基于LabWindows/CVI的飞机电负载系统设计-AET-电子技术应用

基于LabWindows/CVI的飞机电负载系统设计

2014年电子技术应用第11期

刘少军，王瑜瑜

（西安航空职业技术学院，陕西西安710089）

摘要： 在飞机试飞定型过程中，为了验证飞机的电源系统、APU电源系统的功能和性能在满载及超载情况下是否满足有关设计要求，需要研制电负载系统，提取并消耗发电机的剩余功率。系统由控制子系统、负载子系统和补水排水子系统3个模块组成。以PLC为下位机，上位机以LabWindows/CVI为开发平台，配合高速数据采集卡组成的控制子系统具有高可靠性、高采集精度、高控制响应能力等特点。实验表明，该系统运行稳定可靠，控制效率高，并在试飞中获得了良好的效果。

关键词： 电源系统电负载 LabWindowsCVI 数据采集

中图分类号： TP29；TP319
文献标识码： A
文章编号： 0258-7998(2014)11-0092-03

Design of plane electric load based on the LabWindows/CVI

Liu Shaojun，Wang Yuyu

Xi′an Aeronautical Polytechnic Institute，Xi′an 710089，China

Abstract： In order to verify the function and performance of the aircraft power system，and whether auxiliary power unit power system canmeet the design requirements in the full load and overload condition or not,it is needed to design the electric load system to extract and expend the residual power in the course of flight test and model determination. The system is composed of the control subsystem，load subsystem and filling water drainage subsystem. The lower computer is based on PLC while the PC uses the LabWindows/CVI development platform with the control subsystem consisting of high-speed data acquisition card. It has the features such as high reliability, high collection accuracy, high-control response capability and so on. The experiment proves that this system is steady , trusty and efficient. It has obtained the good effect in the flight test.

Key words : power system；electric load；LabWindows/CVI；data acquisition

0 引言

　　近年来虚拟仪器技术凭借其性能高、扩展性强、开发时间短、出色的集成性等特点[1]，在各个领域的测量、测试和自动化控制等方面得到了广泛应用。虚拟仪器系统的开发是以硬件设计的模块化为基础，用户可以高效、灵活地构建自己的界面。传统仪器的硬件被软件代替，用户通过软件来构造和更改仪器功能，使得一些实时性要求很高，原本由硬件甚至许多用硬件完成的功能，可以通过软件来实现[2]。本文以NI公司的LabWindows/CVI为开发环境设计上位机程序，配合高速数据采集卡实时采集发电机功率，以指定的控制规律向下位机发送加载命令，进而实现对发电机功率的消耗。由于飞机其他设备消耗功率是实时动态变化的，电负载系统需要根据功率的动态变化即时控制电负载加载量。

1 系统组成与总体设计

　　电负载系统主要由控制、负载和补水排水3个子系统组成。分别将左交流发电机和APU交流发电机的满载、超载电能经控制子系统加载到负载子系统，负载单元将电能转化为热能，将水加热成水蒸气，排出机外。系统整个工作过程中，控制子系统主要完成电负载的加载、数据采集、紧急状况处理及系统自检等功能，补水排水子系统根据蒸发罐组液位实现自动/手动补水。

　　控制子系统主要由控制计算机、采集板、接触器、继电器以及滤波器等组成，这些控制器件统一安装在客舱的控制柜内。控制系统以计算机作为中心控制单元，采集压力、温度、电流、电压等各个传感器的实时数据，并对数据进行分析处理，判断整个系统的实时状态；接收用户命令；实现开关量、模拟量控制等功能。系统总体结构如图1所示。

2 系统设计原理

　　发电机发出电功率输出到汇流条，在汇流条上挂载各类用电设备。其中一部分功率被飞机各类用电设备与测试设备所消耗，剩余功率通过电负载系统消耗。电负载系统根据实验需求接通或关断电负载，使发电机功率维持为设定值。在设计中关键部分为发电机功率采集与电负载加载的控制。

　　2.1 功率采集原理

　　发电机功率通过采集发电机输出的电压/电流所得，其中电流的测量是在发电机输出端采用LEM高精度传感器直接测得的。发电机电压通过分压获得5 V电压进行采集。本设计由数据采集卡对被测电压、电流、温度、压力进行离散化采集，为了满足系统需要，根据HB6448-90要求采用最大采集速率为330 kS/s的高速采集卡采集，其中电压、电流通道采集速度为20 kS/s每通道，连续采集50个周期，并以此计算总发电功率。计算公式为：

　　 FXWV3K{[60T(]2TLJGO5BV5.png

　　功率计算通过一个周期内的稳态交流电压、稳态交流电流在一个周期内的采样点瞬时值计算求取[3]。

　　2.2 负载加载控制

　　PLC具有可靠性高、抗干扰能力强等特点。本系统选用三菱FX2N为下位机执行单元。发电机消耗功率为飞机设备与电负载之和，即：

　　P发电机=P电负载+P飞机设备(2)

　　若飞机设备的消耗功率不断发生变化，则需要实时改变电负载加载量来补偿这部分变化。PLC根据上位机通过串口发送过来的功率值与预设的功率相比较，从而控制负载加载的多少。

3 系统硬件设计

　　系统硬件主要由工控机、PLC、交流接触器、保险管、电流传感器、数据采集卡、采集卡端子板等组成，并统一安装在控制柜内。每一个交流接触器连接三相负载，此三相负载分别安装在3个蒸发罐内。PLC输出的数字信号使交流接触器实现导通或断开。电负载控制电路如图2所示，这是一组电负载控制系统接线图，其他23组与此相同。交流三相电源经过断路器，保险管连接交流接触器一端，另一端连接三相电负载，通过PLC或者调试加载开关即可控制交流接触器，从而实现电负载控制。

4 系统软件设计

　　4.1 上位机软件设计

　　软件是虚拟仪器最重要的部分。系统上位机软件采用美国NI公司的LabWindows/CVI开发，CVI不仅具有虚拟仪器的全部特点，而且它以C语言为核心，可以根据需要自己开发系统功能，其高效的开发能力及灵活性在设计中得到了体现。

　　4.1.1 上位机功能设计

　　上位机主要完成登录、系统自检、参数的设置、负载加载控制、报表打印等任务。登录系统自检功能在每次启动系统后自动执行，用于检测各路电负载状况，可以预防在电负载异常状况时加载。参数设置功能用于配置系统参数如温度、压力上限，自动加载时的加载规律，数据采集卡的参数校正等。加载记录及报表功能是可以在实验结束时查看本次实验的系统加载情况并打印报表。主控制界面详细设计了用户常用操作功能及各类信息提示。上位机结构框图如图3所示。

　　4.1.2 系统多线程设计

　　Windows操作系统是利用时间片轮换的形式来完成多个任务，而线程又是时间片轮换的基本对象。操作系统为每一个线程分配时间片，让该线程在这个时间段内运行,之后中断该线程的运行，另外的线程执行[4]。多线程的优点是它能够将程序划分为多个相互独立的子任务，多个线程的同时运行使系统的响应速度更快，主要用在数据的采集、处理及串口通信等场合。为了提高运行效率，系统利用多线程的方法，在CVI在线程池中，将上下位机通信与数据采集采用两个相互独立的通信线程和数据采集线程来实现。其中数据采集线程功能为数据采集卡驱动、通道设置、速率设置等，主要采集量有三相电压、电流、蒸发罐温度压力。因此主线程主要功能为：数据的采集、计算、处理、储存，监控显示，数据响应及用户操作等。

　　4.2 PLC及系统总体软件设计

　　PLC作为下位机一方面响应上位机的控制指令，另一方面监测蒸发罐与补水罐液位状况，根据这两点执行电负载控制指令。其控制流程图如图4所示。

　　系统总体功能流程如图5所示，当上下位机同时通过自检以后，上位机启动数据采集卡采集，计算飞机发电机即时功率消耗，并读取已加载电负载量。并且按照用户提前预设的加载程序，计算出所需负载量的大小，并将该数据传送给PLC。PLC按照预设的算法对数据进行处理，并且按数据的结果加载负载。上位机与下位机同时执行，上位机发送完加载数据以后系统重新进入功率采集，进入下一次循环[5]。

5 系统试验及结果