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專利名稱：飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及測試系統(tǒng)，具體涉及飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)。
背景技術：
直流發(fā)電機組件是將機械能轉化為電能的一種機電裝置，可以將由驅動器提供的機械轉動能量，轉化為直流電輸出給供電線路。直流發(fā)電機目前在小型客機上的飛機動力系統(tǒng)中使用，裝機數(shù)量較多，故障拆換量較大，故需對飛機直流發(fā)電機進行測試，以保證正常使用。飛機直流發(fā)電機的測試，就是模擬飛機發(fā)電機在運行中輸出電能的情形，對飛機直流發(fā)電機施加不同需求的載荷，觀察飛機直流發(fā)電機的工作狀態(tài)，對飛機直流發(fā)電機施加的載荷模擬飛機中的帶載運行情況，確定其運行狀態(tài)。然而，目前的測試系統(tǒng)功能單一，隨著市場或發(fā)電機設備測試要求的變化，飛機直流發(fā)電機硬件構型和測試軟件的擴展修改復雜，這都將使得目前的測試系統(tǒng)不具備通用性，不便于測試各種飛機直流發(fā)電機。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術問題，就是提供飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，實現(xiàn)對各種類型飛機直流發(fā)電機的通用測試。為解決上述技術問題，本發(fā)明通過以下技術方案實現(xiàn):飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，包括:同步電機，用于驅動被測飛機直流發(fā)電機；電機拖動系統(tǒng)，用于調速控制所述同步電機；負載系統(tǒng)，用于對被測飛機直流發(fā)電機提供負載；控制系統(tǒng)，用于控制被測飛機直流發(fā)電機的測試條件并檢測被測飛機直流發(fā)電機的測試結果；所述控制系統(tǒng)分別連接同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)和被測被測飛機直流發(fā)電機，所述負載系統(tǒng)與被測飛機直流發(fā)電機相連，所述電機拖動系統(tǒng)與同步電機相連，所述被測飛機直流發(fā)電機安裝于同步電機上；通過對所述控制系統(tǒng)設定測試參數(shù)，將控制系統(tǒng)由同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)、被測飛機直流發(fā)電機中測量獲得的參數(shù)數(shù)據(jù)與所設定測試參數(shù)進行比較，再發(fā)出控制信號控制所述電機拖動系統(tǒng)對同步電機進行調速，并發(fā)出控制信號控制調整負載系統(tǒng)的負載容量，從而完成被測飛機直流發(fā)電機的測試。在上述基礎上，本發(fā)明可做如下改進:本發(fā)明所述控制系統(tǒng)包括主控制器和輔助控制器，所述主控制器分別連接分別連接同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)，并分別測量獲得同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)的參數(shù)數(shù)據(jù)；所述輔助控制器與被測飛機直流發(fā)電機連接，并測量飛機直流發(fā)電機的參數(shù)數(shù)據(jù)，以便通過分立的主控制器和輔助控制避免互相影響控制信號和處理結果。
本發(fā)明所述被測飛機直流發(fā)電機上配有分別用于對被測飛機直流發(fā)電機進行溫度、轉速、電壓、電流、軸承電阻和電壓波紋測量的傳感器，所述輔助控制器具有一一對應連接各傳感器的PCI接口。本發(fā)明所述控制系統(tǒng)配有用于顯示測量獲得的各參數(shù)數(shù)據(jù)的顯示器，以在自動控制的基礎上，通過顯示器顯示的數(shù)據(jù)進行人工監(jiān)測。本發(fā)明所述電機拖動系統(tǒng)包括功率控制模塊、軟件控制模塊和速度調節(jié)按鍵，所述功率控制模塊分別與同步電機、軟件控制模塊相連，所述軟件控制模塊與主控制器相連，該軟件控制模塊連接有速度調節(jié)按鍵；所述功率控制模塊通過軟件控制模塊并根據(jù)所述控制系統(tǒng)的控制信號自動對同步電機進行調速，或通過速度調節(jié)按鍵手動控制同步電機進行調速。本發(fā)明所述同步電機上設有用于檢測同步電機轉速的轉速傳感器，該轉速傳感器分別與主控制器和功率控制模塊相連。本發(fā)明所述同步電機上設有用于同步電機過載保護的過載保護開關和用于同步電機過溫保護的溫度保護開關，所述過載保護開關和溫度保護開關分別與主控器相連。本發(fā)明所述負載系統(tǒng)配有控制面板，該控制面板上設有用于手動調整負載容量的負載控制按鈕和用于手動斷開負載系統(tǒng)電源的安全開關，以便進行人工手動調載和人工手動卸載。與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明具有如下有益效果:(I)本發(fā)明通過控制系統(tǒng)可根據(jù)不同的被測飛機直流發(fā)電機的需求，設定測試參數(shù)實現(xiàn)對被測飛機直流發(fā)電機的測試條件模擬，同時實時獲得同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)和被測被測飛機直流發(fā)電機的各項參數(shù)數(shù)據(jù)，從而可在比較獲得的參數(shù)數(shù)據(jù)和設定測試參數(shù)后，發(fā)出控制信號對同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)和被測被測飛機直流發(fā)電機進行控制，以滿足不同被測飛機直流發(fā)電機的通用測試；(2)本發(fā)明可通過對電機拖動系統(tǒng)的軟件控制模塊進行被測飛機直流發(fā)電機適應性編程，在主控制器的控制信號指令下自動調節(jié)同步電機的轉速；(3)本發(fā)明可通過顯示器顯示各測量獲得的參數(shù)和被測直流發(fā)電機的測試結果，便于人工監(jiān)測；(4)本發(fā)明功率控制模塊和負載系統(tǒng)均可人工手動控制，拓寬了被測飛機直流發(fā)電機的適用性，也保證了使用安全。(5)本發(fā)明通過各個用于電壓、電阻、溫度、轉速等的傳感器和控制系統(tǒng)形成閉環(huán)回路控制，同時通過控制系統(tǒng)和電機系統(tǒng)進行編程，可自主生成形象直觀的操作界面，使得系統(tǒng)有著高度開放性，利于功能升級和擴展。


圖1為本發(fā)明通用測試系統(tǒng)的連接框圖；圖2為本發(fā)明輔助控制器通過PCI接口與同步電機的各傳感器連接的示意圖。
具體實施例方式如圖1所示的飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，該通用測試系統(tǒng)包括:用于驅動被測飛機直流發(fā)電機同步電機、用于調速控制所述同步電機電機拖動系統(tǒng)、用于對被測飛機直流發(fā)電機提供負載負載系統(tǒng)和用于控制被測飛機直流發(fā)電機的測試條件并檢測被測飛機直流發(fā)電機的測試結果的控制系統(tǒng)?？刂葡到y(tǒng)控制系統(tǒng)采樣Avtron公司的控制系統(tǒng)，包括主控制器和輔助控制器，主控制器分別連接分別連接同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)，并分別測量獲得同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)的參數(shù)數(shù)據(jù)；輔助控制器與被測飛機直流發(fā)電機連接，并測量飛機直流發(fā)電機的參數(shù)數(shù)據(jù)。本實施例的控制系采用NI (美國國家儀表)的LabVIEW 二次開發(fā)軟件系統(tǒng)，配合界面顯示模塊(即顯示器)和數(shù)據(jù)處理模塊，實時顯示測試狀態(tài)和測試參數(shù)，協(xié)助排故，結構緊湊，性能穩(wěn)定，可靠性好。被測飛機直流發(fā)電機安裝于同步電機上，被測飛機直流發(fā)電機由同步電機驅動旋轉而發(fā)電。在同步電機上設有轉速傳感器，該轉速傳感器分別與主控制器和功率控制模塊相連，同步電機的轉速數(shù)據(jù)可傳送至主控制器和功率控制模塊，受功率控制模塊和主控制器控制。同步電機上還設有用于同步電機過載保護的過載保護開關和用于同步電機過溫保護的溫度保護開關，過載保護開關和溫度保護開關分別與主控器相連，由控制器檢測到同步電機過載或過溫時，自動斷開同步電機的電源，實現(xiàn)保護。其中，測試臺架便于穩(wěn)定測試被測件，使用通用電氣接頭和安裝夾具即可，對于不同形狀的被測件，只需對應適配做相應的夾具和適配器即可。本實施例中，同步電機穩(wěn)定固定在測試臺架上，并選用型號IFEl的同步電機，其可以提供最大26.5N.m的扭矩，最高轉速為15000rpm，額定轉速為7500rpm，額定功率達到21kW，該同步電機可以在帶載時也能達到最高轉速，適用于高轉速、低轉矩負載驅動加載測試，包括低轉速驅動、過速和額定轉速測試等。如圖2所示，被測飛機直流發(fā)電機上配有分別用于對被測飛機直流發(fā)電機進行溫度、轉速、電壓、電流、軸承電阻和電壓波紋測量的傳感器，以及控制被測飛機直流發(fā)電機動作的繼電器模塊，輔助控制器具有一一對應連接各傳感器的PCI接口，以PCI總線進行連接通訊。其中，傳感器具體采用熱電偶模塊、轉速傳感器、萬用表卡和示波器等相應測量功能的裝置，可采集被測件的工作參數(shù)和通訊數(shù)據(jù)，分別實現(xiàn)隊被測飛機直流發(fā)電機的轉速測量、溫度測量、電阻測量、電流測量、電壓測量和電壓波紋測量。電機拖動系統(tǒng)采用西門子的電機拖動系統(tǒng)，包括功率控制模塊、軟件控制模塊和速度調節(jié)按鍵，功率控制模塊分別與同步電機、軟件控制模塊相連，軟件控制模塊與主控制器相連，該軟件控制模塊連接有速度調節(jié)按鍵；功率控制模塊通過軟件控制模塊并根據(jù)控制系統(tǒng)的控制信號自動對同步電機進行調速，也可通過速度調節(jié)按鍵手動控制同步電機進行調速。對于不同的被測飛機直流發(fā)電機，可在主控器中設定不同的測試參數(shù)，在軟件控制模塊中編制不同的調速程序，實現(xiàn)適應性的模擬測試環(huán)境。該電機拖動系統(tǒng)是閉環(huán)控制系統(tǒng)，根據(jù)控制系統(tǒng)的控制信號指令信號調整和控制同步電機的轉速，且手動和自動都是通過功率控制模塊來實現(xiàn)同步電機的轉速控制。該電機拖動系統(tǒng)操作方便，可以對組件進行手動測試，也可以通過編寫的程序進行全自動測試。負載系統(tǒng)具有負載箱并配有控制面板，采用Avtron公司的負載系統(tǒng)。控制面板主要用于手動控制。自動控制和手動控制都是通過對負載箱的相關繼電器進行操作來實現(xiàn)不同載荷需求。負載箱在28伏直流時可提供5、10、10、25、50、100、100、200和500安培以及總量為1000安培的載荷，負載箱的最高安全工作電壓為31直流伏。該負載箱的分辨率為5安培，可適用于各種直流發(fā)電機的測試使用。負載箱帶有門保護開關，門打開時處于保護狀態(tài)，無法加電工作，以保證停機維修時的安全?？刂泼姘迳显O有用于手動調整負載容量的負載控制按鈕和用于手動斷開負載系統(tǒng)電源的安全開關，以便進行人工手動調載和人工手動卸載。在控制系統(tǒng)中配有用于顯示測量獲得的各參數(shù)數(shù)據(jù)的顯示器，由輔助控制器測量獲得被測飛機直流發(fā)電機上的各個功能參數(shù)，以及主控制器測量獲得的各數(shù)據(jù)參數(shù)都在顯示器中顯示，用于在自動控制的基礎上，通過顯示器顯示的數(shù)據(jù)參數(shù)進行人工監(jiān)測，再通過各手動開關進行手動操作，用于輔助或備用控制測試。本系統(tǒng)的工作原理:通過對主控制器、軟件控制模塊設定測試參數(shù)，將主控制器由同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)、被測飛機直流發(fā)電機中測量獲得的參數(shù)數(shù)據(jù)與所設定測試參數(shù)進行比較，由主控制器再發(fā)出控制信號控制電機拖動系統(tǒng)對同步電機進行調速，主控制器并且發(fā)出控制信號控制調整負載系統(tǒng)的負載容量，完成對被測飛機直流發(fā)電機的模擬環(huán)境，被測飛機直流發(fā)電機測試過程中的功能參數(shù)由輔助控制器由測量獲得，這些功能參數(shù)在主控制器中處理而獲得測試結果。具體是:主控制器通過控制總線連接同步電機啟動和調速，控制負載箱容量的調整和讀取測試數(shù)據(jù)，同時經(jīng)控制總線通過功率控制模塊對同步電機進行調速并同時讀取加載數(shù)據(jù)，將負載箱加載和同步電機調速參數(shù)數(shù)據(jù)在顯示器上的同一個測試界面上顯示；輔助控制臺通過NI (美國國家儀表)的PCI接口卡連接控制被測飛機直流發(fā)電機，采集被測件的電壓、電流、電阻等工作參數(shù)和測試數(shù)據(jù)。本發(fā)明的實施方式不限于此，按照本發(fā)明的上述內(nèi)容，利用本領域的普通技術知識和慣用手段，在不脫離本發(fā)明上述基本技術思想前提下，本發(fā)明還可以做出其它多種形式的修改、替換或變更，均落在本發(fā)明權利保護范圍之內(nèi)。
權利要求
1.飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，其特征在于包括: 同步電機，用于驅動被測飛機直流發(fā)電機； 電機拖動系統(tǒng)，用于調速控制所述同步電機； 負載系統(tǒng)，用于對被測飛機直流發(fā)電機提供負載； 控制系統(tǒng)，用于控制被測飛機直流發(fā)電機的測試條件并檢測被測飛機直流發(fā)電機的測試結果; 所述控制系統(tǒng)分別連接同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)和被測被測飛機直流發(fā)電機，所述負載系統(tǒng)與被測飛機直流發(fā)電機相連，所述電機拖動系統(tǒng)與同步電機相連，所述被測飛機直流發(fā)電機安裝于同步電機上； 通過對所述控制系統(tǒng)設定測試參數(shù)，將控制系統(tǒng)由同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)、被測飛機直流發(fā)電機中測量獲得的參數(shù)數(shù)據(jù)與所設定測試參數(shù)進行比較，再發(fā)出控制信號控制所述電機拖動系統(tǒng)對同步電機進行調速，并發(fā)出控制信號控制調整負載系統(tǒng)的負載容量，從而完成被測飛機直流發(fā)電機的測試。
2.根據(jù)權利要求1所述的飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，其特征在于:所述控制系統(tǒng)包括主控制器和輔助控制器，所述主控制器分別連接分別連接同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)，并分別測量獲得同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)的參數(shù)數(shù)據(jù)；所述輔助控制器與被測飛機直流發(fā)電機連接，并測量飛機直流發(fā)電機的參數(shù)數(shù)據(jù)。
3.根據(jù)權利要求2所述的飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，其特征在于:所述被測飛機直流發(fā)電機上配有分別用于對被測飛機直流發(fā)電機進行溫度、轉速、電壓、電流、軸承電阻和電壓波紋測量的傳感器，所述輔助控制器具有一一對應連接各傳感器的PCI接口。
4.根據(jù)權利要求1-3任一項所述的飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，其特征在于:所述控制系統(tǒng)配有用于顯示測量獲得的各參數(shù)數(shù)據(jù)的顯示器。
5.根據(jù)權利要求2或3所述的飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，其特征在于:所述電機拖動系統(tǒng)包括功率控制模塊、軟件控制模塊和速度調節(jié)按鍵，所述功率控制模塊分別與同步電機、軟件控制模塊相連，所述軟件控制模塊與主控制器相連，該軟件控制模塊連接有速度調節(jié)按鍵；所述功率控制模塊通過軟件控制模塊并根據(jù)所述控制系統(tǒng)的控制信號自動對同步電機進行調速，或通過速度調節(jié)按鍵手動控制同步電機進行調速。
6.根據(jù)權利要求5所述的飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，其特征在于:所述同步電機上設有用于檢測同步電機轉速的轉速傳感器，該轉速傳感器分別與主控制器和功率控制模塊相連。
7.根據(jù)權利要求5所述的飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，其特征在于:所述同步電機上設有用于同步電機過載保護的過載保護開關和用于同步電機過溫保護的溫度保護開關，所述過載保護開關和溫度保護開關分別與主控器相連。
8.根據(jù)權利要求1-3任一項所述的飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，其特征在于:所述負載系統(tǒng)配有控制面板，該控制面板上設有用于手動調整負載容量的負載控制按鈕和用于手動斷開負載系統(tǒng)電源的安全開關。
全文摘要
本發(fā)明公開了飛機直流發(fā)電機的通用測試系統(tǒng)，包括同步電機，用于驅動被測飛機直流發(fā)電機；電機拖動系統(tǒng)，用于調速控制所述同步電機；負載系統(tǒng)，用于對被測飛機直流發(fā)電機提供負載；控制系統(tǒng)，用于控制被測飛機直流發(fā)電機的測試條件并檢測被測飛機直流發(fā)電機的測試結果；所述控制系統(tǒng)分別連接同步電機、電機拖動系統(tǒng)、負載系統(tǒng)和被測被測飛機直流發(fā)電機，所述負載系統(tǒng)與被測飛機直流發(fā)電機相連，所述電機拖動系統(tǒng)與同步電機相連，所述被測飛機直流發(fā)電機安裝于同步電機上。本發(fā)明能實現(xiàn)對各種類型飛機直流發(fā)電機的通用測試。
文檔編號G01R31/34GK103197244SQ20131010033
公開日2013年7月10日 申請日期2013年3月26日 優(yōu)先權日2013年3月26日
發(fā)明者饒智, 鄭建成, 張海平, 楊澤輝, 李輝憲, 劉明德 申請人:廣州飛機維修工程有限公司