一種多開關、多回路協同工作的控制系統和控制方法
【技術領域】
[0001]本發明屬于航空器雷電直接效應試驗技術領域，涉及航空器雷電直接效應試驗的方法和系統，尤其是一種多開關、多回路協同工作的控制系統和控制方法。
【背景技術】
[0002]碳纖維復合材料廣泛應用于航空航天、軍事及民用工業等各個領域。隨著飛機設計的改進和碳纖維復合材料技術的進步，碳纖維增強型聚合物復合材料CFRP(CarbonFiber Reinforced Polymers)在大型民用飛機、軍用飛機、無人機及隱形飛機上的用量不斷增長，空客A350XWA上CFRP材料所占的比例達到53 %。但相比較傳統使用的鋁、鋼和鈦合金材料，CFRP的電傳導性能差，這就使得CFRP層合板在雷擊情況下無法像金屬材料那樣具有短時間使積累的電荷迅速轉移或擴散的能力，這部分積聚的能量以焦耳熱的形式使得CFRP溫度急劇升高，從而導致CFRP的纖維斷裂、樹脂熱解、深度分層等嚴重損傷。
[0003]大飛機雷電直接效應的試驗和測量是目前國內外關注的熱點和難點，其主要原因是大飛機雷電直接效應測量的雷電電流波測試裝備及控制方法不能滿足大飛機所設計的材料、結構件及整機研究和發展的需求，歐盟和美軍標規定了航空器雷電直接的試驗要求和雷電分量，其中雷電分量包括分量A(首次雷電回擊分量)或Ah (首次雷電回擊的過渡分量)、B(中間電流分量)、C/C*(持續電流分量)和D(后續回擊分量)電流波，其中雷電流分量A、Ah和D波可以用振蕩波和單極性波兩種形式。由于單極性雷電波能夠較好的模擬實際的雷電效應，通常被作為國內外認可的試驗波形，其中雷電流分量A/Ah和D波采用的是CROWBAR回路，但大容量、高耐壓的CROWBAR開關和控制技術及其多種波形的協同工作的時序控制方法和技術已經成為嚴重制約了大飛機雷電直接效應試驗的和大飛機發展的瓶頸。
【發明內容】
[0004]本發明的目的在于克服上述現有技術的缺點，提供一種應用于航空器雷電直接效應的多開關、多回路協同工作的控制系統和控制方法。
[0005]本發明的目的是通過以下技術方案來實現的:
[0006]本發明首先提出一種多開關、多回路協同工作的控制系統:該系統包括計算機控制單元、微型計算機處理單元、光隔離模塊和高壓觸發模塊；
[0007]所述計算機控制單元由工業控制計算機和可編程序邏輯控制器組成，其作用是進行的時序參數設置、試驗模式時序控制、試驗狀態的控制和在線顯示；
[0008]所述微型計算機處理單元進行航空器雷電直接效應的多開關、多回路協同工作時序的精確分析處理和精確控制；
[0009]所述光隔離模塊是隔離航空器直接效應的雷電流波形成的強電磁干擾對控制系統的影響，提高航空器雷電直接效應測量的多開關、多回路系統工作的控制系統的穩定性；
[0010]所述高壓觸發模塊是為航空器雷電直接效應的各雷電流回路中的多路開關提供高壓觸發脈沖；
[0011 ] 所述光隔離模塊由多路光接收電路和光發射電路組成，光發射電路將由計算機控制單元和微型計算機處理單元傳輸來的控制信號變換為光信號；光發射電路的輸出信號經過光纖傳輸至具有肖特基輸出特性的集成電路組成的光接收電路。
[0012]上述光發射電路的波長為660nmo
[0013]本發明還提出一種多開關、多回路協同工作的控制方法，具體為:在計算機控制單元上設置針對航空器不同區域雷電直接效應的試驗模式以及雷電流A/Ah波的主開關和CROWBAR開關之間、雷電D波的主開關和CROWBAR開關之間以及多回路雷電A/Ah波、B波、C/C*波和D波之間的時序參數，計算機控制單元通過光纖通訊傳輸至微型計算機處理單元，微型計算機處理單元對雷電流A/Ah、B、C/C*和D波的多開關、多回路協同工作時序參數進行分析和處理，輸出控制量到光隔離模塊，通過對高壓觸發控制模塊的控制從而實現對航空器雷電直接效應試驗的多開關、多回路協同工作的綜合控制。
[0014]上述光隔離模塊為多通道光隔離控制單元。
[0015]本發明具有以下有益效果:
[0016]本發明的多開關、多回路協同工作的控制系統和控制方法能夠在計算機控制單元的人機交互界面上設置針對航空器不同區域雷電直接效應的試驗模式以及雷電流A/Ah波的主開關和CROWBAR開關之間、雷電D波的主開關和CROWBAR開關之間以及多回路雷電A/Ah波、B波、C/C*波和D波之間的時序參數，從而使微型計算機處理單元對雷電流的多開關、多回路協同工作時序進行分析和處理，再通過對高壓觸發模塊的控制達到對航空器雷電直接效應試驗的多開關、多回路協同工作的綜合控制，此控制方法和控制系統也可以用于航空材料、結構件等雷電直接效應的試驗。有效解決了現有技術中的技術瓶頸。
【附圖說明】
[0017]圖1是本發明的航空器雷電直接效應測量的雷電流分量A/Ah波、B波、C/C*波和D波發生回路原理圖。
[0018]圖2是本發明的航空器雷電直接效應試驗的多開關、多回路協同工作的控制系統組成結構圖。
[0019]圖3為本發明的航空器雷電直接效應的多開關、多回路協同工作的雷電流A/Ah波、B波和D波的高壓觸發脈沖電源結構框圖。
[0020]圖4是本發明的航空器雷電直接效應試驗的多開關、多回路協同工作的控制方法的控制模式和控制流程；其中(a)為控制模式框圖，(b)為控制模式曲線圖，(C)為控制流程框圖。
【具體實施方式】
[0021]本發明首先提出一種多開關、多回路協同工作的控制系統:包括計算機控制單元、微型計算機處理單元、光隔離模塊和高壓觸發模塊；所述計算機控制單元由工業控制計算機和可編程序邏輯控制器組成，其作用是進行的時序參數設置、試驗模式時序控制、試驗狀態的控制和在線顯示；所述微型計算機處理單元進行航空器雷電直接效應的多開關、多回路協同工作時序的精確分析處理和精確控制；所述光隔離模塊是隔離航空器直接效應的雷電流波形成的強電磁干擾對控制系統的影響，提高航空器雷電直接效應測量的多開關、多回路系統工作的控制系統的穩定性；所述高壓觸發模塊是為航空器雷電直接效應的各雷電流回路中的多路開關提供高壓觸發脈沖；所述光隔離模塊由多路光接收電路和光發射電路組成，光發射電路將由計算機控制單元和微型計算機處理單元傳輸來的控制信號變換為光信號；光發射電路的輸出信號經過光纖傳輸至具有肖特基輸出特性的集成電路組成的光接收電路。所述光發射電路的波長為660nm。
[0022]本發明的多開關、多回路協同工作的控制方法為:在計算機控制單元上設置針對航空器不同區域雷電直接效應的試驗模式以及雷電流A/Ah波的主開關和CROWBAR開關之間、雷電D波的主開關和CROWBAR開關之間以及多回路雷電A/Ah波、B波、C/C*波和D波之間的時序參數，計算機控制單元通過光纖通訊傳輸至微型計算機處理單元，微型計算機處理單元對雷電流A/Ah、B、C/C*和D波的多開關、多回路協同工作時序參數進行分析和處理，輸出控制量到光隔離模塊，通過對高壓觸發控制模塊的控制從而實現對航空器雷電直接效應試驗的多開關、多回路協同工作的綜合控制。所述光隔離模塊為多通道光隔離控制單元。
[0023]下面結合附圖對本發明做進一步詳細描述:
[0024]參見圖1，本發明的航空器雷電直接效應測量的雷電流分量A/Ah波、B波、C/C*波和D波回路，其中雷電流分量A/Ah波、D波采用CROWBAR回路，回路中包含放電兩個開關——主開關和CROWBAR開關。雷電流分量A波發生回路由儲能電容、形成電感、主開關A、CROWBAR開關A和測量A組成，雷電流分量A的波形為單極性，其放電電流峰值、比能和持續時間滿足峰值電流200kA(±10% )，作用積分2X 16A2S (±20% ) (in 500 μ s)，持續時間不大于500 μ s ;雷電流Ah波放電電流的波形為單極性(可以與雷電流分量A發生回路共用)，其放電電流峰值、比能和持續時間滿足峰值電流150kA(±10% )，作用積分
0.8X 16A2S (±20%) (in 500 μ s)，持續時間不大于500 μ s ;雷電流B波發生回路是由電容和電感組成的人工模擬傳輸線網絡，電容和電感的鏈數至少為8，放電電流用測量B完成，其放電電流峰值、電荷量和持