一种航空发电机电源失效试验的电源控制系统技术方案

本发明专利技术提供的一种航空发电机电源失效试验的电源控制系统；包括电源控制箱、控制模块、继电器模块，所述电源控制箱包括采集控制卡，采集控制卡的输入端口分别与频率测量模块、电压传感器、电流传感器连接，本发明专利技术的试验系统采用采用集成控制输出和参数采集输入的采集卡，可减少试验资源部署，尤其是装置可采集发动机转速可实现数据采集与控制信号发出的同步，可保障发动机在加、减速过程及时完成电源供电的转换控制，选用快速响应的半导体场效应管低压降直流固态继电器作为供电转换控制的执行器，可保障电源转换间隔时间控制误差≤1ms，实现电源供电转换间隔时间控制准确度显著提升。著提升。著提升。

【技术实现步骤摘要】
一种航空发电机电源失效试验的电源控制系统


[0001]本专利技术涉及一种航空发电机电源失效试验的电源控制系统。

技术介绍

[0002]航空发电机在研制过程中需要完成电源失效试验，以验证发动机电气控制系统(简称：电气系统)设计是否符合飞机主电源、备用电源的有关要求。发动机电气控制系统一般包含有主电源和备用电源，电源失效试验主要考核在特殊情况下主电源与备用电源供电发生转换过程中，发动机的相关性能是否符合要求。电源失效试验时控制系统主电源与备用电源供电转换时间间隔时间一般以50ms为考核指标，还需在发动机加、减速过程时的某一特定转速(喘振最小裕度)范围内完成主电源与备用电源供电转换，需高速采集电气系统供电主电源、备用电源、电子控制器、点火装置的供电电压和电流、发动机转速参数。
[0003]现开展电源试验试验的一般方式是通过改造试车台电气线路，使用物理操作按钮或利用试车台电气PLC系统设计软件操作按钮外接控制继电器来完成电源供电线路的供电切换；在发动机加、减速过程时通过试验观察试车台测试系统测量的发动机转速值来控制操作按钮，使主\备电源供电线路转换；根据试验要求的测量参数，部署专项测试资源对相关参数进行测量。
[0004]目前试验方式存在的不足一是试验台架改造工作量较大，占用资源多，涉及电气、测试相关专业；二是使用的继电器执行动作随机误差大，电源转换间隔时间控制精度较低，随机误差一般可达
±
5ms，较难满足试验要求；三是测量和控制分开独立，在加、减速过程控制通过观察测试系统测量发动机转速来控制操作按钮使得电源转换的时机难以在要求的转速范围内，误差一般可达
±
5％，较难满足试验要求。

技术实现思路

[0005]为了在航空发动机电源失效试验时提高发动机控制系统供电主电源与备用电源转换供电的转换间隔时间的准确度，提高在发动机加速、减速过程供电转换时的发动机转速点的准确度，完成主电源、备用电源、电子控制器、点火装置的电压和电流参数以及发动机转速参数的高速采集，本专利技术提供了一种航空发电机电源失效试验的电源控制系统。
[0006]本专利技术通过以下技术方案得以实现。
[0007]本专利技术提供的一种航空发电机电源失效试验的电源控制系统；包括电源控制箱、控制模块、继电器模块，所述电源控制箱包括采集控制卡，采集控制卡的输入端口分别与频率测量模块、电压传感器、电流传感器连接，采集控制卡的输出通道与继电器模块连接，所述继电器控制模块包括继电器KA1和继电器KA2，继电器KA1输出端连接主电源供电线路正极，继电器KA2输出端连接备用电源供电线路正极，继电器KA1和继电器KA2的另一端并联后接出两路线路，一路与点火装置连接，另一路与电子控制器连接，所述继电器KA1和继电器KA2分别由输出模块的D0.1和D0.2通道控制；
[0008]所述控制模块向电源控制箱发出电源转换指令，并接收电源控制箱采集的电源数
据。
[0009]所述电源转换指令包括：主电源起动、备用电源起动、稳态主转备供电、稳态备转主供电、加速性主转备供电、加速性备转主供电、加速性主转备供电、减速性主转备供电、减速性备转主供电。
[0010]所述主电源起动指令的控制方法为：继电器KA1接通，继电器KA2断开；
[0011]所述备用电源起动的控制方法为：继电器KA1断开，继电器KA2接通；
[0012]所述稳态主转备供电的控制方法为：继电器KA1接通状态切换为断开状态，延时t_rms后继电器KA2断开状态切换为接通状态；
[0013]所述稳态备转主供电的控制方法为：继电器KA2接通状态切换为断开状态，延时t_rms后继电器KA1断开状态切换为接通状态；
[0014]所述加速性主转备供电和减速性主转备供电的控制方法为：当N2hs＝[N2r
±
2％]时，继电器KA1接通切换为断开状态，延时t_rms后继电器KA2断开状态切换为接通状态；
[0015]所述加速性备转主供电、减速性备转主供电的控制方法为：当N2hs＝[N2r
±
2％]时，继电器KA2接通切换为断开状态，延时t_rms后继电器KA1断开状态切换为接通状态；
[0016]t_r为电源转换间隔时间(可以在控制模块内调节35ms～60ms)，N2hs为发电机转速实时值，N2r为发动机转速设定值。
[0017]所述控制模块还具有显示采集参数、数据存储和数据查看功能，每通道数据采集存储频率不低于5kHz。
[0018]所述控制模块和电源控制箱之间通过以太网通讯。
[0019]所述继电器KA1和继电器KA2负极还分别连接有二极管。
[0020]所述频率测量模块分别测量发电机低压时转速和高压时转速。
[0021]所述电压传感器为四个分别测量主电源电压U_1、备用电源电压U_2、电子控制器电压U_jdk、点火装置电压U_ig。
[0022]所述电流传感器为四个分别测量点火装置电压U_ig,使用4个快速响应的电流传感器分别测量主电源电流I_1、备用电源电流I_2、电子控制器电流I_jdk、点火装置电流I_ig
[0023]本专利技术的有益效果在于：
[0024]1)试验系统采用采用集成控制输出和参数采集输入的采集卡，可减少试验资源部署，尤其是装置可采集发动机转速可实现数据采集与控制信号发出的同步，可保障发动机在加、减速过程及时完成电源供电的转换控制，选用快速响应的半导体场效应管低压降直流固态继电器作为供电转换控制的执行器，可保障电源转换间隔时间控制误差≤1ms，实现电源供电转换间隔时间控制准确度显著提升。
附图说明
[0025]图1是本专利技术的结构示意图；
[0026]图2是本专利技术的继电器电路原理示意图；
[0027]图3是本专利技术的继电器控制流程示意图；
[0028]图中：1
‑
电源控制箱，11
‑
采集控制卡，111
‑
AI输入端口，112
‑
输出通道，12
‑
继电器模块，13
‑
电流传感器，14
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电压传感器，15
‑
频率测量模块；2
‑
控制模块。
具体实施方式
[0029]下面进一步描述本专利技术的技术方案，但要求保护的范围并不局限于所述。
[0030]一种航空发电机电源失效试验的电源控制系统；包括电源控制箱、控制模块、继电器模块，所述电源控制箱包括采集控制卡，采集控制卡的输入端口分别与频率测量模块、电压传感器、电流传感器连接，采集控制卡的输出通道与继电器模块连接，所述继电器控制模块包括继电器KA1和继电器KA2，继电器KA1输出端连接主电源供电线路正极，继电器KA2输出端连接备用电源供电线路正极，继电器KA1和继电器KA2的另一端并联后接出两路线路，一路与点火装置连接，另一路与电子控制器连接，所述继电器KA1和继电器本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种航空发电机电源失效试验的电源控制系统，其特征在于：包括电源控制箱、控制模块、继电器模块，所述电源控制箱包括采集控制卡，采集控制卡的输入端口分别与频率测量模块、电压传感器、电流传感器连接，采集控制卡的输出通道与继电器模块连接，所述继电器控制模块包括继电器KA1和继电器KA2，继电器KA1输出端连接主电源供电线路正极，继电器KA2输出端连接备用电源供电线路正极，继电器KA1和继电器KA2的另一端并联后接出两路线路，一路与点火装置连接，另一路与电子控制器连接，所述继电器KA1和继电器KA2分别由输出模块的D0.1和D0.2通道控制；所述控制模块向电源控制箱发出电源转换指令，并接收电源控制箱采集的电源数据。2.如权利要求1所述的航空发电机电源失效试验的电源控制系统，其特征在于：所述电源转换指令包括：主电源起动、备用电源起动、稳态主转备供电、稳态备转主供电、加速性主转备供电、加速性备转主供电、加速性主转备供电、减速性主转备供电、减速性备转主供电。3.如权利要求2所述的航空发电机电源失效试验的电源控制系统，其特征在于：所述主电源起动指令的控制方法为：继电器KA1接通，继电器KA2断开；所述备用电源起动的控制方法为：继电器KA1断开，继电器KA2接通；所述稳态主转备供电的控制方法为：继电器KA1接通状态切换为断开状态，延时t_rms后继电器KA2断开状态切换为接通状态；所述稳态备转主供电的控制方法为：继电器KA2接通状态切换为断开状态，延时t_rms后继电器KA1断开状态切换为接通状态；所述加速性主转备供电和减速性主转备供电的控制方法为：当N2
hs
＝[N2
r
±
2％...

【专利技术属性】
技术研发人员：范启华，张鹏，于先贵，成兵，刘江，李杰静，杨振华，严宇婷，
申请(专利权)人：中国航发贵阳发动机设计研究所，
类型：发明
国别省市：