一种飞机电推进动力系统的地面综合试验平台

1.本发明属于实验技术领域，具体涉及一种飞机电推进动力系统的地面综合试验平台。


背景技术：

2.现有针对电推进动力系统实验验证平台开发较少，大多只针对单一类型电机或是推进形式进行测试，拓展性及兼容性存在一定局限；同时对于多学科物理参数试验测试的能力较为欠缺，难以完整的反应动力系统的整体性能。
3.西北工业大学太仓长三角研究院开发了基于模块化永磁同步电机的电动飞机推进系统测试平台，涉及电动飞机测试技术领域。该平台包括模块化永磁同步电机和上位机；该平台还包括模块化电压源逆变器、螺旋桨测试平台和电力电子半实物仿真平台；模块化电压源逆变器用于驱动模块化永磁同步电机，并输出电压、电流和温度；螺旋桨测试平台由模块化永磁同步电机驱动，并输出转速、转矩和拉力；电力电子半实物仿真平台用于采集模块化电压源逆变器输出的电压、电流和温度，还用于采集螺旋桨测试平台输出的转速、转矩、拉力，还用于与上位机之间双向通讯，其原理框图如图1所示。该测试平台只采用了半实物仿真平台，并未进行具体实物验证及试验。所得到的转速转矩参数不能反映真实情况。且电力电子仿真平台只是理想化模型，不能反映出开关管真实工作状态。
4.浙江吉利控股集团有限公司和湖北吉利太力飞车有限公司开发了一种垂直起降电动飞机测试平台，其原理框图如图2所示。它解决了现有垂直起降飞机在研发中测试研发成本高的等技术问题。包括平台框架和若干个螺旋桨电机，平台框架上具有用于放置能源、设备及配重块的安装室，若干个螺旋桨电机位于平台框架的顶部，且螺旋桨电机围绕安装室设置，螺旋桨电机与平台框架之间设有能够调节螺旋桨电机相对于安装室之间距离的调节装置，平台框架底部设有能够对下落的平台框架进行缓震的缓震结构。该平台只是一种垂直起降电动飞机电机的安装平台，对于一般电动飞机或飞艇并不具备普适性。且该平台只针对电机的安装及测试并没有力学及温度信号的测试。同时该平台也不具备与远程通信的功能。


技术实现要素：

5.为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种飞机电推进动力系统的地面综合试验平台，包括电推进系统台架单元、配电单元、冷却单元、测控单元和被试单元；所述测控单元实现对冷却系统和被试系统状态的检测和控制；所述冷却单元通过水泵使水箱内冷却液在管路内循环带走电机所产生的热量；所述被试单元安装在电推进系统台架单元上；所述动力电池组负责给被试单元供电。本发明电推进飞机动力系统综合试验平台能够对电推进系统从电学、热学和力学等不同学科参数进行综合试验从而考察动力系统的整体性能指标；同时具有可拓展性，能够在一定功率区间内对不同的动力系统进行试验。
6.本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：
7.一种飞机电推进动力系统的地面综合试验平台，包括电推进系统台架单元、配电单元、冷却单元、测控单元和被试单元；
8.所述冷却单元包括水箱、制冷机、水泵、调节阀、计量柜、电磁流量计、温度传感器、压力传感器和阀门管道；
9.所述测控单元包括测试机柜和控制台；所述测试机柜中集成现场测试工控机、信号调理箱、二次电源、变送器、信号连接器、网络交换机和激励信号源；所述控制台上集成远程测控工控机、油门模拟杆、紧急停车按钮、功率主回路断路器控制开关、市电断路器控制开关、冷却系统控制开关、冷却系统调节旋钮和系统状态指示灯；
10.所述被试单元包括电动机、电机控制器、电压传感器、电流传感器和螺旋桨；
11.所述配电单元包括动力电池组；
12.所述被试单元安装在电推进系统台架单元上；所述电机控制器通过电压传感器和电流传感器连接到电机；所述螺旋桨安装在电机上；所述动力电池组负责给被试单元供电；
13.所述冷却单元通过水泵使水箱内冷却液在管路内循环带走电机所产生的热量；所述制冷机自带pid控制，保持水箱温度恒定为设置温度；温度传感器分别放在水箱内、水泵与电机控制器、电机控制器与电机之间、电机与水箱之间，分别对水箱温度、电机控制器入水口温度、电机入水口温度和电机出水口温度进行监测；压力传感器分别放置在水泵出水口和电机出水口，检测冷却单元的压力数值；所述调节阀对水泵出水进行流量控制，实时调节冷却系统中冷却液的压力和流速；电磁流量计放置在流量控制阀与电机控制器之间，对冷却液的流量和流速进行实时检测；
14.现场测试工控机实时采集温度、压力、流量信息，通过modbus通讯协议控制调节阀，实现对液冷系统的控制；
15.所述测控单元实现对冷却系统和被试系统状态的检测和控制；所述测试机柜安装在电推进系统台架单元附近，与被试单元相连进行系统信号采集测试；控制台安装于系统操作间内，通过网络交换机经由网线与测控机柜连接，操作人员在操作间内实现对被试系统的远程控制，同时被试系统的状态通过测试软件在远程测控工控机上进行实时反馈；
16.所述控制台采集和调理电推进飞机动力系统力学、热学参数及用电设备的特性参数，通过软件界面反映整个系统的实时运行工况并进行实时监控反馈，以检验被测系统的特性是否满足相关设计指标和规范的要求；同时通过油门推杆实现对电机转速的调节，以及通过测控单元的数字量接口实现对系统内断路器通断的控制。
17.优选地，所述电推进系统台架单元防锈耐腐蚀的高强度角制和槽制钢材料制作，在台架底端设计了螺栓固定孔位，上层框架选取不锈钢型材制作。
18.优选地，所述冷却单元采用管道式水冷散热方式。
19.优选地，所述测试机柜为19寸标准机柜，机柜安装可锁死的万向轮便于移动。
20.本发明的有益效果如下：
21.本发明电推进飞机动力系统综合试验平台能够对电推进系统从电学、热学和力学等不同学科参数进行综合试验从而考察动力系统的整体性能指标；同时具有可拓展性，能够在一定功率区间内对不同的动力系统(包括不同能源形式、内转子或外转子以及螺旋桨和涵道风扇推进等)进行试验。
附图说明
22.图1是基于模块化永磁同步电机的电动飞机推进系统测试平台。
23.图2是垂直起降电动飞机测试平台。
24.图3是电推进系统试验台组成及信号框图。
25.图4是动力系统测试台架。
26.图5是测试台架底座固定方式示意。
27.图6是力学测试机构固定方式示意。
28.图7是测试台架整流罩结构。
29.图8冷却系统原理图。
30.图9是测控单元示意图。
31.图10是软件系统分层结构图。
32.图11是测试软件系统自检测界面。
33.图12是软件中系统上电bit指示灯界面。
34.图13是软件中校准参数自动计算界面。
35.图14是综合试验平台系统集成原理图。
具体实施方式
36.下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
37.电推进飞机动力系统试验测试平台是动力系统核心设备选型和验证的关键手段，主要用于测试、验证推进电机与控制器功能、性能以及电机与推进器螺旋桨特性匹配是否满足技术要求。
38.电推进系统试验台架主要由电推进系统台架单元、配电(包括功率变换器和断路器等)单元、冷却单元(液冷、风冷)、测控单元以及被测试单元(包括锂电池、电动机、控制器和螺旋桨/涵道风扇)组成，整个地面试验平台包含内容如图3所示。
39.测试台架的电动机、转矩传感器、推力/拉力传感器以及螺旋桨/涵道风扇等传动部分安装在整个测试架的顶部的前沿位置，如图4所示。
40.动力系统机械台架底部由防锈耐腐蚀的高强度角制和槽制钢材料制作，由于钢制型材密度较高且强度较大能够保证在测试过程中台架的稳定性不受螺旋桨高速转动带来的影响。同时为了保证在地面实验过程中台架的稳定性，在台架底端设计了螺栓固定孔位，如图5所示，在使用时需要在试验场地预留地脚螺栓安装位置进行固定安装。
41.上层框架选取不锈钢型材制作，不锈钢型材具有耐腐蚀和高强度的特性，能够在保证结构强度的同时大大降低系统重量。上层力学测试平台的底板通过螺栓与底部台架进行连接，此种连接方式可靠性高且易于拓展更换。连接方式如图6所示。
42.电参数传感器布在台架前端盖板上，动力电池组和电机控制器输出线通过电压电流传感器连接到电机；同时传感器采集信号线与控制信号线的布置应与动力线分离，以免形成电磁干扰对测试信号和控制信号的精度及可靠性产生影响，对于精度要求较高的信号可可采用双绞线和加屏蔽网的形式来确保信号精度和可靠性，这样的设计便于整个动力系统的线路布置。同时设计了如图7所示的整流罩，在保证减小风阻的同时能够减少电传感器所受到的电磁干扰。
43.通过更换台架前端悬臂部分中的电机和法兰盘，即可实现对不同动力系统的测试拓展；同时，在拆卸安装时，此结构无需进行整体台架的过多拆卸，只需对悬臂部分的电机及法兰盘进行安装，因此能够满足系统快速安装的技术要求。同时，针对不同增设涵道的机械接口可在电机连接法兰上拓展与之对应的接口进行安装测试。
44.对于被试电机以及控制器来说，由于工作功率较大，因此需要采用水冷的方式来进行冷却，采用管道式水冷散热方式。
45.冷却单元由水箱、制冷机、水泵、调节阀、计量柜、流量计及阀门管道组成，具体原理框图如图8所示。
46.实现原理为通过泵机使水箱内冷却液在管路内循环带走电机所产生的热量，制冷机自带pid控制，保持水箱温度恒定为设置温度。温度传感器分别放在水箱内，水泵与电机控制器1之间，电机控制器1与电机控制器2之间，电机控制器2与电机之间和电机与水箱之间。分别对水箱温度，电机控制器1入水口温度，电机控制器2入水口温度，电机入水口温度和电机出水口温度进行监测，可以完整的实现对整个冷却单元的温度检测。压力传感器分别放置在水泵出水口和电机出水口，这样可以检测冷却单元的压力数值。流量控制阀对水泵出水进行流量控制，可以实时调节冷却系统中冷却液的压力和流速。电磁流量计放置在流量控制阀与电机控制器1之间，可以对流量控制阀调节的冷却液的流量和流速进行实时检测。整个系统的控制原理为上位机可实时采集温度、压力、流量传感器等信息；通过modbus通讯协议控制流量调节阀，从而实现对液冷系统的控制。同时系统的设计具备针对不同被测系统的拓展性，可根据式进行散热能力的估算，从而调整流量控制、管路尺寸设计参数来满足不同被测系统的散热要求。
47.q＝c
p
·
ρ
·vs
·
δt
ꢀꢀ
(1)
48.其中q为被冷却系统的散热功率，c
p
为冷却液的比热容，ρ为冷却液的密度，vs为冷却液的流量，δt为被冷却系统的冷却液出入温差。
49.测控单元由两部分组成，即测试机柜和控制台。测试机柜包括显示器、测试工控机、信号调理箱、二次电源、传感器的变送器、信号连接器、网络交换机以及激励信号源等设备，所有设备集成组装在19寸标准机柜内，机柜安装可锁死的万向轮便于移动，测控机柜如图9所示。系统控制台采用“钢琴式”设计，集成包括测控工控机、显示器、油门模拟杆、以及紧急停车按钮、功率主回路断路器控制开关、市电断路器控制开关、冷却系统控制开关、冷却系统调节旋钮以及系统状态指示灯。
50.测试机柜安装于靠近机械台架部分，直接与动力系统机械台架相连进行系统信号采集测试；系统控制台安装于系统操作间内，通过网络交换机经由网线与测控机柜连接，操作人员可在操作间内实现对于测试系统和机械台架的远程控制，同时系统状态也可通过测试软件在操作间显示器上进行实时反馈。
51.电推进飞机动力系统实验平台中测控台主要用于采集和调理电推进飞机动力系统力学、热学参数及用电设备的特性参数并通过上位机软件界面反应整个系统的实时运行工况进行实时监控反馈以检验被测系统的特性是否满足相关设计指标和规范的要求；同时也可通过油门推杆可以实现对电机转速的调节，以及通过测控系统的数字量接口实现对系统内高压断路器通断的控制。为了提高系统的可靠性和测量精确度，本测试系统基于pci总线平台构建，并在其上位机中开发用于动力系统参数测量的实验测试软件；通过编辑参数
测试软件可以按照不同被测动力系统技术要求中的实验测试项目进行自动分析测试，测试系统具有通用数据采集系统的多功能和通用性。测试系统设计时采集板卡及信号调理板卡进行了通道预留，能够保证进行不同功率等级电推进系统及多台电推进系统的拓展测试，其信号通道如表1所示。
52.表1测试机柜接口类型及数量统计
[0053][0054][0055]
注：rs232通讯接口，一路用来与冷却装置进行通讯，一路用来与可扩展的地面电源进行通行。
[0056]
测试和控制软件采用模块化的多层次设计，各层之间相互独立，并有详细的接口定义，保证在今后更改时只需对相应层或相应模块进行更改。系统的软件开发平台选择labview软件开发平台。这种开发环境具有如下优点：
[0057]
·
运行效率高；
[0058]
·
功能强大，应用灵活；
[0059]
·
层次分明
[0060]
·
严谨、精确和数理化，标准定义细致；
[0061]
·
在各个平台上代码级的移植性强；
[0062]
·
可以轻松实现跨平台性；
[0063]
·
简单高效；
[0064]
·
应用广泛，适合于大型系统级测试项目使用。
[0065]
考虑到试验过程中产生的大量的数据，如果采用文本文件作为试验数据的保存格式会存在管理混乱、数据文件易丢失等特性，故提供可扩展的mysql数据库作为试验数据的保存载体。mysql数据库是以一定方式储存在一起、能与多个用户共享、具有尽可能小的冗余度、与应用程序彼此独立的数据集合，可视为电子化的文件柜，存储电子文件的处所，用户可以对文件中的数据进行新增、查询、更新、删除等操作，其以稳定、高效以及开源等特性
被市场广泛使用。
[0066]
软件设计遵循以下设计原则：
[0067]
(1)严谨原则：软件设计严谨，无影响整个软件或整个流程的设计缺陷或漏洞；软件设计层面分为两个层次，即工程师级和应用级，保证软件快速、准确、简便、高效；
[0068]
(2)可操作性原则：整个软件的显示界面简洁、美观、表述清晰易懂，由于软件的设计的核心就是为了简化操作员的工作流程，减少或消除人为因素导致的试验遗漏或缺陷，提高试验效率和质量，因此试验人员在对软件进行操作时，能简单、明了的对软件界面进行操作，快速、高效地完成试验。
[0069]
1、软件构架
[0070]
as700d电动载人飞艇电推进系统试验台软件整体架构及各功能模块设计如下图10所示，按照功能需求将软件主要分为四个层次，即人机交互层、业务逻辑层、数据访问层和硬件操作层。
[0071]
人机交互层主要由启动界面、用户登录、板卡自检、信号校准、传感器自检、用户管理和测试报告生成等交互界面组成。在数据库中存储了软件的配置数据(包括串口配置表、硬线信号表、自动测试流程表，激励值和期望值表等)，数据访问层主要负责完成对数据库数据的访问。业务逻辑层主要负责完成对测试的处理和解析。硬件操作层负责完成具体的硬件操作和数据通讯，包括总线数据的收发、离散量输入输出、模拟量输入输出等。
[0072]
2、软件功能模块设计
[0073]
2.1系统自检模块设计
[0074]
自检测程序能够对平台自身硬件、逻辑关系等进行检测。同时能对平台自身硬件实时监控，出现故障时能及时告警，并能将故障定位。自检界面如图11所示。
[0075]
自检功能测试包括三部分的自建测试，分别为：通信自检、传感器标定数据自检以及模拟量初始值自检。通讯测试：按照功率驱动模块的通信协议，测试计算机通信卡以1mbps的速度通过rs422a总线和can总线向功率驱动模块发送查询命令，并接收功率驱动模块以及电池组状态监测模块反馈的响应包，根据通信协议判断通信功能是否正常。传感器标定数据自检：将经过计量校准的传感器数据存入校准存储器，在系统运行前对传感器参数进行自检。模拟量初始值自检：通过can总线读取电池组bms模块以及电机和控制器上传的状态信息，反馈电池组bms模块以及电机和控制器的状态。此时系统应处于空载状态，在此状态下检测模拟量是否在零点。
[0076]
表2系统故障类型
[0077]
故障类型报警方式电机过温指示灯为琥珀色控制器过温指示灯为琥珀色锂电池过流指示灯为琥珀色电机过流指示灯为琥珀色控制器过流指示灯为琥珀色soc过低指示灯为琥珀色控制器输出缺相指示灯为琥珀色
[0078]
在系统出现故障及状态异常时能够通过上位机人机交互界面实时反馈上表中所
列出的故障状态，同时按照表2所式报警方式进行报警。操作人员可以通过上位机软件界面及时了解到系统故障情况，并根据所提示的故障情况进行操作。
[0079]
2.2计量校准模块设计
[0080]
模拟电压输出通道的计量通常根据信号的特性，在一定的范围内选择多个点输入到设备中，用系统的稳态电压测量程序来测量其稳态值。电压计量测试点的值的选择主要考虑到经常用到的范围并兼顾量程的上限，例如0-50v模拟电压的上限为50v，可选取10v、20v、30v、40v、50v五个测试点，观察其实际测量结果，若选取的五个点的测量结果满足系统的测量精度要求，则不必修正系数，否则通过系统计量校准程序对其输出信号进行校准。
[0081]
计量校准过程基于下图13所示的程序模块实现，将实际测量值和给定标准值输入值如下校准系统中，从而得到相应的通道增益和偏移量大小，最终完成是模拟电压信号计量与校准。
[0082]
2.3数据回放模块
[0083]
在数据存储完成后，用户可通过软件数据回放的功能进行数据回放，以便对数据进行分析。要求所有数据在同一时基下进行存储，对所有模拟量、离散量、总线通信数据通道可任意选择，进行回放，可直观观察对应时间的波形变化趋势和数值。并可实现自动回放、手动回放控制。
[0084]
数据回放模块能将测试数据导入回放软件中进行回放分析，通过光标能方便的测试分析回放波形的各种幅度参数和时间参数，可以根据输入的参数特性自动检索满足检索条件的数据。
[0085]
综合试验平台系统集成
[0086]
综合试验平台是把上述各部分进行集成试从而实现电推进飞机动力系统的电、热、力多学科综合试验验证和测试，整体效果如图14所示；试验平台系统集成设计从以下角度考虑尽可能的提高整个平台的可靠性、兼容性及维护便捷性。
[0087]
(1)设备布局安装时充分考虑可维护性，各个部件可以容易地拆卸，方便维修；
[0088]
(2)利用电压表、示波器等日常仪器，就可以对设备进行简单的故障定位和判断；
[0089]
(3)设备软件提供尽可能多的log信息，以便帮助技术人员快速地收集必要的信息、定位问题并解决；设备软件提供较完善的错误信息提示功能，根据软件提示的故障信息及代码，很容易定位设备的故障，并根据维护手册提供的信息进行维护或与供应商合作开展维护和维修工作；
[0090]
(4)整个检测设备电源配备具有过流、过压、过载、漏电保护等功能的电源插座，保证设备、人员安全；
[0091]
(5)电源地线：由统一的系统供电提供标准的电源地线(即环境电源中的零线)，从而保障电源地线的能够统一接入电源负极，同时确保信号地线与供电电源地之间互相隔离。

技术特征：
1.一种飞机电推进动力系统的地面综合试验平台，其特征在于，包括电推进系统台架单元、配电单元、冷却单元、测控单元和被试单元；所述冷却单元包括水箱、制冷机、水泵、调节阀、计量柜、电磁流量计、温度传感器、压力传感器和阀门管道；所述测控单元包括测试机柜和控制台；所述测试机柜中集成现场测试工控机、信号调理箱、二次电源、变送器、信号连接器、网络交换机和激励信号源；所述控制台上集成远程测控工控机、油门模拟杆、紧急停车按钮、功率主回路断路器控制开关、市电断路器控制开关、冷却系统控制开关、冷却系统调节旋钮和系统状态指示灯；所述被试单元包括电动机、电机控制器、电压传感器、电流传感器和螺旋桨；所述配电单元包括动力电池组；所述被试单元安装在电推进系统台架单元上；所述电机控制器通过电压传感器和电流传感器连接到电机；所述螺旋桨安装在电机上；所述动力电池组负责给被试单元供电；所述冷却单元通过水泵使水箱内冷却液在管路内循环带走电机所产生的热量；所述制冷机自带pid控制，保持水箱温度恒定为设置温度；温度传感器分别放在水箱内、水泵与电机控制器、电机控制器与电机之间、电机与水箱之间，分别对水箱温度、电机控制器入水口温度、电机入水口温度和电机出水口温度进行监测；压力传感器分别放置在水泵出水口和电机出水口，检测冷却单元的压力数值；所述调节阀对水泵出水进行流量控制，实时调节冷却系统中冷却液的压力和流速；电磁流量计放置在流量控制阀与电机控制器之间，对冷却液的流量和流速进行实时检测；现场测试工控机实时采集温度、压力、流量信息，通过modbus通讯协议控制调节阀，实现对液冷系统的控制；所述测控单元实现对冷却系统和被试系统状态的检测和控制；所述测试机柜安装在电推进系统台架单元附近，与被试单元相连进行系统信号采集测试；控制台安装于系统操作间内，通过网络交换机经由网线与测控机柜连接，操作人员在操作间内实现对被试系统的远程控制，同时被试系统的状态通过测试软件在远程测控工控机上进行实时反馈；所述控制台采集和调理电推进飞机动力系统力学、热学参数及用电设备的特性参数，通过软件界面反映整个系统的实时运行工况并进行实时监控反馈，以检验被测系统的特性是否满足相关设计指标和规范的要求；同时通过油门推杆实现对电机转速的调节，以及通过测控单元的数字量接口实现对系统内断路器通断的控制。2.根据权利要求1所述的一种飞机电推进动力系统的地面综合试验平台，其特征在于，所述电推进系统台架单元防锈耐腐蚀的高强度角制和槽制钢材料制作，在台架底端设计了螺栓固定孔位，上层框架选取不锈钢型材制作。3.根据权利要求1所述的一种飞机电推进动力系统的地面综合试验平台，其特征在于，所述冷却单元采用管道式水冷散热方式。4.根据权利要求1所述的一种飞机电推进动力系统的地面综合试验平台，其特征在于，所述测试机柜为19寸标准机柜，机柜安装可锁死的万向轮便于移动。

技术总结
本发明公开了一种飞机电推进动力系统的地面综合试验平台，包括电推进系统台架单元、配电单元、冷却单元、测控单元和被试单元；所述测控单元实现对冷却系统和被试系统状态的检测和控制；所述冷却单元通过水泵使水箱内冷却液在管路内循环带走电机所产生的热量；所述被试单元安装在电推进系统台架单元上；所述动力电池组负责给被试单元供电。本发明电推进飞机动力系统综合试验平台能够对电推进系统从电学、热学和力学等不同学科参数进行综合试验从而考察动力系统的整体性能指标；同时具有可拓展性，能够在一定功率区间内对不同的动力系统进行试验。进行试验。进行试验。


技术研发人员：雷涛 邓舒豪 康达 卢康 张星雨 闵志豪 张晓斌
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2023.03.20
技术公布日：2023/5/16