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傳統(tǒng)的軍民用飛機(jī)的發(fā)動機(jī)起動程序控制系統(tǒng)普遍采用機(jī)電相結(jié)合的方式,由于采用機(jī)電式的定時(shí)機(jī)構(gòu)去控制相關(guān)的繼電器、接觸器以實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)起動程序控制,不僅使控制系統(tǒng)的體積增大、重量加重、耗電多、可靠性差,而且采用固定接線的硬件設(shè)計(jì)使系統(tǒng)不具有通用性,更突出的問題是由于機(jī)械磨損還會使系統(tǒng)的控制精度逐漸降低。由于PLC把計(jì)算機(jī)的編程靈活、功能齊全、應(yīng)用面廣等優(yōu)點(diǎn)與繼電器系統(tǒng)的控制簡單、使用方便、抗干擾能力強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)結(jié)合起來,而其本身又具有體積小、重量輕、耗電省等優(yōu)點(diǎn),因此,用PLC取代機(jī)電式的定時(shí)機(jī)構(gòu)來完成發(fā)動機(jī)的起動程序控制,地改善發(fā)動機(jī)起動控制系統(tǒng)的性能。
2 發(fā)動機(jī)起動程序控制原理
發(fā)動機(jī)由靜止?fàn)顟B(tài)轉(zhuǎn)變到能自行發(fā)出功率的轉(zhuǎn)速狀態(tài)叫發(fā)動機(jī)的起動。為了使發(fā)動機(jī)渦輪(轉(zhuǎn)子)能由靜止?fàn)顟B(tài)柔和地、無撞擊地轉(zhuǎn)動起來,定時(shí)機(jī)構(gòu)必須對起動機(jī)的起動轉(zhuǎn)矩進(jìn)行分級調(diào)節(jié),使起動機(jī)的轉(zhuǎn)矩逐級增大,并適時(shí)地控制對發(fā)動機(jī)燃燒室進(jìn)行噴油點(diǎn)火。某型飛機(jī)發(fā)動機(jī)的起動程序控制原理如圖1所示。
圖1 發(fā)動機(jī)的起動程序控制原理
定時(shí)機(jī)構(gòu)的程序控制把起動機(jī)的工作過程劃分為以下幾個(gè)階段:
階段:即按下起動按鈕后的1S~3.6S內(nèi),使起動機(jī)以復(fù)勵狀態(tài)且電樞串聯(lián)起動降壓電阻工作,起動機(jī)轉(zhuǎn)矩被限制在很小的范圍內(nèi),因此,起動機(jī)能柔和地通過
傳動裝置帶動發(fā)動機(jī)渦輪旋轉(zhuǎn)。
第二階段:即按下起動按鈕后的3.6S~9S內(nèi),短接起動降壓電阻,起動機(jī)兩端電壓升高,起動機(jī)轉(zhuǎn)矩迅速增大,隨之渦輪轉(zhuǎn)速迅速上升。
第三階段:即按下起動按鈕后的9S~15S內(nèi),起動電源車內(nèi)的兩組電瓶由并聯(lián)轉(zhuǎn)為串聯(lián),起動機(jī)兩端的電壓由28V升高到56V,起動機(jī)轉(zhuǎn)矩急劇增大,從而使渦輪轉(zhuǎn)速急劇上升。
第四階段:即按下起動按鈕后的15S~22S內(nèi),起動機(jī)并勵線圈串聯(lián)降壓電阻使起動機(jī)的激磁磁通減小,反電勢減小,電樞電流增大,轉(zhuǎn)矩又一次增大,從而使渦輪進(jìn)一步加速。
3 PLC控制系統(tǒng)
3.1 系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)及I/O地址的分配
圖2 發(fā)動機(jī)起動程序電氣控制線路圖
在發(fā)動機(jī)起動機(jī)程序控制系統(tǒng)中PLC采用三菱FX2系列中的FX2N－48MR－001型,該系列PLC可靠性高,抗干擾能力強(qiáng),適合于在軍民用飛機(jī)上使用,且配置靈活,性價(jià)比高[1]。從圖1 中可以看出:為了實(shí)現(xiàn)起動機(jī)的四個(gè)階段控制,自按下起動按鈕起,接觸器KM1、KM2的吸合時(shí)間均為9S~21S,KM3為3.6S~22S,KM4為1S~3.6S,KM5為1S~15S,KM6為15S~22S,根據(jù)系統(tǒng)的控制要求,PLC控制系統(tǒng)需引入與停止按鈕和起動按鈕分別相對應(yīng)的兩個(gè)輸入繼電器、與四個(gè)接觸器和兩個(gè)繼電器分別相對應(yīng)的六個(gè)輸出繼電器、以及控制上述四個(gè)接觸器和兩個(gè)繼電器分時(shí)段工作的四個(gè)通電延時(shí)時(shí)間繼電器和兩個(gè)斷電延時(shí)時(shí)間繼電器。發(fā)動機(jī)起動程序電氣控制線路圖和PLC的I/O地址編碼表分別如圖2、表1所示。