一种机翼防冰系统测试系统的制作方法

1.本发明属于高精度多通道飞机参数测控技术领域，涉及一种机翼防冰系统测试系统。


背景技术：

2.飞机机翼防冰系统已经广泛用于民航飞机的机翼防冰，保障了飞机在低温场站和气候条件下的飞行安全。
3.随着国内新型飞机的研制，配套的机翼防冰系统需要重新计算运行工况。国内某型飞机的机翼防冰系统主要由耐温耐压多段金属笛形管组成，其中包含多只压力和温度传感器，其输出信号送至防冰系统控制器，控制器输出控制信号控制活门，用以调节高温高压气体对飞机机翼内表面进行加温后的温度。
4.为掌握整个除冰效果的关联参数以及关联参数对除冰效果的定量分析，除机翼防冰控制器自带的压力和温度传感器外，需要将上述笛形管按实际在机翼上的安装方式安装在台架上，沿线布置更多的温度、压力及流量变送器更精准地分析整个防冰系统的防冰效果。
5.因此，需要设计一套机翼防冰系统测试系统，定量分析整个机翼防冰系统各参数的变化情况。


技术实现要素：

6.本发明的目的是：提供了一种机翼防冰系统测试系统。本发明功能分区简洁明了、感应防冰系统工作参数响应速度快、分辨率高。
7.本发明的技术方案是：一种机翼防冰系统测试系统，包括机翼防冰系统试验台架、机翼防冰系统激励器和工控机；在机翼防冰系统试验台架上根据工艺要求和测试需要，加装多个温度变送器和压力变送器；在整个机翼防冰系统进口活门前端布置涡街流量计，用于测试高温高压气体流量；机翼防冰系统激励器采集加装的温度变送器和压力变送器的输出参数，同时模拟飞机飞控系统提供给机翼防冰系统试验台架上的防冰系统控制器各种控制信号及报警信号；工控机利用工业以太网与机翼防冰系统激励器进行实时通讯，工控机上通过安装的组态软件显示机翼防冰系统试验台架上的试验参数；且用实时曲线图，显示各参数的变化曲线，便于分析验证该机翼防冰系统的温度、压力、流量参数的变化规律。
8.前述的机翼防冰系统测试系统中，工控机还与机翼防冰系统试验台架上的防冰控制器进行串口通信，将防冰控制器采集的机翼防冰系统的温度和压力信号与机翼防冰系统激励器采集的温度和压力信号进行实时对比，以确认防冰控制器的性能参数。
9.前述的机翼防冰系统测试系统中，工控机通过配置的两口tcp/ip网卡、多口rs422通讯卡和多口can通讯卡与防冰控制器进行串口通信，工控机解算出rs422和can通讯代码的报文信息，并通过报文信息分析出机翼防冰系统自带的防冰控制器采集的各种参数和状态。
10.前述的机翼防冰系统测试系统中，加装的温度变送器和压力变送器采用两线制。
11.前述的机翼防冰系统测试系统中，机翼防冰系统激励器包括plc控制器，plc控制器包括ai输入模块和do输出模块；ai输入模块用于处理来自机翼防冰系统试验台架的多路模拟信号；do输出模块用于输出工控机发出的干接点离散量信号，模拟飞机航电系统发出的离散量信号，用于防冰控制器的逻辑运算。
12.前述的机翼防冰系统测试系统中，ai输入模块的转换精度为16位。
13.前述的机翼防冰系统测试系统中，来自机翼防冰系统试验台架的多路模拟信号，先经过信号调理模块调理后再输入到ai输入模块。
14.前述的机翼防冰系统测试系统中，多路模拟信号经安装于机翼防冰系统试验台架上的信号转接坞输送到信号调理模块；其中信号转换坞采用分散采集、集中输出的专用组件，内置接触电阻为mω级的镀银触点，外壳为具备emc性能的特种金属外壳。
15.前述的机翼防冰系统测试系统中，多路模拟信号进入到ai输入模块后，根据变送器的非线性特点，采用最小二乘法，拟合各变送器的输出数据，使其输出参数接近于线性。
16.前述的机翼防冰系统测试系统中，工控机上安装的组态软件包括wincc组态软件和labview组态分析软件；wincc组态软件，可显示加装变送器的所有过程参数，同时设置按钮，模拟航电系统发出的各种离散量信号，用于防冰系统控制器的逻辑解算；报文解算通过工控机上安装的labview组态分析软件进行。
17.本发明的优点是：与现有技术相比，本发明所有参数最终以图形及表格的形式输出。同时，本发明通过机翼防冰系统激励器为机翼防冰系统控制器供电，模拟飞机航电系统提供的其他离散量信号，以供机翼防冰系统控制器进行逻辑分析。本发明的测试系统不仅能满足一比一试验台架上加装的温度、压力和流量测试，还能解析出rs422和can通讯的报文信息，满足航空测试设备对民航机内试试验的环境要求，具备高可靠、高精度、高速计时响应等测试。
18.本发明采用全新的信号采集解算方法，辅助以先进的小信号传输方式，可全面满足整个机翼防冰系统地面测试试验要求，为我国大飞机机翼防冰系统国产化提供了及时坚强的保证。
19.本发明的信号采集分析处理及通讯报文解析方法，可应用于民用大飞机水污水系统和气囊除冰系统激励器或其他辅助系统的测试设备设计和制造，因此可进行较大范围的功能扩展。
20.本发明是国内第一次用于热气机翼防冰系统的地面激励及系统测试的试验设备。从测试方法、信号处理及报文解析均为全新方式，填补了机翼防冰系统地面测试设备的空白。
21.本发明是国内第一台机翼防冰系统测试系统，测点布置科学合理，信号传感、传送、采集及分析处理功能强大，抗干扰能力强，运行稳定可靠。其除了能采集、处理、分析测试台架各处布置的温度、压力、流量计等参数外，还能模拟飞机航电系统发出的各种状态信号，同时还能解析出除冰系统控制器的两种通讯报文。因此，信号种类多，参数采集通道数量多，同时产生多种电压等级直流电源，用于仪表及除冰系统控制器。
22.本发明的激励器具有占地小(激励器外形尺寸600mm
×
600mm
×
1600mm，其它变送器、信号转接坞内置于除冰试验台架)、功耗低(优化系统设计，整体功耗≤2kw)、噪音小(基
本无噪音，分体式设计可避免除冰系统固有的噪音对测试人员的影响)、可靠性高(产品设计前进行可靠性设计)和智能化(一键测试、无人值守、测试结果自动输出)的鲜明特点。
23.本发明的信号转接坞的特殊设计，为国内首创。既可用于电信号的高速传输、又可极大程度的降低各转接点的信号损失，减少失真。同时，可隔绝复杂试验现场的电磁干扰。
24.本发明数据处理时，使用较为科学的计算方法，处理系统气流(高温、湍流)特殊工况下的流量值。
25.本发明的整个架构，既可保证在测试精度高、数据量大、测试种类多的情况下，显示界面刷新率高，实时显示系统内的各项参数，避免内存溢出和显示卡顿等技术难题。
26.综上所述，本发明可感应并高速采集机翼防冰系统各工艺段的压力、温度和流量等参数，并为该系统防冰控制器提供飞机飞控系统相关控制信号。本发明功能分区简洁明了、感应防冰系统工作参数响应速度快、分辨率高，且稍加调整可直接应用于其他机型防冰系统测试。
附图说明
27.图1是本发明的系统组成框图。
具体实施方式
28.下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明，但并不作为对本发明限制的依据。
29.实施例1。一种机翼防冰系统测试系统，如图1所示，包括机翼防冰系统试验台架、机翼防冰系统激励器和工控机；在机翼防冰系统试验台架上根据工艺要求和测试需要，加装多个温度变送器和压力变送器；在整个机翼防冰系统进口活门前端布置涡街流量计，用于测试高温高压气体流量；机翼防冰系统激励器采集加装的温度变送器和压力变送器的输出参数，同时模拟飞机飞控系统提供给机翼防冰系统试验台架上的防冰系统控制器各种控制信号及报警信号；工控机利用工业以太网与机翼防冰系统激励器进行实时通讯，工控机上通过安装的组态软件显示机翼防冰系统试验台架上的试验参数；且用实时曲线图，显示各参数的变化曲线，便于分析验证该机翼防冰系统的温度、压力、流量参数的变化规律。
30.工控机还与机翼防冰系统试验台架上的防冰控制器进行串口通信，将防冰控制器采集的机翼防冰系统的温度和压力信号与机翼防冰系统激励器采集的温度和压力信号进行实时对比，以确认防冰控制器的性能参数。
31.具体地，工控机通过配置的两口tcp/ip网卡、多口rs422通讯卡和多口can通讯卡与防冰控制器进行串口通信，工控机解算出rs422和can通讯代码的报文信息，并通过报文信息分析出机翼防冰系统自带的防冰控制器采集的各种参数和状态。
32.其中，加装的温度变送器和压力变送器采用两线制，以适宜于机翼防冰系统试验台架体积大，信号传输距离远的应用场景。
33.所述的机翼防冰系统激励器包括plc控制器，plc控制器包括ai输入模块和do输出模块；ai输入模块用于处理来自机翼防冰系统试验台架的多路模拟信号；do输出模块用于输出工控机发出的干接点离散量信号，模拟飞机航电系统发出的离散量信号，用于防冰控制器的逻辑运算。
34.具体地，plc包含高性能cpu、高分辨率ai输入模块及do输出模块等组成，其中cpu的字运算速度可达1.7μs可远超激励器对试验台架及机翼防冰控制器的速度响应需求，且cpu模块自带100mhz/1000mhz以太网网口，实现所有测试参数实时显示；而ai输入模块的分辨率由16位a/d转换芯片实现的，对于大流量的测试，可实现其分辨率达到1m3/h。
35.其中，整个试验台架的尺寸是与第二代国产大飞机以一比一的比例进行架构的。因此，装机用的热气除冰系统控制器自带的传感器(变送器)按机上实际安装位置安装，而加装传感器(变送器)的安装位置除了与控制器自带传感器相同安装位置外，加装传感器(变送器)的安装位置按系统设计时的关键位置。
36.此结构设计，除了可以实现双余度设计功能需要，同时兼顾系统特点和系统设计疑难点参数。
37.其中额定温度高达350℃，精度可达读数值的0.1％。
38.其中额定压力为1mpa，精度要求为读数值的0.1％。
39.热气流量的额定值为3000nm3/h，分辨率为1nm3/h，精度等级为读数值的1％。
40.来自机翼防冰系统试验台架的多路模拟信号(包括加装的压力变送器、温度传感器和涡街流量计的模拟信号)，先经过信号调理模块调理后再输入到ai输入模块。其中信号调理器是为了适应不同线制的变送器，统一调理成plc要求的信号类型，可隔离外部输入的所有干扰，同时为两线制变送器供电。
41.多路模拟信号经安装于机翼防冰系统试验台架上的信号转接坞输送到信号调理模块；其中信号转换坞采用分散采集、集中输出的专用组件，内置接触电阻为mω级的镀银触点，外壳为具备emc性能的特种金属外壳，可避免信号衰减、代码丢失和受电磁干扰等不利影响。
42.多路模拟信号进入到ai输入模块后，根据变送器的非线性特点，采用最小二乘法，拟合各变送器的输出数据，使其输出参数接近于线性，可进一步提高温度、压力及流量参数的测试精度。
43.如果压力变送器输入标准压力信号x，其输出的电信号为y，则可以利用线性回归模型，可以从一组压力x的线性组合中，计算出输出电信号y，且按下述计算公式，在求得w和b之后，模型就得以确定。
44.y＝w
×
p+b
45.其中，p-标准压力；y-变送器输出的电参数
46.程序编制是基于均方误差最小化来进行模型求解的。
[0047][0048][0049]
代码实现时，利用labview,将压力p作为自变量，输出电信号y作为因变量，采用如下流程引入依赖、导入数据、提取x和y两组数据、画出散点图、定义损失函数、定义算法拟合函数、定义核心拟合函数、画出拟合曲线即可得出结果。
[0050]
工控机上安装的组态软件包括wincc组态软件和labview组态分析软件。安装的
wincc组态软件，可显示加装变送器的所有过程参数，同时设置按钮，模拟航电系统发出的各种离散量信号，用于防冰系统控制器的逻辑解算。报文解算通过工控机上安装的labview组态分析软件进行。
[0051]
工控机基于测试点数多、测试精度高、数据贮存量大的考虑原则配置。
[0052]
加装的传感器包括40只压力变送器、42只温度传感器和1只涡街流量计。
[0053]
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围不仅限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明公开的范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种机翼防冰系统测试系统，其特征在于，包括机翼防冰系统试验台架、机翼防冰系统激励器和工控机；在机翼防冰系统试验台架上根据工艺要求和测试需要，加装多个温度变送器和压力变送器；在整个机翼防冰系统进口活门前端布置涡街流量计，用于测试高温高压气体流量；机翼防冰系统激励器采集加装的温度变送器和压力变送器的输出参数，同时模拟飞机飞控系统提供给机翼防冰系统试验台架上的防冰系统控制器各种控制信号及报警信号；工控机利用工业以太网与机翼防冰系统激励器进行实时通讯，工控机上通过安装的组态软件显示机翼防冰系统试验台架上的试验参数；且用实时曲线图，显示各参数的变化曲线，便于分析验证该机翼防冰系统的温度、压力、流量参数的变化规律。2.根据权利要求1所述的机翼防冰系统测试系统，其特征在于，工控机还与机翼防冰系统试验台架上的防冰控制器进行串口通信，将防冰控制器采集的机翼防冰系统的温度和压力信号与机翼防冰系统激励器采集的温度和压力信号进行实时对比，以确认防冰控制器的性能参数。3.根据权利要求1所述的机翼防冰系统测试系统，其特征在于，工控机通过配置的两口tcp/ip网卡、多口rs422通讯卡和多口can通讯卡与防冰控制器进行串口通信，工控机解算出rs422和can通讯代码的报文信息，并通过报文信息分析出机翼防冰系统自带的防冰控制器采集的各种参数和状态。4.根据权利要求1所述的机翼防冰系统测试系统，其特征在于，加装的温度变送器和压力变送器采用两线制。5.根据权利要求1所述的机翼防冰系统测试系统，其特征在于，机翼防冰系统激励器包括plc控制器，plc控制器包括ai输入模块和do输出模块；ai输入模块用于处理来自机翼防冰系统试验台架的多路模拟信号；do输出模块用于输出工控机发出的干接点离散量信号，模拟飞机航电系统发出的离散量信号，用于防冰控制器的逻辑运算。6.根据权利要求5所述的机翼防冰系统测试系统，其特征在于，ai输入模块的转换精度为16位。7.根据权利要求5所述的机翼防冰系统测试系统，其特征在于，来自机翼防冰系统试验台架的多路模拟信号，先经过信号调理模块调理后再输入到ai输入模块。8.根据权利要求6所述的机翼防冰系统测试系统，其特征在于，多路模拟信号经安装于机翼防冰系统试验台架上的信号转接坞输送到信号调理模块；其中信号转换坞采用分散采集、集中输出的专用组件，内置接触电阻为mω级的镀银触点，外壳为具备emc性能的特种金属外壳。9.根据权利要求6所述的机翼防冰系统测试系统，其特征在于，多路模拟信号进入到ai输入模块后，根据变送器的非线性特点，采用最小二乘法，拟合各变送器的输出数据，使其输出参数接近于线性。10.根据权利要求1所述的机翼防冰系统测试系统，其特征在于，工控机上安装的组态软件包括wincc组态软件和labview组态分析软件；wincc组态软件，可显示加装变送器的所有过程参数，同时设置按钮，模拟航电系统发出的各种离散量信号，用于防冰系统控制器的逻辑解算；报文解算通过工控机上安装的labview组态分析软件进行。

技术总结
本发明公开了一种机翼防冰系统测试系统。在机翼防冰系统试验台架上根据工艺要求和测试需要，加装多个温度变送器和压力变送器；在整个机翼防冰系统进口活门前端布置涡街流量计，用于测试高温高压气体流量；机翼防冰系统激励器采集加装的温度变送器和压力变送器的输出参数，同时模拟飞机飞控系统提供给机翼防冰系统试验台架上的防冰系统控制器各种控制信号及报警信号；工控机利用工业以太网与机翼防冰系统激励器进行实时通讯，工控机上通过安装的组态软件显示机翼防冰系统试验台架上的试验参数；且用实时曲线图，显示各参数的变化曲线。本发明功能分区简洁明了、感应防冰系统工作参数响应速度快、分辨率高。分辨率高。分辨率高。


技术研发人员：汪佳 廖佑明 谭又安
受保护的技术使用者：武汉航空仪表有限责任公司
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/6/27