火系统，该系统采用两单元各7路独立放电结构，可输出14个雷电冲击电流，在充电电压100kV下实现了最大脉冲电流120kA，后续脉冲电流50kA，另外，该系统还采用14路电子精密延时设计，做到了14路闪击时序从1μs到999ms连续可调。
10.根据权利要求1或9所述的可移动的飞行器雷电试验系统，其特征在于：所述冲击电压试验系统主要由电源、直流充电装置、雷电冲击电压发生器、冲击电压分压器及测量单元组成，所述临近的雷电磁场和电场变化测试系统配备电磁场自由探头，自由场探头的输出可连接光纤链路到测量设备。
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