專利名稱：航空發(fā)電機電源綜合試驗臺的制作方法
技術領域：
本發(fā)明屬于發(fā)電機電源測試技術領域，特別是關于航空發(fā)電機電源系統(tǒng)的檢測試驗裝置。
飛機電源常常是具有其特定的性能和要求，飛機乃導航通訊用電設備及照明等等，電能通常均由發(fā)動機帶動的發(fā)電機提供，眾所周知，這類電源的穩(wěn)定安全、可靠性具有突出的重要意義，因此，為能準確模擬飛機飛行中可能發(fā)生的工作狀態(tài)、檢測并保證發(fā)電機正確的工作是航空其制造維修和地勤工作部門的重要任務之一。另一方面因工作條件所限，航空發(fā)電機均為高速發(fā)電機，而且飛機發(fā)動機轉速變化很大，飛機發(fā)電機一般均在4000-12000VPM轉速范圍內工作。因之為對這種發(fā)電機在不同情況下的工作情況進行準確的測量、試驗和運行考驗，必須設置具有足夠大的功率在很大范圍內作無級調速的多功能發(fā)電機試驗臺。國內外現有的航空發(fā)電機試驗臺均采用直流機調速或機械無級調速系統(tǒng)，前者結構復雜，體積龐大，價格昂貴；后者加工精度要求很高、困難，裝配復雜、維護十分麻煩，而且測試誤差大。同時這些現在裝置均具有工作時設備啟動電流大，效率低，因而影響整個系統(tǒng)的工作和壽命的缺點。
本發(fā)明就是針對所有上述這些缺點的問題，提出一種較簡單經濟、運行維護方便、性能指標更先進的航空發(fā)電機電源試驗臺，以適應日益增長的軍、民用航空事業(yè)的需要。
憑藉多年這方面工作的經驗和對這類試驗裝置的研究分析，發(fā)明入看到電動機在衡功率段(交流電機在50HZ以上)的輸出特性與航空發(fā)電機的機械輸入特性是一致的；亦即發(fā)電機輸入轉矩與轉速成反比，而電動機隨轉速上升，其傳動軸的輸出轉矩也降低，這就給設計變頻調速試驗裝置提供了依據。因此，為實現上述目的，本發(fā)明提出了一種新型的、采用交流變頻調速方式工作的發(fā)電機電源綜合試驗臺。
本發(fā)明的主要特點就在于以改變交流電源的頻率調節(jié)交流電動機的轉速(亦即被測發(fā)電機的轉速)，來替代傳統(tǒng)的這類測試系統(tǒng)中的直流變速和機械無級調速裝置。試驗臺中的主托動交流電動機由工頻動力電源通過逆變器供電。主托動電機經增速箱與被測發(fā)電機作機械耦合，使被測發(fā)電機提高到實際航空運行中的高速工作狀態(tài)。改逆變器的輸出頻率，即可在很寬的范圍內平滑地調節(jié)主電動機(亦即相應的被測發(fā)電機)的工作轉速。被測發(fā)電機供給一負載箱電能，以模擬飛機發(fā)電機的各種運行負荷。檢測控制如根據試驗要求設定、控制、調整、測量、監(jiān)視和記錄測試條件運行負荷，發(fā)電機工作參數和各項安全運行指標。很顯見，本發(fā)明采用交流變頻調速系統(tǒng)不僅較之直流調速機組簡單、便宜得多，特別是在性能上，因屬軟啟動運行，避免了通常的電動機起動時的很大的瞬時沖擊電流，既減少了供電設備容量和對電綱工作的影響，亦增加了器件的工作壽命和安全性能；而且因結構簡化，維護方便，噪聲低難度很大、精度要求高的機械部件的加工，又免除了結構復雜、運行維護均十分困難的機械系統(tǒng)；同樣亦更有效地克服了起動沖擊電流的惡性因素，并因大大減小了異步電機工作固有的轉差率，使得整個測試系統(tǒng)的試驗精度得以提高。
下面參照附圖以一實施例對本發(fā)明的航空發(fā)電機電源試驗臺作詳細說明。有關各附圖作簡短說明如下

圖1為說明按照本發(fā)明的實施例發(fā)電機電源試驗臺的整體組成的方框圖；圖2為表示本實施例發(fā)電機電源試驗臺中的主電動機與被測發(fā)電機的機械聯接的示意圖；圖3為本實施例發(fā)電機電源試驗臺中提供主電源的電器箱接線圖；圖4為本實施例發(fā)電機電源試驗臺中的檢測控制臺的基本連接方框示意圖；圖5為本實例發(fā)電機電源試驗臺中檢測控制臺的功能方框圖。
圖6為檢測控制臺面板示意圖。
如圖1所示，工頻電源經功率接線箱1連接到變頻裝置(逆變器)2，給主電動機3，提供功率電源。主電動機3與被測發(fā)電機5經增速箱4作機械耦合。對變頻裝置2加以適當控制即可按需要改變。其輸出電壓的頻率，從而改變主電動機3亦即相應地被測發(fā)電機5的轉速。被測發(fā)電機5的輸出連接到負荷箱6，在本實施例中為與被測發(fā)電機相批配負荷箱6采用星型連接三相平衡負荷電壓115/208V，171A(7檔)60KVA(COS∮＝0.8)以模擬航空交流發(fā)電機的實際工作負荷狀況。全部試驗過程包括試驗流程控制，工況設定、參數測量和鑒定，均通過檢測控制臺7進行。
為于飛機發(fā)電機工作性能相適應，本實施例采用專門設計的6極75kw交流異步電動機作為主電動機3。可在電源頻率0-172HZ(相當于轉速0-3350rpm)內工作，在工作頻率為50-172hZ(4000-13200rpm)范圍內保證衡功率75Kw輸出。如圖2中所示那樣，主電動機3機械耦合到增速箱4。在本實施例中，增速箱4為兩級斜齒齒輪結構，采用低壓注油、飛濺潤滑封閉式結構，能保證高速運轉條件下降溫要求。增速箱4輸出端設置有連接被測發(fā)電機5用的聯接盤。本實施例增速箱4的增速比為4∶1，從而由對變頻裝置頻率的控制，可使被測發(fā)電機在2000-13000轉/分的速度下工作。
變頻裝置2經接觸器8由電源供電(如圖3所示)。本實施例中變頻裝置2采用FRENIC5000G7-075型逆變器(富士產品)輸出電流150A輸出電壓三相380-460V。輸出頻率0.5-400HZ，可作分級或無級閉調節(jié)運行。
圖4中示出了檢測控制如7的組成原理方框圖，主控制器9通過數字母線12連接到打印機10。鍵盤11和繼電器組13。繼電器組13則連接有電壓表14、15、17電流表16、18頻率表19這些測量儀表及電壓控9轉速表20以及電壓控制器21這些測量儀表及電壓控制器21經過信號總線22分別接收各自對應的被測模擬信號。由鍵盤11輸入設定、控制、檢測命令，主控器9即通過數字母線12向繼電器組13發(fā)送相對應的指令，從而對被測發(fā)電機進行所需的試驗測量和檢驗。圖5中作出了檢測控制臺7基本功能的示意圖。有關測試控制功能如圖6所示。本發(fā)明采用智能型儀器，對全部測試過程采用數字化數據處理進行管理，監(jiān)控，因而通過配置相應的主控器(cpu或mc)，即可隨意擴展，改變測試領域，自然亦就可能提高系統(tǒng)的精度和自動化程度。
由上述具體實施例可清楚看到本發(fā)明較之現有技術不僅裝置成本，較之現有技術大大降低，運行維護大為簡便，而且技術性能上也帶來很大的優(yōu)越性。應該指出的是，上述實施例僅僅是用來說明和介釋本發(fā)明的舉例，本發(fā)明的總體思想并不限于這一示例。對于熟悉本技術領域的人員來說，很容易由此作出種種修改和變形，而仍不超出本發(fā)明的基本精神。例如該主電動機不采用異步電動機，而代之以同步電動機，則可使測試系統(tǒng)獲得更佳的硬度轉差特性。
權利要求
1.一種航空發(fā)電機電源綜合試驗臺，其特征是由檢測控制臺、動力電源供電開關、交流變頻裝置、主電動機、增速傳動裝置、和負荷箱組成。
2.權利要求1所述的發(fā)電機電源綜合試驗臺，其特征是所述交流變頻裝置為逆變器。
3.權利要求2所述的發(fā)電機綜合試驗臺，其特征是所述逆變器可在0.5hZ-400hZ頻率范圍內平滑調節(jié)輸出電壓頻率。
4.權利要求2所述發(fā)電機電源綜合試驗臺，其特征是所述主電動機其輸入電源頻率在工頻(50hZ)以上時保證作衡功率輸出運行。
5.權利要求2所述的發(fā)電機電源綜合試驗臺，其特性所述主電動機為三相交流異步電動機。
6.權利要求2所述的發(fā)電機電源綜合試驗臺，其特征是所述主電動機為三相同步電動機。
7.權利要求2所述發(fā)電機電源綜合試驗臺，其特征是所述主電動機為6極75kw電動機，工作轉速范圍為500-3350rpm。
8.權利要求1所述發(fā)電機電源綜合試驗臺，其特征是所述增速傳動裝置為密封式的兩極斜齒輪增速箱，升速比為1∶4，主軸輸出轉速0-13200rpm。
9.權利要求1所述發(fā)電機電源綜合試驗臺，其特征為所述檢測控制臺電主控器(cpu)、鍵盤、數字總線、數字化儀表、打印機和繼電器組組成，由所述主控器根據所述鍵盤輸入的命令，對所述試驗臺全部測試過程進行數字化處理、控制。
全文摘要
本發(fā)明提出的航空發(fā)電機電源綜合試驗臺，采用交流變頻裝置對試驗臺主電動機提供動力電源，由改變供電頻率，使經過增速傳動裝置驅動的被測發(fā)電機無級變速地達到所希望的高速航空工作狀態(tài)，進行作為飛機等主電源的航空發(fā)電機在實際空中飛行時的各種工作狀態(tài)的模擬試驗和檢測。采用數據處理技術來管理和控制全部測試工作，完善并為擴展測試系統(tǒng)提供了條件。本發(fā)明較之現有的試驗臺大大簡化了結構降低成本，便于操作和維護，并提高了技術指標。
文檔編號G01M99/00GK1128348SQ9510740
公開日1996年8月7日 申請日期1995年7月3日 優(yōu)先權日1995年7月3日
發(fā)明者卓尚文, 袁獻章 申請人:北京朝陽蘭天航空綜合設備廠