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关于大流量高精度热气源系统的设计与实现

来源:www.timetimetime.net 时间:2019-09-27 编辑:管理

0简介

当飞机越过包含过冷水滴的云层时,飞机部件的迎风面冻结,从而改变了飞机迎风面的空气动力学形状,从而改变了飞机的空气动力学特性和飞行性能,尤其是飞机的突然损坏。稳定性和可操作性。这将直接导致飞行事故,因此飞机的预防和除冰对于飞行安全尤为重要。在世界上的适航规定中,特别是在发达国家,对结冰和适航性有严格的规定。为了验证防冰系统的有效性,有必要在自然的结冰条件下进行模拟的结冰试验和结冰风。孔测试。结冰风洞测试需要大流量,高精度的热气源生成装置,以为飞机模型提供压力,流量和温度的连续可调热源,以结冰风洞测试,以适应不同型号的飞机模型。在不同情况下的测试要求。有鉴于此,本文提出了一种高流量,高精度的热气源系统,解决了大流量下的高精度控制和气体流量,压力,温度的联合控制问题,可以提供所需的条件。为制冰机模型锦上添花的气体,以确保在制冰过程中飞机模型的防冰系统正常运行。

1热气源系统的组成

热气源系统由盒子组成。该系统的工作原理如下:气源通过进气口进入低温控制回路,实现气体压力和流量的连续调节,然后通过止回阀进入空气加热器进行加热,实现连续温度调节。最后,压力从高温控制回路输出。大流量和高精度热气源,可连续调节流量和温度。

1.1低温控制回路

低温控制回路安装在系统的最前端,并连接到气体源入口,用于连续调节气体压力和流量。低温控制电路的控制原理包括五个2英寸大流量分支和一个3/8英寸小流量分支。道路,入口分配器和出口巴士。五个2“大流量分支用于大流量控制,而3/8”小流量分支用于在高流量下实现流量精度的精细调整,从而实现对热气源的高流量和高精度控制。每个2英寸大流量分支具有相同的结构,并根据气体流动方向依次安装了过滤器,流量传感器,远程减压阀,比例流量控制阀和双向电磁阀。该过滤器用于过滤进气源中的杂质,以保护后续组件。流量传感器用于实时测量气体流量,安装在减压阀的前端,有效防止了湍流对测量精度的影响。减压阀用于实现气压的连续调节。由于分支流量大,因此使用了气动遥控减压阀,其作用由电子比例减压阀控制。比例流量控制阀用于实现连续流量。进行调整,因为比例流量阀无法完全关闭气路,因此提供了一个双向电磁阀来控制分支的打开和关闭。 3/8英寸小流量分支与2英寸大流量分支基本相同。区别在于3/8英寸小流量分支直接使用电子比例减压阀实现连续压力调节。

1.2空气加热器及其温度控制柜

空气加热器用于连续调节气体温度,并使用集束加热棒进行加热,并采用上下加热室的结构,从而在确保足够的加热功率的同时增加了气体加热室的行程。实现了宽范围的气体温度和高精度的连续调节。

温度控制柜用于实现空气加热器的加热控制。内部可控硅用作电源控制单元,并且温度可以连续调节。由于加热器的总功率为700kW,因此温度控制柜采用分组模式,即50kW的一组,分为14组。加热时,根据目标流量值选择要激活的组数,以优化温度控制性能。

1.3高温控制回路

高温控制回路装有压力传感器,温度传感器,手动截止阀,两个电控截止阀和安全阀,并设有排气旁路,其控制原理。其中,放气旁路用于热气源的预处理,达到设定的压力,流量和温度后,将其切换到输出通道以供模型使用。输出通道用于向飞机模型供应空气,放气旁路用于预处理。当使用放气旁路进行预调节时,将电控截止阀1关闭,将阀2打开,并设置出口压力,流量和温度。设定时,打开电子控制截止阀1并关闭阀2,以实现将排放旁路切换到输出通道。在完成飞机模型的防冰试验后,打开电控截止阀2,并关闭电控截止阀1,从而实现输出通道到放气旁路的切换。安全阀用于保护系统。当出口压力达到安全压力时,安全阀将通过泄压旁路释放压力,以防止发生危险。

2热气源系统的控制原理

2.1流量控制和压力控制

流量控制原理。控制器通过模拟量输入模块实时收集流量传感器的流量值,并将其与设置的流量值进行比较。计算比较结果后,通过模拟量输出模块实现比例流量阀的开度控制,从而实现气体流量。持续控制。压力控制原理与流量控制基本相同。区别在于收集压力传感器的压力值,并在比较后控制比例减压阀的开度。由于加热后气压会发生变化,因此系统压力传感器安装在空气加热器的出口处,以实现对出口压力的精确控制。

2.2温度控制

安装在供气控制箱中的PLC通过MODBUS总线实现对温度控制柜的远程控制。温度控制柜实时收集空气加热器出口温度传感器的温度值,并将其与控制器设置的温度值进行比较。通过PWM波输出比较结果以控制晶闸管的导通角,从而实现空气加热器。加热控制,实现对温度的闭环连续控制。在该系统中,温度控制柜用作MODBUS从站,而PLC是主站。通过安装在温度控制柜中的温度控制仪器来实现特定的温度控制。 PLC通过MODBUS总线实现对温度控制器的远程控制,包括开始加热,停止加热,参数设置和实时温度读数。

2.3多元关节控制

该系统是典型的多变量耦合系统。首先,气体流量与压力之间存在耦合关系,一个变化会影响另一侧。其次,在加热过程中,随着温度的升高,出口压力将逐渐增加,从而导致三个变量相互耦合。这种情况增加了系统控制的复杂性。根据调试经验,总结了一套在控制过程中解耦的方法,可以有效地实现3个变量到2个变量的转换,减小控制系统的尺寸,达到理想的控制效果。

根据调试经验,温度的变化仅影响出口压力,温度仅与系统的流量有关,因此整个调节过程可分为三个步骤:第一,调节流量和压力达到设定值;第二,将流量和压力切换为手动控制,并启动自动温度控制。第三,温度达到目标值后。流量和压力都经过微调。

由于气流与压力的耦合度高,因此相互作用是显而易见的。为了实现对系统大流量范围的精确调节,有必要在调节过程中改变系统负荷,即调节出口压力。通常的做法是在出口处安装比例泄压阀。流量和压力2个可变调整可通过以下步骤进行:1.手动将安全阀的初始开度调整为经验值(系统的40%),并且出口比例流量阀完全打开; 2.自动调节流量至目标流量; 3.流量稳定后,将其切换为手动模式,慢慢调节出口比例溢流阀并进行同步。观察出口压力的变化,直到稳定在目标值的90%左右; (4)将流量切换到自动调节模式; (5)将压力切换到自动模式。从以上步骤可以看出,二变量系统的调节思路是先依次调节一个变量,使流量值和压力值接近目标值,再启动两个变量。进行精细调节。变量的耦合度越高,精细调节范围越窄。在微调过程中,应注意每个变量的状态,以防止由于外部干扰(如阀门分配系统和负载)引起的系统振荡。

3.热气源系统软件设计

系统的主控制单元是西门子S7-300系列PLC,软件是通过采用结构化编程语言的SCL编码实现的。模块化设计的概念已完全在软件设计过程中使用。

4.热气源系统调试结果

4.1最大流量下的精度调试

调整单个可变流量时,目标流量设置为75Nm3/min(1.5kg/s)。该系统的阶跃响应如图2和3所示。图7和8。从图7和图8可以看出,系统的响应时间约为3分钟,稳态误差为0.019Nm3/min(0.38g/s),达到了预期的效果。阀门分配系统(向系统供气)的响应时间为30秒,系统的响应时间满足耐震性的要求。

4.2多变量调试

结果表明,进行多变量调试时,稳态压力控制精度为0.004 MPa,稳态流量控制精度为0.00g/s,稳态温度控制精度为-4C。

4.3系统技术指标

该系统可以实现的主要技术指标如下:

气体流量(kg/s):0-1.6;

流量控制精度(g/s):1.6;

气压(MPa):0-0.3(相对);

压力控制精度(MPa):+0.005;

气体温度(C):常温至400;

温度控制(?)的精度为(?)5。

5结论

本文提出的大流量高精度热气源系统通过多通道结构设计和控制参数优化解决了大流量高精度控制的问题。通过控制算法参数优化,解决了大流量下流量突然变化对配气系统的影响。通过分解系统的控制过程来实现三个变化。气体流量,压力和温度的联合控制问题通过将数量转换为2个变量来解决。调试结果表明,该系统达到了预期的效果,可以满足不同条件下不同型号飞机模型的测试要求。

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