CN104819847A - 一种微型涡喷航空发动机地面测控系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，所述发动机具有一电气控制单元，且发动机尾部设置有一个尾喷管，该系统包括：工控机，其连接至电气控制单元；数据采集单元，其包括设置于发动机底座下方的风洞应变天平和采集测量风洞应变天平在发动机转动时所产生的天平信号的第一数据采集卡，还包括两个控制摇杆和采集测量所述两个控制摇杆当前所处位置所产生的两路电压输出信号的第二数据采集卡，第一数据采集卡、第二数据采集卡与工控机通讯连接；执行单元，其包括两个舵机和一舵机控制模块，所述两个舵机连接至尾喷管，所述舵机控制模块连接至工控机。本发明所述系统可全面满足微型涡喷航空发动机的地面测试及转速控制、尾喷管角度控制。

Description

一种微型涡喷航空发动机地面测控系统

技术领域

本发明为航空微型涡喷发动机地面测控系统中的模拟调理设备，属于航空地面测控领域，尤其涉及一种微型涡喷航空发动机地面测控系统。

背景技术

在工业生产中，各种发动机在正式推向市场前都需要经过合格测试，测试参数有很多，比如说发动机的转速、油耗等。但是现有的测试系统大多比较分散、独立，只能单独采用某个测试仪器来测试某一项参数，而且具有通用的数据采集与测试模块，对于特定的发动机而言其测量的精度并不高，参数往往不符合工业需求，且还不能满足对一些特殊参数的测试。比如说应用在飞行器上的微型涡喷航空发动机，对其推力的研究对于飞行器的起飞、巡航、降落等动作都有着重要的影响，然而适用于该类型的发动机测控系统却少有报道。

发明内容

本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

本发明还有一个目的是提供一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，其能够完成对发动机转速的控制、尾喷管俯仰角度和偏航角度的控制，并可通过8通道6分量风洞应变天平测得发动机在不同转速、以及不同的尾喷管俯仰角度和偏航角度下所受到的X、Y、Z三个方向的空气动力和力矩，这对于研究该类发动机的特性具有极其重要的作用，同时还为在飞行器上的使用提供了很好的技术支持。

为了实现根据本发明的这些目的和其它优点，提供了以下技术方案：

一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，所述发动机具有一电气控制单元，且发动机尾部设置有一个尾喷管，其中，该系统包括：

工控机，其连接至所述电气控制单元，以对发动机的转速进行控制；

数据采集单元，其包括设置于所述发动机底座下方的风洞应变天平和采集测量所述风洞应变天平在发动机转动时所产生的天平信号的第一数据采集卡，还包括设置于远程操作台的两个控制摇杆和采集测量所述两个控制摇杆当前所处位置所产生的两路电压输出信号的第二数据采集卡，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡与工控机通讯连接；

执行单元，其包括两个舵机和一舵机控制模块，所述两个舵机连接至所述尾喷管，并基于舵机控制模块分别控制尾喷管的俯仰角度和偏航角度，所述舵机控制模块连接至工控机；其中，

所述工控机根据第二数据采集卡输出的两路信号对舵机控制模块进行控制，且基于接收到的来自第一数据采集卡输出的信号进行发动机在当前转速和尾喷管处于当前俯仰角度和偏航角度时的空气动力、力矩测量。

优选的是，所述风洞应变天平采用8通道6分量静态盒式风洞应变天平，该风洞应变天平通过双绞屏蔽线缆连接至第一数据采集卡。

优选的是，所述第一数据采集卡采用8通道同步应变信号采集模块PXIe-4330。

优选的是，所述微型涡喷航空发动机地面测控系统还包括：

信号调理箱，其设置在所述第二数据采集卡的数据接收前端；其中

所述两个控制摇杆输出的两路电压输出信号经所述信号调理箱处理后送入第二数据采集卡测量。

优选的是，所述数据采集单元还包括：

采集发动机燃油量的燃油电子称、采集发动机所处试验环境大气压力的气压传感器、采集发动机所处试验环境温度的温度传感器、以及采集发动机供电电压大小的电压传感器和供电电流大小的电流传感器；其中，

所述燃油电子称、气压传感器、温度传感器、电压传感器和电流传感器均电连接至信号调理箱，由信号调理箱输出至所述第二数据采集卡测量。

优选的是，所述第二数据采集卡采用32通道多功能数据采集模块PXI-6289。

优选的是，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡设置在一PXIe机箱内，并在该PXIe机箱内还设置有与二者通过PXIe总线连接的PXIe桥接模块，所述PXIe桥接模块连接至工控机。

优选的是，所述舵机控制模块采用6通道PWM输出模块MI6606，其通过USB线连接至工控机。

优选的是，所述微型涡喷航空发动机地面测控系统还包括：

分布在所述发电机试验环境的四组摄像装置、与所述四组摄像装置通讯连接的硬盘录像主机；其中，

所述硬盘录像主机与所述工控机、信号调理箱、PXIe机箱、舵机控制模块共同设置于一个机柜内，所述机柜位于一控制室，所述控制室内设置所述远程操作台，该远程操作台为一个三工位操作台，并在每个工位上设置有LCD显示屏。

优选的是，所述微型涡喷航空发动机地面测控系统还包括：

供电单元，其接通市电为所述四组摄像装置及硬盘录像主机供电，并通过UPS电源为所述工控机、信号调理箱、PXIe机箱和LCD显示屏提供电源，

其中，所述供电单元还包括通过一急停按钮连接至UPS电源的程控电源，所述程控电源为发动机以及两个舵机供电，并与UPS电源共同设置在所述机柜内。

本发明所述测控系统至少包括以下有益效果：

所述微型涡喷航空发动机地面测控系统可满足微型涡喷航空发动机地面测试及转速控制、尾喷管角度控制目标，具体来说：

可完成对试验环境温度、大气压力、发动机供电参数(供电电压、供电电流信号)及燃油重量等的测量，完成对8通道6分量天平信号的测量，完成对发动机工作状态参数的读取；

可完成对发动机转速的控制、尾喷管俯仰角度和偏航角度的控制目标；

可通过工控机及内置软件系统完成对测量参数的计算和保存工作，以及提供对重要参数监控报警，后台记录试验原始数据文件、试验初读数文件、监视数据文件和每次试验的测试数据报表文件；

可完成对试验现场的全方位视频监控功能；另外，工控机内置软件系统还提供了用户管理、数据管理、数据回放、参数设置、系统校准等功能。

本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。

附图说明

图1为本发明所述测控系统的总体工作原理框图；

图2为本发明的其中一种实施例中发动机控制示意图；

图3为本发明所述测控系统对发动机转动过程中所产生的天平信号测量示意简图；

图4为本发明所述测控系统对尾喷管角度控制的原理框图；

图5为本发明所述测控系统对发动机所处试验环境的数据采集原理框图；

图6为本发明所述测控系统的机柜结构示意图；

图7为本发明所述测控系统的三工位操作台结构示意图；

图8为本发明所述测控系统的供电拓扑结构图；

图9为本发明所述测控系统手动测试的流程图；

图10为本发明所述测控系统自动测试的流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步的详细说明，以令本领域技术人员参照说明书文字能够据以实施。

应当理解，本文所使用的诸如“具有”、“包含”以及“包括”术语并不排除一个或多个其它元件或其组合的存在或添加。

参见图1-4，本发明提供了一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，所述发动机具有一电气控制单元(简称ECU)，且发动机尾部设置有一个尾喷管(未示出)，其中该系统包括：

工控机，其通过RS232串口连接至发动机的电气控制单元，以对发动机的转速进行控制(即这里给出了对发动机转速的其中一种控制方式：上位机通过串口与发动机的ECU进行通信，通过软件控制转速)；

数据采集单元，其包括设置于所述发动机底座下方的风洞应变天平和采集测量所述风洞应变天平在发动机转动时所产生的天平信号的第一数据采集卡，还包括设置于远程操作台的两个控制摇杆(即图1中的操作杆)和采集测量所述两个控制摇杆当前所处位置所产生的两路电压输出信号的第二数据采集卡，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡与工控机通讯连接；

执行单元，其包括两个舵机和一舵机控制模块，所述两个舵机连接至所述尾喷管，并基于舵机控制模块分别控制尾喷管的俯仰角度和偏航角度，所述舵机控制模块连接至工控机；其中，所述工控机根据第二数据采集卡输出的两路信号对舵机控制模块进行控制，且基于接收到的来自第一数据采集卡输出的信号进行发动机在当前转速和尾喷管处于当前俯仰角度和偏航角度时的空气动力、力矩测量。这里，第二数据采集卡采集到的两个控制摇杆输出的两路电压信号分别作为尾喷管的俯仰角度、偏航角度控制信号，而第一数据采集卡采集到的天平信号则作为发动机所受到的空气动力、力矩测量依据。

本发明通过上述方案，可以测试微型涡喷航空发动机在不同转速、以及尾喷管处于不同俯仰角度或是偏航角度时所受到的空气动力和力矩，这对于在飞行器上的应用提供了很好的技术支持。

对于发动机的控制：

具体可参见图2，其给出了本发明其中一种实施例中发动机控制示意图，从该图可以看到，其中包含了对发动机的两种控制方式：一种是上述方案中提到的通过计算机串口RS232与发动机电气控制单元ECU进行通信进行控制与状态回读，另一种是通过发动机配备的遥控器与发动机电气控制单元中的无线接收机通信进行控制与状态回读。实现的功能包括对发动机转速的控制，回读发动机相关参数。发动机返回的参数主要有转速、温度、电池电压、泵压油门位置等。在发动机控制时，需要对发动机和ECU上电。

本发明在对微型涡喷航空发动机的测试控制上，结合软硬件的总体上来说，有三种具体的测试控制方式进行试验：

第一种是通过软件手动控制：选择该方式后可控制发动机进行手动试验，手动采集初读数和试验数据，此种模式下发动机控制与采集数据完全独立，试验人员可以自主启动发动机或采集试验相关数据；

第二种是通过软件自动控制：选择该方式后可控制发动机进行自动试验，自动采集初读数和试验数据，此模式只需要启动发动机后，运行后，点击软件面板中的“开始试验”即可按试验编号全部自动完成试验(即按试验编号控制发动机和尾喷管并采集数据、显示数、保存数据等)，此种模式下需要在开始试验之前启动发动机，成功后才能开始试验；

第三种是通过外部遥控手动控制，选择该方式后可通过与本系统无关的外部控制发动机的方式控制发动机的转速或尾喷管角度，并进行手动试验，手动采集初读数和试验数据，此种模式下发动机控制与采集数据完全独立，试验人员可以自主启动发动机或采集试验相关数据；

参见图9和图10，分别给出了本发明所述测控系统的手动测试流程图、自动测试流程图。需要注意的是，以上三种方式中，在手动试验前，可以通过软件面板或摇杆控制尾喷管角度，但在手动试验过程中不能使用外部摇杆控制角度；在外部遥控或自动试验时，也不能使用软件面板控制和外部摇杆控制尾喷管角度。

在本发明的另一种实施例中，所述数据采集单元还包括有设置在该远程操作台上的油门推杆，其输出的电压信号经过信号调理箱调理输出后送入第二数据采集卡被采集，然后传输至工控机，工控机可基于该信号对发动机的转速进行控制。

对于天平信号的采集测量：

上述方案中，所述风洞应变天平优先采用8通道6分量静态盒式风洞应变天平，该风洞应变天平通过双绞屏蔽线缆连接至第一数据采集卡。这里采用了双绞屏蔽电缆进行传输，使得其它信号和供电等电缆与天平激励和信号隔离，解决了串口脉冲和发动机供电对微弱的天平信号(实为8通道电压信号)干扰。其中，所述第一数据采集卡优选采用8通道同步应变信号采集模块PXIe-4330。PXIe-4330为NI公司的8通道24位、带校准、带滤波、高精度同步电桥采集卡，如图3所示，其可为基于电桥的传感器提供集成化数据采集和信号调理。该模块包含更高的精度、强大的数据处理能力和同步功能，是高密度测量系统的理想选择。NI PXIe-4330的全部8路通道都配有24位模数转换器，每通道软件可选的激励电压为0.625V至10V。

对于采集的天平信号，本发明采用了全桥测量方法进行测量，通常情况下，天平供电根据要求每通道采用10VDC供电，由软件进行激励设置，PXIe-4330产生。由于天平信号非常微弱，为了保证天平信号的测量精度，在本系统中采用了全差分测量方法，另外在布线是考虑了双绞屏蔽电缆并与其它电源线或信号线隔离。天平信号测量时，本系统将采集的8通道的天平输出的模拟信号进行载荷合成、计算，并采用了7次迭代算法，分别计算出了天平6个分量，包括X、Y、Z方向的力和Mx、My、Mz方向的力矩。即阻力、测力和升力，偏航力矩、滚转力矩和俯仰力矩。

对于发动机尾喷管角度的控制：

上述方案中，所述微型涡喷航空发动机地面测控系统还包括：信号调理箱，其设置在所述第二数据采集卡的数据接收前端；其中所述两个控制摇杆输出的两路电压输出信号经所述信号调理箱处理后送入第二数据采集卡测量，如图1或图4所示。该信号调理箱可以对所采集的两路电压输出信号进行调理，使之获得更好的精度。

本发明上述方案中给出了对发动机尾喷管的角度(包括俯仰角度和偏航角度)进行控制的方案，即通过两个控制摇杆来控制两个舵机进而控制尾喷管偏航和俯仰角度的方式。其中，所述舵机控制模块优选的是采用6通道PWM输出模块MI6606，其通过USB线连接至工控机。具体来说，如图4所示，两个控制摇杆分别输出偏航和俯仰模拟电压信号，模拟电压信号经过信号调理箱调理后，送给第二数据采集卡PXI-6289，数据采集卡采集后，将数据与系统软件中设置的PWM脉宽等相关参数进行计算，得到控制角度对应的PWM脉冲宽度，然后两路控制PWM模块输出到对应的舵机，使尾喷管动作。即工控机通过USB控制PWM模块，产生不同周期和占空比的PWM脉冲，然后控制舵机，从而控制尾喷管偏航和俯仰角度。两路摇杆输出模拟信号，经信号调理箱后连接到PXIe数采卡进行测量。测量后的信号经过工控机计算、处理，作为PWM控制输出的依据。

本发明为了保证控制的精度，需要在软件系统中对PWM参数进行设置，且为了保证舵机的安全，在设置PWM参数时需要确保输入的值正确，角度范围及脉冲宽度，实现软限位，否则舵机容易长时间堵转，造成损坏。

进一步的是，除了通过摇杆控制尾喷管角度外，还可在系统软件中，手动输入PWM脉冲宽度值进行试验，也可以在在自动试验时，建立需要控制的角度点对应脉宽值的计划表，依次控制，并稳定进行试验。

对于发动机所处试验环境数据的测试：

本发明为了满足对微型涡喷航空发动机在运转时的试验环境数据全面测试，所述数据采集单元优选的还包括：采集发动机燃油量的燃油电子称、采集发动机所处试验环境大气压力的气压传感器、采集发动机所处试验环境温度的温度传感器、以及采集发动机供电电压大小的电压传感器和供电电流大小的电流传感器；其中，所述燃油电子称、气压传感器、温度传感器、电压传感器和电流传感器均电连接至信号调理箱，由信号调理箱输出至所述第二数据采集卡测量。如图5所示，本发明的试验环境数据采集主要由传感器、信号调理、第二数据采集卡、工控机及电缆等组成。传感器以及变送器将被测物理量转换成电流、电压或电阻信号。信号调理箱将这些信号进行必要的滤波、放大或衰减、电流/电压转换、电阻/电压转换等处理，输出理想的电压信号给数据采集卡。数据采集卡实现对这些信号的采集，并上传工控机。工控机对采集的数据进行显示、处理、保存等。

这里，气压传感器、温度传感器等用于测量发动机试验现场和环境条件，发动机供电电压和电流信号考察发动机的启动情况及实时耗电情况。

上述方案中，所述信号调理箱优先采用MI2503多通道混合信号调理箱，其可为系统中所采集的参数(包括温度、气压、油量、发动机供电电压、发动机供电电流、控制摇杆信号等)提供调理和隔离，将不同传感器和部件产生的信号进行调理，使系统更安全、稳定并可靠地在较高精度范围内稳定工作。上述所说的两个控制摇杆分别为远程操作台上的前后推杆和左右推杆，其通过一套摇杆控制器控制。

本发明上述方案中，如图1、4、5所示，所述第二数据采集卡优先采用32通道多功能数据采集模块PXI-6289，其为NI公司3U、PXI高精度多功能M系列数据采集板卡，18位、500kSPS、32CH模拟输入多功能数据采集，兼容PXI混合总线。对于本发明中各种参数的采集是非常适合的。

参见图1，本测控系统中，所述第一数据采集卡NI PXIe-4330、第二数据采集卡NI PXI-6289设置在一PXIe机箱内，并在该PXIe机箱内还设置有与二者通过PXIe总线连接的PXIe桥接模块(NI PXIe-8361)，所述PXIe桥接模块连接至工控机。这里，所述PXIe机箱为NI PXIe-1078组合机箱，其配有交流的9槽3U PXI Express机箱，5个混合插槽，3个PXI Express插槽，可满足各种测试和测量应用的需求。

本系统在上述方案的基础中，还具有安全保护功能及监视功能，满足试验状态的监视，紧急情况的处理，即所述微型涡喷航空发动机地面测控系统还包括：

分布在所述发电机试验环境的四组摄像装置、与所述四组摄像装置通讯连接的硬盘录像主机；其中，所述硬盘录像主机与所述工控机、信号调理箱、PXIe机箱、舵机控制模块共同设置于一个机柜内(如图6所示，该图中PXI数据采集系统包括有上述PXIe机箱和PWM输出模块MI6606在内)，所述机柜位于一控制室，所述控制室内设置所述远程操作台，该远程操作台为一个三工位操作台，并在每个工位上设置有LCD显示屏(如图7所示)。在上面提到，两个控制摇杆是设置在该远程操作台上的，这里在图7中未示出而已。

如图8所示，其给出了本发明所述测控系统的供电拓扑结构图，其包括：

供电单元，其接通市电为所述四组摄像装置及硬盘录像主机供电，并通过UPS电源为所述工控机、信号调理箱、PXIe机箱和LCD显示屏提供电源，

其中，所述供电单元还包括通过一急停按钮连接至UPS电源的程控电源，所述程控电源为发动机以及两个舵机供电，并与UPS电源共同设置在所述机柜内(参见图7)。从图8可以看到，该电源系统主要包括系统使用的220VAC及系统输出的程控电源和5V/1A电源。程控电源给发动机供电，给舵机供电，通过RS232进行程控。5V/1A电源取自PXIe机箱，给ECU提供工作电源。

当系统上电后，即给四组摄像头、硬盘录像机、UPS上电，这样有利于在试验之前即对现场进行监控。另外，UPS上电后，需要人工启动UPS电源使其输出220VAC交流稳压电源到各设备。

这里，程控电源选用NS3543，其在系统中为发动机和尾喷管控制舵机供电，由于此电源特别重要，因此在程控电源输入端串入了急停按钮，在紧急情况下可以切断此电源，以确定试验对象的安全。另外该程控电源在试验室同时接入到了两个舵机，为其供电。

综上分析，本发明所述微型涡喷发动机试验测试系统，可用于对发动机测试过程中的六分量天平信号以及试验环境的电压、电流、气压、温度、油量等数据进行检测；并提供四路视频信号监测试验场地环境状态，提供发动机启动电源等；控制发动机启动、停止及转速控制；建立发动机各种参数的试验数据库，提取试验数据及数据回放。

本发明试验系统可提取试验数据，提供飞行仿真数据，将各种环境参数数据和发动机本身的转速，天平各分量以高精度的数据传送至工控机中，减少了试验人员数量，大大降低了工作量，使测试更加标准化、快速化、准确化方向更进一步。

接下来简单介绍一下本发明上述测控系统在软件方面的设计方案：

本发明所述工控机采用LabWindows/CVI 2012开发。在系统接线完成后，给系统上电，并启动系统软件，控制电源输出发动机工作。连接并初始化PXI采集模块，进行系统参数设置，设置完成后通过系统软件发送开始采样指令，进行数据采集、存储、显示，采集停止后进行回读处理、数据输出，完成试验后退出软件，给系统断电完成测试。

本测控系统在软件的功能设计上主要包括参数配置、数据采集处理、数据显示、数据记录、试验数据回放分析和测试通道校准，现详细分析如下：

1、参数配置功能模块：其主要完成每个测试通道的参数配置，主要配置参数包括：测试通道的通道序号、测试参数代号、测试参数名称、信号性质范围量程、修正系数、报警上限等。

2、数据采集处理功能模块：其是软件将采集的电压信号进行数据处理，转换为工程值。其功能要求主要包括以下几个方面：

a)采集的电压信号需要进行数字滤波，可采用逐点平均的方法进行滤波；

b)根据配置文件中的通道配置信息：量程、修正系数、报警上下限等进行计算处理，得到工程值；

c)工程值应保留4位有效数字；

d)工程值如果超报警限制，则应进行报警显示，报警形式为该单元格颜色改变。

3、数据显示功能模块：其是将采集的数据进行界面显示，以便试验人员进行观察。其功能要求主要包括以下几个方面：

a)试验数据的测量值显示形式分为数值和曲线两种：数值显示包括所有的试验数据，可在多个显示器分区显示；曲线显示只对其中部分试验数据进行曲线显示，曲线显示数据由试验人员进行添加或删除。试验数据的测量值按照电压值和工程量值两种形式进行切换显示，显示形式由试验人员选择；

b)测量值的曲线显示需要有单独的显示界面，曲线能显示整个试验过程的数据变化走势；

c)每个实际的显示信息包括通道号、数据名称、测量值和单位；

d)每页显示界面应有重要数据显示区域，数据由试验人员进行添加或删除，可显示数据的数量视界面空间而定，但不少于10条。

4、数据记录存储功能模块：其是对试验数据以文件形式进行记录和保存，其功能要求主要包括以下几个方面：

a)所有的试验数据都要记录和保存；

b)记录试验数据的文件名有试验人员编辑，文件名应包含试验开始记录时间，由软件自动生成；

c)试验人员可以任意时间开始和停止试验数据记录；

d)试验数据以工程值存储，保留4位有效数字；

e)文件存储格式为二进制；

f)文件的硬盘存储空间不足时，需要提前提示，以免试验数据丢失。

5、试验数据回放分析功能模块：其是将试验记录的数据文件以曲线图形的方式回放，以供试验人员分析处理。其要求如下：

a)试验人员通过选择数据文件名，进行试验数据显示回放；

b)同一界面同时显示的数据不少于10路，显示的数据通道由试验人员选择，并且可对其进行显示和隐藏操作；

c)在同一界面显示整个试验过程的试验数据，试验人员通过对曲线“放大”或“缩小”的功能按钮进行操作，如数据量太大，可分页显示；

d)由于试验数据工程值不同，显示数据要有不同的坐标系；

e)通过操作光标读取数据曲线的X值(时间)和Y值(测量值)，并显示；

f)计算曲线任意亮点之间的斜率，并显示。

6、测试通道校准模块功能：其是对每个测试通道进行在线校准，软件经过计算得到校准修正系数，供试验调用，具体步骤和要求如下：

a)在外部为每个通道提供校准信号，同时需要试验人员讲标准值输入，校准软件行采集记录实际测量制；

b)校准点不少于5个；

c)软件根据标准值进行拟和，得到K、b修正系数，K、b修正系数保存到参数配置文件中，供试验程序调用。

本系统软件是根据用户测试要求、操作员要求与国外同类产品的基础上设计出来的，它给操作员提供了一个Windows图形环境下的、稳定可靠的、功能强大的、智能的、易于使用的测试工具。该系统软件的主要特点是：

a)操作员无需懂计算机编程序，就能操作；

b)操作员无需输入又长又难记的命令；

c)所有的操作可以同时通过鼠标与键盘进行；

d)实时响应性；

e)同时多任务运行；

f)具有工业开发性，可与第三方应用软件集成；

升级方便，保护用户的投资与资源。

这里说明的设备数量和处理规模是用来简化本发明的说明的。对本发明的所述微型涡喷航空发动机测控系统的应用、修改和变化对本领域的技术人员来说是显而易见的。本发明所述测控系统可完成监控发动机的状态，采集发动机的环境参数数据，采集发动机天平的各分量，提取发动机参数数据，建立试验数据库等。在软件上，采用先进的高精度、稳定的天平校准和算法，可以单独对每个测试通道进行在线校准，软件经过计算得到校准修正系数，供试验调用；另外还具有试验数据库的管理，回放和存储的预处理模块。

尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用。它完全可以被适用于各种适合本发明的领域。对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的修改。因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。

Claims (10)

1.一种微型涡喷航空发动机地面测控系统，所述发动机具有一电气控制单元，且发动机尾部设置有一个尾喷管，其特征在于，该系统包括：

工控机，其连接至所述电气控制单元，以对发动机的转速进行控制；

数据采集单元，其包括设置于所述发动机底座下方的风洞应变天平和采集测量所述风洞应变天平在发动机转动时所产生的天平信号的第一数据采集卡，还包括设置于远程操作台的两个控制摇杆和采集测量所述两个控制摇杆当前所处位置所产生的两路电压输出信号的第二数据采集卡，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡与工控机通讯连接；

执行单元，其包括两个舵机和一舵机控制模块，所述两个舵机连接至所述尾喷管，并基于舵机控制模块分别控制尾喷管的俯仰角度和偏航角度，所述舵机控制模块连接至工控机；其中，

所述工控机根据第二数据采集卡输出的两路信号对舵机控制模块进行控制，且基于接收到的来自第一数据采集卡输出的信号进行发动机在当前转速和尾喷管处于当前俯仰角度和偏航角度时的空气动力、力矩测量。

2.如权利要求1所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述风洞应变天平采用8通道6分量静态盒式风洞应变天平，该风洞应变天平通过双绞屏蔽线缆连接至第一数据采集卡。

3.如权利要求2所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述第一数据采集卡采用8通道同步应变信号采集模块PXIe-4330。

4.如权利要求3所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述系统还包括：

信号调理箱，其设置在所述第二数据采集卡的数据接收前端；其中

所述两个控制摇杆输出的两路电压输出信号经所述信号调理箱处理后送入第二数据采集卡测量。

5.如权利要求4所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述数据采集单元还包括：

采集发动机燃油量的燃油电子称、采集发动机所处试验环境大气压力的气压传感器、采集发动机所处试验环境温度的温度传感器、以及采集发动机供电电压大小的电压传感器和供电电流大小的电流传感器；其中，

所述燃油电子称、气压传感器、温度传感器、电压传感器和电流传感器均电连接至信号调理箱，由信号调理箱输出至所述第二数据采集卡测量。

6.如权利要求5所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述第二数据采集卡采用32通道多功能数据采集模块PXI-6289。

7.如权利要求6所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述第一数据采集卡、第二数据采集卡设置在一PXIe机箱内，并在该PXIe机箱内还设置有与二者通过PXIe总线连接的PXIe桥接模块，所述PXIe桥接模块连接至工控机。

8.如权利要求7所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述舵机控制模块采用6通道PWM输出模块MI6606，其通过USB线连接至工控机。

9.如权利要求8所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述系统还包括：

分布在所述发电机试验环境的四组摄像装置、与所述四组摄像装置通讯连接的硬盘录像主机；其中，

所述硬盘录像主机与所述工控机、信号调理箱、PXIe机箱、舵机控制模块共同设置于一个机柜内，所述机柜位于一控制室，所述控制室内设置所述远程操作台，该远程操作台为一个三工位操作台，并在每个工位上设置有LCD显示屏。

10.如权利要求1-9所述的微型涡喷航空发动机地面测控系统，其特征在于，所述系统还包括：

供电单元，其接通市电为所述四组摄像装置及硬盘录像主机供电，并通过UPS电源为所述工控机、信号调理箱、PXIe机箱和LCD显示屏提供电源，

其中，所述供电单元还包括通过一急停按钮连接至UPS电源的程控电源，所述程控电源为发动机和两个舵机供电，并与UPS电源共同设置在所述机柜内。