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傳統的軍民用飛機的發(fā)動機起動程序控制系統普遍采用機電相結合的方式,由于采用機電式的定時機構去控制相關的繼電器、接觸器以實現發(fā)動機起動程序控制,不僅使控制系統的體積增大、重量加重、耗電多、可靠性差,而且采用固定接線的硬件設計使系統不具有通用性,更突出的問題是由于機械磨損還會使系統的控制精度逐漸降低。由于PLC把計算機的編程靈活、功能齊全、應用面廣等優(yōu)點與繼電器系統的控制簡單、使用方便、抗干擾能力強等優(yōu)點結合起來,而其本身又具有體積小、重量輕、耗電省等優(yōu)點,因此,用PLC取代機電式的定時機構來完成發(fā)動機的起動程序控制,將極大地改善發(fā)動機起動控制系統的性能。

　　2 發(fā)動機起動程序控制原理

　　發(fā)動機由靜止狀態(tài)轉變到能自行發(fā)出功率的轉速狀態(tài)叫發(fā)動機的起動。為了使發(fā)動機渦輪(轉子)能由靜止狀態(tài)柔和地、無撞擊地轉動起來,定時機構必須對起動機的起動轉矩進行分級調節(jié),使起動機的轉矩逐級增大,并適時地控制對發(fā)動機燃燒室進行噴油點火。某型飛機發(fā)動機的起動程序控制原理如圖1所示。

　　圖1 發(fā)動機的起動程序控制原理

　　定時機構的程序控制把起動機的工作過程劃分為以下幾個階段:

　　階段:即按下起動按鈕后的1S~3.6S內,使起動機以復勵狀態(tài)且電樞串聯起動降壓電阻工作,起動機轉矩被限制在很小的范圍內,因此,起動機能柔和地通過

　　傳動裝置帶動發(fā)動機渦輪旋轉。

　　第二階段:即按下起動按鈕后的3.6S~9S內,短接起動降壓電阻,起動機兩端電壓升高,起動機轉矩迅速增大,隨之渦輪轉速迅速上升。

　　第三階段:即按下起動按鈕后的9S~15S內,起動電源車內的兩組電瓶由并聯轉為串聯,起動機兩端的電壓由28V升高到56V,起動機轉矩急劇增大,從而使渦輪轉速急劇上升。

　　第四階段:即按下起動按鈕后的15S~22S內,起動機并勵線圈串聯降壓電阻使起動機的激磁磁通減小,反電勢減小,電樞電流增大,轉矩又一次增大,從而使渦輪進一步加速。

　　3 PLC控制系統

　　3.1 系統硬件設計及I/O地址的分配

　　圖2 發(fā)動機起動程序電氣控制線路圖

　　在發(fā)動機起動機程序控制系統中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,適合于在軍民用飛機上使用,且配置靈活,性價比高[1]。從圖1 中可以看出:為了實現起動機的四個階段控制,自按下起動按鈕起,接觸器KM1、KM2的吸合時間均為9S~21S,KM3為3.6S~22S,KM4為1S~3.6S,KM5為1S~15S,KM6為15S~22S,根據系統的控制要求,PLC控制系統需引入與停止按鈕和起動按鈕分別相對應的兩個輸入繼電器、與四個接觸器和兩個繼電器分別相對應的六個輸出繼電器、以及控制上述四個接觸器和兩個繼電器分時段工作的四個通電延時時間繼電器和兩個斷電延時時間繼電器。發(fā)動機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。