基于控制律的電加熱防除冰系統(tǒng)設計與驗證

熊建軍， 劉 錫， 冉 林， 趙 照

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 結冰與防除冰重點實驗室，四川 綿陽 621000；2.中國人民解放軍32033部隊，海南 海口 570100)

飛機結冰是影響飛行安全甚至導致災難性事故的重要原因之一，世界各航空大國對飛機結冰問題的研究極為關注。為了防止飛機某些部位結冰，或結冰時能間斷地除去冰層，必須采取適當?shù)姆莱夹g。飛機采取的防除冰技術，主要取決于機種、電源功率、待防護表面大小和防冰重要程度等因素[1-3]。結冰風洞是一種性能復雜的大型特種風洞，是完成結冰適航合格審定的地面試驗設備。2013年我國首座大型結冰風洞建成，電加熱防除冰試驗技術是結冰風洞防除冰試驗技術研究的重要內(nèi)容之一[4]。電加熱防除冰技術因具有低能耗、易控制等優(yōu)點，已成為目前最為常用的防除冰裝置。電加熱防冰是在飛機結冰發(fā)生前，通過電加熱原理，使飛機需要防冰表面溫度高于凍結點，使水滴無法凍結而防冰；電加熱除冰是發(fā)現(xiàn)飛機部件結冰后，通過自動或手動啟動電加熱除冰系統(tǒng)，利用熱力原理，破壞冰層和蒙皮之間的黏附應力，在氣動力或離心力等外力的作用下脫落，達到除冰的效果?？刂坡呻娂訜岱莱到y(tǒng)是使飛機部件電加熱元件的供電回路按照一定規(guī)律周期接通/斷開，不同的控制律對電加熱防除冰系統(tǒng)的工作產(chǎn)生很大的影響。由于飛機上電能受限，高效的控制律電加熱防除冰系統(tǒng)設計和結冰風洞試驗驗證是飛機防除冰系統(tǒng)設計的關鍵技術之一。

國內(nèi)關于電加熱防除冰的研究，集中在周期控制律對表面溫度影響的理論計算中，未論述周期控制律防除冰設計與實現(xiàn)，也未在結冰風洞工程中應用[5-6]。本文基于結冰風洞飛機模型電加熱防除冰試驗需求，研制了工程實用的電加熱防除冰系統(tǒng)，包括實現(xiàn)控制律電加熱的硬件和控制軟件，具備控制律電加熱、通斷溫度閉環(huán)和調(diào)壓溫度閉環(huán)功能，通過簡單設置和操作，一套系統(tǒng)可滿足不同飛機模型電加熱防除冰試驗需要。目前，系統(tǒng)已經(jīng)應用到多型飛機防除冰試驗中，本文主要論述控制律電加熱防除冰系統(tǒng)的設計與實現(xiàn)。

1 設計技術要求

根據(jù)國內(nèi)外技術調(diào)研和試驗需求，基于控制律的飛機模型電加熱防除冰控制系統(tǒng)技術要求如下。

① 電加熱回路數(shù)量不小于10路；

② 加熱電源電壓范圍滿足不同飛機型號試驗要求；

③ 每個電加熱回路功率滿足不同電流熱密度模擬，每路供電容量不低于2 kW；

④ 每個電加熱回路可以按照任意控制律同步導通/關斷；

⑤ 控制律設計滿足不同型號試驗要求；

⑥ 系統(tǒng)自動化程度高，操作簡便。

2 電加熱防除冰試驗技術

電加熱防除冰是利用電源流過電熱元件的電流熱效應，將電能轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，破壞冰層和飛機表面之間的黏附應力，在氣動力或離心力作用下達到防除冰目的。根據(jù)焦耳定律，為控制電加熱元件溫度，或者通過調(diào)節(jié)加熱元件供電電壓調(diào)節(jié)功率，或者通過控制加熱元件通電時間調(diào)節(jié)功率。飛機防除冰控制系統(tǒng)以機載電源為基礎，防冰電源容量有上限要求，防冰區(qū)域內(nèi)布置了一定數(shù)量和電阻的加熱元件，因此控制律電加熱通常采用控制電加熱回路通斷時間的方式來調(diào)節(jié)功率。結冰風洞防除冰試驗的目的就是驗證在一定云霧參數(shù)情況下防除冰控制方案的有效性，并在飛行手冊里準確描述安全飛行邊界。

控制律電加熱防除冰試驗準備時，先將飛機模型安裝在試驗段，依次起動動力系統(tǒng)、制冷系統(tǒng)、高度模擬系統(tǒng)和噴霧系統(tǒng)。當風洞試驗段的速度、溫度、模擬高度、液態(tài)水含量和液態(tài)水粒徑達到試驗模擬條件后，啟動電加熱除除冰系統(tǒng)，加熱電源通過電加熱回路為飛機模型的加熱元件供電，系統(tǒng)按照設計的控制律控制電加熱回路導通或關斷，研究該型飛機采用不同控制律時的防除冰效果，用較小的電流熱密度，達到電加熱防除冰效果，降低電源能耗[7-10]。結冰風洞控制律電加熱防除冰技術包括以下內(nèi)容。

① 電加熱防除冰控制律設計：根據(jù)飛機模型電加熱防除冰控制律試驗需求，計算一個電加熱周期時間，每個加熱周期電加熱回路接通/斷開次數(shù)，每次接通后的延時時間，每次斷開后的延時時間。

② 完成系統(tǒng)硬件設計和軟件設計，使電加熱回路電流按照控制律同步導通/關斷。

③ 完成系統(tǒng)安裝調(diào)試。

④ 完成控制律和各項功能測試。

⑤ 完成結冰風洞試驗驗證。

3 系統(tǒng)硬件設計

系統(tǒng)硬件包括上位機、觸摸屏、PLC控制器、溫度巡檢儀、加熱電源、電加熱回路和各種線纜等[11]。上位機、觸摸屏、PLC控制器、溫度巡檢儀、加熱電源等組成測控網(wǎng)絡，實現(xiàn)指令的下達與狀態(tài)參數(shù)的上傳，實時調(diào)節(jié)加熱電源電壓，實現(xiàn)各加熱回路電流、電壓、功率、加熱分區(qū)溫度等狀態(tài)參數(shù)實時監(jiān)控。以上設備除加熱元件和部分線纜及電加熱回路安裝在試驗段，在低溫、低氣壓、高濕度環(huán)境下工作，其他設備均安裝在駐室外，處于常溫常壓環(huán)境。上位機、觸摸屏實現(xiàn)控制率電加熱防除冰試驗的本地/遠程操作。上位機與PLC控制器組合實現(xiàn)控制律電加熱防除冰功能，完成多通道秒級同步實時觸發(fā)?？刂坡沙绦蚩梢杂缮衔粰C監(jiān)控程序?qū)崿F(xiàn)，也可以由PLC控制器的控制程序?qū)崿F(xiàn)，使各電加熱回路按照控制律導通或斷開，完成電加熱分區(qū)功率調(diào)節(jié)。PLC控制器包括電源模塊、CPU模塊、通信模塊、AI模塊、DI模塊、DO模塊等。電源模塊為PLC控制器提供工作電源；CPU模塊是防除冰控制的核心，負責程序存儲、計算和分析；通信模塊完成設備間信息交互管理；AI模塊用于實時采集各電加熱回路電流等連續(xù)變化的信號；DI模塊用于外接輸入控制信號；DO模塊用于向電加熱回路的固態(tài)繼電器輸入端輸出高/低電平信號，控制固態(tài)繼電器通斷。飛機模型各加熱元件通常為阻性負載，采用過零調(diào)功法調(diào)節(jié)加熱功率，在正弦波的零點觸發(fā)，以完整的正弦波為單位，通過改變通斷的正弦波周期來調(diào)整輸出功率，減少對電網(wǎng)污染，提高功率因數(shù)。配套兩臺溫度巡檢儀，分別接入24通道熱電阻/熱電偶，緊靠試驗段安裝，便于與飛機模型溫度反饋信號連接。加熱電源為電加熱防除冰系統(tǒng)提供能源，可以根據(jù)試驗需要調(diào)節(jié)電源電壓幅值、頻率等，同時將電源參數(shù)實時上傳到上位機顯示、控制和存儲。系統(tǒng)配套2臺三相交流輸入的直流程控電源和2臺三相交流輸入的交流程控電源，電源功率均為20 kW，支持寬電壓調(diào)節(jié)，直流程控電源最高輸出DC 270 V，最低輸出DC 20 V；交流程控電源最高輸出AC 115 V，最低輸出AC 10 V，頻率400 Hz。以上電源覆蓋我國現(xiàn)役及未來飛機電源制式要求。每臺電源最多并聯(lián)輸出10個電加熱回路，各電加熱回路均按照2 kW設計選型；兩臺電源均支持RS485通信接口，支持設備組網(wǎng)；根據(jù)各加熱回路功率大小，在功率范圍內(nèi)，并聯(lián)數(shù)量不等的電加熱回路，滿足不同飛機模型控制律防除冰試驗需求。飛機模型控制律電加熱防除冰系統(tǒng)組成如圖1所示。

圖1 控制律電加熱防除冰系統(tǒng)組成

4 系統(tǒng)軟件設計

系統(tǒng)軟件包括上位機監(jiān)控軟件、PLC控制軟件、觸摸屏監(jiān)控軟件共3個部分。上位機監(jiān)控軟件基于Windows 7操作系統(tǒng)，采用LabVIEW為開發(fā)平臺設計，完成專用控制功能開發(fā)。PLC控制器通過配套的編程環(huán)境STEP7完成控制程序設計并生成可執(zhí)行程序，完成設備間通信、工況選擇、溫度巡檢、各加熱回路電流采集、各加熱回路固態(tài)繼電器通/斷控制、各加熱回路溫度設定等任務。觸摸屏監(jiān)控軟件基于WinCC flexible 編寫，包括操作界面、工作模式和電源狀態(tài)監(jiān)控等。

考慮監(jiān)控軟件通用性，本文重點論述防除冰控制律功能設計與實現(xiàn)。防除冰控制律功能可以集成在上位機監(jiān)控軟件或PLC控制軟件上，如果基于PLC控制軟件設計，每次調(diào)整控制律需要遠程修改和優(yōu)化程序并下載。為簡便操作，防除冰控制律基于上位機監(jiān)控軟件設計開發(fā)。

防除冰控制律是指加熱電源電壓不變，加熱元件供電回路隨時間周期接通/斷開，屬于溫度開環(huán)控制，控制系統(tǒng)必須穩(wěn)定、可靠。防除冰控制律示意圖如圖2所示，X軸為時間(s),Y軸為加熱電源電源電壓幅值(V)。通常一個加熱周期從加熱回路導通開始，經(jīng)過不定時間的持續(xù)導通和斷開，到加熱回路斷開結束。每個電加熱周期內(nèi)電加熱回路接通/斷開狀態(tài)次數(shù)分別為nt和nd，每個周期內(nèi)對應接通狀態(tài)時刻依次為t1，t2，t3，…，tt，每個周期內(nèi)對應斷開狀態(tài)時刻依次為d1，d2，d3，…，dd。從圖2所示看出，防除冰控制律為：從t1時刻開始加熱回路導通，電源電壓連續(xù)加熱(d1-t1) s；從d1時刻開始，加熱回路斷開(t2-d1) s；從t2時刻開始，加熱回路導通(d2-t2) s;從d2時刻開始，加熱回路斷開(t3-d2) s;從t3時刻開始，加熱回路導通(d3-t3) s;從d3時刻開始，加熱回路斷開(t4-d3) s；從t4時刻開始，加熱回路導通(d4-t4) s；從d4時刻開始，加熱回路斷開(t5-d4) s。完成一個加熱周期，此后按照該控制律重復加熱。以上控制律與飛機型號有關，對于不同的控制律，電流熱密度不同，防除冰效果不同，電源功耗相差較大。

上位機監(jiān)控軟件采用LabVIEW設計開發(fā)，完成防除冰控制律設計、網(wǎng)絡通信、設備狀態(tài)監(jiān)控、控制指令發(fā)布和數(shù)據(jù)存儲。防除冰控制律利用狀態(tài)機作為設計模型，應用狀態(tài)機和延時函數(shù)，實現(xiàn)控制律要求的每個周期接通/斷開狀態(tài)次數(shù)和對應的延時模擬。LabVIEW狀態(tài)機由一個While循環(huán)、一個條件結構和一個移位寄存器組成，其中While循環(huán)用來保證程序可以連續(xù)地運行；條件結構各個分支中的代碼用來存儲控制律一個周期內(nèi)的接通/斷開狀態(tài)次數(shù)nt和nd以及下一狀態(tài)的選擇；利用移位寄存器的暫存功能和延時函數(shù)實現(xiàn)控制律一個周期內(nèi)接通延時時間和一個周期內(nèi)斷開延時時間，實現(xiàn)控制律的狀態(tài)保持，并賦值給條件結構以建立全部狀態(tài)，直到下一次循環(huán)的選擇端子。上位機與PLC控制器通過工業(yè)以太網(wǎng)通信，依靠OPC技術傳輸數(shù)據(jù)，利用值屬性節(jié)點觸發(fā)PLC控制程序的開關量處理事件模塊，將防除冰控制律程序要求的每個周期接通/斷開狀態(tài)次數(shù)和對應的延時模擬傳輸?shù)絇LC控制程序，將對應的I/O狀態(tài)送給PLC的DO模塊，從而控制電加熱回路的固態(tài)繼電器按照設計的控制律通斷。通過簡單的參數(shù)設置即可調(diào)整防除冰控制律。防除冰控制律軟件設計流程框圖如圖3所示。

圖3 防除冰控制律軟件設計流程框圖

5 試驗驗證

防除冰控制律試驗驗證以某型飛機整流罩模型為對象，驗證防除冰控制律設計是否達到技術要求，驗證不同控制律在整流罩前端電加熱防冰的有效性。表1是控制律(1)試驗，表2是控制律(2)試驗。在控制律(1)試驗中，“0”表示加熱回路斷開狀態(tài)，“1”表示加熱回路接通狀態(tài)，按①、②、③、④序號順序完成為一個加熱周期，1個周期時長為476 s。在控制律(2)試驗中，1個周期時長為50 s，連續(xù)性接通25 s，再斷開25 s。本次試驗加熱電源為AC 115 V、400 Hz標準機載電源，1個電加熱分區(qū)，負載電阻阻值約為15 Ω。圖4 為控制律(1)試驗加熱回路電流變化過程，1個加熱周期為476 s；圖5為控制律(2)試驗加熱回路電流變化過程，1個加熱周期為50 s。從圖4、圖5可以看出，加熱回路電流與控制律同步變換，達到設計技術的電加熱回路電流按照任意控制律同步導通/關斷的要求。

表1 防除冰控制律(1)試驗

表2 防除冰控制律(2)試驗

圖4 控制律(1)加熱回路電流變化

圖5 控制律(2)加熱回路電流變化

試驗驗證過程中，為測量飛機模型表面溫度分布，在半球型整流罩表面布置了13個熱電偶，詳細布置如6所示，以點4為中心成“十”字形分布。試驗分別采用了表1、表2的防冰控制律，主要試驗參數(shù)如下：模擬高度H=3 km，試驗段風速V=80 m/s，總溫Ts=-10 ℃，液態(tài)水粒徑MVD=20 μm，液態(tài)水含量LWC=0.51 g/m3。同步采集控制律防冰時整流罩表面溫度變化過程，溫度采樣周期為1 s，驗證不同控制律時整流罩穿越結冰環(huán)境電加熱防冰效果。圖7為控制律(1)時，噴霧前后整流罩表面溫度變化過程。從圖7可以看出，前一個加熱周期只模擬風速、總溫，整流罩按照控制律(1)加熱，通過空氣流動換熱，各測點溫度隨控制律變化明顯，表面溫度與控制律(1)電流變化完全一致；隨后再啟動噴霧系統(tǒng)模擬結冰云霧環(huán)境，過冷水滴撞擊整流罩表面，各測點溫度下降明顯，但表面溫度仍然與控制律(1)電流變化完全一致。分析各測點溫度變化，噴霧系統(tǒng)工作后，整流罩加熱區(qū)邊緣點1、7、8、13溫度接近0 ℃，該區(qū)域有結冰風險，其他測點高于0 ℃，防冰效果較好，此時電流熱密度約0.03 W/cm2。圖8與圖7試驗參數(shù)完全一致，只是按照控制律(2)電加熱防冰，開始只模擬風速、總溫，再啟動噴霧系統(tǒng)模擬結冰云霧環(huán)境，防冰時電流熱密度約0.17 W/cm2。圖7和圖8進一步驗證了控制律防冰系統(tǒng)已實現(xiàn)技術需求。由于控制律(2)占空比大于控制律(1)，電流熱密度相差較大，圖7除加熱區(qū)邊緣4個溫度測點外，其他測點溫度略高于圖6對應測點溫度，但防冰效果基本一致；調(diào)整控制律時，在上位機監(jiān)控界面操作，通過簡單的參數(shù)設置即可調(diào)整控制律。

圖9為整流罩結冰風洞試驗和飛機飛行測試照片，從圖9可以看出，風洞試驗和飛機飛行測試基本一致，整流罩采用控制律電加熱防冰時，在同等云霧參數(shù)情況下，用較低能耗，達到電加熱防冰效果；電加熱區(qū)域與非防冰區(qū)交界，有明顯結冰現(xiàn)象，呈現(xiàn)環(huán)狀冰。以上情況與整流罩加熱區(qū)邊緣點溫度接近0 ℃完全一致，隨著云霧參數(shù)變化，同樣的防冰策略防冰效果差別較大。為做好整流罩防冰，必須增大整流罩電加熱區(qū)域，同時增大防冰電源容量；對不同的氣象條件，采取不同的防冰控制策略。

圖6 整流罩表面溫度測點布置

圖7 控制律(1)時噴霧前后整流罩表面溫度變化

圖8 控制律(2)時噴霧前后整流罩表面溫度變化

圖9 整流罩結冰風洞試驗和飛行測試對比

6 結束語

為滿足結冰風洞電加熱防除冰試驗要求，研制了工程實用的基于狀態(tài)機的控制律電加熱防除冰控制系統(tǒng)，包括實現(xiàn)控制律電加熱防除冰的硬件和控制軟件，已經(jīng)應用到國內(nèi)大型結冰風洞試驗中。試驗驗證表明：飛機模型電加熱防除冰控制系統(tǒng)可以按照任意控制律工作，通過簡便操作完成不同的防除冰控制律程序設計；各電加熱回路電流嚴格按照控制律時間要求同步接通/斷開，防冰區(qū)域表面溫度變化與電流變化一致，可以模擬任意電加熱防除冰控制律；驗證了不同控制律的能耗和防冰的有效性。系統(tǒng)各項技術指標達到設計要求，自動化水平高，已成為結冰風洞電加熱防除冰試驗的重要設備。