基于PLC的桨叶热疲劳试验控制系统设计

陈志，锁俊睿，李春，高长水

(南京航空航天大学 机电学院，江苏 南京 210016)

基于PLC的桨叶热疲劳试验控制系统设计

陈志，锁俊睿，李春，高长水

(南京航空航天大学 机电学院，江苏 南京 210016)

设计了一套应用于直升机桨叶地面热疲劳加载试验的加热及温度控制系统；阐述了加热组件和温度传感器的布置型式和位置；介绍了系统的总体设计方案；编制了基于协议宏的通信程序；以欧姆龙PLC为核心控制器，编制了系统的控制程序；设计了人机交互界面。系统采用集中安装，维护操作方便；系统运行效果良好，可以满足试验的要求。

直升机桨叶；热疲劳；试验；电热防除冰

0 引言

直升机一般在大气层对流层以下飞行，因而很容易遭遇大量低于冰点而仍未冻结的液态水滴，即“过冷水滴”。过冷水滴撞击直升机表面，易在旋翼桨叶表面发生结冰现象，桨叶结冰会危及飞行安全[1,2]。为了防止桨叶结冰，在飞机上安装电热防/除冰系统是一种主流的技术。在研制机载防/除冰系统之前必须进行地面热疲劳加载试验。地面试验的目的是探索加热模式、热流密度、加热元件间隔、加热/冷却时间比4个关键因素对桨叶传热特性的影响。桨叶表面升温速度越快越有利于除冰，但是要受到机载电源输出功率的制约。现设计的系统可以为地面热疲劳做加载试验，以便通过试验得到最优的桨叶防/除冰设计方案。

1 控制系统总体设计

1.1 主要功能

系统需要实现的功能主要有：温度测试功能，加热及温度控制功能，监控加热元件、测温传感器、导线状态的功能，同时系统要能实现连续性加热和周期性加热两种加热方式。

1.2 加热组件分布

桨叶的结冰范围与翼展半径和翼型有关。根据文献报道，目前直升机旋翼桨叶展向的除冰防护范围为20%～99%[3]。该试验控制系统为了探索更大范围内的桨叶防除冰特性，使桨叶在沿展向10%～99%布置。在加热组件数量的选取上要权衡利弊，确定一个最优化的分区数和需用功率。因为加热组件数量少，加热所用时间长，总功率增大；加热组件数量多，分区数增加，分区数太多会使控制系统变得复杂，而且增加了质量。因此，为了更好的达到桨叶的防/除冰效果，要尽可能选用较短的加热时间及较大的加热比功率，根据文献[4]的试验结果表明，除冰装置分成3～7组比较合适，试验系统按最大值确定布置7组加热电阻。如图1所示，加热组件沿桨叶弦向分别命名为A区、B区和C区。3个分区分别连接三相交流电源的A相、B相和C相成星形接法。

图1 加热组件分布图

其中每个加热电阻R的电阻值为1.5Ω，试验时，每个加热元件的最大电流为15A。7组加热组件的具体连接方法见表1。

表1 电源线连接方法

1.3 温度传感器(热电阻)分布

测温传感器要求既能测量环境温度，又能测量加热组件的温度，因此将温度传感器布置在试验件表面和试验件内部两个位置，如图2所示。

图2 桨叶剖面传感器布置形式

内置测温传感器埋置在加热组件和桨叶本体之间。传感器沿桨叶的展向分布，分别在加热组件的A区、B区和C区各放置4个，共12个传感器。

外表面测温传感器粘贴在加热组件表面。传感器沿桨叶的展向分布，分别在加热组件的A区、B区和C区各放置4个，共12个传感器。

1.4 加热控制系统组成方案

整体设计方案使用欧姆龙PLC作为整个控制系统的核心控制器，该控制系统通过PLC控制功率调压器的启动、停止及输出电压调节。PLC的作用还包括：1) 通过RS-485总线读取功率调压器的状态信息；2) 通过RS-485总线实现与温度巡检仪的通信，实时读取24个测温点的温度值及测温通道的状态信息，并将所有信息显示在触摸屏上；3) 通过信号隔离变换器及电流互感器读取加热组件三相导线的电流值，监控及报警加热元件及导线的损伤情况。另外，通过触摸屏可以向PLC发送现场指令。控制系统网络如图3所示。

图3 控制系统网络图

2 控制系统软件设计

2.1 通信设计

PLC要能与触摸屏、功率调压器和温度巡检仪3种设备通信，现选用的欧姆龙CJ2M-CPU32型号的PLC只有1个RS-232接口和1个RS-485接口。因而，采用欧姆龙PLC的通信协议宏功能设计通信程序，以实现PLC通过1个RS-485接口与功率调压器、温度巡检仪2种设备、3种类型的数据的通信。

使用CX-Protocol支持工具，根据功率调压器和温度巡检仪提供的通信帧格式定义通信序列，然后由PLC的PMCR协议宏指令执行相应的通信序列就可以实现与带有RS-485端口的外围设备读/写数据交换。如图4所示为协议宏通信序列。

图4 协议宏通信序列

通信序列中发送数据帧的含义如表2所示。例如，Message4的含义是从终端设备地址为01H的从机(功率调压器)的寄存器上，从地址28H开始连续读取10(0AH)个数据。

表2 发送数据帧

通信序列中接收数据帧的含义如表3所示。例如，Message5的含义是：将从终端设备地址为01H的从机(功率调压器)上读取的20(14H)位数据写入到PLC CIO区从地址CIO290开始的20个位上(W(CIO 0290),20)。

表3 接收数据帧

创建步，对Message进行调用，基于Modbus应答机制，Send和Receive要对应使用，Message调用完毕后，还需要对通信时间、重试时间等系统参数进行设置[5]，否则数据响应有可能只会响应一次。设置完毕后，将协议下载到PLC的通信单元的相应端口中。

在CX-Programmer编程软件中调用PMCR指令，参照指令格式，指定相应的内部逻辑端口，调用协议宏中相应的协议号，在执行条件中指定逻辑端口的网络通信可执行标志位，即可完成对协议宏的调用。图5为协议宏调用程序。图5中第1条语句为设置定时器3 s触发一次@PMCR，读取功率调压器和温度巡检仪的寄存器数据；第2条为协议宏调用指令@PMCR，发送字和接受字参数都取0；第3,4条语句中位1534.15是协议宏状态位，A621.01是协议宏重启设置位，当1534.15一直为ON时，说明协议宏通信堵塞，需要重启通信。

图5 协议宏调用程序

2.2 加热控制程序设计

热疲劳加载试验加热及温度控制系统要实现连续性加热和周期性循环加热两种模式。通过触摸屏设置加热/冷却时间比，如果加热/冷却时间比为0，则启动连续性加热模式；如果加热/冷却时间比大于0，则启动周期性加热模式。系统运行时，每隔一定的时间(根据试验要求调整)读取一次测温值，如果传感器测得的试验件蒙皮表面温度超过设定上限值，功率调压器就断开传输给试验件所有加热元件的供电；当其中一个传感器测得的温度值低于下限值，将恢复供电。图6是系统的控制流程图。

图6 控制流程图

2.3 人机界面设计

在欧姆龙触摸屏上应用NB-Designer组态软件编写人机界面，使触摸屏能够显示系统的温度、电压、电流、功率、故障等信息，同时可以在触摸屏上输入加热切换时间、温度上限、温度下限、功率调压器输出百分比等重要参数以便及时地向PLC发送现场指令，根据现场情况控制系统的运行状态。图7是触摸屏的参数设置界面。

图7 参数设置界面

在判断温度传感器、加热元件和导线的损坏情况时需要区别对待。因为温度巡检仪自带各通道的超量程、断线断偶指示等自诊断功能，诊断结果存储在设备存储器的PSW通道状态字中，根据测温通道状态字的定义，可以直接判断判定测温通道(传感器、导线)的故障情况。加热状态的判断依据是通过电流互感器及信号隔离变换器采集A、B两线的电流，直接判断A、B相的通断情况，同时经过计算也可以判断出C相的状态。因为在理论上，对于三相星形连接、中性点不接地的对称负载，某相电阻断路后：断路相电流为零，其他两相负载上的电流减小到原来的0.866倍；某相短路后：短路相负载线电流增至原来的3倍，其他两相负载上的电流增至原来的1.732倍。根据现场调试结果，断路电流不能指定为“0”，因为设备的测量误差等原因，最终将短路判断电流设定为50 mA；短路电流的判断以短路相电流的1.15倍大于其他两相的和最为可靠。图8为加热电阻的状态显示图。

3 结语

以欧姆龙PLC为核心控制器，设计了一套应用于直升机桨叶地面热疲劳加载试验的加热及温度控制系统，设

图8 加热元件状态显示界面

计中使用的触摸屏和PLC都具有很强的稳定性、安全性，可以适应工程现场的恶劣环境。经测试，该系统运行稳定，通信稳定可靠、满足系统时间要求，控制精度较高，操作简洁，能够满足桨叶热疲劳加载试验的控制需求。

[1] 傅见平. 直升机防冰技术研究[J]. 飞行力学,1999,17(4):71-74.

[2] 裘亦纲. NASA结冰研究和防冰技术发展[J]. 国际航空,1993,(4):60-62.

[3] Thomas S K,Cassoni R P. Aircraft antbieing and deicingtechnique and modeling[J]. Journal of Aircraft,1996,33(5):841-854.

[4] 杨常卫,张功虎,孙涛,等. 黑鹰直升机旋翼桨叶防/除冰系统研究[J]. 直升机技术,2011,(1):37-44.

[5] 邱育桥. 基于WinSock的网络编程技术[J]. 电脑知识与技术,2009,5(14):3695-3696.

Design of Thermal Fatigue Test Control System for Anti/de-icer Paddles Based on PLC

CHEN Zhi，SUO Junrui，LI Chun，GAO Changshui

(College of Mechanical and Electrical Engineering , Nanjing University of Aeronauticsand Astronautics, Nanjing 210016, China)

This paper designs a heating and temperature control system used in thermal fatigue loading test on the ground for helicopter blades, describes the arrangement of the type and location of the heating element and temperature sensor and the overall design scheme of the system. It also designs the communication program based on protocol macro, the system control program with Omron PLC as the core controller and the human-computer interaction interface. The centralized installation is adopted in this system. It is convenient for use and maintenance. The system runs smoothly and meets the requirements of the test.

helicopter blade; thermal fatigue; test; Anti/de-icer

陈志(1989-)，男，湖南岳阳人，硕士研究生，研究方向为机械制造及其自动化，机电控制。

TP273

B

1671-5276(2015)05-0180-03

2014-03-12