孫科徐敦

（中國商飛民用飛機(jī)試飛中心，上海 201323）

0 引言

民用飛機(jī)動力裝置、APU系統(tǒng)及電源系統(tǒng)表明符合性試飛要求飛機(jī)發(fā)電機(jī)在試飛過程中輸出達(dá)到并維持額定功率滿載運行，以此驗證飛機(jī)動力裝置、APU系統(tǒng)及電源系統(tǒng)工作特性、冷卻能力等，由于試驗機(jī)加裝設(shè)備用電功率較小并具備實時波動的特點，因此，需加裝模擬電負(fù)載系統(tǒng)，通過控制不同模擬負(fù)載接入或切出飛機(jī)電網(wǎng)，使飛機(jī)發(fā)電機(jī)輸出功率滿足試飛科目要求。

本文立足于試飛科目需求，介紹了一套基于水冷散熱的大功率模擬電負(fù)載系統(tǒng)設(shè)計方案，系統(tǒng)具備參數(shù)采集、自動加減載、應(yīng)急保護(hù)及散熱等功能，可滿足試飛要求。

1 系統(tǒng)總體設(shè)計

根據(jù)試飛科目需求，在充分考慮系統(tǒng)功能、安全性的前提下，開展模擬電負(fù)載系統(tǒng)設(shè)計，模擬電負(fù)載系統(tǒng)原理圖如圖1所示：

圖1 模擬電負(fù)載系統(tǒng)原理框圖

不同的負(fù)載組按照邏輯自動接入或切出飛機(jī)電網(wǎng)，可實現(xiàn)飛機(jī)發(fā)電機(jī)不同目標(biāo)輸出功率的快速調(diào)節(jié)，同時兼顧飛機(jī)發(fā)電機(jī)輸出功率三相不平衡指標(biāo)；系統(tǒng)采用水冷及風(fēng)冷相結(jié)合的散熱方式同時解決地面試驗及飛行試驗的試驗需求，可解決系統(tǒng)加載功率大及加載時間長產(chǎn)生的散熱問題，并采用多種應(yīng)急保護(hù)措施，大大提高了飛行試驗的安全性。

2 系統(tǒng)詳細(xì)設(shè)計

模擬電負(fù)載系統(tǒng)由參數(shù)采集子系統(tǒng)、負(fù)載自動加減載控制及顯示子系統(tǒng)、應(yīng)急保護(hù)子系統(tǒng)及散熱子系統(tǒng)4個部分組成。

2.1 參數(shù)采集子系統(tǒng)

參數(shù)采集子系統(tǒng)用于采集飛機(jī)發(fā)電機(jī)輸出功率信息、散熱系統(tǒng)工作狀態(tài)信息。

飛機(jī)發(fā)電機(jī)功率信號采集通過霍爾電壓傳感器及霍爾電流傳感器實現(xiàn)，可在電隔離條件下測量直流、交流、脈沖以及各種不規(guī)則波形的電壓及電流，為保證采樣通道之間的同步性，信號采集模塊可支持多路并行差分采集的隔離電壓采集模塊，每個通道的輸入信號經(jīng)調(diào)理后，由模數(shù)轉(zhuǎn)換器（ADC）對其采樣，每個通道均帶有獨立的信號通路和模數(shù)轉(zhuǎn)換器，可對所有路通道同步采樣。

散熱系統(tǒng)溫度及水循環(huán)系統(tǒng)工作狀態(tài)信息通過加裝的熱電偶、熱電阻、壓力傳感器、流量傳感器、液位高度傳感器以及對應(yīng)的模擬信號采集板卡實現(xiàn)。

2.2 負(fù)載自動加減載控制及顯示子系統(tǒng)

阻性負(fù)載按照從大到小的順序依次排列，并存儲到內(nèi)存空間中。將計算出的需補償?shù)母飨嘧栊载?fù)載值大小與實際的負(fù)載序列進(jìn)行比較，若大于當(dāng)前比較阻性負(fù)載值，則將對應(yīng)三相/單相接觸器狀態(tài)置1并存儲，直至所有阻性負(fù)載比較完畢，可得到一個擬加載的接觸器狀態(tài)01序列，該序列可通過專用數(shù)字I/O模塊轉(zhuǎn)化為數(shù)字I/O信號輸出加減載指令。

2.3 應(yīng)急保護(hù)子系統(tǒng)

在應(yīng)急情況下，應(yīng)急保護(hù)子系統(tǒng)可實現(xiàn)模擬電負(fù)載系統(tǒng)快速卸載，實現(xiàn)與飛機(jī)電源系統(tǒng)的隔離，保證試驗機(jī)的飛行安全。

飛機(jī)發(fā)電機(jī)異常掉電時，飛機(jī)電源系統(tǒng)將自動重構(gòu)，由其余發(fā)電機(jī)自動接入并向飛機(jī)電網(wǎng)供電，當(dāng)檢測到被試發(fā)電機(jī)掉電時，模擬電負(fù)載系統(tǒng)將自動卸載，防止電網(wǎng)重構(gòu)時模擬負(fù)載加載影響其余發(fā)電機(jī)。檢測到散熱系統(tǒng)水溫超過門限值時將觸發(fā)卸載，卸載后散熱系統(tǒng)水溫不再升高。駕駛艙、試飛工程師工作臺以及模擬電負(fù)載系統(tǒng)主控機(jī)箱一鍵卸載開關(guān)接通時將觸發(fā)卸載。

2.4 散熱子系統(tǒng)

散熱子系統(tǒng)包括水冷散熱和風(fēng)冷散熱兩部分。當(dāng)左右兩側(cè)泵同時開啟時，水冷散熱可實現(xiàn)水循環(huán)功能，當(dāng)水循環(huán)流過中間負(fù)載箱時可對負(fù)載箱內(nèi)部負(fù)載元件進(jìn)行散熱。系統(tǒng)水冷散熱示意圖如圖2所示。

圖2 水冷散熱示意圖

由于客艙前后水箱間距較大，而飛行過程中飛機(jī)具有一定的仰角，這將導(dǎo)致前后水箱之間存在一定的高度差，進(jìn)而出現(xiàn)液位高度差較大的情況，因此水循環(huán)邏輯采用小循環(huán)加液位調(diào)節(jié)的方式。

將水箱分為兩組，內(nèi)側(cè)水箱為一組，外側(cè)水箱為一組，水循環(huán)過程中采用內(nèi)、外循環(huán)切換的方式，將大大減小水箱之間的液位高度差。同時，水循環(huán)過程中，系統(tǒng)將實時比較同組水箱之間液位高度差，當(dāng)高度差超過門限值時，將自動關(guān)閉液位較高的水箱的進(jìn)水口，直至水箱間液位高度達(dá)到平衡時再重新打開該水箱進(jìn)水口，實現(xiàn)將水箱液位高度調(diào)節(jié)平衡的目的。同時，通過不斷控制左右兩側(cè)主管路電動球閥開度，可達(dá)到左右兩側(cè)主管路循環(huán)水流量的調(diào)節(jié)，減小客艙前部與后部總水量的差異。系統(tǒng)液位變化和流量變化如圖3所示。

圖3 散熱水液位及流量變化示意圖

3 試驗結(jié)果

通過飛行試驗驗證，該系統(tǒng)可使飛機(jī)發(fā)電機(jī)保持滿載運行4.5 h，系統(tǒng)加載精度滿足設(shè)計指標(biāo)（±3kVA）。VFG功率變化如圖4所示。

圖4 主發(fā)電機(jī)輸出功率

表1 發(fā)電機(jī)輸出功率誤差

使用6 t水進(jìn)行循環(huán)散熱，采用小循環(huán)結(jié)合液位調(diào)節(jié)的循環(huán)模式，實現(xiàn)在整個試飛科目飛行剖面下（飛機(jī)起飛、爬升、滾轉(zhuǎn)、模擬復(fù)飛等飛行工況）管路兩側(cè)散熱水循環(huán)流動，滿載4.5 h過程中水溫持續(xù)升高。滿載加載過程中散熱水溫變化如下圖5所示。

圖5 散熱水溫變化

4 結(jié)語

本文針對試飛科目加載功率大、加載時間長、負(fù)載波動頻繁、散熱功能及安全性要求高等特點，設(shè)計了一套模擬電負(fù)載系統(tǒng)，并在試飛科目中獲得了良好的應(yīng)用。系統(tǒng)設(shè)計與應(yīng)用實現(xiàn)了多個方面的技術(shù)創(chuàng)新。系統(tǒng)采用專用算法對飛機(jī)發(fā)電機(jī)輸出功率進(jìn)行了濾波處理，根據(jù)該算法濾波后的功率值加載；系統(tǒng)水循環(huán)散熱控制采用內(nèi)外循環(huán)切換、液位自動調(diào)節(jié)以及流量自動調(diào)節(jié)等水循環(huán)控制邏輯，實現(xiàn)在整個試飛科目飛行剖面下兩側(cè)散熱水循環(huán)流動；系統(tǒng)實時監(jiān)控飛機(jī)發(fā)電機(jī)運行狀態(tài)、模擬電負(fù)載系統(tǒng)運行狀態(tài)，當(dāng)任一環(huán)節(jié)出現(xiàn)異常情況時可自動觸發(fā)系統(tǒng)隔離，防止故障狀態(tài)進(jìn)一步惡化，實現(xiàn)對整個試飛科目的全方位保護(hù)，增加系統(tǒng)運行的安全性。