CN106020166B

CN106020166B - 航空发动机控制系统检测装置

Info

Publication number: CN106020166B
Application number: CN201610397476.2A
Authority: CN
Inventors: 何烈永; 薛晓波; 徐祗聪; 韩晶; 桂晓玉; 朱文光; 陈伦祥; 高昆; 李明; 舒伟华
Original assignee: China National South Aviation Industry Co Ltd
Current assignee: AECC South Industry Co Ltd
Priority date: 2016-06-07
Filing date: 2016-06-07
Publication date: 2019-01-25
Anticipated expiration: 2036-06-07
Also published as: CN106020166A

Abstract

本发明公开了一种航空发动机控制系统检测装置，包括适配器和计算机，计算机设置接口板卡，其中，适配器，用于与航空发动机控制系统的待测控制器和接口板卡相连以实现接口板卡与待测控制器之间的接口匹配；计算机，与适配器相连，用于嵌入发动机模型和发动机附件模型，模拟发动机工作信号和发动机附件工作信号，并经由适配器将模拟的发动机工作信号和发动机附件工作信号输入给待测控制器以驱动待测控制器运行，并接收待测控制器经由适配器返送回来的运行结果以对待测控制器的性能和功能进行闭环检测。本发明采用闭环控制，检测精度和可信度高。

Description

航空发动机控制系统检测装置

技术领域

本发明涉及航空发动机检测领域，特别地，涉及一种航空发动机控制系统检测装置。

背景技术

航空发动机控制系统是发动机燃油与控制系统的重要组成部分，控制系统采集大气压力P0、大气温度T0、转子转速n、排气温度T5、滑油压力开关信号p及由飞机操纵面板发送的操作指令，根据操作指令控制点火器点火装置、燃油电磁阀、滑油电磁阀、电动燃油泵、起动电机。控制系统根据控制规律调节燃油伺服控制装置的控制电流，调节燃油输油圈的回油量，从而控制发动机起动、稳态、加负载时的转速，当发动机出现故障时，控制系统控制发动机停车，并发出相应的故障指示。同时控制系统还输出开关信号、RS422通讯数据、RS232通讯数据(其他通讯总线如Arinc429总线等)实时显示空气发生器的各种工作状态信息。而现有的航空发动机控制系统的检测装置采用手动检测、开环检测的方式对待测控制器进行控检测，检测的可信度和精度偏低。

因此，现有的航空发动机控制系统检测装置检测的可信度和精度偏低，是一个亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明提供了一种航空发动机控制系统检测装置，以解决现有的航空发动机控制系统检测装置检测的可信度和精度偏低的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种航空发动机控制系统检测装置，包括适配器和计算机，计算机设置接口板卡，其中，适配器，用于与航空发动机控制系统的待测控制器和接口板卡相连以实现接口板卡与待测控制器之间的接口匹配；计算机，与适配器相连，用于嵌入发动机模型和发动机附件模型，模拟发动机工作信号和发动机附件工作信号，并经由适配器将模拟的发动机工作信号和发动机附件工作信号输入给待测控制器以驱动待测控制器运行，并接收待测控制器经由适配器返送回来的运行结果以对待测控制器的性能和功能进行闭环检测。

进一步地，计算机包括检测模块，检测模块，用于对航空发动机控制系统输入对应的转子转速、滑油压力和排气温度，并且检测航空发动机控制系统在对应的转子转速、滑油压力和排气温度下是否做出相应的响应以确定航空发动机控制系统的故障报警保护功能的可靠性。

进一步地，检测模块包括转子转速检测单元，转子转速检测单元用于检测输入航空发动机控制系统的转子转速的转速频率若达到设定的转速频率阈值时，航空发动机控制系统是否报故障并且停车保护以确定航空发动机控制系统的转子转速故障报警保护功能的可靠性。

进一步地，检测模块还包括滑油压力检测单元，滑油压力检测单元用于检测输入航空发动机控制系统的滑油压力若达到设定的滑油压力阈值时，航空发动机控制系统是否报故障并且停车保护以确定航空发动机控制系统的滑油压力故障报警保护功能的可靠性。

进一步地，检测模块还包括排气温度检测单元，排气温度检测单元用于检测输入航空发动机控制系统的排气温度若达到设定的排气温度阈值时，航空发动机控制系统是否报故障并且停车保护以确定航空发动机控制系统的排气温度故障报警保护功能的可靠性。

进一步地，计算机还包括调节模块，调节模块用于采集航空发动机控制系统的实际转子转速，并对采集的航空发动机控制系统的实际转速与输入航空发动机控制系统的转子转速进行PID运算，通过调整航空发动机控制系统中的燃油伺服控制装置的控制电流来调节航空发动机控制系统中的燃油输油圈的回油量，以闭环控制航空发动机控制系统中的发动机的转子转速。

进一步地，适配器包括DI/DO(数字量输入/数字量输出)调理模块、A/D调理模块和D/A调理模块，DI/DO调理模块、A/D调理模块和D/A调理模块分别与航空发动机控制系统和接口板卡相连，DI/DO调理模块，用于将采集的航空发动机控制系统的开关量进行光电隔离，并将光电隔离的开关量调理为接口板卡可接收的TTL信号；A/D调理模块包括电压调理单元、电流电压转换单元和热电偶调理单元，电压调理单元，用于将待测控制器输出的电压信号进行隔离和滤波处理；电流电压转换单元，用于将待测控制器输出的电流信号进行电流转电压调理，并对调理的电压进行隔离和滤波；热电偶调理单元，用于将毫伏级热电偶信号进行隔离、放大和滤波处理；D/A调理模块，用于对电压信号进行隔离衰减以模拟热电偶温度信号。

进一步地，适配器还包括TTL频率输入模块，TTL频率输入模块，用于与航空发动机控制系统相连并将待测控制器输出的TTL方波进行光电隔离。

进一步地，适配器还包括状态指示灯，状态指示灯，用于与航空发动机控制系统相连并显示开关量的输出状态。

进一步地，适配器还包括电压转换模块，电压转换模块，与DI/DO调理模块、A/D调理模块、D/A调理模块、TTL频率输入模块和状态指示灯相连，用于将直流供电电压调理后输出稳定的工作电压以向DI/DO调理模块、A/D调理模块、D/A调理模块、TTL频率输入模块和状态指示灯供电。

本发明具有以下有益效果：

本发明提供的航空发动机控制系统检测装置，嵌入发动机模型和发动机附件模型，模拟发动机工作信号和发动机附件工作信号，将模拟的发动机工作信号和发动机附件工作信号输入给待测控制器以驱动待测控制器运行，同时接收待测控制器经由适配器返送回来的运行结果以对待测控制器的性能和功能进行闭环检测。本发明采用闭环控制，检测精度和可信度高。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明航空发动机控制系统检测装置第一实施例的功能框图；

图2是图1中计算机的功能模块示意图；

图3是图2中检测模块的功能模块示意图；

图4是本发明航空发动机控制系统检测装置第二实施例的功能框图；

图5是图4中A/D调理模块的功能模块示意图；

图6是本发明航空发动机控制系统检测装置软件设计流程图；

图7是本发明航空发动机控制系统检测装置闭环检测框图。

附图标注说明：

10、适配器；20、计算机；21、接口板卡；22、检测模块；23、调节模块；221、转子转速检测单元；222、滑油压力检测单元；223、排气温度检测单元；11、DI/DO调理模块；12、A/D调理模块；13、D/A调理模块；121、电压调理单元；122、电流电压转换单元；123、热电偶调理单元；14、TTL频率输入模块；15、状态指示灯；16、电压转换模块。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

参照图1，本发明的优选实施例提供了一种航空发动机控制系统检测装置，包括适配器10和计算机20，计算机20设置接口板卡21，其中，计算机可以为工业控制计算机、VXI平台、PC104平台、PXI平台、RIO平台等，接口板卡21可以为PCI总线、PXI总线的接口卡等。适配器10，用于与航空发动机控制系统的待测控制器和接口板卡21相连以实现接口板卡21与待测控制器之间的接口匹配；计算机20，与适配器10相连，用于嵌入发动机模型和发动机附件模型，模拟发动机工作信号和发动机附件工作信号，并经由适配器10将模拟的发动机工作信号和发动机附件工作信号输入给待测控制器以驱动待测控制器运行，并接收待测控制器经由适配器10返送回来的运行结果以对待测控制器的性能和功能进行闭环检测。本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，采用虚拟仪器、数据库(如SQL SERVER 2000)等技术设计检测软件，对硬件资源进行合理调度，以实现自动检测，数据保存，回放、报表生成等功能。设计RS422、RS232通讯接口电路(其他通讯总线如Arinc429总线)，按通讯协议设计通讯软件对RS422、RS232数据进行解析和显示，在检测软件的工作下以特定的、固化的检测逻辑与检测规律实现航空发动机控制系统的自动检测、实时监控。航空发动机控制系统检测装置的计算机平台扩展以太网、光纤通讯便于信息化管理。待测控制器、适配器10和计算机20通过转接电缆相连，具体地，转接电缆分为计算机20与适配器10的板卡电缆、适配器10内部电缆、适配器10与待测控制器的航插电缆。电缆的设计、装配考虑EMC屏蔽要求，普通信号线采用双绞屏蔽线，屏蔽层可靠接地；频率信号采用屏蔽线进行传输。

本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，嵌入发动机模型和发动机附件模型，模拟发动机工作信号和发动机附件工作信号，将模拟的发动机工作信号和发动机附件工作信号输入给待测控制器以驱动待测控制器运行，同时接收待测控制器经由适配器返送回来的运行结果以对待测控制器的性能和功能进行闭环检测。本实施例采用闭环控制，检测精度和可信度高。

优选地，如图2所示，本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，计算机20包括检测模块22，检测模块22，用于对航空发动机控制系统输入对应的转子转速、滑油压力和排气温度，并且检测航空发动机控制系统在对应的转子转速、滑油压力和排气温度下是否做出相应的响应以确定航空发动机控制系统的故障报警保护功能的可靠性。例如，航空发动机控制系统检测装置检测航空发动机控制系统的燃气温度低检测功能是否正常时，是通过检测航空发动机控制系统检测装置在输入燃气温度小于T1℃时，航空发动机控制系统是否报故障，同时停车保护来确定的。

本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，通过对对航空发动机控制系统输入对应的转子转速、滑油压力和排气温度，并且检测航空发动机控制系统在对应的转子转速、滑油压力和排气温度下是否做出相应的响应以确定航空发动机控制系统的故障报警保护功能的可靠性，提高检测精度和可信度。

优选地，如图3所示，本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，检测模块22包括转子转速检测单元221，转子转速检测单元221用于检测输入航空发动机控制系统的转子转速的转速频率若达到设定的转速频率阈值时，航空发动机控制系统是否报故障并且停车保护以确定航空发动机控制系统的转子转速故障报警保护功能的可靠性。例如，

检测模块22还包括滑油压力检测单元222，滑油压力检测单元222用于检测输入航空发动机控制系统的滑油压力若达到设定的滑油压力阈值时，航空发动机控制系统是否报故障并且停车保护以确定航空发动机控制系统的滑油压力故障报警保护功能的可靠性。例如，

检测模块22还包括排气温度检测单元223，排气温度检测单元223用于检测输入航空发动机控制系统的排气温度若达到设定的排气温度阈值时，航空发动机控制系统是否报故障并且停车保护以确定航空发动机控制系统的排气温度故障报警保护功能的可靠性。例如，

本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，采用转子转速检测单元、滑油压力检测单元和排气温度检测单元通过模拟转子转速、滑油压力和排气温度来检测航空发动机控制系统故障报警保护功能的可靠性，从而提高检测精度和可信度。

优选地，参见图2，本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，计算机20还包括调节模块23，调节模块23用于采集航空发动机控制系统的实际转子转速，并对采集的航空发动机控制系统的实际转速与输入航空发动机控制系统的转子转速进行PID运算，通过调整航空发动机控制系统中的燃油伺服控制装置的控制电流来调节航空发动机控制系统中的燃油输油圈的回油量，以闭环控制航空发动机控制系统中的发动机的转子转速。

本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，通过闭环控制抽来调整航空发动机控制系统中的发动机的转子转速，从而提高检测精度和可信度。

优选地，如图4和图5所示，本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，适配器10包括DI/DO调理模块11、A/D调理模块12和D/A调理模块13，DI/DO调理模块11、A/D调理模块12和D/A调理模块13分别与航空发动机控制系统和接口板卡21相连，DI/DO调理模块11，用于将采集的航空发动机控制系统的开关量进行光电隔离，并将光电隔离的开关量调理为接口板卡21可接收的TTL信号；A/D调理模块12包括电压调理单元121、电流电压转换单元122和热电偶调理单元123，电压调理单元121，用于将待测控制器输出的电压信号进行隔离和滤波处理；电流电压转换单元122，用于将待测控制器输出的电流信号进行电流转电压调理，并对调理的电压进行隔离和滤波；热电偶调理单元123，用于将毫伏级热电偶信号进行隔离、放大和滤波处理；D/A调理模块13，用于对电压信号进行隔离衰减以模拟热电偶温度信号。

适配器10还包括TTL频率输入模块14，其中，TTL频率输入模块14，用于与航空发动机控制系统相连并将待测控制器输出的TTL方波进行光电隔离。适配器10还包括状态指示灯15，具体地，状态指示灯15，用于与航空发动机控制系统相连并显示开关量的输出状态。适配器10还包括电压转换模块16，电压转换模块16与DI/DO调理模块11、A/D调理模块12、D/A调理模块13、TTL频率输入模块14和状态指示灯15相连，用于将直流供电电压调理后输出稳定的工作电压以向DI/DO调理模块11、A/D调理模块12、D/A调理模块13、TTL频率输入模块14和状态指示灯15供电。

本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，采用适配器进行相应信号的调理，以使调理的信号能够被相应的功能模块或的待测控制器采集，以实现接口板卡与待测控制器的接口匹配，提高信号兼容性。

优选地，本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，控制系统检测软件框架如图6所示，系统检测分自动检测和分步检测两种类型，需对航空发动机控制系统的起动检测、假起动检测、故障灯检测、转速信号不足检测、燃气温度低检测、最低允许转速检测、滑油压力不足检测、超温检测、超转检测和转速下降检测共10个检测项目进行检测。其中，自动检测是自动、依次按序地完成10个检测项目的检测；而分步检测可选择具体的某个检测项目进行检测。其设计流程，参见图6。整个检测过程的步骤如下所示：

1)第一阶段：起动检测模块模拟控制系统的工作过程；

2)第二阶段：假起动检测模块模拟控制系统的假起动工作过程；

3)第三阶段：故障灯检测模块模拟控制系统的故障灯检测功能，自动检测控制系统的故障灯是否能正常使用；

4)第四阶段：转速信号不足检测的功能是检测输入转速频率低于N1Hz时，控制系统是否报故障，同时停车保护；

5)第五阶段：燃气温度低检测的功能是检测控制系统在输入燃气温度小于T1℃时，控制系统是否报故障，同时停车保护；

6)第六阶段：最低允许转速检测的功能是检测控制系统转速频率没有达到N2Hz，控制系统运行T0秒时是否报故障，同时停车保护；

7)第七阶段：滑油压力不足检测主要实现正常工作T1s前T2s后，断开“滑油压力低开关”，指示灯灯亮，T3s后控制系统报故障，同时停车保护；

8)第八阶段：燃气温度超温检测主要实现正常工作T1s前T2s后，调节燃气温度大于T2℃，T5s后，控制系统报故障，同时停车保护；

9)第九阶段：超转检测的功能是检测控制系统在输入转速频率N3Hz，T0s后控制系统的指示灯亮，报故障，同时停车保护；

10)第十阶段：转速下降检测的功能是检测控制系统在正常起动T0s时，输入转速频率下降至N4Hz时，维持T6s后，控制系统报故障，同时停车保护。

在第一阶段时，依照控制器起动控制规律，起动后第T1秒转速进入闭环算法，按照设定的发动机转速与控制器输出电流的对应关系来计算转速；而在T1秒前，转速为开环控制，按固定频率输出。

为构成闭环检测环境，搭建发动机模型是其中的关键一环。控制系统的闭环检测原理框图如图7所示。

待测控制器采用转速闭环控制模拟，测量航空发动机的实时转速，根据其与预定转速差值进行PID运算，从而调整燃油伺服控制装置的控制电流来调节燃油输油圈的回油量以控制航空发动机的转速。

结合控制器的闭环控制原理框图，本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，对发动机模型进行简易处理，仅考虑发动机转速与控制器输出电流的关系，在二者间建立函数关系。忽略其余发动机参数，如发动机排气温度为开环控制，方便检测控制器温度指示、温度保护功能。从而建立发动机转速与控制器输出电流的对应关系为：

ng_k＝k₁×e_Ic+k₂∫e_Icdt+k₃×e_Ic+ng_k-1 (1)

其中：

ng_k——k时刻的发动机转速；

ng_k-1——k-1时刻的发动机转速；

e_Ic——k时刻控制器输出电流与k-1时刻控制器输出电流的差值；

k1、k2、k3——计算系数，k1为0.7531，k2为1.247，k3为0.002。

本实施例提供的航空发动机控制系统检测装置，满足系统的精度要求，实时性高，系统的动态性能优良。对航空发动机控制系统的转子转速、环境压力、环境温度、排气温度等参数作相应的处理和检测，提高了航空发动机控制系统的检测的准确性和一致性。数字化自动检测方法符合检测装置向模块化、虚拟化仪器集成方向发展，为解决测量范围宽、多功能、多变量、多任务、复杂状态的控制系统的检测问题提供了软硬件平台。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims

1.一种航空发动机控制系统检测装置，其特征在于，包括适配器(10)和计算机(20)，所述计算机(20)设置接口板卡(21)，其中，计算机扩展以太网、光纤通讯便于信息化管理，适配器10和计算机20通过转接电缆相连，

所述适配器(10)，用于与所述航空发动机控制系统的待测控制器和所述接口板卡(21)相连以实现所述接口板卡(21)与所述待测控制器之间的接口匹配；

所述计算机(20)通过所述接口板卡(21)与所述适配器(10)相连，用于嵌入发动机模型和发动机附件模型，模拟发动机工作信号和发动机附件工作信号，并经由所述适配器(10)将模拟的所述发动机工作信号和所述发动机附件工作信号输入给所述待测控制器以驱动所述待测控制器运行，同时接收所述待测控制器经由所述适配器(10)返送回来的运行结果以对所述待测控制器的性能和功能进行闭环检测；

所述计算机(20)包括检测模块(22)，所述检测模块(22)，用于对所述航空发动机控制系统输入对应的转子转速、滑油压力和排气温度，并且检测所述航空发动机控制系统在对应的所述转子转速、所述滑油压力和所述排气温度下是否做出相应的响应以确定所述航空发动机控制系统的故障报警保护功能的可靠性；

所述计算机(20)还包括调节模块(23)，所述调节模块(23)，与所述适配器(10)相连，用于采集所述航空发动机控制系统的实际转子转速，并对采集的所述航空发动机控制系统的实际转速与输入所述航空发动机控制系统的转子转速进行PID运算，通过调整所述航空发动机控制系统中的燃油伺服控制装置的控制电流来调节所述航空发动机控制系统中的燃油输油圈的回油量，以闭环控制所述航空发动机控制系统中的所述发动机的转子转速。

2.根据权利要求1所述的航空发动机控制系统检测装置，其特征在于，

检测模块(22)包括转子转速检测单元(221)，所述转子转速检测单元(221)用于检测输入所述航空发动机控制系统的转子转速的转速频率若达到设定的转速频率阈值时，所述航空发动机控制系统是否报故障并且停车保护以确定所述航空发动机控制系统的转子转速故障报警保护功能的可靠性。

3.根据权利要求2所述的航空发动机控制系统检测装置，其特征在于，

检测模块(22)还包括滑油压力检测单元(222)，所述滑油压力检测单元(222)用于检测输入所述航空发动机控制系统的滑油压力若达到设定的滑油压力阈值时，所述航空发动机控制系统是否报故障并且停车保护以确定所述航空发动机控制系统的滑油压力故障报警保护功能的可靠性。

4.根据权利要求2或3所述的航空发动机控制系统检测装置，其特征在于，

检测模块(22)还包括排气温度检测单元(223)，所述排气温度检测单元(223)用于检测输入所述航空发动机控制系统的排气温度若达到设定的排气温度阈值时，所述航空发动机控制系统是否报故障并且停车保护以确定所述航空发动机控制系统的排气温度故障报警保护功能的可靠性。

5.根据权利要求1所述的航空发动机控制系统检测装置，其特征在于，

所述适配器(10)包括DI/DO调理模块(11)、A/D调理模块(12)和D/A调理模块(13)，所述DI/DO调理模块(11)、A/D调理模块(12)和D/A调理模块(13)分别与所述航空发动机控制系统和所述接口板卡(21)相连，所述DI/DO调理模块(11)，用于将采集的所述航空发动机控制系统的开关量进行光电隔离，并将光电隔离的所述开关量调理为所述接口板卡(21)可接收的TTL信号；所述A/D调理模块(12)包括电压调理单元(121)、电流电压转换单元(122)和热电偶调理单元(123)，所述电压调理单元(121)，用于将所述待测控制器输出的电压信号进行隔离和滤波处理；电流电压转换单元(122)，用于将所述待测控制器输出的电流信号进行电流转电压调理，并对调理的电压进行隔离和滤波；热电偶调理单元(123)，用于将毫伏级热电偶信号进行隔离、放大和滤波处理；所述D/A调理模块(13)，用于对电压信号进行隔离衰减以模拟热电偶温度信号。

6.根据权利要求5所述的航空发动机控制系统检测装置，其特征在于，

所述适配器(10)还包括TTL频率输入模块(14)，所述TTL频率输入模块(14)，用于与所述航空发动机控制系统相连并将所述待测控制器输出的TTL方波进行光电隔离。

7.根据权利要求6所述的航空发动机控制系统检测装置，其特征在于，

所述适配器(10)还包括状态指示灯(15)，所述状态指示灯(15)，用于与所述航空发动机控制系统相连并显示开关量的输出状态。

8.根据权利要求7所述的航空发动机控制系统检测装置，其特征在于，

所述适配器(10)还包括电压转换模块(16)，所述电压转换模块(16)，与所述DI/DO调理模块(11)、所述A/D调理模块(12)、所述D/A调理模块(13)、所述TTL频率输入模块(14)和所述状态指示灯(15)相连，用于将直流供电电压调理后输出稳定的工作电压以向所述DI/DO调理模块(11)、所述A/D调理模块(12)、所述D/A调理模块(13)、所述TTL频率输入模块(14)和所述状态指示灯(15)供电。