基于控制律的電加熱防除冰系統設計與驗證

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，必須采取適當的防除冰技術。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容之一[4]。電加熱防除冰技術因具有低能耗、易控制等優點，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；電加熱除冰是發現飛機部件結冰后，通過自動或手動啟動電加熱除冰系統，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。控制律電加熱防除冰系統是使飛機部件電加熱元件的供電回路按照一定規律周期接通/斷開，不同的控制律對電加熱防除冰系統的工作產生很大的影響。由于飛機上電能受限，高效的控制律電加熱防除冰系統設計和結冰風洞試驗驗證是飛機防除冰系統設計的關鍵技術之一。

國內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，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，包括實現控制律電加熱的硬件和控制軟件，具備控制律電加熱、通斷溫度閉環和調壓溫度閉環功能，通過簡單設置和操作，一套系統可滿足不同飛機模型電加熱防除冰試驗需要。目前，系統已經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的設計與實現。

1 設計技術要求

根據國內外技術調研和試驗需求，基于控制律的飛機模型電加熱防除冰控制系統技術要求如下。

① 電加熱回路數量不小于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，將電能轉變為熱能，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。根據焦耳定律，為控制電加熱元件溫度，或者通過調節加熱元件供電電壓調節功率，或者通過控制加熱元件通電時間調節功率。飛機防除冰控制系統以機載電源為基礎，防冰電源容量有上限要求，防冰區域內布置了一定數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節功率。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、制冷系統、高度模擬系統和噴霧系統。當風洞試驗段的速度、溫度、模擬高度、液態水含量和液態水粒徑達到試驗模擬條件后，啟動電加熱除除冰系統，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容。

① 電加熱防除冰控制律設計：根據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，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 完成系統安裝調試。

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 系統硬件設計

系統硬件包括上位機、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絡，實現指令的下達與狀態參數的上傳，實時調節加熱電源電壓，實現各加熱回路電流、電壓、功率、加熱分區溫度等狀態參數實時監控。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、高濕度環境下工作，其他設備均安裝在駐室外，處于常溫常壓環境。上位機、觸摸屏實現控制率電加熱防除冰試驗的本地/遠程操作。上位機與PLC控制器組合實現控制律電加熱防除冰功能，完成多通道秒級同步實時觸發。控制律程序可以由上位機監控程序實現，也可以由PLC控制器的控制程序實現，使各電加熱回路按照控制律導通或斷開，完成電加熱分區功率調節。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繼電器輸入端輸出高/低電平信號，控制固態繼電器通斷。飛機模型各加熱元件通常為阻性負載，采用過零調功法調節加熱功率，在正弦波的零點觸發，以完整的正弦波為單位，通過改變通斷的正弦波周期來調整輸出功率，減少對電網污染，提高功率因數。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提供能源，可以根據試驗需要調節電源電壓幅值、頻率等，同時將電源參數實時上傳到上位機顯示、控制和存儲。系統配套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，支持寬電壓調節，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役及未來飛機電源制式要求。每臺電源最多并聯輸出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；根據各加熱回路功率大小，在功率范圍內，并聯數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組成如圖1所示。

圖1 控制律電加熱防除冰系統組成

4 系統軟件設計

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

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

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，屬于溫度開環控制，控制系統必須穩定、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，經過不定時間的持續導通和斷開，到加熱回路斷開結束。每個電加熱周期內電加熱回路接通/斷開狀態次數分別為nt和nd，每個周期內對應接通狀態時刻依次為t1，t2，t3，…，tt，每個周期內對應斷開狀態時刻依次為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。

上位機監控軟件采用LabVIEW設計開發，完成防除冰控制律設計、網絡通信、設備狀態監控、控制指令發布和數據存儲。防除冰控制律利用狀態機作為設計模型，應用狀態機和延時函數，實現控制律要求的每個周期接通/斷開狀態次數和對應的延時模擬。LabVIEW狀態機由一個While循環、一個條件結構和一個移位寄存器組成，其中While循環用來保證程序可以連續地運行；條件結構各個分支中的代碼用來存儲控制律一個周期內的接通/斷開狀態次數nt和nd以及下一狀態的選擇；利用移位寄存器的暫存功能和延時函數實現控制律一個周期內接通延時時間和一個周期內斷開延時時間，實現控制律的狀態保持，并賦值給條件結構以建立全部狀態，直到下一次循環的選擇端子。上位機與PLC控制器通過工業以太網通信，依靠OPC技術傳輸數據，利用值屬性節點觸發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/斷開狀態次數和對應的延時模擬傳輸到PLC控制程序，將對應的I/O狀態送給PLC的DO模塊，從而控制電加熱回路的固態繼電器按照設計的控制律通斷。通過簡單的參數設置即可調整防除冰控制律。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，“1”表示加熱回路接通狀態，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，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，主要試驗參數如下：模擬高度H=3 km，試驗段風速V=80 m/s，總溫Ts=-10 ℃，液態水粒徑MVD=20 μm，液態水含量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模擬結冰云霧環境，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，噴霧系統工作后，整流罩加熱區邊緣點1、7、8、13溫度接近0 ℃，該區域有結冰風險，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，再啟動噴霧系統模擬結冰云霧環境，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已實現技術需求。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；調整控制律時，在上位機監控界面操作，通過簡單的參數設置即可調整控制律。

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，在同等云霧參數情況下，用較低能耗，達到電加熱防冰效果；電加熱區域與非防冰區交界，有明顯結冰現象，呈現環狀冰。以上情況與整流罩加熱區邊緣點溫度接近0 ℃完全一致，隨著云霧參數變化，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機的控制律電加熱防除冰控制系統，包括實現控制律電加熱防除冰的硬件和控制軟件，已經應用到國內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。