一种飞机推进系统试验系统的制作方法

1.本技术属于飞机推进系统试验技术领域，具体涉及一种飞机推进系统试验系统。


背景技术：

2.飞机推进系统主要包括飞机发动机自动起动装置、发动机信息综合计算机、油门控制组件以及发动机，其设计的合理性直接关系到飞机飞行安全，对其进行地面试验，验证其功能的实现及其静态/动态性能指标，获取相应的参数，可为飞机推进系统的改进设计提供数据支持，尤其是对于无人机飞机推进系统的改进设计具有十分重要的意义。
3.当前缺少一种能够进行飞机推进系统试验，验证其功能的实现及其静态/动态性能指标，获取相应的参数的有效技术方案。
4.鉴于上述技术缺陷的存在提出本技术。
5.需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本专利申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本技术的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本技术的新颖性和创造性。


技术实现要素：

6.本技术的目的是提供一种飞机推进系统试验系统，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。
7.本技术的技术方案是：
8.一种飞机推进系统试验系统，包括：
9.飞机状态监控器，能够输出飞机油门控制指令、飞机发动机控制指令；
10.飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置；
11.飞机油门控制组件，与飞机状态监控器、飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置，以能够根据飞机油门控制指令控制飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置进行相应的动作；
12.飞机发动机仿真器；
13.飞机发动机信息综合计算机，与飞机状态监控器、飞机发动机仿真器连接，以能够根据飞机发动机控制指令控制发动机仿真器运行，以及接收飞机发动机仿真器运行的反馈信号，飞机状态监控器基于该反馈信号输出相应的飞机状态参数。
14.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机状态监控器能够输出飞机发动机自动启动控制指令；
15.飞机推进系统试验系统还包括：
16.飞机发动机自动启动装置，与飞机发动机信息综合计算机连接；飞机发动机信息综合计算机能够根据飞机发动机自动启动控制指令控制飞机发动机自动启动装置进行相应的动作。
17.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机油门机械
连杆及发动机主泵模拟装置包括：
18.飞机油门负载模拟力矩电机；
19.扭矩传感器，与飞机油门负载模拟力矩电机的输出轴、飞机状态监控器连接；飞机状态监控器能够根据扭矩传感器的反馈信号控制飞机油门负载模拟力矩电机的扭矩输出；
20.传动轴，一端扭矩传感器连接；
21.飞机油门机械连杆，一端与飞机油门控制组件连接，以能够在飞机油门控制组件控制下进行相应的动作；
22.编码器，与传动轴的另一端、飞机油门机械连杆的另一端、飞机状态监控器连接，以能够向飞机状态监控器传输飞机油门机械连杆的转动角度。
23.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置还包括：
24.联轴器，一端与扭矩传感器连接，另一端与传动轴背向编码器的一端连接。
25.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置还包括：
26.第一支架，与飞机油门负载模拟力矩电机连接，以支撑飞机油门负载模拟力矩电机；
27.第二支架，与编码器连接，以支撑编码器。
28.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，发动机仿真器中能够配置发动机故障信息。
29.根据本技术的至少一个实施例，上述的飞机推进系统试验系统中，还包括：
30.接口仿真器，与飞机发动机仿真器、飞机发动机信息综合计算机连接，将飞机发动机信息综合计算机对发动机的控制信号转换为相应的数字信号向飞机发动机仿真器传输，以控制发动机仿真器运行，以及将飞机发动机仿真器运行的反馈信号转换为相应的传感器信号向飞机发动机信息综合计算机传输。
附图说明
31.图1是本技术实施例提供的飞机推进系统试验系统的示意图；
32.图2是本技术实施例提供的飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置的示意图；
33.图3是本技术实施例提供的接口仿真器及其飞机发动机仿真器、飞机发动机信息综合计算机的示意图；
34.其中：
[0035]1‑
飞机状态监控器；2
‑
飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置；3
‑
飞机油门控制组件；4
‑
飞机发动机仿真器；5
‑
飞机发动机信息综合计算机；6
‑
飞机油门负载模拟力矩电机；7
‑
扭矩传感器；8
‑
传动轴；9
‑
飞机油门机械连杆；10
‑
编码器；11
‑
接口仿真器；12
‑
飞机发动机自动启动装置；13
‑
联轴器；14
‑
第一支架；15
‑
第二支架。
[0036]
为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；此外，附图用于示例性说明，其中描述位置关系的用语仅限于示例性说明，不能理解为对本专利的限制。
具体实施方式
[0037]
为使本技术的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本技术的部分实施例，其仅用于解释本技术，而非对本技术的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本技术相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。
[0038]
此外，除非另有定义，本技术描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本技术所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本技术描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本技术的限制。本技术描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本技术描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本技术描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。
[0039]
此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本技术的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本技术中的具体含义。
[0040]
下面结合附图1至图3对本技术做进一步详细说明。
[0041]
一种飞机推进系统试验系统，包括：
[0042]
飞机状态监控器1，能够输出飞机油门控制指令、飞机发动机控制指令；
[0043]
飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置2；
[0044]
飞机油门控制组件3，与飞机状态监控器1、飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置2，以能够根据飞机油门控制指令控制飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置2进行相应的动作；
[0045]
飞机发动机仿真器4，内嵌飞机仿真模型；
[0046]
飞机发动机信息综合计算机5，与飞机状态监控器1、飞机发动机仿真器4连接，以能够根据飞机发动机控制指令控制发动机仿真器4运行，以及接收飞机发动机仿真器4运行的反馈信号，飞机状态监控器1基于该反馈信号输出相应的飞机状态参数。
[0047]
对于上述实施例公开的飞机推进系统试验系统，领域内技术人员可以理解的是，其设计飞机油门控制组件3根据飞机状态监控器1输出的飞机油门控制指令控制飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置2进行相应的动作，飞机发动机信息综合计算机5根据飞机状态监控器1输出的飞机发动机控制指令控制发动机仿真器4运行，飞机状态监控器1基于飞机发动机信息综合计算机5接收飞机发动机仿真器4运行的反馈信号输出相应的飞机状态参数，以此能够高效的对飞机推进系统进行地面试验，验证飞机推进系统功能的实现及
其静态/动态性能指标，获取相应的参数，为飞机推进系统的改进设计提供数据支持。
[0048]
在一些可选的实施例中，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机状态参数包括飞机飞行高度、飞机飞行速度、飞机发动机油门pla、飞机发动机转速、飞机发动机推力、飞机发动机排气温度
[0049]
在一些可选的实施例中，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机状态监控器1能够输出飞机发动机自动启动控制指令；
[0050]
所述飞机推进系统试验系统还包括：
[0051]
飞机发动机自动启动装置12，与飞机发动机信息综合计算机5连接；飞机发动机信息综合计算机5能够根据飞机发动机自动启动控制指令控制飞机发动机自动启动装置12进行相应的动作。
[0052]
在一些可选的实施例中，上述的飞机推进系统试验系统中，可设计飞机发动机状态监控器1通过两路gjb289a总线与飞机发动机信息综合计算机5通讯，通过三路rs
‑
422总线与飞机油门控制组件3通讯，通过硬线与飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置2连接，通过两路rs
‑
422总线对飞机发动机信息综合计算机5、飞机油门控制组件3间的通讯进行测试，通过四路rs
‑
422总线对飞机发动机信息综合计算机5、飞机发动机仿真器4间的通讯进行测试，通过硬线对飞机发动机信息综合计算机5向飞机发动机自动起动装置12的输出信号进行测试。此外，可设计飞机发动机状态监控器1与飞机发动机仿真器4通过以太网连接，用于开发时的文件传递、系统的维护更新及试验时相关数据的传输。
[0053]
在一些可选的实施例中，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置2包括：
[0054]
飞机油门负载模拟力矩电机6，以输出的扭矩模拟飞机油门动作产生的负载；
[0055]
扭矩传感器7，与飞机油门负载模拟力矩电机6的输出轴、飞机状态监控器1连接；飞机状态监控器1能够根据扭矩传感器7的反馈信号控制飞机油门负载模拟力矩电机6的扭矩输出；
[0056]
传动轴8，一端扭矩传感器7连接；
[0057]
飞机油门机械连杆9，一端与飞机油门控制组件3连接，以能够在飞机油门控制组件3控制下进行相应的动作；
[0058]
编码器10，与传动轴8的另一端、飞机油门机械连杆9的另一端、飞机状态监控器1连接，以能够向飞机状态监控器1传输飞机油门机械连杆9的转动角度，即飞机油门的转动角度。
[0059]
在一些可选的实施例中，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置2还包括：
[0060]
联轴器13，一端与扭矩传感器7连接，另一端与传动轴8背向编码器10的一端连接。
[0061]
在一些可选的实施例中，上述的飞机推进系统试验系统中，飞机油门机械连杆及发动机主泵模拟装置2还包括：
[0062]
第一支架14，与飞机油门负载模拟力矩电机6连接，以支撑飞机油门负载模拟力矩电机6；
[0063]
第二支架15，与编码器10连接，以支撑编码器10。
[0064]
在一些可选的实施例中，上述的飞机推进系统试验系统中，发动机仿真器4中能够
配置发动机故障信息，以此模拟飞机发动机在故障下的运行状态。
[0065]
在一些可选的实施例中，上述的飞机推进系统试验系统中，还包括：
[0066]
接口仿真器11，与飞机发动机仿真器4、飞机发动机信息综合计算机5连接，将飞机发动机信息综合计算机5对发动机的控制信号转换为相应的数字信号向飞机发动机仿真器4传输，以控制发动机仿真器4运行，以及将飞机发动机仿真器4运行的反馈信号转换为相应的传感器信号向飞机发动机信息综合计算机5传输。
[0067]
对于上述实施例公开的飞机推进系统试验系统，领域内技术人员可以理解的是，飞机发动机仿真器4对实际飞机发动机运行进行仿真，其以数字量形式输出飞机发动机运行反馈信号，以及以数字量输入飞机发动机控制信号，该种形式的信号与实际发动机的输入、输出信号形式不想符，不能够直接与飞机发动机信息综合计算机5连接，设计接口仿真器11将飞机发动机信息综合计算机5对发动机的控制信号转换为相应的数字信号向飞机发动机仿真器4传输，以控制发动机仿真器4运行，以及将飞机发动机仿真器4运行的反馈信号转换为相应的传感器信号向飞机发动机信息综合计算机5传输，以此可实现飞机发动机仿真器4、飞机发动机信息综合计算机5间信号的匹配转换。
[0068]
接口仿真器11需要模拟的传感器信号主要有发动机进口温度传感器信号、涡轮后燃气温度传感器信号、发动机振动传感器信号、发动机进口静压传感器信号、发动机滑油压力传感器信号、低压转子转速传感器信号、高压转子转速传感器信号、滑油正常以及防喘电源开关量信号等，需要模拟的控制信号主要有2路ad信号。
[0069]
接口仿真器11cpu可采用tms320f2808核心板、
±
12v模拟电、 5v数字电，与飞机发动机仿真器4间通讯采用rs232通讯方式，采用的模拟方式如下：
[0070]
发动机滑油压力传感器信号、发动机进口静压传感器信号采用dac经反向放大器输出；
[0071]
发动机振动传感器信号采用dac再经运放1/5反向衰减；
[0072]
涡轮后燃气温度传感器信号采用dac再经运放1/100衰减同时加上减法器输出；
[0073]
发动机进口温度传感器信号通过电子合成r0/1
‑
k，r0＝30欧姆，k＝0
‑
1；
[0074]
低压、高压转子转速传感器信号采用pwm输出，50％占空比，由da来控制幅度；
[0075]
ad输入为0
‑
5v；
[0076]
滑油正常以及防喘电源开关量信号，经245转为5vttl电平输出。
[0077]
对于上述实施例公开的飞机推进系统试验系统，领域内技术人员可以理解的是，以半物理仿真的形式实现对飞机推进系统的地面试验，验证飞机推进系统功能的实现及其静态/动态性能指标，获取相应的参数，为飞机推进系统的改进设计提供数据支持，具有较高的效率及其准确性。
[0078]
说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
[0079]
此外，领域内技术人员还应该能够意识到，本技术实施例所公开飞机推进系统试验系统的各个组成部分能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，本技术中对其按照功能进行了一般性地描述，这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件，领域内技术人员可以对每个特定的应用及其实际约束条件选择采用不同的方法来实现所描述的功能，但
是该种实现不应认为超出本技术的范围。
[0080]
至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本技术的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本技术的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本技术的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本技术的保护范围之内。