CN104198190B - 航空发动机综合测试系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种发动机检测装置技术领域，具体的说，涉及一种航空发动机试车综合测试系统，包括数据采集装置、控制装置、操作显示装置、上位机和供电电源，数据采集装置检测发电机的主要技术参数，控制装置实现对上述检测装置的智能化控制，上位机对主要技术参数进行分析处理，PLC控制器用于为测速器中的逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，并根据转速传感器输出正弦波电压频率，控制逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换，根据航空飞机的发动机转速起飞、运行和降落三种飞行状态，智能切换至相应的计数模式，即实现一种变频测量航空发动机的转速方法，提高了转速测量的可靠性和精确性。

Description

航空发动机综合测试系统
技术领域
本发明涉及一种发动机检测装置技术领域，具体的说，涉及一种航空发动机试车综合测试系统。
背景技术
航空发动机是一种技术难度大、工作条件复杂、维护要求苛刻、研制使用费用较高的热动力装置。它具有非常复杂的结构，对于飞机运行的可靠性、安全性及性能起到至关重要的作用。
航空发动机在寿命期内，为了保证飞行安全，按规定必须要定期对飞机发动机进行试车，检测发动机各项性能的好坏。它的维护质量和技术指标是否符合要求直接影响到飞行训练任务的完成和飞行安全，如果发动机出现故障，危害性极大，严重时甚至导致重大飞行事故。因此，加强对发动机和各部附件性能参数的检测是机务维修人员的工作重点之一。
航空发动机试车综合检查设备的性能好坏直接影响航空发动机运行的安全性和可靠性。发动机试车属于责任重、耗能高的试验项目，而发动机工作过程振动大、噪声高以及产生的干扰信号，都对试车检查测试系统提出了更高的要求。为提高航空发动机的检查测试水平，国内外的航空发动机制造商和相关单位研究并制造出很多航空发动机检查测试设备。
目前，列装单位在发动机试车性能检测方面存在以下缺点：
(1)飞机座舱内的发动机采集装置和主要参数显示仪表数量不足。
为保证航空飞行的安全性，必须对航空发动机进行常规和特定检查，通过地面试车确定发动机工作状态的好坏。然而由于受飞机座舱的空间和机载传感器少的限制，发动机参数的指示仪表数量较少、误差大、需记录数据多及状态停留时间短等导致地面测试精度不高且观察不方便，往往因数据不足、准确度低，给分析、判断造成困难。
(2)现有列装的检测设备功能简单。
现有的发动机性能简易测试设备，由于受当时研制时的测试技术限制，主要存在以下不足：
①综合性差：由于发动机控制通道多，不同测试项目种类繁多，特定项目甚至需要对口设备，导致随机配备检测设备数量多、功能简单、综合化程度不强，且只能检查单发。
②效率低：地面试车检测工序复杂，一次发动机性能参数的检测通常需要多次开车，参与测试人员多、劳动强度大、检测时间长、燃油等消耗严重、效率低，同样错判漏测造成的反复操作也损耗较多的发动机使用寿命。
③使用性弱：发动机试车的野外环境恶劣且现场电磁干扰严重，测试设备电气部分不具备较强电磁干扰能力，检测结果准确性不高，而且检测各油、气路的压力时使用指针式机械压力表，因受液压波动以及发动机试车振动剧烈的影响，指针抖动幅度大，判读可靠性不高，无法为发动机性能参数的调整提供准确科学依据，不利于飞机最佳性能的发挥。
④通用性差：一般按机型配套研制，没有对软硬件进行通用性设计，只能对特定型号发动机的性能检测。
⑤自动化、信息化程度低：设备没有专门的计算机记录和保存测试的数据，参数记录不及时，事后补充不精确，没有数据追溯功能，且缺乏对检测过程的自动化管理及分析，动态测试手段落后。
当前，各部队面临飞机的大批列装，急需具有快速连接、高速数据采集并且体积小、携带方便的发动机试车检查仪、切实提高发动机性能参数检测效率，确保部队作战训练任务的完成。
发明内容
本发明的目的是提供一种航空发动机综合测试系统，具有操作方便灵活、测量精度高、智能化程度高、可靠性好的优点，为内、外场检查和调整发动机参数、排除发动机故障提供可靠依据，有效地减少人力消耗和发动机的使用寿命损耗。
本发明的技术方案是：一种航空发动机综合测试系统，该测试系统包括：数据采集装置、控制装置、操作显示装置、上位机和供电电源；
所述数据采集装置，包括传感器、测速器、变送器、发动机状态检测插头、高温电缆和高压导管，所述传感器包括多个压力传感器和温度传感器，所述变送器包括多个压力变送器和温度变送器，所述多个压力传感器的输入端通过所述高压导管与航空发动机的压力测量插头连接，输出端均与所述压力变送器相连，用于将航空发动机的压力信号转变为标准电信号，并将获得的标准电信号输出至控制装置；所述温度传感器的输入端通过所述高温电缆与飞机热电偶箱中弱电势信号端电连，输出端与所述温度变送器相连，用于将航空发动机的排气温度信号转变为标准电信号，并将获得的标准电信号输出至控制装置；所述测速器的输入端通过高速齿轮箱与发动机高压转子端和低压转子端相连，输出端通过高温电缆与控制装置电连，用于采集发动机的高压转子端和低压转子端的转速信号，并输出至控制装置；所述发动机状态检测插头与控制装置相连，用于采集发动机的状态信号，并输出至控制装置；
所述控制装置为A/D转换器和与A/D转换器电连的PLC控制器，所述A/D转换器的信号输入端与所述压力变送器和所述温度变送器分别电连，输出端与所述PLC控制器电连，用于将所述压力传感器采集的发动机压力信号以及将所述温度传感器采集的发动机温度信号转换为发动机压力数字信号和发动机温度数字信号并输出至所述PLC控制器；所述PLC控制器的信号输入端与所述A/D转换器、测速器、发动机状态检测插头均电连，输出端通过所述通讯接口与所述操作显示装置和所述上位机电连，用于接收所述A/D转换器输出的发动机压力数字信号和发动机温度数字信号，以及接收所述测速器输出的发动机高压转子端和低压转子端的转速信号，以及接收所述发动机状态检测插头输出的发动机的状态信号，并通过所述通讯接口与所述操作显示装置和所述上位机进行双向通讯；
所述操作显示装置包括指示灯、操作按钮和显示仪表，所述操作按钮与所述PLC控制器进行双向通讯；
所述上位机，通过RS485总线与所述PLC控制器进行双向通讯，且用于对数据采集装置采集的信号进行分析处理。
优选的是，所述多个压力变送器共有11只，包括2只接通航空发动机的压气机后空气静压测量插头P2的变送器T2、2只接通航空发动机的校正后的压气机空气静压测量插头P2”的变送器T2”、2只接通航空发动机的起动油路压力测量插头P起的变送器T起、2只接通航空发动机的副油道压力测量插头Pf的变送器Tf、2只接通航空发动机的滑油压力测量插头P滑的变送器T滑和1只压力变送器接通大气压力测量插头P0的变送器T0。
优选的是，所述温度变送器共有3只，包括2只与航空发动机排气温度测量插头P4相连的排气温度变送器T4、1只与航空发动机大气温度测量插头P0相连的大气温度变送器T0。
优选的是，所述温度变送器采用SBW系列的温度变送器，该变送器的输出电流为4-20mA或0-10mA。
优选的是，所述温度传感器包括排气温度传感器和大气温度传感器，所述排气温度变送器T4与所述排气温度传感器W4电连，所述大气温度变送器T0与所述大气温度传感器W0电连。
优选的是，所述排气温度传感器W4采用热电偶，所述大气温度传感器W0采用PT100的铂热电阻。
优选的是，所述测速器包括转速传感器、电压比较模块、逻辑处理计数模块和并行输出模块；所述转速传感器，输入端通过航空发动机的高速齿轮箱与高低压转子相连，用于检测航空发动机输出的转速信号，转速传感器的转速信号输出端与所述电压比较模块电连；所述电压比较模块与所述逻辑处理计数模块电连，用于对所述转速信号电平转换为方波信号，所述逻辑处理计数模块与所述并行输出模块电连，用于实现对所述方波信号的高速计数，计算并输出方波周期值，所述并行输出模块与用于将所述逻辑处理计数模块计算出的周期值转换为16位的并行数据输出，所述PLC控制器与所述逻辑处理计数模块的控制信号输入端电连，用于为所述逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，以及接收所述逻辑处理计数模块发出的中断命令，并根据所述转速传感器输出正弦波电压频率，控制所述逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换。
优选的是，所述数据采集装置还包括飞机试车测试插头和飞机状态检测插头。
优选的是，所述显示仪表包括10只电流表、2只操作按钮、10只带灯按钮和8只指示灯，其中操作按钮1与所述供电电源相连，用于控制所述测试系统的上电与断电状态；操作按钮2与所述上位机相连，用于控制所述综合测试系统的本地控制或遥控控制；10只电流表与左发动机和右发动机上的飞机试车测试插头相连，用以指示左右发动机的DY电流、QG电流、ZD电流、切油电流和JD电流；10只带灯按钮均与左发动机和右发动机的飞机状态检测插头相连，用于手动控制并显示左右发动机的加力点火JD、起动供油QG、主燃烧室点火ZD、发动机通电DY和左发切油CT。
本发明与现有技术相比的有益效果为：
该测试系统包括数据采集装置、控制装置、操作显示装置、上位机和供电电源，数据采集装置检测发电机的主要技术参数，包括左右发电机的高低压转子转速、副油道压力、燃油压力、排气温度、凸轮信号、通电信号，控制装置实现对上述检测装置的智能化控制，上位机对主要技术参数进行分析处理，并判断发动机的技术参数是否合格，实时绘制试车参数曲线、保存相关检查测试数据，数据可供后期追溯，其中，PLC控制器用于为测速器中的逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，并根据转速传感器输出正弦波电压频率，控制逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换，根据航空飞机的发动机转速起飞、运行和降落三种飞行状态，智能切换至相应的计数模式，即实现一种变频测量航空发动机的转速方法，提高了转速测量的可靠性和精确性。
附图说明
图1为本发明的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，均属于本发明的保护范围。
实施例1
参见图1，一种航空发动机综合测试系统，适用于检测航空飞机的左发动机和右发动机的运行状态，包括数据采集装置、控制装置、操作显示装置、上位机和供电电源；数据采集装置包括传感器、测速器、变送器、发动机状态检测插头、高温电缆和高压导管，实现对发动机各燃油、滑油、气动的压力检测、排气温度和大气温度的温度检测以及发动机状态检测，智能判断发动机所处的运行状态，分析计算发动机各项性能参数，进行实时参数监控，显示发动机的性能参数，完成对发动机性能的全面自动化测试。
其中，传感器实现将温度或压力等物理信号转换为电阻信号，变送器将电阻信号进一步转换为标准的电信号，变送器包括多个压力变送器和温度变送器，传感器包括多个压力传感器和温度传感器，多个压力传感器的输入端通过高压导管与航空发动机的压力测量插头连接，输出端均与压力变送器相连，用于将航空发动机的物理信号转变为标准电信号，并将获得的电信号输出至控制装置，供电电源用于将该综合测试系统与地面27V的供电设备相连。使用时，压力变送器接24VDC电源，将各油、气压信号经高压导管加至压力传感器的信号输入端，进一步经过压力变送器将压力信号转换为4-24mA的标准电信号，送至控制装置。压力变送器共有11只，包括2只接通航空发动机的压气机后空气静压测量插头P2的变送器T2、2只接通航空发动机的校正后的压气机空气静压测量插头P2”的变送器T2”、2只接通航空发动机的起动油路压力测量插头P起的变送器T起、2只接通航空发动机的副油道压力测量插头Pf的变送器Tf、2只接通航空发动机的滑油压力测量插头P滑的变送器T滑和1只压力变送器接通大气压力测量插头P0的变送器T0。
表1为压力变送器的型号及功能，变送器T2压力检测范围0-0.1Mpa，采用0.5级的压力变送器采集；变送器T2”的作用是实现1号调节针塞压力P2”，压力输出范围0-100Kpa，采用0.5级的压力变送器采集；变送器T起，工作压力范围0.441±0.0497Mpa，应用0.5级压力变送器采集；变送器Tf，包括加力油道前圈压力Pj前和加力油道前圈压力Pj后，压力输出范围2.16±0.2Mpa，应用量程为10Mpa，应用0.5级的压力变送器采集；变送器T0压力输出范围绝压0-160Kpa，应用0.5级压力变送器采集。
表1压力变送器的型号及功能
序号 名称 型号规格 功能 数量
1 变送器T2 PMC41RE11P2A11M1(0-0.1Mpa) 八级压气机后静压P2 2
2 变送器T2 PMC41RE11H2A11M1(0-100Kpa) 1号调节针塞压力P2 2
3 变送器T起 PMC131A11F1A1S(0-1.0Mpa) 起动燃油压力P起 2
4 变送器Tf PMP131A1101A70(0-10Mpa) 副油道压力Pf 2
5 变送器T滑 PMC131A11F1AIS(0-1.0Mpa) 滑油压力P滑 2
6 变送器T0 PMC131A11F1A2H(0-160Kpa绝压) 大气压力P0 1
温度传感器的输入端通过高温电缆与飞机热电偶箱中弱电势信号端电连，输出端通过温度变送器与控制装置相连，用于将航空发动机的排气温度信号转变为标准电信号，并将获得的标准电信号输出至控制装置，温度变送器共有3只，包括2只与航空发动机排气温度测量插头P4相连的排气温度变送器T4、1只与航空发动机大气温度测量插头P0相连的大气温度变送器T0，温度变送器采用SBW系列的温度变送器，该变送器的输出电流为4-20mA或0-10mA，实现将电阻温度信号转化为标准电信号，并传递给控制装置。温度传感器包括排气温度传感器和大气温度传感器，排气温度变送器T4与排气温度传感器W4电连，大气温度变送器T0与大气温度传感器W0电连，其中排气温度传感器W4采用热电偶，大气温度传感器W0采用PT100的铂热电阻。其中，因热电偶输出毫伏级的信号，极易受到外界的各种电磁干扰而影响测量精度，因此在排气温度变送器T4与控制装置之间设有热电偶温度小信号调理电路，采用AD595芯片作为测量芯片，具备高精度的线性光耦隔离，输入输出线性变化，线性度可达0.01％，有效的避免排气温度变送器T4的温度信号传输过程中因电磁干扰而影响测量精度。
测速器的输入端通过高速齿轮箱与发动机高压转子端或低压转子端相连，输出端通过高温电缆与控制装置电连，测速器包括转速传感器、电压比较模块、逻辑处理计数模块和并行输出模块；
转速传感器，输入端通过航空发动机的高速齿轮箱与高低压转子相连，用于检测航空发动机输出的转速信号，转速传感器的转速信号输出端与电压比较模块电连，转速传感器的转速信号输出端与电压比较模块电连；转速传感器采用变磁阻式转速传感器，共包括两路转速测量系统，一路为测量发动机高压转子端的高压转速传感器n2，高压转速传感器通过航空发动机的高速齿轮箱与高压转子相连，测量航空发动机高压转子端的转速，另一路为测量发动机低压转子端的低压转速传感器n1，通过航空发动机的高速齿轮箱与低压转子相连，测量航空发动机低压转子端的转速，且转速传感器的输出三路相位差为120°的正弦波电压，电压幅值为0～35V，频率为0～45Hz；
电压比较模块与逻辑处理计数模块电连，用于对转速信号电平转换为方波信号，电压比较模块包括限流电阻R1、钳位二极管D1和D2、运算放大器U1和光耦合器U2，转速传感器的转速信号输出端依次通过限流电阻R1、钳位二极管D1和D2与运算放大器U1的正输入端与负输入端电连，运算放大器U1的输出端与光耦合器U2电连。其中限流电阻R1可降低输入信号电流，起到降低功耗的作用，钳位二极管D1和D2并联接入运算放大器U1的正输入端与负输入端之间，且钳位二极管D1和钳位二极管D2首尾相接，实现对运算放大器U1输入电压钳位，防止因输入电压过大而损坏运放；该电压比较模块还包括电阻R2，电阻R2引入电压正反馈，可保证正弦波信号有效的转换为方波信号；光耦合器U2实现对输入信号的隔离，同时起到电平转换的作用；
逻辑处理计数模块与并行输出模块电连，用于实现对方波信号的高速计数，计算并输出方波周期值，并行输出模块与用于将逻辑处理计数模块计算出的周期值转换为16位的并行数据输出至控制装置，逻辑处理计数模块采用CPLD芯片，CPLD芯片的计数脉冲率设为可调，即根据输入的方波信号的频率，通过逻辑处理计数模块将周期值转换为16位的并行数据输出至PLC控制器，通过PLC控制器发出时钟切换信号，控制并调节CPLD芯片的计数脉冲率。
测速器对航空发动机的高压转子和低压转子进行转速测量时，两路转速测量系统分别通过航空发动机的高速齿轮箱将转速信号传递至转速传感器，转速传感器端输出三路相位差为120°的正弦波电压，电压幅值为0～35V，频率为0～45Hz，该正弦波电压经运算放大器U1处理后得到正负交替的方波信号，该方波信号经过光耦合器U2进行电平转换后输出单一方向的方波信号，逻辑处理计数模块实现对方波信号的高速计数，计算并输出方波周期值，且逻辑处理计数模块发出的中断命令控制PLC控制器读取并行输出电路输出的16位的并行数据，同时PLC控制器为逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，并根据转速传感器输出正弦波电压频率，控制逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换，即当航空飞机处于起飞阶段时，飞机发动机的转速从0逐渐增大，转速传感器输出正弦波电压频率的频率逐渐增高，此时，PLC控制器控制逻辑处理计数模块的实现低速计数周期为0.1毫秒；当航空飞机处于飞行阶段时，飞机发动机的转速在小范围内波动且明显高于起飞阶段的发动机转速，转速传感器输出正弦波电压频率的频率处于高频状态，此时为提高计数的精确性，此时，PLC控制器控制逻辑处理计数模块的切换至高速计数周期为0.001毫秒；当航空飞机处于降落阶段时，飞机发动机的转速逐渐减小至0，转速传感器输出正弦波电压频率的频率为低频，此时，PLC控制器控制逻辑处理计数模块的切换至低速计数周期为0.1毫秒。
发动机状态检测插头与控制装置相连，用于采集发动机的状态信号，并输出至控制装置，发动机的状态信号包括发动机的凸轮信号、过程状态信号等数字信号，上述信号由发动机的两个检测插头引出，具体插头的引脚功能为见表2和表3：
表2插头1的引脚及功能
序号 名称 信号说明 备注
1 XB XB保证收小喷口凸轮 n2≥69％～71％时接通
2 FM FM凸轮信号 107±1°，以下断开，以上接通
3 DY 燃油急降电磁阀 ————
4 DK DK凸轮信号 n2≤58％～61％时接通
5 JL JL凸轮信号 n2≥90％～92％时接通
6 BM BM凸轮信号 4±1°，以下断开，以上接通
7 XK XK凸轮信号 n2≥65％～68％时接通
8 QD QD凸轮信号 n2〈46％～50％时接通，n2≥46％～50％时断开
9 JM、JM1 JM、JM1凸轮信号 73±1°，以下断开，以上接通
10 TQ TQ凸轮信号 n2〈31％～34％时接通，n2≥31％～34％时断开
表3插头2的引脚及功能
序号 名称 信号说明 备注
1 ZD 主燃烧室点火线圈 ————
2 QG 启动燃油电磁活门 ————
3 切油 1秒4个脉冲 防喘切油电磁铁
4 JD ———— 主油路汽化器电磁活门
5 XY5.5 ———— 加力补油压力信号
控制装置为A/D转换器和与A/D转换器电连的PLC控制器，时钟切换信号A/D转换器的信号输入端与时钟切换信号压力变送器和时钟切换信号温度变送器分别电连，输出端与时钟切换信号PLC控制器电连，用于将时钟切换信号压力传感器采集的发动机压力信号以及将时钟切换信号温度传感器采集的发动机温度信号转换为发动机压力数字信号和发动机温度数字信号并输出至时钟切换信号PLC控制器；时钟切换信号PLC控制器的信号输入端与时钟切换信号A/D转换器、测速器、发动机状态检测插头均电连，输出端通过时钟切换信号通讯接口与时钟切换信号操作显示装置和时钟切换信号上位机电连，用于接收时钟切换信号A/D转换器输出的发动机压力数字信号和发动机温度数字信号，以及接收时钟切换信号测速器输出的发动机高压转子端和低压转子端的转速信号，以及接收时钟切换信号发动机状态检测插头输出的发动机的状态信号，并通过时钟切换信号通讯接口与时钟切换信号操作显示装置和时钟切换信号上位机进行双向通讯。
控制装置的输出端通过RS-485总线与操作显示装置双向通讯，显示仪表包括10只电流表、2只操作按钮、10只带灯按钮和8只指示灯，其中操作按钮1与供电电源相连，用于控制综合测试系统的上电与断电状态；操作按钮2与上位机相连，用于控制综合测试系统的本地控制或遥控控制；10只电流表与左发动机和右发动机上的飞机试车测试插头相连，用以指示左右发动机的DY电流、QG电流、ZD电流、切油电流和JD电流；10只带灯按钮均与左发动机和右发动机的飞机状态检测插头相连，用于手动控制并显示左右发动机的加力点火JD、起动供油QG、主燃烧室点火ZD、发动机通电DY和左发切油CT。
上位机，通过RS485总线与PLC控制器进行双向通讯，且用于对数据采集装置采集的信号进行分析处理，主要实现对发动机试车过程中的数据记录，对关键数据进行动态曲线显示，对检查结果进行分析并给出检查报告，同时具有数据追溯功能，对历史试车过程数据进行历史查询。
综上所述，该航空发动机综合测试系统具有使用性能好、综合化程度高、智能化程度高、测量精度高和可靠性好的优点，能够完成航空发动机所有附件性能指标的测试工作，为内、外场检查和调整发动机参数、排除发动机故障提供可靠依据，有效地减少人力消耗和发动机的使用寿命损耗。
本领域技术人员可理解附图只为一个优选的实施例的示意图，附图中的工作流程并不一定是实施本发明所必须的。
本领域技术人员可理解CPLD芯片的计数脉冲率设为可调，根据转速传感器输出正弦波电压频率的频率为低频或高频，调节CPLD芯片的计数脉冲率，以提高计数的精确性，其中正弦波电压频率的切换点并不局限于低频与高频这两个频率阶段，为提高计数的精确性，可将航空飞机飞行至降落的过程任意划分为多个阶段的频率，与此同时，PLC控制器控制逻辑处理计数模块的切换频率也并不局限于低速计数周期为0.1毫秒和低速计数周期为0.001毫秒，为提高计数的精确性，可将航空飞机飞行至降落的过程任意划分为多个阶段的计数周期，通过PLC控制器控制逻辑处理计数模块实现各个阶段计数周期的切换，实现一种变频测量航空发动机的转速，提高了转速测量的可靠性和精确性。
本领域技术人员可理解航空飞机的发动机分为左发动机和右发动机，实施例1中所指发动机为左发动机或右发动机，即该测试系统通用于航空飞机的左发动机或右发动机的性能检测。
本领域技术人员可理解数据采集装置采集的模拟量信息不仅包括采集发动机状态检测插头、飞机试车测试插头和飞机状态检测插头的发动机模拟量信息，任意发动机的状态信号，均可通过连通发送机上设有的检测插头进行信息采集并检测。
最后应说明的是：以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其进行限制，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (8)

1.一种航空发动机综合测试系统，其特征在于，该综合测试系统包括：数据采集装置、控制装置、操作显示装置、上位机和供电电源；
所述数据采集装置，包括传感器、测速器、变送器、发动机状态检测插头、高温电缆和高压导管，所述传感器包括多个压力传感器和温度传感器，所述变送器包括多个压力变送器和温度变送器，所述多个压力传感器的输入端通过所述高压导管与航空发动机的压力测量插头连接，输出端均与所述压力变送器相连，用于将航空发动机的压力信号转变为标准电信号，并将获得的标准电信号输出至控制装置；所述温度传感器的输入端通过所述高温电缆与飞机热电偶箱中弱电势信号端电连，输出端与所述温度变送器相连，用于将航空发动机的排气温度信号转变为标准电信号，并将获得的标准电信号输出至控制装置；所述测速器的输入端通过高速齿轮箱与发动机高压转子端和低压转子端相连，输出端通过高温电缆与控制装置电连，用于采集发动机的高压转子端和低压转子端的转速信号，并输出至控制装置；所述发动机状态检测插头与控制装置相连，用于采集发动机的状态信号，并输出至控制装置；
所述控制装置为A/D转换器和与A/D转换器电连的PLC控制器，所述A/D转换器的信号输入端与所述压力变送器和所述温度变送器分别电连，输出端与所述PLC控制器电连，用于将所述压力传感器采集的发动机压力信号以及将所述温度传感器采集的发动机温度信号转换为发动机压力数字信号和发动机温度数字信号并输出至所述PLC控制器；所述PLC控制器的信号输入端与所述A/D转换器、测速器、发动机状态检测插头均电连，输出端通过通讯接口与所述操作显示装置和所述上位机电连，用于接收所述A/D转换器输出的发动机压力数字信号和发动机温度数字信号，以及接收所述测速器输出的发动机高压转子端和低压转子端的转速信号，以及接收所述发动机状态检测插头输出的发动机的状态信号，并通过所述通讯接口与所述操作显示装置和所述上位机进行双向通讯；
所述操作显示装置包括指示灯、操作按钮和显示仪表，所述操作按钮与所述PLC控制器进行双向通讯；
所述上位机，通过RS485总线与所述PLC控制器进行双向通讯，且用于对数据采集装置采集的信号进行分析处理；
所述测速器包括转速传感器、电压比较模块、逻辑处理计数模块和并行输出模块；所述转速传感器，输入端通过航空发动机的高速齿轮箱与高低压转子相连，用于检测航空发动机输出的转速信号，转速传感器的转速信号输出端与所述电压比较模块电连；所述电压比较模块与所述逻辑处理计数模块电连，用于对所述转速信号电平转换为方波信号，所述逻辑处理计数模块与所述并行输出模块电连，用于实现对所述方波信号的高速计数，计算并输出方波周期值，所述并行输出模块用于将所述逻辑处理计数模块计算出的周期值转换为16位的并行数据输出，所述PLC控制器与所述逻辑处理计数模块的控制信号输入端电连，用于为所述逻辑处理计数模块提供一定频率的时钟切换信号，以及接收所述逻辑处理计数模块发出的中断命令，并根据所述转速传感器输出正弦波电压频率，控制所述逻辑处理计数模块实现高速计数和低速计数的切换。
2.根据权利要求1所述的航空发动机综合测试系统，其特征在于：所述多个压力变送器共有11只，包括2只接通航空发动机的压气机后空气静压测量插头P2的变送器T2、2只接通航空发动机的校正后的压气机空气静压测量插头P2 ”的变送器T2 ”、2只接通航空发动机的起动油路压力测量插头P起的变送器T起、2只接通航空发动机的副油道压力测量插头Pf的变送器Tf、2只接通航空发动机的滑油压力测量插头P滑的变送器T滑和1只压力变送器接通大气压力测量插头P0的变送器T0。
3.根据权利要求1所述的航空发动机综合测试系统，其特征在于：所述温度变送器共有3只，包括2只与航空发动机排气温度测量插头P4相连的排气温度变送器T4、1只与航空发动机大气温度测量插头P0相连的大气温度变送器T0。
4.根据权利要求3所述的航空发动机综合测试系统，其特征在于：所述温度变送器采用SBW系列的温度变送器，该变送器的输出电流为4-20mA或0-10mA。
5.根据权利要求4所述的航空发动机综合测试系统，其特征在于：所述温度传感器包括排气温度传感器和大气温度传感器，所述排气温度变送器T4与所述排气温度传感器W4电连，所述大气温度变送器T0与所述大气温度传感器W0电连。
6.根据权利要求5所述的航空发动机综合测试系统，其特征在于：所述排气温度传感器W4采用热电偶，所述大气温度传感器W0采用PT100的铂热电阻。
7.根据权利要求1所述的航空发动机综合测试系统，其特征在于：所述数据采集装置还包括飞机试车测试插头和飞机状态检测插头。
8.根据权利要求1所述的航空发动机综合测试系统，其特征在于：所述显示仪表包括10只电流表、2只操作按钮、10只带灯按钮和8只指示灯，其中操作按钮1与所述供电电源相连，用于控制所述综合测试系统的上电与断电状态；操作按钮2与所述上位机相连，用于控制所述综合测试系统的本地控制或遥控控制；10只电流表与左发动机和右发动机上的飞机试车测试插头相连，用以指示左右发动机的DY电流、QG电流、ZD电流、切油电流和JD电流；10只带灯按钮均与左发动机和右发动机的飞机状态检测插头相连，用于手动控制并显示左右发动机的加力点火JD、起动供油QG、主燃烧室点火ZD、发动机通电DY和左发切油CT。
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