CN210400859U - 飞机发动机系统综合测试设备 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及飞机发动机系统综合测试设备，技术要点是：其信息采集模块包括用于发参系统测试的集成电路箱A、与集成电路箱A连接的压力传感器A和振动传感器、用于飞机综合电子调节器系统测试的集成电路箱B、与集成电路箱B连接的转速传感器和温度传感器A、用于飞机进气道斜板调节系统测试的集成电路箱C、与集成电路箱C连接的物位传感器、用于飞机空调系统测试的集成电路箱D、与集成电路箱D连接的多个温度传感器B、用于飞机燃油系统测试的集成电路箱E、与集成电路箱E连接的压力传感器B、用于飞机防火系统测试的集成电路箱F、与集成电路箱F连接的流量传感器。本实用新型采用分布式设计结构，携带方便，检测灵活，效率高。

Description

飞机发动机系统综合测试设备

技术领域

本实用新型涉及航空器安全测试领域，具体为一种飞机发动机系统综合测试设备。

背景技术

航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。作为飞机的心脏，被誉为"工业之花"，它直接影响飞机的精密程度与可靠性，发动机周期性检查、飞机定期检修十分重要，因此航空测试设备是航空发动机必不可少的的地面保障设备，它提供了发动机系统维修时必须的检测手段。

现有的航空发动机测试设备存在如下问题：体积较大，运输困难。一旦发生故障，故障源检测与修理十分困难，难以满足航空测试经济性和长期准确测试的要求。

发明内容

本实用新型的目的是为了提供一种解决现有航空发动机测试设备存在的上述问题的飞机发动机系统综合测试设备，采用分布式设计结构，携带方便，检测灵活，效率高。

本实用新型的技术方案是：

一种飞机发动机系统综合测试设备，包括数字化控制模块和信息采集模块，所述数字化控制模块包括电源、与电源相连的中央控制计算机，其技术要点是：所述信息采集模块包括用于发动机参数系统测试的集成电路箱A、与集成电路箱A的信息采集端连接的压力传感器A和振动传感器、用于飞机综合电子调节器系统测试的集成电路箱B、与集成电路箱B的信息采集端连接的转速传感器和温度传感器A、用于飞机进气道斜板调节系统测试的集成电路箱C、与集成电路箱C的信息采集端连接的物位传感器、用于飞机空调系统测试的集成电路箱D、与集成电路箱D的信息采集端连接的多个温度传感器B、用于飞机燃油系统测试的集成电路箱E、与集成电路箱E的信息采集端连接的压力传感器B、用于飞机防火系统测试的集成电路箱F、与集成电路箱F的信息采集端连接的流量传感器，所述集成电路箱A、集成电路箱B、集成电路箱C、集成电路箱D、集成电路箱E和集成电路箱F通过通信供电线束分别与中央控制计算机相连。

上述的飞机发动机系统综合测试设备，所述集成电路箱A、集成电路箱B、集成电路箱C、集成电路箱D、集成电路箱E和集成电路箱F分别包括具有防水能力的密封机箱、设于密封机箱一侧的供电及通讯主板卡、设于密封机箱内部且通过插卡式结构与供电及通讯主板卡相连的电源板卡、数据交互板卡、功能板卡，所述电源板卡将所接收到的电压分配至数据交互板卡和功能板卡，数据交互板卡将中央控制计算机发出的测试命令进行处理，并将处理后的数据通过供电及通讯主板卡传输给功能板卡，功能板卡将测试指令传输至对应的集成电路箱的通讯端口。

上述的飞机发动机系统综合测试设备，所述压力传感器A螺纹连接有压力转接头A，压力转接头A的另一端与压力胶管A连接，压力胶管A的另一端用于连接在飞机发动机系统测试端口；所述压力传感器B螺纹连接有压力转接头B，压力转接头B的另一端与压力胶管B连接，压力胶管B的另一端用于连接在飞机燃油系统测试端口。

本实用新型的有益效果是：

1、通过数据交互技术，实现信息采集模块与数字化控制模块的分布式设计，由六个分体的集成电路箱通过各自连接的传感器分别采集发参系统、综合电子调节器系统、进气道斜板调节系统、空调系统、燃油系统和防火系统的待测信息，六个分体的集成电路箱可以分别单独进行检测工作，检测灵活，设备运输与便携性大大提高。

2、将中央控制计算机与用于测试的各个集成电路箱分布设计，可以降低排故难度，降低设备故障源排查与维修的难度，从而提高维修效率。

附图说明

图1为本实用新型所述飞机发动机系统综合测试设备的结构示意图；

图2为本实用新型的集成电路箱的结构示意图；

图中：1.电源、2.中央控制计算机、3.集成电路箱A、4.集成电路箱B、5.集成电路箱C、6.集成电路箱D、7.集成电路箱E、8.集成电路箱F、9.压力传感器A、10.压力转接头A、11.压力胶管A、12.振动传感器、13.转速传感器、14.温度传感器A、15.物位传感器、16.温度传感器B、17.压力传感器B、18.压力转接头B、19.压力胶管B、20.流量传感器、21.发参系统、22.综合电子调节器系统、23.进气道斜板调节系统、24.空调系统、25.燃油系统、26.防火系统、27.密封机箱、28.供电及通讯主板卡、29.电源板卡、30.数据交互板卡、31.功能板卡。

具体实施方式

如图1所示，该飞机发动机系统综合测试设备，包括数字化控制模块和信息采集模块。

其中，所述数字化控制模块包括电源1、与电源1相连的中央控制计算机2。所述信息采集模块包括用于发参系统21测试的集成电路箱A 3、与集成电路箱A 3的信息采集端通过测试线束连接的压力传感器A9和振动传感器12、用于飞机综合电子调节器系统22测试的集成电路箱B4、与集成电路箱B4的信息采集端通过测试线束连接的转速传感器13和温度传感器A14、用于飞机进气道斜板调节系统23测试的集成电路箱C5、与集成电路箱C5的信息采集端通过测试线束连接的物位传感器15、用于飞机空调系统24测试的集成电路箱D6、与集成电路箱D6的信息采集端通过测试线束连接的多个温度传感器B16、用于飞机燃油系统25测试的集成电路箱E7、与集成电路箱E7的信息采集端通过测试线束连接的压力传感器B17、用于飞机防火系统26测试的集成电路箱F8、与集成电路箱F8的信息采集端通过测试线束连接的流量传感器20。所述集成电路箱A3、集成电路箱B4、集成电路箱C5、集成电路箱D6、集成电路箱E7和集成电路箱F8通过通信供电线束分别与中央控制计算机2相连。

本实施例，所述压力传感器A9螺纹连接有压力转接头A10，压力转接头A10的另一端与压力胶管A11连接，压力胶管A11的另一端用于连接在飞机发动机系统测试端口；所述压力传感器B17螺纹连接有压力转接头B18，压力转接头B18的另一端与压力胶管B19连接，压力胶管B19的另一端用于连接在飞机燃油系统测试端口。转速传感器13、温度传感器A14、温度传感器B16、物位传感器15分别为非接触式传感器，分别以非接触方式作用于待测试系统。所述电源1通过供电线束为整个测试设备供电。

所述集成电路箱A3、集成电路箱B4、集成电路箱C5、集成电路箱D6、集成电路箱E7和集成电路箱F8分别包括具有防水能力的密封机箱27、设于密封机箱27一侧的供电及通讯主板卡28、设于密封机箱27内部且通过插卡式结构与供电及通讯主板卡28相连的电源板卡29、数据交互板卡30、功能板卡31。中央控制计算机2通过通信供电线束与各个集成电路箱的供电及通讯主板卡28外部的电源接口连接，中央控制计算机2将电压和测试命令通过通信供电线束发送至对应的集成电路箱A3、集成电路箱B4、集成电路箱C5、集成电路箱D6、集成电路箱E7或集成电路箱F8，各个集成电路箱内部的数据传输方式和路径相似，所述电源板卡29将所接收到的电压分配至数据交互板卡30和功能板卡31，数据交互板卡30将中央控制计算机2发出的测试命令进行处理，并将处理后的数据通过供电及通讯主板卡28传输给功能板卡31，功能板卡31将测试指令传输至对应的集成电路箱的通讯端口。

该飞机发动机系统综合测试设备的测试方法为：

集成电路箱A3的通讯端口将从中央控制计算机2所接收到的信息采集命令通过测试线束传输至压力传感器A9，压力传感器A9通过压力转接头A10和压力胶管A11对飞机发动机压力相关信息进行采集；集成电路箱A3将从中央控制计算机2所接收到的信息采集命令通过测试线束传输至振动传感器12，振动传感器12对飞机发动机振动相关信息进行采集，而后压力传感器A9和振动传感器12将采集得到的数据通过测试线束回传至集成电路箱A3，并通过电路箱中的数据交互板卡30将压力传感器A9、振动传感器12采集得到的信息进行处理与转换，并将处理后的数据通过供电及通讯主板卡28传输至中央控制计算机2，完成对飞机发参系统性能的测试，即通过压力传感器A9完成偏转角检查和滑油压力测量通道的检查，通过振动传感器12完成发动机振动值的检查。

集成电路箱B4的通讯端口将从中央控制计算机2所接收到的信息采集命令通过测试线束传输至转速传感器13和温度传感器A14，转速传感器13对综合电子调节器的转速相关信息进行采集，温度传感器A14对综合电子调节器系统的温度相关信息进行采集，并将采集后的信息通过集成电路箱B4进行处理后回传至中央控制计算机2，完成对飞机综合电子调节器系统22性能的测试，主要是通过转速传感器13完成对转子转速调节通道的检查、通过温度传感器A14完成对涡轮后燃气温度的检查。

集成电路箱C5的通讯端口将从中央控制计算机2所接收到的信息采集命令通过测试线束传输至物位传感器15，物位传感器15对斜板进气道系统性能相关信息进行采集，并将采集后的信息通过集成电路箱C5进行处理后回传至中央控制计算机2，完成对飞机进气道斜板调节系统23的测试，主要是通过物位传感器15完成对斜板收起和放出位置、调节板收起和放出时间的检查。

集成电路箱D6的通讯端口将从中央控制计算机2所接收到的信息采集命令通过测试线束传输至多个温度传感器B16，各温度传感器B16对空调系统24相关性能进行采集，并将采集后的信息通过集成电路箱D6处理后回传至中央控制计算机2，完成对飞机空调系统24的测试，主要是通过温度传感器B16完成涡轮冷却器后的供气管路温度调节系统的检查、座舱温度自动调节系统的检查。

集成电路箱E7的通讯端口将从中央控制计算机2所接收到的信息采集命令通过测试线束传输至压力传感器B17，压力传感器B17对燃油系统25相关性能信息进行采集，并将采集到的信息经由测试线束传输至集成电路箱E7，由集成电路箱E7处理后，再经通信供电线束回传至中央控制计算机2，完成对飞机燃油系统25的测试，主要是通过压力传感器B17完成增压油泵稳定性检查、增压油泵增压速度的检查。

集成电路箱F8的通讯端口将从中央控制计算机2所接收到的信息采集命令通过测试线束传输至流量传感器20，流量传感器20对飞机防火系统26性能相关信息进行采集，经由流量传感器20采集的信息通过测试线束回传至集成电路箱F8，由集成电路箱F8处理后，再经通信供电线束回传至中央控制计算机2，完成对飞机防火系统26的测试，主要是通过流量传感器20完成惰性气体充填速率的检查。

以上显示和描述了本实用新型的基本原理、主要特征和优点，对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化均囊括在本实用新型内。

Claims (3)

1.一种飞机发动机系统综合测试设备，包括数字化控制模块和信息采集模块，所述数字化控制模块包括电源、与电源相连的中央控制计算机，其特征在于：所述信息采集模块包括用于发动机参数系统测试的集成电路箱A、与集成电路箱A的信息采集端连接的压力传感器A和振动传感器、用于飞机综合电子调节器系统测试的集成电路箱B、与集成电路箱B的信息采集端连接的转速传感器和温度传感器A、用于飞机进气道斜板调节系统测试的集成电路箱C、与集成电路箱C的信息采集端连接的物位传感器、用于飞机空调系统测试的集成电路箱D、与集成电路箱D的信息采集端连接的多个温度传感器B、用于飞机燃油系统测试的集成电路箱E、与集成电路箱E的信息采集端连接的压力传感器B、用于飞机防火系统测试的集成电路箱F、与集成电路箱F的信息采集端连接的流量传感器，所述集成电路箱A、集成电路箱B、集成电路箱C、集成电路箱D、集成电路箱E和集成电路箱F通过通信供电线束分别与中央控制计算机相连。

2.根据权利要求1所述的飞机发动机系统综合测试设备，其特征在于：所述集成电路箱A、集成电路箱B、集成电路箱C、集成电路箱D、集成电路箱E和集成电路箱F分别包括具有防水能力的密封机箱、设于密封机箱一侧的供电及通讯主板卡、设于密封机箱内部且通过插卡式结构与供电及通讯主板卡相连的电源板卡、数据交互板卡、功能板卡，所述电源板卡将所接收到的电压分配至数据交互板卡和功能板卡，数据交互板卡将中央控制计算机发出的测试命令进行处理，并将处理后的数据通过供电及通讯主板卡传输给功能板卡，功能板卡将测试指令传输至对应的集成电路箱的通讯端口。

3.根据权利要求1所述的飞机发动机系统综合测试设备，其特征在于：所述压力传感器A螺纹连接有压力转接头A，压力转接头A的另一端与压力胶管A连接，压力胶管A的另一端用于连接在飞机发动机系统测试端口；所述压力传感器B螺纹连接有压力转接头B，压力转接头B的另一端与压力胶管B连接，压力胶管B的另一端用于连接在飞机燃油系统测试端口。

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