彭先敏, 章貴川, 車兵輝, 尹欣繁,魏一博

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000)

0 引言

直升機旋翼模型風洞試驗是在風洞試驗環(huán)境下模擬直升機前飛狀態(tài)、斜下降狀態(tài)等飛行狀態(tài),以測試旋翼模型升阻比、噪聲特性、結冰特性等相關性能的試驗，簡單地說就是在風洞中遙控直升機飛行[1]。試驗基于槳尖馬赫數(shù)相似原理實施，其旋翼槳尖速度與真實直升機槳尖速度相同(≥219 m/s)，為此直升機模型風洞試驗常出現(xiàn)由于危險故障處理不及時導致故障損壞快速擴大，造成嚴重損失的情況出現(xiàn)。比如在直升機模型風洞試驗中出現(xiàn)過減速箱軸承損壞卡死導致旋翼突然停轉受損；槳轂軸頸斷裂導致一片旋翼飛出，動平衡失效，旋翼振動快速增大至10 g以上，損壞試驗臺測試天平及傳動部件；試驗過程中操縱系統(tǒng)電動缸失速至旋翼周期變距快速加大，氣動力矩平衡失效，振動快速加大，至旋翼天平嚴重損壞；試驗中電機軸承受損至電機掃堂，旋翼模型因急速停轉而受損，如此等等，這些故障都是在幾秒鐘內出現(xiàn)并造成較大損失。4米直徑旋翼模型以額定轉速1 050 rpm旋轉，其試驗中斷裂飛出槳尖的動能比一顆機槍子彈出膛的動能還大?？梢娭鄙龣C模型風洞試驗是非?？焖俜浅ＮｋU的動態(tài)試驗。

試驗臺動力系統(tǒng)提供旋翼模型旋轉的驅動力，在直升機模型風洞試驗出現(xiàn)危及試驗安全的風險時，最常使用的處置措施是正常停車或者讓旋翼自由停車，因此試驗臺動力系統(tǒng)是整個試驗臺安全保護的關鍵環(huán)節(jié)[2-5]。本文通過以動力系統(tǒng)主控PLC為核心，構建“全方位監(jiān)測——高速數(shù)據(jù)通訊—運行狀態(tài)分級—風險評估—安全保護”的控制模式，從數(shù)字化、實時性、智能化等方面進行優(yōu)化，設計實現(xiàn)了直升機風洞試驗動力系統(tǒng)智能化監(jiān)測與安全保護方法。

1 總體架構設計

直升機旋翼模型試驗臺動力系統(tǒng)主要包括驅動電機、變頻控制器等組成，以Φ2米共軸試驗臺為例，由于試驗臺減速箱的潤滑冷卻情況及傳動機構的振動情況(振動位移量，以反應傳動軸的同心度狀態(tài))也嚴重影響動力啟停運行，本設計將該部分納入動力系統(tǒng)的安全監(jiān)測設計范疇，另外試驗臺其它子系統(tǒng)的運行及機械部件的振動狀態(tài)(振動加速度，反應各機械部件如減速箱、軸承等的運行狀態(tài))出現(xiàn)危及試驗臺安全運行時如何通知動力系統(tǒng)停車等情況也是動力系統(tǒng)安全運行設計需要考慮的因素。由于可編程邏輯控制器PLC具有高度穩(wěn)定性及良好的抗干擾能力等，本設計以PLC為核心進行構建，系統(tǒng)的總體架構如圖1所示。

圖1 Φ 2米共軸試驗臺動力系統(tǒng)安全監(jiān)測總體架構圖

如圖1所示，系統(tǒng)主要分潤滑油車及主控兩部分組成，其中潤滑油車部分PLC選用西門子S7-300PLC，主要完成減速箱潤滑油車的控制及相關出口油壓、出口油溫，回油流量、回油油溫等的實時監(jiān)測，另外還要完成減速箱溫度(反應減速箱的運行狀態(tài))、傳動軸振動位移(反應傳動軸運行時同心度情況)，驅動電機冷卻水溫度、流量等的實時監(jiān)測。主控PLC選用西門子S1500PLC，主要完成與CT變頻器和潤滑油車的通訊控制及電機軸承溫度的監(jiān)測，完成測控間、試驗現(xiàn)場的急?？刂疲瓿膳c振動監(jiān)視系統(tǒng)、操縱控制系統(tǒng)等其它子系統(tǒng)的通訊控制。主控PLC與變頻器、潤滑油車PLC及上位機之間通過Profinet總線進行數(shù)據(jù)通訊。試驗臺其它子系統(tǒng)及急停信號與主控PLC之間通過I/O信號進行連接。當其它子系統(tǒng)發(fā)生危險故障時，如速壓子系統(tǒng)發(fā)生電機故障、變頻器故障、冷卻系統(tǒng)故障及其它危險故障時，產生24 V I/O高電平信號發(fā)送至主控PLC，主控PLC啟動危險情況處理流程，先產生I/O信號通知除速壓子系統(tǒng)以外的其它子系統(tǒng)，同時啟動動力系統(tǒng)停車程序。試驗臺振動監(jiān)視系統(tǒng)主要取監(jiān)測量的一階FFT幅值及相應監(jiān)測量的時域均方根值進行安全監(jiān)測，當該監(jiān)測值在試驗穩(wěn)轉速運行過程(旋翼啟停過程中經過共振點時振動一般會大于所設門限閥值)中超過所設置門限閥值時[6-8]，振動監(jiān)測子系統(tǒng)輸出一高電平I/O信號發(fā)送至主控PLC。

直升機旋翼模型風洞試驗中旋翼是唯一的負載，因此驅動電機的關鍵運行參數(shù)，如電機功率、電流、電壓等與旋翼的運行狀態(tài)，如升力系數(shù)，旋翼功率、旋翼總距等相關，旋翼的實時運行信息主要由旋翼載荷監(jiān)視與采集系統(tǒng)提供。動力系統(tǒng)上位機控制程序通過TCP通訊方式得到旋翼系統(tǒng)相關運行信息，從而為判斷電機的運行狀態(tài)提供數(shù)據(jù)。

如此通過Profinet總線完成與潤滑油車、變頻器完成相關信息交互，通過I/O信號方式完成與其它子系統(tǒng)的信息交互，通過TCP通訊完成與旋翼載荷監(jiān)視與采集子系統(tǒng)的信息交互，同時上位機程序還可以通過TCP通訊方式與試驗管理軟件完成網絡指令任務，以實現(xiàn)過程網絡控制。這樣將以往相互隔離的試驗臺各子系統(tǒng)分離的信息孤島聯(lián)接成為一個整體[9]，為動力系統(tǒng)的安全運行乃至整個試驗的安全運行提供了充裕的監(jiān)測數(shù)據(jù)依據(jù)。

2 高速數(shù)據(jù)通訊實現(xiàn)

直升機旋翼模型風洞試驗的高轉速及高風險特性，對監(jiān)測數(shù)據(jù)的實時性要求很高，發(fā)生危險故障1～2秒內就會故障擴散至產生較大的損失，因此對試驗安全保護啟動的時間要求在百毫秒級內。為了保證監(jiān)測數(shù)據(jù)的實時性，數(shù)據(jù)通訊方式必須可靠且高速。

2.1 基于Libnodave的上位機與PLC通訊

上位機與西門子PLC之間常用的通訊方式主要有3種：OPC、西門子公司提供的接口函數(shù)庫PRODAVE和開源函數(shù)庫Libnodave。2014年理想能源設備(上海)有限公司的凌建華對采用POVDAVE和Libnodave函數(shù)庫完成上位機與PLC通訊速率進行了對比研究，后者在PLC數(shù)據(jù)讀時間在15 ms以內，寫數(shù)據(jù)時間基本在1 ms以內，而PORDAVE庫函數(shù)相對要慢很多，特別對S7-300PLC讀寫數(shù)據(jù)需要花費500 ms左右[8]。而OPC方式更慢，作者本人曾采用該方式編寫動力系統(tǒng)控制程序，讀出的電機轉速曲線呈階梯狀，而相同系統(tǒng)程序采用Libnodave函數(shù)庫編寫，曲線連續(xù)性很好。因此本方案上位機程序采用Libnodave函數(shù)庫編寫與PLC的數(shù)據(jù)通訊。

2.2 PLC與變頻器的通訊

本設計中使用的變頻器是CT Unidrive SP型，其具有Profinet通訊卡，通過該卡可以與主控PLC之間進行高速數(shù)據(jù)通訊，通訊率可達100 Mbps。首先在變頻器參數(shù)配置中配置好Profinet通訊卡的IP地址，注意上位機與PLC的IP地址設置在一個網段內；在西門子博途軟件中進行設備組態(tài)時，配置從站時設備類型選擇CT Unidrive SP變頻器，在IP地址和子網掩碼項填寫變頻器通訊卡的相關參數(shù)，選擇自動生成Profinet設備名稱，系統(tǒng)會自動生成一個unidrive -sp名，在設備概覽欄中填寫要讀寫的變頻器參數(shù)[11]，如圖2所示。其PLC讀取變頻器程序如圖3所示。

圖2 PLC與變頻器通訊參數(shù)設置

圖3 PLC讀變頻器參數(shù)程序

2.3 上位機軟件與旋翼載荷監(jiān)視與采集軟件通訊

網絡數(shù)據(jù)通訊方式有多種，如UDP通訊、TCP通訊等，本設計選用美國國家儀器公司(NI)推出的DataSocket控件，它主要基于微軟的COM和ActiveX技術，對TCP/IP協(xié)議進行高度封裝，面向測量和自動化應用，支持多種數(shù)據(jù)傳送協(xié)議，用于共享和網絡發(fā)布實時數(shù)據(jù)，是一種方便易用的高性能數(shù)據(jù)交互編程接口。在10 m網絡中的傳輸速率可達到640 kbps，而目前測控網速早已達到1 000 m，其數(shù)據(jù)傳輸速率更高，能夠滿足本設計數(shù)據(jù)通訊實時性的要求[1]。本設計中旋翼載荷監(jiān)視與采集系統(tǒng)作為Datasocket服務器端，實時發(fā)布其關鍵數(shù)據(jù)，動力系統(tǒng)控制軟件從中獲取升力系數(shù)、旋翼功率、操縱總距等與動力相關的關鍵數(shù)據(jù)。

3 運行狀態(tài)分級及風險評估

動力系統(tǒng)即包含潤滑油車及驅動電機等部件，也包含了試驗臺減速器溫度及傳動軸振動位移等監(jiān)控，同時還包含了試驗臺其它子系統(tǒng)的運行狀態(tài)，因此本設計中運行狀態(tài)主要針對部件級，風險評估主要針對系統(tǒng)級。

3.1 運行狀態(tài)分級及保護措施

為滿足直升機旋翼模型風洞試驗動力系統(tǒng)安全監(jiān)測保護的實時性，本設計主要根據(jù)實時監(jiān)測運行數(shù)據(jù)快速判斷各部件的實時運行狀態(tài)，并在上位機軟件上進行相應提示。根據(jù)對部件安全運行的影響程度，將各部件運行狀態(tài)分為正常、警告、危險三級。其“正?！睜顟B(tài)即運行狀態(tài)完全不影響部件的安全運行；“警告”狀態(tài)即運行狀態(tài)處于影響部件安全的邊界狀態(tài)，不能長時間運行，在完成該點試驗的情況下最好終止試驗運行；“危險”狀態(tài)即運行狀態(tài)嚴重影響部件的安全，必須立即停止運行?？刂栖浖鶕?jù)部件運行狀態(tài)的判斷，在上位機軟件相應部件監(jiān)測參數(shù)顯示中將其顯示背景設置為本色(正常)、黃色(警告)、紅色(危險)，并在系統(tǒng)工作狀態(tài)中對警告及危險狀態(tài)進行記錄。

3.2 運行狀態(tài)評價方法

部件級運行狀態(tài)評價方法主要根據(jù)門限閥值進行評估。門限閥值的設置有兩類：第一類根據(jù)廠家明確的工作范圍設置，如電機軸承溫度、減速箱工作溫度、電機電流等，嚴格按廠家標準進行設置，該類稱為系統(tǒng)報警；該類閥值主要反映部件設計特性，不能反映部件特性隨運行時間、工況等的累積變化情況， 為此根據(jù)根據(jù)歷史運行數(shù)據(jù)分析，根據(jù)最能反映的該特性變化的特征值，溫度量的包絡曲線和溫升斜率，均方根等，振動信息的特征頻率幅值、時域均方根、均方誤，轉速信息穩(wěn)定狀態(tài)下的均方誤差、電流信息的均方誤差等，每次運行后將試驗運行信息記錄文件進行數(shù)據(jù)分析，并將歷史數(shù)據(jù)匯總分析，對這些特征數(shù)據(jù)分析，更有利于發(fā)現(xiàn)部件的性能變化。針對這此特征參數(shù)設置專門的門限閥值，我們稱之為特征警戒值，其警戒值計算公式如下：

(1)

(2)

(3)

特征警戒報警主要作為故障狀態(tài)的提前預警信號，試驗時采用運行數(shù)據(jù)滑動平均的方法計算方差和峰峰值等，并根據(jù)警戒值進行運行狀態(tài)評估，評估為危險狀態(tài)時(在系統(tǒng)報警安全范圍內)，主要在該次試驗完成后進行運行數(shù)據(jù)分析，給出相應部件狀態(tài)分級評價結論，并對相應部位進行安全檢查及維護[12]。

另外，在直升機試驗中，對與旋翼模型參數(shù)(如槳葉片數(shù))，旋翼工作狀態(tài)等有關聯(lián)的部件參數(shù)，如電機工作電流、功率，電機溫度等參數(shù)，則在根據(jù)旋翼穩(wěn)轉速工作狀態(tài)下相應曲線(如圖4為4米直徑旋翼模型電機工作電流與旋翼操縱總距關系曲線)。試驗時根據(jù)實時值與相應曲線的預估值的偏差與預估值的比值進行狀態(tài)評估，根據(jù)試驗經驗，當該值大于20%，該條試驗數(shù)據(jù)可靠性存疑，需要正常停下進行系統(tǒng)排查，多期試驗后可對比例進行相應調整。

圖4 不同旋翼模型電機電流與旋翼總距的關系曲線

3.3 風險狀態(tài)評估及安全保護

研究其它行業(yè)風險評估標準，國家標準及旋翼模型風洞試驗設備維護保養(yǎng)規(guī)程，確定旋翼試驗中動力系統(tǒng)安全風險評估方法：風險等級:嚴重度(S)、發(fā)生可能性(O)、可避免度(A)。評價參考因素:對試驗安全的影響(TI)、對設備安全的影響(SI)、故障發(fā)生概率(FP)、故障發(fā)生頻率(FF)。系統(tǒng)所有部件特征變化對試驗安全風險的影響評價權重:無影響 1 分;輕微 2 ～ 3 分;一般 4 ～ 6 分;嚴重 7 ～ 8 分;很嚴重 9 ～ 10 分[17-18]。風險分析根據(jù)評價參考因素，分解系統(tǒng)各測試參數(shù)取對試驗風險的權重，且總和為100分。根據(jù)實時監(jiān)測數(shù)據(jù)求系統(tǒng)的總的風險值，公式如下：

(4)

其中:R為系統(tǒng)風險值，xi為各監(jiān)測參數(shù)實時值，F(xiàn)S為各監(jiān)測值的最大工作值(一般取運行狀態(tài)評估中第一類方法的危險閥值上/下限之差)，V為各參數(shù)權重。

當系統(tǒng)系統(tǒng)總風險值R≤60時，系統(tǒng)處于低風險(風險等級A)，試驗正常進行；6085，系統(tǒng)處于嚴重風險(S+)，試驗需要采用緊急停車保護。

4 軟件設計

4.1 下位機軟件設計

下位機軟件包括主控PLC程序及潤滑油車PLC程序兩部分，其中潤滑油站PLC主要完成潤滑油溫的控制、數(shù)據(jù)采集、油站本地控制(遠程則上位機通過主控PLC進行控制)等功能；主控PLC在完成不同數(shù)據(jù)采集、與潤滑油站PLC和變頻器通訊獲取相關數(shù)據(jù)的基礎上，完成相應狀態(tài)判斷及安全保護操作，根據(jù)上位機的指令完成相關設備啟?？刂啤LC軟件采用模塊化的編程思路編程，將不同功能的子程序放在不同的功能塊FB和FC 里，然后從程序組織模塊OB里根據(jù)需要調用相應的功能塊；將需要與上位機交互的數(shù)據(jù)依次放到PLC的不同的DB模塊中[19]。

主控PLC變頻電機控制流程圖如圖5所示。圖中所有數(shù)據(jù)代表一項門限閥值(主要是狀態(tài)評估中第一類門限閥值，結合歷史數(shù)據(jù)分析作調整)，該閥值有專門的DB塊，由上位機軟件在完成程序與主控PLC連接后首先進行寫入。在試驗運行過程中不會修改，當完成本次試驗旋翼模型第一次額定轉速的懸停試驗運行后，結合本次試驗模型，上位機軟件分析運行信息后，會進行相應門限閥值修改。

圖5 主控PLC控制流程

圖中關鍵部件振動加速度1階幅值>0.3 g這一條主要是由振動監(jiān)視系統(tǒng)通過I/O高電平信號輸出至主控PLC相關狀態(tài)。試驗過程中程序會巡檢振動及其它系統(tǒng)危險故障信號。

4.2 上位機程序

上位機程序結構如圖6所示。

圖6 上位機軟件結構示意圖

從圖6可以看出，上位機軟件主要由與主控PLC通訊模塊、數(shù)據(jù)顯示模塊、數(shù)據(jù)記錄模塊、數(shù)據(jù)共享模塊、智能控制模塊、安全保護模塊及數(shù)據(jù)分析模塊等構成。其中還包括兩個知識庫，一個是根據(jù)系統(tǒng)以往運行信息分析得出的安全閥值庫，軟件會根據(jù)旋翼模型參數(shù)等方面知識選擇合理的安全閥值，從而實時準確評判系統(tǒng)運行狀態(tài)。另一個知識庫則是變頻電機轉速控制PID參數(shù)知識庫，結合模糊控制和PID控制[20]，以解決由于旋翼模型的不同，導致在大功率階段，旋翼轉速控制精度達不到優(yōu)于0.1%的目標。另外歷史數(shù)據(jù)分析在每次試驗完成后自動分析該條試驗運行信息記錄文件，將相關門限閥值調整寫入系統(tǒng)參數(shù)配置文件，將其它分析結果數(shù)據(jù)寫入專門文件或數(shù)據(jù)庫，以作系統(tǒng)故障演化過程分析。

5 試驗結果與分析

系統(tǒng)研制完成以后，參與Φ2米共軸試驗臺場面調試及FL14風洞試驗。試驗過程中動力系統(tǒng)軟件在啟動電機后自動實時所有與動力運行相關的運行狀態(tài)數(shù)據(jù)，直到電機停轉。經專門編寫的動力系統(tǒng)運行狀態(tài)數(shù)據(jù)分析軟件，對數(shù)據(jù)進行后期處理，并作為歷史特征數(shù)據(jù)文件保存。

這里以電機驅動端軸承溫度為例進行說明，根據(jù)廠商技術指標，設置電機驅動端軸承溫度第一類報警限為85 ℃，停車限為100 ℃。根據(jù)運行歷史數(shù)據(jù)分析，其分析特征數(shù)據(jù)如表1所示。

表1 電機驅動端軸承溫度歷史特征數(shù)據(jù)

在設備第二類門限閥值時，根據(jù)上述歷史數(shù)據(jù)分析發(fā)現(xiàn)，平均溫度和極差受試驗平均功率和運行時間影響較大，從而也影響每分鐘平均溫升的數(shù)據(jù)有效性，且分析發(fā)現(xiàn)每分鐘溫升離散度較大。功率溫升(極差/平均功率)能夠較好克服功率和運行時間的影響，所示在設置溫度類狀態(tài)數(shù)據(jù)第二類門限閥值時，選擇功率溫升作為關鍵特征量。

根據(jù)式(1)，計算得電機驅動端軸承溫度的功率溫升第二類警戒值為0.868 9。對電機非驅動端軸承溫度和繞組溫度、減速箱溫度等進行相同算法處理。在今年試驗臺維護運行過程中，發(fā)現(xiàn)減速器溫度范圍正常，功率溫升(0.747)高于警戒值(0.548)。檢查減速箱發(fā)現(xiàn)其潤滑油進油量較小、調整進油量，再運行，各項參數(shù)正常。

6 結束語

本文以Φ2米共軸試驗臺為例，就直升機旋翼模型風洞試驗動力系統(tǒng)安全監(jiān)測保護的整體架構、數(shù)據(jù)通訊、運行狀態(tài)分級評價及風險分析，軟件設計等進行了詳細論述。該設計通過多種方式打通了試驗臺各子系統(tǒng)之間的聯(lián)系，根據(jù)運行數(shù)據(jù)為狀態(tài)評估提供了多種評判依據(jù)，為動力系統(tǒng)的安全狀態(tài)分級及試驗風險評估提供了科學、準確的數(shù)據(jù)依據(jù)，保證了安全保護的可靠性和科學性。目前該設計已廣泛應用到直升機旋翼模型風洞試驗動力系統(tǒng)控制，試驗應用效果表明該設計狀態(tài)監(jiān)測評估準確、實時，安全保護可靠，有利于提前對設備健康狀態(tài)進行預警，充分滿足了直升機旋翼模型風洞試驗對安全性的需求。