CN113932976A - 一种飞机淋雨试验控制系统及控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种飞机淋雨试验控制系统及控制方法，属于飞机测试技术领域。控制系统包括：上位机、下位机、供水模块、调流稳压模块、喷嘴切换控制模块、调整模块，控制方法包括以下步骤：S1、淋雨试验前温度调节；S2、进行淋雨试验；S3、根据淋雨强度变化调整供水压力、供水管路及喷嘴；S4、淋雨试验后，进行温湿度调节。本发明解决了不同试验工况之间切换时，需要花费大量时间对飞机气候实验室内温湿度进行调整的问题，具有可自动调整、节约能源与时间的优点。

Description

一种飞机淋雨试验控制系统及控制方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机淋雨试验控制系统及控制方法。
背景技术
飞机气候实验室是专用于飞机环境适应性的试验而建造的超大型实验室，体量超过100000m3，飞机气候实验室内试验工况更是非常复杂，其中，温度区间为：-20℃~80℃，相对湿度区间为：10%~95%。
淋雨可能导致飞机发生一些功能性的损害，例如雨水渗入导致电子设备故障、大雨导致飞机在起飞进场时能见度受影响等。为了验证飞机在淋雨气候环境中仍然能够实现设计性能，需要进行淋雨试验。
新风系统是由送风系统和排风系统组成的一套独立空气处理系统，它分为管道式新风系统和无管道新风系统两种。管道式新风系统由新风机和管道配件组成，通过新风机净化室外空气导入室内，通过管道将室内空气排出；无管道新风系统由新风机组成，同样由新风机净化室外空气导入室内。
飞机气候实验室内环境在不同试验工况下存在较大差异，导致不同试验工况之间切换时，需要花费大量时间对飞机气候实验室内温湿度进行调整，尤其是淋雨试验会造成飞机气候实验室内地面潮湿，现有的处理方式往往是通过新风系统通入恒温干燥空气对室内环境进行调整，但对于大体量的飞机气候实验室而言，其处理效率并不能满足短时间内多种试验工况切换的实现。
发明内容
本发明解决的技术问题是：不同试验工况对飞机气候实验室内环境的要求存在较大差异，尤其是淋雨试验造成的地面潮湿情况，导致不同试验工况之间切换时需要花费大量时间对飞机气候实验室内温湿度进行调整。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
一种飞机淋雨试验控制系统，包括：
用于发送试验命令且作为系统上位机的PC端，PC端通过以太网与下位机电性连接，
用于接收试验命令后控制系统运行且作为下位机的PLC控制器，PLC控制器通过网线与交换机电性连接，
用于提供水源的供水模块，供水模块与PLC控制器电性连接，
用于调节水流大小且与供水模块连通的调流稳压模块，调流稳压模块与PLC控制器电性连接，
用于调节喷嘴大小以调整降雨量且与调流稳压模块连通的喷嘴切换控制模块，喷嘴切换控制模块与PLC控制器电性连接，
用于在淋雨试验前后对飞机气候实验室内部环境进行调节的调整模块，调整模块包括：入风口与飞机气候实验室连通的新风机组，位于飞机气候实验室内的第一温湿度传感器，位于飞机气候实验室外的第二温湿度传感器，
用于实时获取降雨情况并与PLC控制器电性连接的反馈模块，反馈模块包括：布设在飞机气候实验室内地面上的湿度传感器，
其中，PLC控制器的逻辑模块包括：用于控制供水模块、调流稳压模块及喷嘴切换控制模块工作的DO模块，用于获取供水模块、调流稳压模块、喷嘴切换控制模块中实时管道水流量、水压值并通过湿度传感器获取地面湿度的DI模块，用于控制调整模块按照上位机温湿度命令或默认为室外温湿度要求对飞机气候实验室内环境进行调整的温湿度调控模块。
进一步地，试验命令包括：试验后温湿度命令、降雨强度命令、降雨时间命令，其中，试验后温湿度命令的设置，使得上位机可以根据下场试验工况，在本次淋雨试验结束时就对飞机气候实验室内环境进行整理，大大缩短了两场试验之间切换时对于飞机气候实验室内环境的调整时间。
进一步地，PLC控制器的逻辑模块还包括：根据上位机发出的降雨强度命令，计算供水模块供水水压值及调流稳压模块供水压力精度值的命令解析模块，命令解析模块能够根据实际情况设置水压及精度，避免了因供水管道故障导致水压不足的问题。
进一步地，供水模块包括：用于存储水且内部设有温度传感器的水箱、与水箱连通的变频泵、与变频泵出水口连通且末端连入飞机气候实验室的供水管路，供水管路上设有第一流量传感器和第一压力传感器，温度传感器与PLC控制器电性连接，在试验后温湿度命令值为默认值时，控制系统自动在淋雨试验结束后，对飞机气候实验室内地面进行风干，并将飞机气候实验室内温湿度调整至与室外温湿度一致，使得在淋雨试验结束后，飞机气候实验室的开启关闭过程中，避免室外温湿度对飞机气候实验室内环境造成改变，进而对飞机状态造成影响，使得此后试验数据可信度降低。
进一步地，调流稳压模块包括：与供水管路末端连通的数个第一开关阀，第一开关阀连通有供水支路，便于控制系统根据水压及降雨强度选择对应的供水管路。
更进一步地，喷嘴切换控制模块包括：与供水支路末端连通的降雨喷嘴组，降雨喷嘴组包括：位于供水支路末端的第二开关阀，供水支路末端内部还设有用于监测降雨强度的第二压力传感器和第二流量传感器，与开关阀连通的大、中、小三种型号的喷嘴，喷嘴切换控制模块的设置，使得控制系统能够根据降雨强度选择对应的喷嘴，达到相应的降水效果。
本发明还提供了一种飞机淋雨试验控制方法，基于以上的一种飞机淋雨试验控制系统，包括以下步骤：
S1、淋雨试验前，对飞机气候实验室内温度进行调节；
S2、淋雨试验进行时，上位机对试验后温湿度、降雨强度、降雨时间进行设置，通过以太网将命令值发送至PLC控制器，命令解析模块根据设置参数向供水模块发送水压要求，向调流稳压模块发送水压要求，DO模块控制供水支路末端的第二开关阀通断，DI模块通过第一压力传感器及第二压力传感器获取水压值，DO模块控制供水模块及调流稳压模块进行水压调节，DO模块控制相应型号喷嘴连通的第二开关阀开启，实现所需降雨强度及降雨所需供水压力精度要求；
S3、当降雨强度变化时，命令解析模块计算出新的水压要求并发送至调流稳压模块进行调压；
S4、淋雨试验结束后，根据上位机发送的控制模式命令对飞机气候实验室内环境进行调整，具体包括以下步骤：
S4-1、当试验后温湿度命令值为默认值时，第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内实时温度为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
，设定飞机气候实验室内目标温度
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外温度，设定气候实验室内目标湿度
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外湿度；
S4-2、当试验后温湿度命令值为具体温湿度数值时，第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内实时温度为
Figure 522190DEST_PATH_IMAGE002
，设定飞机气候实验室内目标温度
Figure 337830DEST_PATH_IMAGE004
为试验后温湿度命令值中的温度值，设定气候实验室内目标湿度
Figure 861216DEST_PATH_IMAGE006
为试验后温湿度命令值中的湿度值；
S4-3、温湿度调控模块控制调节模块对飞机气候实验室内温湿度进行调节，直至飞机气候实验室内环境温湿度达标。
优选地，步骤S1中，对飞机气候实验室内温度进行调节，具体包括以下步骤：
S1-1、温湿度调控模块获取温度传感器获取的供水水温
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
；
S1-2、温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
且湿度为0%的新风，直至第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内温度达到
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE011
。
在淋雨试验前，对飞机气候实验室内温度进行调整，能够尽可能排除环境温度对淋雨试验的影响，从而使得试验测量数据更具有可靠性。
进一步优选地，步骤S4-3中，温湿度调控模块控制调节模块对飞机气候实验室内温湿度进行调节具体包括以下步骤：
S4-3-1、当
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE013
或
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE015
时，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE017
且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE019
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为
Figure 87798DEST_PATH_IMAGE017
对应的空气饱和湿度，继续输送温度为
Figure 912446DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，使得
Figure 453149DEST_PATH_IMAGE021
减小，直至
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE023
，再向飞机气候实验室内输送温度为
Figure DEST_PATH_IMAGE024
且湿度为
Figure 565461DEST_PATH_IMAGE006
的新风，直至飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值，此种方法通过输送温度为
Figure 228524DEST_PATH_IMAGE017
的新风，加快了飞机气候实验室内地面的风干速度，且
Figure 957445DEST_PATH_IMAGE017
温度下的饱和湿度大于等于
Figure 301839DEST_PATH_IMAGE004
温度下的饱和湿度，使得在湿度降低的过程中，不易在飞机表面留下露水，避免对飞机状态造成影响，还节约了时间与能源；
S4-3-2、当
Figure DEST_PATH_IMAGE026
或
Figure DEST_PATH_IMAGE028
时，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure DEST_PATH_IMAGE030
且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 347287DEST_PATH_IMAGE019
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 118934DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为
Figure 335151DEST_PATH_IMAGE017
对应的空气饱和湿度，继续输送温度为
Figure 420919DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，使得
Figure 773403DEST_PATH_IMAGE021
减小，直至
Figure 981530DEST_PATH_IMAGE023
，此时飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值，此种方法通过输送温度为
Figure 747361DEST_PATH_IMAGE030
的新风，加快了飞机气候实验室内地面的风干速度，使得在湿度降低的过程中，不易在飞机表面留下露水，不易在飞机表面留下露水，避免对飞机状态造成影响，还节约了时间与能源；
S4-3-3、当
Figure DEST_PATH_IMAGE032
时，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure 433557DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE033
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 374968DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为
Figure 65582DEST_PATH_IMAGE017
对应的空气饱和湿度，继续输送温度为
Figure 990812DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，直至
Figure 480700DEST_PATH_IMAGE023
后，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure 745459DEST_PATH_IMAGE030
且湿度为
Figure 295389DEST_PATH_IMAGE006
的新风，直至飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值，此时飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值，此种方法通过输送温度为
Figure 707916DEST_PATH_IMAGE002
的新风，加快了飞机气候实验室内地面的风干速度，防止了地面结冰，且
Figure 63811DEST_PATH_IMAGE017
温度下的饱和湿度大于等于
Figure 510972DEST_PATH_IMAGE004
温度下的饱和湿度，使得在湿度降低的过程中，不易在飞机表面留下露水，避免对飞机状态造成影响，还节约了时间与能源；
S4-3-4、当
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE035
或
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE037
或
Figure DEST_PATH_IMAGE039
时，考虑到飞机气候实验室内地面结冰的情况，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为20℃且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 248115DEST_PATH_IMAGE033
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
逐渐增大最后保持为
Figure 413518DEST_PATH_IMAGE017
对应的空气饱和湿度，继续输送温度为20℃且湿度为0%的新风，使得
Figure 182890DEST_PATH_IMAGE040
减小，直至
Figure 484559DEST_PATH_IMAGE023
后，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure DEST_PATH_IMAGE041
且湿度为
Figure DEST_PATH_IMAGE042
的新风，直至飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值，此种方法通过输送温度为20℃的新风，加快了飞机气候实验室内地面的风干速度，防止了地面结冰，且20℃下的饱和湿度大于等于
Figure 438608DEST_PATH_IMAGE004
温度下的饱和湿度，使得在湿度降低的过程中，不易在飞机表面留下露水，不易在飞机表面留下露水，避免对飞机状态造成影响。
以上步骤能够按照上位机试验后温湿度命令自动对飞机气候实验室内环境进行调整：
在试验后温湿度命令为默认值时，该过程能够自动完成对飞机气候实验室内地面的解冻及风干，再将飞机气候实验室内温湿度调整至与室外温湿度一致，尽可能根据目标温度与室内实际温度情况，针对性地运用新风机组完成环境的调整，相对于现有的恒温处理方式，大大节约了能源和调整时间，为下场试验提供了良好的试验环境；
在试验后温湿度命令为具体数值时，该过程能够自动完成对飞机气候实验室内地面的解冻及风干，再将飞机气候实验室内温湿度调整至试验后温湿度命令值，尽可能根据目标温度与室内实际温度情况，针对性地运用新风机组完成对环境的调整，相对于现有的恒温处理方式，直接为下场试验提供无需调整的试验环境，大大节约了能源和调整时间。
（1）本发明通过上位机及下位机的设置，实现了下位机根据上位机命令的降雨强度设定变频泵功率，自动选择对应喷头，以达到淋雨试验的所需的淋雨强度及调节精度要求，在降雨压力变化时，自动计算并控制供水模块调整供水强度、控制调流稳压模块选择对应供水支路、控制喷嘴切换控制模块切换喷嘴，能够根据实际情况动态调整管路，满足了淋雨试验过程中雨水的稳定输出；
（2）本发明根据淋雨试验对飞机气候实验室内环境造成的影响，根据室内温度与目标温度情况，自动完成了地面风干及环境除湿的工作，还针对性地实现了淋雨试验工况与其他工况之间的环境温湿度切换，大大缩短了两种工况之间切换时所需的准备时间，节约了能源。
附图说明
图1是实施例1的总体框架图；
图2是实施例1的供水模块结构图；
图3是实施例1的调流稳压模块结构图；
图4是实施例1的喷嘴切换控制模块结构图；
图5是实施例2、实施例3、实施例4、实施例5的总体方法流程图；
图6是实施例2、实施例3、实施例4、实施例5的步骤S1具体方法流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
应当理解，尽管在本发明实施例中可能采用术语第一、第二、第三等来描述……，但这些……不应限于这些术语。这些术语仅用来将……区分开。例如，在不脱离本发明实施例范围的情况下，第一……也可以被称为第二……，类似地，第二……也可以被称为第一……。
实施例1
本实施例为一种飞机淋雨试验控制系统，如图1所示，包括：
用于发送试验命令且作为系统上位机的PC端，PC端通过以太网与下位机电性连接，试验命令包括：试验后温湿度命令、降雨强度命令、降雨时间命令，
用于接收试验命令后控制系统运行且作为下位机的PLC控制器，PLC控制器通过网线与交换机电性连接，
用于提供水源的供水模块，供水模块与PLC控制器电性连接，如图2所示，供水模块包括：用于存储水且内部设有温度传感器的水箱、与水箱连通的变频泵、与变频泵出水口连通且末端连入飞机气候实验室的供水管路，供水管路上设有第一流量传感器和第一压力传感器，温度传感器与PLC控制器电性连接，
用于调节水流大小且与供水模块连通的调流稳压模块，调流稳压模块与PLC控制器电性连接，如图3所示，调流稳压模块包括：与供水管路末端连通的数个第一开关阀，第一开关阀连通有供水支路，
用于调节喷嘴大小以调整降雨量且与调流稳压模块连通的喷嘴切换控制模块，喷嘴切换控制模块与PLC控制器电性连接，如图4所示，喷嘴切换控制模块包括：与供水支路末端连通的降雨喷嘴组，降雨喷嘴组包括：位于供水支路末端的第二开关阀，供水支路末端内部还设有用于监测降雨强度的第二压力传感器和第二流量传感器，与开关阀连通的大、中、小三种型号的喷嘴，
用于在淋雨试验前后对飞机气候实验室内部环境进行调节的调整模块，调整模块包括：入风口与飞机气候实验室连通的新风机组，位于飞机气候实验室内的第一温湿度传感器，位于飞机气候实验室外的第二温湿度传感器，
用于实时获取降雨情况并与PLC控制器电性连接的反馈模块，反馈模块包括：布设在飞机气候实验室内地面上的湿度传感器，
其中，PLC控制器的逻辑模块包括：用于控制供水模块、调流稳压模块及喷嘴切换控制模块工作的DO模块，用于获取供水模块、调流稳压模块、喷嘴切换控制模块中实时管道水流量、水压值并通过湿度传感器获取地面湿度的DI模块，用于控制调整模块按照上位机温湿度命令或默认为室外温湿度要求对飞机气候实验室内环境进行调整的温湿度调控模块，根据上位机发出的降雨强度命令，计算供水模块供水水压值及调流稳压模块供水压力精度值的命令解析模块。
实施例2
本实施例为一种飞机淋雨试验控制方法，基于实施例1的一种飞机淋雨试验控制系统，如图5所示，包括以下步骤：
S1、淋雨试验前，对飞机气候实验室内温度进行调节，如图6所示，具体包括以下步骤：
S1-1、温湿度调控模块获取温度传感器获取的供水水温
Figure 91307DEST_PATH_IMAGE008
，
Figure 664370DEST_PATH_IMAGE008
为5℃，
S1-2、温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为15℃且湿度为0%的新风，直至第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内温度达到15℃；
S2、淋雨试验进行时，上位机对试验后温湿度、降雨强度、降雨时间进行设置，其中，降雨强度为100mm/h，降雨时间为3h，试验后温湿度值为默认值，通过以太网将命令值发送至PLC控制器，命令解析模块根据设置参数向供水模块发送水压要求，向调流稳压模块发送水压要求，DO模块控制供水支路末端的第二开关阀通断，DI模块通过第一压力传感器及第二压力传感器获取水压值，DO模块控制供水模块及调流稳压模块进行水压调节，DO模块控制大号喷嘴连通的第二开关阀开启，实现所需降雨强度及降雨所需供水压力精度要求；
S3、当降雨强度变化时，命令解析模块计算出新的水压要求并发送至调流稳压模块进行调压；
S4、淋雨试验结束后，根据上位机发送的控制模式命令对飞机气候实验室内环境进行调整，具体包括以下步骤：
S4-1、当试验后温湿度命令值为默认值时，第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内实时温度为
Figure 820545DEST_PATH_IMAGE002
，
Figure 617600DEST_PATH_IMAGE002
为10℃，设定飞机气候实验室内目标温度
Figure 803599DEST_PATH_IMAGE004
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外温度，设定气候实验室内目标湿度
Figure 242671DEST_PATH_IMAGE006
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外湿度，
Figure 253352DEST_PATH_IMAGE004
为8℃，
Figure 424571DEST_PATH_IMAGE006
为30%；
S4-2、跳过此步骤进入步骤S4-3；
S4-3、温湿度调控模块控制调节模块对飞机气候实验室内温湿度进行调节，直至飞机气候实验室内环境温湿度达标，具体包括以下内容：
由于
Figure 786282DEST_PATH_IMAGE013
，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为10℃且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 497886DEST_PATH_IMAGE033
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 690970DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为10℃情况下的空气饱和湿度92%，继续输送温度为10℃且湿度为0%的新风，使得
Figure 95406DEST_PATH_IMAGE021
减小，直至
Figure DEST_PATH_IMAGE044
。
实施例3
本实施例为一种飞机淋雨试验控制方法，基于实施例1的一种飞机淋雨试验控制系统，如图5所示，包括以下步骤：
S1、淋雨试验前，对飞机气候实验室内温度进行调节，如图6所示，具体包括以下步骤：
S1-1、温湿度调控模块获取温度传感器获取的供水水温
Figure 882097DEST_PATH_IMAGE008
，
Figure 397392DEST_PATH_IMAGE008
为5℃，
S1-2、温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为15℃且湿度为0%的新风，直至第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内温度达到15℃；
S2、淋雨试验进行时，上位机对试验后温湿度、降雨强度、降雨时间进行设置，其中，降雨强度为80mm/h，降雨时间为4.5h，试验后温湿度值为默认值，通过以太网将命令值发送至PLC控制器，命令解析模块根据设置参数向供水模块发送水压要求，向调流稳压模块发送水压要求，DO模块控制供水支路末端的第二开关阀通断，DI模块通过第一压力传感器及第二压力传感器获取水压值，DO模块控制供水模块及调流稳压模块进行水压调节，DO模块控制中号喷嘴连通的第二开关阀开启，实现所需降雨强度及降雨所需供水压力精度要求；
S3、当降雨强度变化时，命令解析模块计算出新的水压要求并发送至调流稳压模块进行调压；
S4、淋雨试验结束后，根据上位机发送的控制模式命令对飞机气候实验室内环境进行调整，具体包括以下步骤：
S4-1、当试验后温湿度命令值为默认值时，第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内实时温度为
Figure 461294DEST_PATH_IMAGE002
，
Figure 771052DEST_PATH_IMAGE002
为15℃，设定飞机气候实验室内目标温度
Figure 107356DEST_PATH_IMAGE004
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外温度，设定气候实验室内目标湿度
Figure 364025DEST_PATH_IMAGE006
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外湿度，
Figure 203805DEST_PATH_IMAGE004
为-5℃，
Figure 950044DEST_PATH_IMAGE006
为10%；
S4-2、跳过此步骤进入步骤S4-3；
S4-3、温湿度调控模块控制调节模块对飞机气候实验室内温湿度进行调节，直至飞机气候实验室内环境温湿度达标，具体包括以下内容：
由于
Figure DEST_PATH_IMAGE045
，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为15℃且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 835960DEST_PATH_IMAGE033
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 693058DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为15℃对应的空气饱和湿度96%，继续输送温度为
Figure 590607DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，直至
Figure DEST_PATH_IMAGE047
后，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为-5℃且湿度为10%的新风，直至飞机气候实验室内环境温湿度与飞机气候实验室外环境温湿度一致。
实施例4
本实施例与实施例3的不同之处在于，
Figure DEST_PATH_IMAGE048
，
Figure 84911DEST_PATH_IMAGE004
、
Figure 395807DEST_PATH_IMAGE002
均为12℃，
Figure 994278DEST_PATH_IMAGE006
为30%，则步骤S4为：
S4、淋雨试验结束后，根据上位机发送的控制模式命令对飞机气候实验室内环境进行调整，具体包括以下步骤：
S4-1、当试验后温湿度命令值为默认值时，第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内实时温度为
Figure 543071DEST_PATH_IMAGE002
，
Figure 896692DEST_PATH_IMAGE002
为12℃，设定飞机气候实验室内目标温度
Figure 491622DEST_PATH_IMAGE004
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外温度，设定气候实验室内目标湿度
Figure 690522DEST_PATH_IMAGE006
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外湿度，
Figure 359400DEST_PATH_IMAGE004
为12℃，
Figure 821606DEST_PATH_IMAGE006
为30%；
S4-2、跳过此步骤进入步骤S4-3；
S4-3、温湿度调控模块控制调节模块对飞机气候实验室内温湿度进行调节，直至飞机气候实验室内环境温湿度达标，具体包括以下内容：
由于
Figure 841514DEST_PATH_IMAGE015
，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为12℃且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 578526DEST_PATH_IMAGE033
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 180540DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为12℃对应的空气饱和湿度93%，继续输送温度为12℃且湿度为0%的新风，使得
Figure 875964DEST_PATH_IMAGE021
减小，直至
Figure 852010DEST_PATH_IMAGE021
为30%，使得飞机气候实验室内环境温湿度与飞机气候实验室外环境温湿度一致。
实施例5
本实施例为一种飞机淋雨试验控制方法，基于实施例1的一种飞机淋雨试验控制系统，如图5所示，包括以下步骤：
S1、淋雨试验前，对飞机气候实验室内温度进行调节，如图6所示，具体包括以下步骤：
S1-1、温湿度调控模块获取温度传感器获取的供水水温
Figure 595975DEST_PATH_IMAGE008
，
Figure 505025DEST_PATH_IMAGE008
为5℃，
S1-2、温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为15℃且湿度为0%的新风，直至第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内温度达到15℃；
S2、淋雨试验进行时，上位机对试验后温湿度、降雨强度、降雨时间进行设置，其中，降雨强度为30mm/h，降雨时间为8h，试验后温湿度值中温度为20℃，湿度为75%，通过以太网将命令值发送至PLC控制器，命令解析模块根据设置参数向供水模块发送水压要求，向调流稳压模块发送水压要求，DO模块控制供水支路末端的第二开关阀通断，DI模块通过第一压力传感器及第二压力传感器获取水压值，DO模块控制供水模块及调流稳压模块进行水压调节，DO模块控制小号喷嘴连通的第二开关阀开启，实现所需降雨强度及降雨所需供水压力精度要求；
S3、当降雨强度变化时，命令解析模块计算出新的水压要求并发送至调流稳压模块进行调压；
S4、淋雨试验结束后，根据上位机发送的控制模式命令对飞机气候实验室内环境进行调整，具体包括以下步骤：
S4-1、跳过此步骤，进入步骤S4-2；
S4-2、当试验后温湿度命令值为具体温湿度数值时，第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内实时温度为
Figure 840191DEST_PATH_IMAGE002
，
Figure 897009DEST_PATH_IMAGE002
为10℃，设定飞机气候实验室内目标温度
Figure 241403DEST_PATH_IMAGE004
为20℃，设定气候实验室内目标湿度
Figure 739380DEST_PATH_IMAGE006
为75%；
S4-3、温湿度调控模块控制调节模块对飞机气候实验室内温湿度进行调节，直至飞机气候实验室内环境温湿度达标，具体包括以下内容：
由于
Figure DEST_PATH_IMAGE049
，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为20℃且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 714290DEST_PATH_IMAGE033
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 930507DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为20℃对应的空气饱和湿度100%，继续输送温度为20℃且湿度为0%的新风，使得
Figure 384317DEST_PATH_IMAGE021
减小，直至
Figure DEST_PATH_IMAGE051
，此时飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值。
实施例6
本实施例与实施例5不同之处在于：
Figure DEST_PATH_IMAGE052
，
Figure 205642DEST_PATH_IMAGE004
为8℃，
Figure 413770DEST_PATH_IMAGE002
为-5℃，
Figure 179601DEST_PATH_IMAGE006
为20%，则步骤S4为：
S4、淋雨试验结束后，根据上位机发送的控制模式命令对飞机气候实验室内环境进行调整，具体包括以下步骤：
S4-1、跳过此步骤进入步骤S4-2；
S4-2、当试验后温湿度命令值为具体温湿度数值时，第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内实时温度为
Figure 600218DEST_PATH_IMAGE002
，
Figure 338366DEST_PATH_IMAGE002
为-5℃，设定飞机气候实验室内目标温度
Figure 389499DEST_PATH_IMAGE004
为试验后温湿度命令值中的温度值，设定气候实验室内目标湿度
Figure 314730DEST_PATH_IMAGE006
为试验后温湿度命令值中的湿度值，
Figure 804617DEST_PATH_IMAGE004
为8℃，
Figure 210322DEST_PATH_IMAGE006
为20%；
S4-3、温湿度调控模块控制调节模块对飞机气候实验室内温湿度进行调节，直至飞机气候实验室内环境温湿度达标，具体包括以下内容：
由于
Figure 494672DEST_PATH_IMAGE052
，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为8℃且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 172778DEST_PATH_IMAGE033
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 138460DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为对应的空气饱和湿度92%，继续输送温度为
Figure 585622DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，使得
Figure 40874DEST_PATH_IMAGE021
减小，直至
Figure 268593DEST_PATH_IMAGE021
为20%，此时飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值。

Claims (9)

1.一种飞机淋雨试验控制系统，其特征在于，包括：
用于发送试验命令且作为系统上位机的PC端，所述PC端通过以太网与下位机电性连接，
用于接收试验命令后控制系统运行且作为下位机的PLC控制器，所述PLC控制器通过网线与交换机电性连接，
用于提供水源的供水模块，所述供水模块与所述PLC控制器电性连接，
用于调节水流大小且与所述供水模块连通的调流稳压模块，所述调流稳压模块与所述PLC控制器电性连接，
用于调节喷嘴大小以调整降雨量且与所述调流稳压模块连通的喷嘴切换控制模块，所述喷嘴切换控制模块与所述PLC控制器电性连接，
用于在淋雨试验前后对飞机气候实验室内部环境进行调节的调整模块，所述调整模块包括：入风口与飞机气候实验室连通的新风机组，位于飞机气候实验室内的第一温湿度传感器，位于飞机气候实验室外的第二温湿度传感器，
用于实时获取降雨情况并与所述PLC控制器电性连接的反馈模块，所述反馈模块包括：布设在飞机气候实验室内地面上的湿度传感器，
其中，所述PLC控制器的逻辑模块包括：用于控制所述供水模块、所述调流稳压模块及所述喷嘴切换控制模块工作的DO模块，用于获取所述供水模块、所述调流稳压模块、所述喷嘴切换控制模块中实时管道水流量、水压值并通过所述湿度传感器获取地面湿度的DI模块，用于控制所述调整模块按照所述上位机温湿度命令或默认为室外温湿度要求对飞机气候实验室内环境进行调整的温湿度调控模块。
2.如权利要求1所述的一种飞机淋雨试验控制系统，其特征在于，所述试验命令包括：试验后温湿度命令、降雨强度命令、降雨时间命令。
3.如权利要求2所述的一种飞机淋雨试验控制系统，其特征在于，所述PLC控制器的逻辑模块还包括：根据所述上位机发出的降雨强度命令，计算所述供水模块供水水压值及所述调流稳压模块供水压力精度值的命令解析模块。
4.如权利要求1所述的一种飞机淋雨试验控制系统，其特征在于，所述供水模块包括：用于存储水且内部设有温度传感器的水箱、与所述水箱连通的变频泵、与所述变频泵出水口连通且末端连入飞机气候实验室的供水管路，所述供水管路上设有第一流量传感器和第一压力传感器，所述温度传感器与所述PLC控制器电性连接。
5.如权利要求4所述的一种飞机淋雨试验控制系统，其特征在于，所述调流稳压模块包括：与所述供水管路末端连通的数个第一开关阀，所述第一开关阀连通有供水支路。
6.如权利要求5所述的一种飞机淋雨试验控制系统，其特征在于，所述喷嘴切换控制模块包括：与所述供水支路末端连通的降雨喷嘴组，所述降雨喷嘴组包括：位于供水支路末端的第二开关阀，供水支路末端内部还设有用于监测降雨强度的第二压力传感器和第二流量传感器，与所述开关阀连通的大、中、小三种型号的喷嘴。
7.一种飞机淋雨试验控制方法，基于权利要求1-6任意一项所述的一种飞机淋雨试验控制系统，其特征在于，包括以下步骤：
S1、淋雨试验前，对飞机气候实验室内温度进行调节；
S2、淋雨试验进行时，上位机对试验后温湿度、降雨强度、降雨时间进行设置，通过以太网将命令值发送至PLC控制器，命令解析模块根据设置参数向供水模块发送水压要求，向调流稳压模块发送水压要求，DO模块控制供水支路末端的第二开关阀通断，DI模块通过第一压力传感器及第二压力传感器获取水压值，DO模块控制供水模块及调流稳压模块进行水压调节，DO模块控制相应型号喷嘴连通的第二开关阀开启，实现所需降雨强度及降雨所需供水压力精度要求；
S3、当降雨强度变化时，命令解析模块计算出新的水压要求并发送至调流稳压模块进行调压；
S4、淋雨试验结束后，根据上位机发送的控制模式命令对飞机气候实验室内环境进行调整，具体包括以下步骤：
S4-1、当试验后温湿度命令值为默认值时，第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内实时温度为
Figure DEST_PATH_IMAGE002
，设定飞机气候实验室内目标温度
Figure DEST_PATH_IMAGE004
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外温度，设定气候实验室内目标湿度
Figure DEST_PATH_IMAGE006
为第二温湿度传感器获取的飞机气候实验室外湿度；
S4-2、当试验后温湿度命令值为具体温湿度数值时，第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内实时温度为
Figure 882037DEST_PATH_IMAGE002
，设定飞机气候实验室内目标温度
Figure 918126DEST_PATH_IMAGE004
为试验后温湿度命令值中的温度值，设定气候实验室内目标湿度
Figure 154066DEST_PATH_IMAGE006
为试验后温湿度命令值中的湿度值；
S4-3、温湿度调控模块控制调节模块对飞机气候实验室内温湿度进行调节，直至飞机气候实验室内环境温湿度达标。
8.如权利要求7所述的一种飞机淋雨试验控制方法，其特征在于，所述步骤S1中，对飞机气候实验室内温度进行调节，具体包括以下步骤：
S1-1、温湿度调控模块获取温度传感器获取的供水水温
Figure DEST_PATH_IMAGE008
；
S1-2、温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure DEST_PATH_IMAGE010
且湿度为0%的新风，直至第一温湿度传感器获取的飞机气候实验室内温度达到
Figure DEST_PATH_IMAGE011
。
9.如权利要求7所述的一种飞机淋雨试验控制方法，其特征在于，所述步骤S4-3中，温湿度调控模块控制调节模块对飞机气候实验室内温湿度进行调节具体包括以下步骤：
S4-3-1、当
Figure DEST_PATH_IMAGE013
或
Figure DEST_PATH_IMAGE015
时，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure DEST_PATH_IMAGE017
且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure DEST_PATH_IMAGE019
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为
Figure 806764DEST_PATH_IMAGE017
对应的空气饱和湿度，继续输送温度为
Figure 36887DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，使得
Figure 927483DEST_PATH_IMAGE021
减小，直至
Figure DEST_PATH_IMAGE023
，再向飞机气候实验室内输送温度为
Figure 458958DEST_PATH_IMAGE004
且湿度为
Figure 802215DEST_PATH_IMAGE006
的新风，直至飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值；
S4-3-2、当
Figure DEST_PATH_IMAGE025
或
Figure DEST_PATH_IMAGE027
时，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure DEST_PATH_IMAGE029
且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 38024DEST_PATH_IMAGE019
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 658492DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为
Figure 360869DEST_PATH_IMAGE017
对应的空气饱和湿度，继续输送温度为
Figure 457001DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，使得
Figure 637447DEST_PATH_IMAGE021
减小，直至
Figure 502634DEST_PATH_IMAGE023
，此时飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值；
S4-3-3、当
Figure DEST_PATH_IMAGE031
时，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure 234967DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 552816DEST_PATH_IMAGE019
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 536952DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为
Figure 522226DEST_PATH_IMAGE017
对应的空气饱和湿度，继续输送温度为
Figure 940307DEST_PATH_IMAGE002
且湿度为0%的新风，直至
Figure 745452DEST_PATH_IMAGE023
后，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure 533279DEST_PATH_IMAGE029
且湿度为
Figure 373059DEST_PATH_IMAGE006
的新风，直至飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值；
S4-3-4、当
Figure DEST_PATH_IMAGE033
或
Figure DEST_PATH_IMAGE035
或
Figure DEST_PATH_IMAGE037
时，考虑到飞机气候实验室内地面结冰的情况，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为20℃且湿度为0%的新风，直至飞机气候实验室内地面上的湿度传感器获取的飞机气候实验室内地面湿度平均值
Figure 916036DEST_PATH_IMAGE019
，此时认定飞机气候实验室内地面已风干，在此过程中，
Figure 208477DEST_PATH_IMAGE021
逐渐增大最后保持为
Figure 799995DEST_PATH_IMAGE017
对应的空气饱和湿度，继续输送温度为20℃且湿度为0%的新风，使得
Figure 104069DEST_PATH_IMAGE021
减小，直至
Figure 490051DEST_PATH_IMAGE023
后，温湿度调控模块控制新风机组向飞机气候实验室内输送温度为
Figure 535367DEST_PATH_IMAGE029
且湿度为
Figure 664997DEST_PATH_IMAGE006
的新风，直至飞机气候实验室内环境温湿度满足试验后温湿度命令值。
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