CN100541160C - 航空活塞发动机的综合参数测试装置及其方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空活塞发动机综合参数测试装置及其方法，所述的测试装置包括：控制单元TCU、IMS、飞控计算机、伺服电机、涡轮增压器和发动机。涡轮增压器由发动机废气驱动做功供给发动机增压后的空气，它由涡轮控制单元TCU通过感受相关参数并进行计算处理后输出控制信号控制伺服电机，使与之连接的阀门偏转，从而改变涡轮增压器输送到航空活塞发动机的增压空气压力。综合参数测试系统IMS，以单片机为核心，获取发动机运行状态参数以及TCU的控制参数，对这两部分参数进行参数超限判断并按照故障模式给出状态代码，打包这两部分参数及状态代码；将打包后的参数发送到飞控计算机；飞控计算机再进行后续处理及将数据下传至地面。

Description

航空活塞发动机的综合参数测试装置及其方法

技术领域

本发明属于航空测试技术领域，具体涉及一种航空活塞发动机的综合参数测试装置及其方法。

背景技术

众所周知的，无人机系统的特点就是没有飞行员。普通有人飞机的发动机以及机载设备的状态参数均通过仪表显示于飞行员的操作面板上，而无人机需要将所有的测量参数通过A/D转换后再经过测控无线链路下传至地面。其中，发动机部分的测试参数也不例外。

常规的无人机发动机测试参数在进行地面下传时，首先根据发动机测试需要，确定测试参数及其传感器，继而设计制作传感器调理电路，调理后的电压信号再经电缆传输至机载飞控计算机的数据采集卡上，由数据采集卡的A/D转换通道来将电压模拟信号转换为数字信号，从而进行预定程序处理并通过无线数字链路下传。

对于带涡轮增压器系统且涡轮增压器由独立的电控涡轮增压器控制单元TCU控制的航空活塞发动机，除了要测量常规的发动机运行状态参数，包括：发动机转速RPM、缸头温度CHT、排气温度EGT、滑油温度OILT、滑油压力OILP参数外，还需要将TCU的控制参数下传至地面，以便判断涡轮增压器系统工作是否正常。TCU控制参数包括：发动机转速RPM、节风门开度THP、大气静压SP、空气盒压力ABP、空气盒温度ABT、增压器旁通阀开度SwgP，这些参数用于TCU控制涡轮增压器。这里的发动机转速RPM与发动机运行状态参数中的发动机转速RPM为同一传感器并联的两路信号。

发动机转速RPM反映了发动机的运行快慢，发动机运行过快即发动机转速RPM超转会导致发动机损坏。节风门开度THP指汽化器后或者电喷发动机喷油嘴前的节流阀开度，它反映了发动机进气的节流效应，节风门开度越大，发动机进气量越大，功率输出越大。缸头温度CHT测量了气缸缸头的温度，该参数反映了发动机缸体的受热情况，缸头温度CHT过高即超温会导致发动机缸体损坏。排气温度EGT测量了各气缸排气歧管的温度，直接反映了各个气缸的工作情况，发动机每一个工作循环，其排出的废气温度略有不同，但各气缸排气温度不会相差太多，如果出现某一个排气温度低于或高于其他排气温度达200℃以上，则该排气温度对应的气缸工作异常，1分钟以上仍无好转，可以判定该气缸燃烧不好，可能原因为火花塞积炭严重或汽化器有堵塞。滑油温度OILT测量发动机滑油泵后的温度，滑油不仅有润滑的作用，还有带走被润滑部件热量的作用，滑油温度不仅影响滑油的粘度和润滑性能，还影响到被润滑部件的散热，滑油温度过低，润滑性能不好，滑油温度过高，同样润滑效果不好，且被润滑部件温度过高，容易导致部件损坏。滑油压力OILP测量发动机滑油泵后的压力，滑油压力过低，会导致润滑不好，滑油压力过高则表示润滑通道有堵塞，同样润滑不好。大气静压SP测量发动机安装部位空气静止时的压力，反映了空中环境压力，也反映了涡轮增压器的进气压力，该参数参与涡轮增压器控制，为不可或缺的参数。空气盒压力ABP测量涡轮增压器后起稳压作用的空气盒中的稳定压力，反映了发动机的实际进气压力，该压力由TCU自动控制。空气盒温度ABT测量涡轮增压器后起稳压作用的空气盒中的空气温度，该温度过高会增加发动机爆燃危险，低于零度则会增加汽化器结冰危险，该参数也由TCU自动控制。增压器旁通阀开度SwgP通过测量与增压器旁通阀连接在一起的伺服电机的位置间接测量得到，当空气盒压力达不到预定的增压压力时，增压器旁通阀开度SwgP将逐步减小，使更多的废气用于驱动涡轮做功带动压气机增压空气，反之，空气盒压力高于预定压力，则增压器旁通阀开度SwgP逐步增大，减小用于做功的废气量，从而达到控制空气盒压力的目的。

目前对无人机上发动机参数的测试方法为：将发动机运行状态参数，包括：发动机转速RPM、缸头温度CHT、滑油温度OILT、滑油压力OILP、排气温度EGT传感器信号由电缆传输至电气主控制盒中进行信号调理，并将调理好的0～5VDC信号通过电缆传输至飞控计算机，由飞控计算机进行A/D转换，测量采集上述参数。而空气盒压力ABP、大气静压SP、空气盒温度ABT这三个参数需要参与TCU的控制，不能并联传感器信号，所以，在TCU使用的空气盒压力ABP、大气静压SP、空气盒温度ABT传感器相同的测量位置额外增加传感器，再同样经电气主控制盒调理后由飞控计算机进行测量采集。节风门位置THP信号则由节风门舵机控制器给出反馈值。

在上述参数测试处理过程中，每个发动机测量参数都需要占用A/D采集通道，将消耗大量数据采集通道资源并加大飞控计算机的系统资源消耗。传感器从发动机测试点传输至调理电路，经调理电路将各种传感器信号转换为标准电压信号，再由电缆将电压信号传输至飞控计算机的采集卡。在模拟信号的传输过程中，由于无人机系统电气环境复杂，这在一定程度上不可避免会由于各种干扰而导致模拟信号的测量误差。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有的对发动机参数测试方法存在的问题，采用了综合参数测试系统IMS来完成对发动机状态参数、TCU参数的采集、转换、临时存储，并将这些参数进行超限检查及故障模式判断，最后集成数据帧，再将集成后的含有发动机综合测试参数的数据帧以数字信号形式传输给飞控计算机，从而达到减小发动机测量参数对飞控计算机数据采集通道的占用，减小飞控计算机在发动机测量参数的数模转换运算和处理过程中的资源消耗，减小模拟信号传输过程中的因干扰导致的测量误差，提高故障隔离率、故障检测率的目的。

本发明中，提供了一种用于无人机的航空活塞发动机综合参数测试装置及其方法，所述航空活塞发动机综合参数测试装置包括控制单元TCU、IMS、飞控计算机、伺服电机、涡轮增压器和发动机，各部件之间通过电缆或者电路板线路连接。

控制单元TCU具备与通讯接口相对应的串行接口，可以通过既定通讯协议与外部设备IMS通讯，用以传输当前的TCU参数信号以及控制伺服电机工作。涡轮增压器的涡轮进口处安装有一个旁通阀，该旁通阀与伺服电机通过钢丝连接，由伺服电机带动旁通阀进行任意位置的偏转，增压器旁通阀开度SwgP就表征此旁通阀偏转的程度。涡轮增压器的涡轮进口与发动机排气相连，依靠发动机废气驱动涡轮，涡轮带动与之同轴连接的压气机做功，将大气增压后再输送至发动机进气口。IMS主要包括调理电路、单片机、模拟开关及电平转换单元、TCU通讯端口、飞控计算机通讯端口，IMS用于调理采集发动机运行状态参数传感器信号并获取TCU的参数，进行参数超限判断及故障模式判断后进行数据集成，将集成的综合参数数据帧发送至飞控计算机。

所述航空活塞发动机综合参数测试方法包括以下步骤：

步骤一、IMS和TCU上电自检。如出现传感器或其他部件异常，给出报警信号；直至故障排除后，上电自检通过并进行发动机启动开车。

步骤二、TCU自动工作，IMS自动运行，并等待飞控计算机命令。综合参数测试系统IMS中的单片机程序控制模拟开关及电平转换单元指向飞控计算机通讯端口，处于等待飞控计算机传来数据请求命令帧状态。

步骤三、IMS进行数据采集、存储。在发动机启动的同时各传感器感受发动机各运行状态参数并通过传感器电缆连接至综合参数测试系统IMS中的调理电路进行调理后输出至单片机，单片机对参数信号进行A/D转换、采集，并进行相应的临时存储；发动机运行过程中不断的进行运行参数感受、转换、采集和临时存储的循环操作。

步骤四、IMS接到飞控计算机数据请求命令响应。如果综合参数测试系统IMS收到飞控计算机的数据请求命令帧，则IMS内的单片机响应中断请求，中断目前程序代码，转为执行中断处理程序。

步骤五、IMS向TCU请求数据。单片机程序控制模拟开关及电平转换单元指向TCU通讯端口，发送TCU参数请求命令帧，TCU收到参数请求命令帧后，向综合参数测试系统IMS发送当前TCU所有参数数据；综合参数测试系统IMS收到TCU参数后，进行相应临时存储。

步骤六、IMS进行参数超限判断和故障判断。参数超限判断基于参数限制表，故障模式判断基于故障表，输入为参数超限判断输出的代码，输出故障模式代码。

步骤七、IMS打包数据帧。IMS进行故障判断后，集成发动机运行状态参数、TCU参数和各种代码为一格式化数据帧。

步骤八、发送数据帧至飞控计算机。

本发明的优点在于：

(1)通过综合参数测试系统IMS来完成发动机运行参数的测试、采集及数据判断，节省飞控计算机A/D转换通道资源，降低飞控计算机资源消耗；

(2)在综合参数测试系统IMS中整合故障诊断，提高了测试智能化水平，提高了发动机故障诊断率和故障隔离率；

(3)通过短距离传感器信号传输及数字信号与飞控计算机通讯，降低了传感器模拟信号在传输线路上的信号衰减和干扰，提高了测试精度；

(4)传感器调理电路由综合参数测试系统IMS完成，降低了飞机主控制调理盒的复杂度。

附图说明

图1是本发明的航空活塞发动机综合参数测试装置连接关系示意图；

图2是本发明综合参数测试系统IMS硬件原理图；

图3是本发明综合参数测试方法流程图。

图中：

1-单片机，2-TCU，3-综合参数测试系统IMS，4-飞控计算机，5-伺服电机，501-旁通阀，502-钢丝，6-涡轮增压器，601-压气机，602-涡轮，7-活塞发动机，8-调理单元，9-模拟开关及电平转换单元，10-TCU通讯端口，11-飞控计算机通讯端口；

RPM-发动机转速，THP-节风门位置，SP-大气静压，ABP-空气盒压力，ABT-空气盒温度，SwgP-增压器旁通阀开度，CHT-缸头温度，EGT-排气温度，OILT-滑油温度，OILP-滑油压力。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。

参照图1，本发明所述的发动机综合参数测试装置主要由控制单元TCU2、综合参数测试系统IMS3、飞控计算机4、伺服电机5、涡轮增压器6和发动机7组成，各部件之间通过电缆或者电路板线路连接。TCU2具备与通讯接口10相对应的串行接口，可以通过既定通讯协议与外部设备IMS3通讯，用以传输当前的TCU2参数信号，TCU2通过电缆传输控制信号至伺服电机5。伺服电机5通过钢丝502连接一个旁通阀501，旁通阀501安装在涡轮增压器6的涡轮602进口处，伺服电机5通过钢丝502带动旁通阀501进行偏转，增压器旁通阀开度SwgP就表征此旁通阀501偏转的程度。涡轮增压器6的涡轮602进口与发动机7排气相连，依靠发动机7废气驱动涡轮602，涡轮602带动与之同轴连接的压气机601做功，将大气增压后再输送至发动机7进气口。

所述的控制单元TCU2通过与其连接的传感器采集相应的发动机转速RPM、节风门位置THP、大气静压SP、空气盒压力ABP、空气盒温度ABT、增压器旁通阀开度SwgP参数信号，并将参数信号转换为物理量，在此基础上按照TCU2控制策略计算出伺服电机5所需要的控制信号，控制信号通过电缆传输至伺服电机5，驱动伺服电机5动作，从而自动控制涡轮增压器6的运转，因此控制单元TCU2也叫做涡轮增压器控制单元。所述的传感器包括发动机转速RPM传感器、节风门开度THP传感器、大气静压SP传感器、空气盒压力ABP传感器、空气盒温度ABT传感器、增压器旁通阀开度SwgP传感器。

所述的飞控计算机4是无人机上的核心部件，完成各子系统的信号测量、参数计算处理、复杂控制、与无线数据链路通讯等功能；

所述综合参数测试系统IMS3参照图2，综合参数测试系统IMS3以单片机1为核心，该单片机1具备A/D转换功能，且具备数字通讯功能。IMS3用于采集调理发动机7运行状态参数传感器信号并获取TCU2的参数，进行参数超限判断及故障模式判断后进行数据集成，将集成的综合参数数据帧发送至飞控计算机4。IMS3主要包括调理电路8、单片机1、模拟开关及电平转换单元9、TCU通讯端口10和飞控计算机4通讯端口11。

所述的调理电路8用于将发动机运行状态参数传感器传输来的不同的信号形式如频率、电阻、微电压等信号通过放大、转换、滤波等方法调理成0～5VDC的标准电压信号，以供单片机1进行A/D转换采集；调理电路8的输入与发动机的传感器线缆连接，输出与单片机1连接。

所述的单片机1用于采集调理电路8输出的信号，并对采集到的信号进行电量与物理量的转换计算及处理，然后与TCU2及飞控计算机4通讯。单片机1的A/D转换器采集输入端接入经调理电路8调理后的传感器信号，通讯端口引脚连接模拟开关及电平转换单元9的输入端，模拟开关及电平转换单元9的输出端连接TCU2通讯端口10和飞控计算机4通讯端口11。

所述的模拟开关及电平转换单元9包括模拟开关和电平转换器件。模拟开关为数字信号控制的双向模拟开关，在不同的控制信号作用下，将公共输入端的数据分别与不同的输出通道接通，达到将单片机1的数字通讯端口分别与不同的外部通讯端口接通并通讯的目的；本发明中的模拟开关由单片机1控制按既定顺序分别接通TCU2通讯端口10和飞控计算机4通讯端口11；电平转换器件为一种数字通信收/发器芯片，起到的作用是在数字通讯中进行不同的数字电平转换，单片机1进行数字通讯时采用的是TTL/CMOS电平，而外部通讯接口电平为RS232或者RS422等其他电平标准，当电平转换器件作为发送器时，输入单片机1的TTL/CMOS电平，输出外部电平标准；作为接收器时，输入外部电平标准，输出TTL/CMOS电平；TCU2通讯端口10和飞控计算机4通讯端口11为外部连接端口形式，通常串行连接端口为标准九针接口；综合参数测试系统IMS3与TCU2、飞控计算机4之间的连接电缆就采用相应的端口连接形式进行连接。在本发明中，电平转换器件单元用于将单片机1数字电平转换为与TCU2通讯端口10、飞控计算机4通讯端口11相对应的数字电平。

利用上述的参数测试装置进行发动机运行参数测试时，首先是进行IMS3和TCU2的上电自检，自检通过后开启发动机7，发动机7的排气驱动涡轮增压器6工作，涡轮增压器6由控制单元TCU2采集相关参数并进行计算处理后输出控制信号控制伺服电机5，使与之连接的旁通阀501偏转，改变用于驱动涡轮增压器6的排气量，从而改变涡轮增压器6输送到航空活塞发动机7的增压空气压力。IMS3采集发动机7各种运行参数信号，并对所获得的信号进行电量与物理量转换、存储，然后获取并打包TCU2数据，并输出至飞控计算机4。具体的测试方法流程如图3所示。

参照图3，本发明提供的航空活塞发动机综合参数测试方法的具体工作流程如下：

步骤一、IMS和TCU上电自检。

发动机7启动前，给发动机7控制电路加电，给综合参数测试系统IMS3供电、TCU2供电，IMS3和TCU2开始进行上电自检，如出现传感器或其他部件异常，给出报警信号。直至故障排除后，上电自检通过并进行发动机7启动开车。

步骤二、TCU2自动工作，IMS3自动运行，并等待飞控计算机4命令。

自检通过后，TCU2自动工作，IMS3自动运行，综合参数测试系统IMS3中的单片机1程序控制模拟开关及电平转换单元9指向飞控计算机4通讯端口11，处于等待飞控计算机4传来数据请求命令帧状态。

步骤三、IMS进行数据采集、存储。

在发动机7启动的同时，各传感器感受发动机7各运行状态参数；发动机转速RPM输出频率信号，并随着发动机7运行工况变化而变化；缸头温度CHT、滑油温度OILT输出PT100电阻信号，电阻值随着所感受的温度变化而变化；排气温度EGT根据感受到的废气温度而输出热电势信号；滑油压力OILP随着滑油泵的正常工作而升高并稳定在一定数值范围内，输出电阻信号；

发动机7运行状态参数通过传感器电缆连接至综合参数测试系统IMS3中的调理电路8进行调理后输出至单片机1，单片机1对参数信号进行A/D转换、采集，并进行相应的临时存储；发动机7运行过程中，IMS3不断的进行运行参数信号采集、转换、和临时存储的循环操作。

步骤四、IMS3接到飞控计算机4数据请求命令。

在上述的循环过程中如果综合参数测试系统IMS3收到飞控计算机4的数据请求命令帧，则IMS3内的单片机1响应中断请求，中断目前程序代码，转为执行中断处理程序；

步骤五、IMS3向TCU2请求数据。单片机1程序控制模拟开关及电平转换单元9指向TCU2通讯端口10，发送TCU2参数请求命令帧，TCU2收到参数请求命令帧后，向综合参数测试系统IMS3发送当前TCU2所有参数数据；综合参数测试系统IMS3收到TCU2参数后，临时存储在步骤三中所存储的发动机运行参数后面。

步骤六、IMS3进行参数超限判断和故障判断。单片机1中的程序按照设定的发动机参数限制值进行各参数数据判断，并给出相应参数超限代码，然后，根据参数超限代码按照设定的故障模式表，查找故障原因、故障位置、参考解决方案代码。参数超限判断基于参数限制表，该表存储有每一个参数的限制值，包括数据上限、数据下限，将参数按顺序编号，参数超限代码则规定超过上限输出1，低于下限输出0，则参数编号与超限代码组合为参数超限判断输出代码，如没有超限，则无输出。故障模式判断基于故障表，输入为参数超限判断输出的代码，输出故障模式代码。故障模式代码根据发动机实际使用情况和已知的故障情况进行设置，并在实际使用过程中进行完善。

步骤七、IMS3打包数据帧。IMS3进行故障判断后，集成发动机7运行状态参数、TCU2参数和各种代码为一格式化数据帧。

步骤八、发送数据帧至飞控计算机4。IMS3进行数据集成后，单片机1程序控制模拟开关及电平转换单元9指向飞控计算机4通讯端口11，向飞控计算机4发送集成后的综合参数数据帧。发送完毕则中断程序返回，继续执行中断前的工作。并进入下一次等待飞控计算机4数据命令请求帧状态。

需要说明的是，TCU2在整个过程中，对涡轮增压器6的控制是实时自动完成的。仅在收到综合参数测试系统IMS3发来的命令帧后响应中断，发送一帧当前TCU2参数，然后返回中断，继续自动控制涡轮增压器6。

综合参数测试系统IMS3在等待飞控计算机4的命令帧状态时，仍然在进行发动机状态参数采集工作，并以最新采集值刷新临时存储区中的对应参数数据。收到飞控计算机4的命令帧时，采用中断方式来执行。该方法优点是数据帧响应快，直接提取已经数据采集好的参数数据。

在考虑能源消耗的情况下，也可以采用另外一种方案，即在等待飞控计算机4的命令帧状态时，单片机1处于待机状态，当响应飞控计算机4的命令帧中断程序时，再进行发动机运行参数数据采集，其他步骤相同。这种方案数据响应慢于前一种方案，因为在中断程序中需要进行A/D转换采集，优点是，单片机能源消耗较低。

发动机运行状态参数传感器通过电缆连接至综合参数测试系统IMS3中的调理电路8的接线端子上。需要说明的是，发动机转速RPM传感器与TCU2参数中的传感器为同一传感器，该传感器输出的频率信号同时分别输送到TCU2和综合参数测试系统IMS3中。

Claims (3)

1、航空活塞发动机的综合参数测试装置，包括控制单元TCU、飞控计算机、伺服电机、涡轮增压器和发动机，其特征在于：所述的测试装置还包括一个综合参数测试系统IMS；控制单元TCU具备外部通讯接口，可以通过既定通讯协议与外部设备综合参数测试系统IMS通讯，用以传输当前的控制单元TCU参数信号以及控制伺服电机工作；涡轮增压器的涡轮进口处安装有一个旁通阀，该旁通阀与伺服电机通过钢丝连接，由伺服电机带动旁通阀进行开启和关闭；涡轮增压器的涡轮进口与发动机排气相连，依靠发动机废气驱动涡轮，涡轮带动与之同轴连接的压气机做功，将大气增压后再输送至发动机进气口；综合参数测试系统IMS用于采集调理发动机运行状态参数传感器信号并获取控制单元TCU的参数，进行参数超限判断及故障模式判断后进行数据集成，将集成的综合参数数据帧发送至飞控计算机；

上述部件之间均通过电缆进行连接或者电路板线路连接；

所述的综合参数测试系统IMS主要包括调理电路、单片机、模拟开关及电平转换单元、TCU通讯端口和飞控计算机通讯端口；

所述的调理电路用于将发动机运行状态参数传感器传输来的不同的信号形式通过放大、转换、滤波等方法调理成0～5VDC的标准电压信号，以供单片机进行A/D转换采集；调理电路的输入与发动机的传感器线缆连接，输出与单片机连接；所述的单片机用于采集调理电路输出的信号，并对采集到的参数进行计算及处理，然后与控制单元TCU及飞控计算机通讯；单片机的A/D转换器采集输入端接入经调理电路调理后的传感器信号，通讯端口引脚连接模拟开关及电平转换单元，所述的模拟开关及电平转换单元包括模拟开关和电平转换器件，通过数字电缆连接TCU通讯端口和飞控计算机通讯端口；其中模拟开关由单片机控制按既定顺序分别接通TCU通讯端口和飞控计算机通讯端口；电平转换器件单元用于将单片机数字电平转换为与TCU通讯端口、飞控计算机通讯端口相对应的数字电平。

2、航空活塞发动机综合参数测试方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤一、综合参数测试系统IMS和控制单元TCU上电自检；如出现传感器或其他部件异常，给出报警信号；直至故障排除后，上电自检通过并进行发动机启动开车；

步骤二、控制单元TCU自动工作，综合参数测试系统IMS自动运行，并等待飞控计算机命令；综合参数测试系统IMS中的单片机程序控制模拟开关及电平转换单元指向飞控计算机通讯端口，处于等待飞控计算机传来数据请求命令帧状态；

步骤三、综合参数测试系统IMS进行数据采集、存储；在发动机启动的同时各传感器感受发动机各运行状态参数并通过传感器电缆连接至综合参数测试系统IMS中的调理电路进行调理后输出至单片机，单片机对参数信号进行A/D转换、采集，并进行相应的临时存储；发动机运行过程中不断的进行运行参数感受、转换、采集和临时存储的循环操作；

步骤四、综合参数测试系统IMS接到飞控计算机数据请求命令；如果综合参数测试系统IMS收到飞控计算机的数据请求命令帧，则综合参数测试系统IMS内的单片机响应中断请求，中断目前程序代码，转为执行中断处理程序；

步骤五、综合参数测试系统IMS向控制单元TCU请求数据；单片机程序控制模拟开关及电平转换单元指向控制单元TCU通讯端口，发送控制单元TCU参数请求命令帧，控制单元TCU收到参数请求命令帧后，向综合参数测试系统IMS发送当前控制单元TCU所有参数数据；综合参数测试系统IMS收到控制单元TCU参数后，进行相应临时存储；

步骤六、综合参数测试系统IMS进行参数超限判断和故障判断；参数超限判断基于参数限制表，故障模式判断基于故障表，输入为参数超限判断输出的代码，输出故障模式代码；

步骤七、综合参数测试系统IMS打包数据帧；综合参数测试系统IMS进行故障判断后，集成发动机运行状态参数、控制单元TCU参数和各种代码为一格式化数据帧；

步骤八、发送数据帧至飞控计算机。

3、根据权利要求2所述的航空活塞发动机综合参数测试方法，其特征在于：步骤二中所述的在等待飞控计算机的命令帧状态时，也可以是单片机处于待机状态，当响应飞控计算机的命令帧中断程序时，再进行发动机运行参数数据采集，其他步骤相同。

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