CN206095604U - 飞机辅助动力装置测试系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种飞机辅助动力装置测试系统，包括主控台、电子控制单元、燃油箱、测试台架、振动传感器和辅助动力装置；主控台包括程控计算机、电气控制箱、燃油控制箱和进气排气滑油箱；测试台架主要包括安装底座、测功机系统、排气管路和引气管路；引气管路上设有温度传感器、压力传感器和气体流量计；测功机系统包括电涡流测功机和连接轴，电涡流测功机通过连接轴连接与辅助动力装置连接。本实用新型弥补了国内飞机辅助动力装置测试设备的空缺，打破了国外厂家在该领域的技术封锁，确保航班正点率及飞行安全。同时，为航空公司节省了大量运输时间及检测维修成本，即保证了测试的实时性、准确性，也减轻了测试操作人员的工作强度。

Description

飞机辅助动力装置测试系统

技术领域

本实用新型涉及航空检测领域，具体涉及一种飞机辅助动力装置测试系统。

背景技术

飞机辅助动力装置(以下简称辅助动力装置)是美国HONEYWELL公司生产的一种机载动力装置，主要用于飞机大发停车时为飞机提供电力和引气。这种辅助动力装置广泛应用于中小型运输飞机上，如国产飞机新洲60，进口飞机CRJ机型、EMB机型等。

辅助动力装置是一种高技术产品，对其产品可靠性和技术指标具有很高的要求。根据民航法规的持续适航要求，辅助动力装置需要定期进行检测，出现故障后也必须修复并检测合格后才能装机使用。检测维修过程必须依靠一套复杂、精密的测试设备，来判定辅助动力装置的功能和性能是否符合要求。因此，测试设备对飞机用户及维修单位来说，是至关重要的配置。目前，国内航空用户需要对该型辅助动力装置进行检测时，必须送至国外厂家，这个过程不仅费时费力，成本也极为高昂。因此研制发明一套自主的测试设备，成为国内用户的当务之急。

发明内容

本实用新型解决的问题是提供一种实用性好、实时性、准确性高，方便快捷的飞机辅助动力装置测试系统。

为了实现上述目的，本实用新型是通过以下技术方案来实现的：

一种飞机辅助动力装置测试系统，包括主控台、电子控制单元、燃油箱、测试台架、振动传感器和辅助动力装置；所述辅助动力装置包括有脉冲转速器、发电机输出端、排气管和引气口；所述主控台包括程控计算机、电气控制箱、燃油控制箱和进气排气滑油箱；所述程控计算机分别与电气控制箱、燃油控制箱和进气排气滑油箱采用485数据总线通讯连接；所述测试台架主要包括安装底座、测功机系统、排气管路和引气管路；所述引气管路上设有温度传感器、压力传感器和气体流量计；所述测功机系统包括电涡流测功机和连接轴，所述连接轴为柔性连接轴，所述电涡流测功机通过柔性的连接轴连接到辅助动力装置的发电机输出端；所述排气管路与辅助动力装置的排气口对应连接，所述排气管路上安装有温度传感器；所述引气管路与辅助动力装置的引气口连接；所述燃油控制箱包括燃油泵、燃油开关和燃油压力调节阀；所述燃油泵分别与燃油开关和燃油箱连接，所述燃油压力调节阀分别与燃油箱和辅助动力装置上的燃油调节器通过燃油管道连接；所述电子控制单元与电气控制箱通过电气控制电缆连接，所述电子控制单元与辅助动力装置上的脉冲转速器和电器控制接口通过电气控制电缆连接；所述程控计算机与电涡流测功机通信连接。

优选的，所述燃油管道上设有燃油流量计；所述燃油箱中设有温度感应器和燃油流量计。

优选的，所述辅助动力装置上的引气口中空气进口的位置设置有温度传感器；所述辅助动力装置包括滑油回路，所述滑油回路上安装有温度传感器和压力传感器。

优选的，所述安装底座包括金属平台和竖直焊接在金属平台上的三点支架；所述辅助动力装置具有三点安装点；所述三点支架匹配辅助动力装置的三点安装点。

优选的，所述排气管路上安装的温度传感器至少为4个；所述引气管路上的温度传感器至少为2个。

优选的，所述电气控制箱与电子控制单元之间的电气控制电缆上设有多路控制开关。

优选的，所述程控计算机与电涡流测功机之间通过RS232数据通信连接。

优选的，所述振动传感器通过硬连接方式连接在辅助动力装置本体上。

优选的，所述温度传感器、压力传感器、气体流量计、燃油流量计和振动传感器通过传感器线缆和PIC总线与程控计算机连接。

优选的，其测试项目主要为进气温度、排气温度、引气温度、滑油温度、额定转速、引气流量、燃油流量、振动值和轴输出功率。

本实用新型飞机辅助动力装置测试系统，其有益效果在于：

(1)弥补了国内飞机辅助动力装置测试设备的空缺，打破了国外厂家在该领域的技术封锁，确保航班正点率及飞行安全。同时，为航空公司节省了大量 运输时间及检测维修成本。

(2)该测试系统方便，快捷，人机操作界面都在主控台上完成。辅助动力装置启动后，数据的采集、判读、记录、保护控制等，均由主控台自动完成，即保证了测试的实时性、准确性，也减轻了测试操作人员的工作强度。

(3)设备简单，操作方便，在使用过程中，直接通过安装传感器将数据采集并传送，设备实用方便，易拆卸和安装。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本实用新型飞机辅助动力装置测试系统的框图。

具体实施方式

下面结合具体实施例及附图来进一步详细说明本实用新型。

一种飞机辅助动力装置测试系统如图1所示，包括主控台、电子控制单元、燃油箱、测试台架、振动传感器和辅助动力装置；辅助动力装置包括有脉冲转速器、发电机输出端、排气管和引气口；主控台包括程控计算机、电气控制箱、燃油控制箱和进气排气滑油箱；程控计算机分别与电气控制箱、燃油控制箱和进气排气滑油箱采用485数据总线通讯连接；测试台架主要包括安装底座、测功机系统、排气管路和引气管路；安装底座包括金属平台和竖直焊接在金属平台上的三点支架；辅助动力装置具有三点安装点；三点支架匹配辅助动力装置的三点安装点；引气管路上设有至少2个温度传感器、和压力传感器、和气体流量计；测功机系统包括电涡流测功机和连接轴，连接轴为柔性连接轴，电涡流测功机通过柔性的连接轴连接到辅助动力装置的发电机输出端；排气管路与辅助动力装置的排气口对应连接，排气管路上安装有至少为4个温度传感器；引气管路与辅助动力装置的引气口连接；燃油控制箱包括燃油泵、燃油开关和燃油压力调节阀；燃油泵分别与燃油开关和燃油箱连接，燃油压力调节阀分别与燃油箱和辅助动力装置上的燃油调节器通过燃油管道连接；燃油管道上设有 燃油流量计；燃油箱中设有温度感应器和燃油流量计；电子控制单元与电气控制箱通过电气控制电缆连接，电气控制箱与电子控制单元之间的电气控制电缆上设有多路控制开关；电子控制单元与辅助动力装置上的脉冲转速器和电器控制接口通过电气控制电缆连接；程控计算机与电涡流测功机通信连接。辅助动力装置上的引气口中空气进口的位置设置有温度传感器；辅助动力装置包括滑油回路，滑油回路上安装有温度传感器和压力传感器；程控计算机与电涡流测功机之间通过RS232数据通信连接，振动传感器通过硬连接方式连接在辅助动力装置本体上，温度传感器、压力传感器、气体流量计流量计、燃油流量计和振动传感器通过传感器线缆和PIC总线与程控计算机连接。本实用新型测试的项目主要为进气温度、排气温度、引气温度、滑油温度、额定转速、引气流量、燃油流量、振动值和轴输出功率。

本实用新型中电气控制箱完成辅助动力装置的方式选择、启动停止、工作参数显示及记录、运行状态检测等功能；

燃油控制箱完成对燃油泵站的控制功能，包括燃油压力流量调整、供油管路的开启关闭、泵站运行状态指示等；

进气排气滑油箱完成辅助动力装置的进气排气的温度显示、引气流量温度显示、滑油压力温度显示等功能。

电子控制单元接收程控计算机的指令，并分解转化成辅助动力转置的具体操作信号，如闭合启动电机电路、启动点火、打开燃油电磁阀、打开引气活门等。同时，部分辅助动力装置的运行参数也首先输送到电子控制单元，经计算和转化后送到程控计算机进行处理。

电涡流测功机，其功率输入通过柔性连接轴连接到辅助动力装置的发电机输出端，用于测试辅助动力装置的发电功率。

排气管路用于将辅助动力装置的燃烧废气排出到外部，排气管路上安装的温度传感器，能够测量排气温度；

引气管路用于开启或关闭辅助动力装置的引气通路。

燃油箱与燃油控制箱为辅助动力装置提供燃油，维持其正常运转。燃油燃油控制箱接收程控计算机的指令，完成燃油的压力流量调节及给辅助动力转置供油通路的开启关闭等功能。

本实用新型是为测量辅助动力装置的性能而设计，辅助动力装置的结构与连接方式，以及工作原理，在此不以完全赘述。

需要启动辅助动力装置，程控计算机发出启动指令。启动指令除了送至电子控制单元外，还送至燃油控制箱；电子控制单元接收到启动指令，将打开燃油开关，燃油开关为电磁阀，接通启动电机的驱动电路，启动点火附件。燃油控制箱接收到启动指令后，启动供油马达，打开燃油电磁阀。

辅助动力装置在满足上述条件后，开始转动。初期主要是靠启动电机带动转子提升转速，当上升到一定值后，燃烧室产生的能量成为提升转速的主因。此后，启动电机断电，发动机逐渐到达额定转速。在燃油调节器的作用下，发动机维持在额定转速。

温度的测量：

跟温度有关的测量项目包括进气温度、排气温度、引气温度和滑油温度。进气温度指压缩级的空气进口温度。在空气进口位置设置两个温度传感器，感应信号输出到程控计算机进行计算并显示。排气温度是辅助动力装置的重要参数，对运行安全具有重要意义。在排气管道上布置了4个温度传感器，感应信号输出到电子控制单元进行计算，并把结果送到程控计算机显示。运行过程中排气温度需要一直被检测。当超出正常温度范围时，电子控制单元根据工作方式的设置不同，做出不同的反应。引气温度是指从压缩级引出气体的温度。在引气管路上设置了两个温度传感器，感应信号被送到程控计算机进行计算并显示。滑油温度传感器安置在滑油回路上，属于温度开关型器件。当滑油温度超过正常值后，温度开关动作，给程控计算机送出提示信息。

额定转速的测量：

辅助动力装置自身安装了脉冲转速器。脉冲信号和转速之间有固定的比例关系。此脉冲信号送到电子控制单元，计算出发动机转速并送给程控计算机显示。转速信号也是重要参数之一，在整个运行期间需要一直监控。当转速超出正常范围后，根据工作方式的设置不同，电子控制单元将做出不同的反应。

流量的测量：

跟流量相关的测试内容包括引气流量和燃油流量。引气流量反应了引气量的大小，对辅助动力装置的输出功率有直接影响。测量引气流量的方法是在引 气管路中设置气体流量计。流量计的检测信号被送至程控计算机进行计算并显示出来。燃油流量反应的是辅助动力装置耗油量大小。在燃油管道中设置燃油流量计，流量数据被送到程控计算机进行计算并显示。

振动值测量：

辅助动力装置在启动过程和运行过程中会产生振动，振动值需一直监控，防止过大的振动对辅助动力装置产生损害。振动的测量方法是将振动传感器固定在辅助动力装置本体上，以硬连接的方式直接获取振动幅度。振动值被送至程控计算机中计算并显示。

输出功率的测量：

辅助动力装置的轴输出功率，用于带动发电机发电。输出功率的测试，采用电涡流测功机进行。测功机的控制板和程控计算机放置在一起，方便操作和观察。辅助动力装置通过柔性连接轴和测功机相连。测试过程中设定的功率负载值，在测功机控制板上完成。

以上对本实用新型实施例所提供的技术方案进行了详细介绍，本文中应用了具体个例对本实用新型实施例的原理以及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只适用于帮助理解本实用新型实施例的原理；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本实用新型实施例，在具体实施方式以及应用范围上均会有改变之处，综上所述，本说明书内容不应理解为对本实用新型的限制。

Claims (9)

1.一种飞机辅助动力装置测试系统，其特征在于：包括主控台、电子控制单元、燃油箱、测试台架、振动传感器和辅助动力装置；所述辅助动力装置包括有脉冲转速器、发电机输出端、排气管和引气口；所述主控台包括程控计算机、电气控制箱、燃油控制箱和进气排气滑油箱；所述程控计算机分别与电气控制箱、燃油控制箱和进气排气滑油箱采用485数据总线通讯连接；所述测试台架主要包括安装底座、测功机系统、排气管路和引气管路；所述引气管路上设有温度传感器、压力传感器和气体流量计；所述测功机系统包括电涡流测功机和连接轴，所述连接轴为柔性连接轴，所述电涡流测功机通过柔性的连接轴连接到辅助动力装置的发电机输出端；所述排气管路与辅助动力装置的排气口对应连接，所述排气管路上安装有温度传感器；所述引气管路与辅助动力装置的引气口连接；所述燃油控制箱包括燃油泵、燃油开关和燃油压力调节阀；所述燃油泵分别与燃油开关和燃油箱连接，所述燃油压力调节阀分别与燃油箱和辅助动力装置上的燃油调节器通过燃油管道连接；所述电子控制单元与电气控制箱通过电气控制电缆连接，所述电子控制单元与辅助动力装置上的脉冲转速器和电器控制接口通过电气控制电缆连接；所述程控计算机与电涡流测功机通信连接。

2.根据权利要求1所述飞机辅助动力装置测试系统，其特征在于：所述燃油管道上设有燃油流量计；所述燃油箱中设有温度感应器和燃油流量计。

3.根据权利要求2所述飞机辅助动力装置测试系统，其特征在于：所述辅助动力装置上的引气口中空气进口的位置设置有温度传感器；所述辅助动力装置包括滑油回路，所述滑油回路上安装有温度传感器和压力传感器。

4.根据权利要求1所述飞机辅助动力装置测试系统，其特征在于：所述安装底座包括金属平台和竖直焊接在金属平台上的三点支架；所述辅助动力装置具有三点安装点；所述三点支架匹配辅助动力装置的三点安装点。

5.根据权利要求1所述飞机辅助动力装置测试系统，其特征在于：所述排气管路上安装的温度传感器至少为4个；所述引气管路上的温度传感器至少为2个。

6.根据权利要求1所述飞机辅助动力装置测试系统，其特征在于：所述电气控制箱与电子控制单元之间的电气控制电缆上设有多路控制开关。

7.根据权利要求1所述飞机辅助动力装置测试系统，其特征在于：所述程控计算机与电涡流测功机之间通过RS232数据通信连接。

8.根据权利要求1所述飞机辅助动力装置测试系统，其特征在于：所述振动传感器通过硬连接方式连接在辅助动力装置本体上。

9.根据权利要求3所述飞机辅助动力装置测试系统，其特征在于：所述温度传感器、压力传感器、气体流量计、燃油流量计和振动传感器通过传感器线缆和PIC总线与程控计算机连接。