一种航空发动机系统在线检查装置的制作方法

1.本实用新型属于航空电子设备性能检测技术领域，尤其涉及一种航空发动机系统在线检查装置。


背景技术：

2.航空发动机作为飞机的心脏，它产生飞机所必须的推力，并提供飞机所需的引气和传动功率等，现有的飞机机型通常采用双发动机机制。机载的发动机测试系统完成对发动机性能的监测。其中，对发动机性能的监测会采集发动机的各个协同工作点的状态数据，测量发动机的高压转子转速，以及测量发动机的低压转子转速，进而对发动机的性能进行实时监测。
3.目前，航空维修或调试中，通常采用航空发动机系统在线检查装置对机载的发动机测试系统进行性能检查。机载的发动机测试系统对发动机进行性能监测时，通常接入发动机外围设置的各个监测接口，此外为保证航空维修或调试工作的开展，发动机外围还设置有与前述各个监测接口一一对应的备用测试接口，航空发动机系统在线检查装置通过与这些备用测试接口连接，实现对机载发动机测试系统的性能检查。
4.航空发动机系统在线检查装置针对机载的发动机测试系统的性能检查在飞机地面试车时进行，通过完成对机载的发动机测试系统的性能检查，确保飞机在执飞时发动机测试系统对发动机运行状态的监测功能正常，用于保障飞机的安全飞行。
5.现有的航空发动机系统在线检查装置对于发动机的各个协同工作点的状态数据指示采用指示灯，发动机测试系统的协同工作点较多，采用指示灯占用了较大空间，致使目前的航空发动机系统在线检查装置的操作界面很大。检测者对各个指示灯的状态进行综合判断，才能得出性能检查的结论，而且每一步的操作均需要较强的专业知识，致使人机交互不友好，飞机地面试车的工作效率较低。同时，航空发动机系统在线检查装置只针对固定型号的发动机测试系统进行性能检查，不具备多型号通用性，相应地，增加了航空维修或调试的成本。
6.此外，航空发动机的长时间运转，带来发动机的温度逐步升高，因此飞机还会装载对发动机的温度进行实时探测的热电偶，同时通过机载的温度测量系统对热电偶的探测信号进行采集和计算，实时的获取发动机的工作温度值。机载的温度测量系统通常接入发动机外围设置的热电偶信号输出接口，完成对发动机工作温度值的测量，此外为保证航空维修或调试工作的开展，发动机外围还设置有与前述热电偶信号输出接口一一对应的热电偶备用测试接口。现有的航空发动机系统在线检查装置功能单一，不能同时对温度测量系统进行性能检测，致使对发动机的运行状态监测不够完善，亟待改进。


技术实现要素：

7.本实用新型为克服背景技术中指出的一项或多项缺陷，提供一种航空发动机系统在线检查装置。
8.本实用新型的目的是通过以下技术方案来实现的：
9.一种航空发动机系统在线检查装置，包括交互显示模块、pc104主板、主控模块、状态数据采集模块、转速采集模块和时间周期测量fpga模块；
10.所述状态数据采集模块的输入端用于与飞机的第一测试接口连接，状态数据采集模块的输出端与所述主控模块的第一采集端连接，所述状态数据采集模块用于采集发动机的协同工作点状态数据；
11.所述转速采集模块的输入端用于与飞机的第二测试接口连接，转速采集模块的输出端与所述时间周期测量fpga模块的输入端连接，转速采集模块用于采集发动机的转速数据；
12.所述时间周期测量fpga模块的输出端与所述主控模块的第二采集端连接；
13.所述主控模块的第一控制端与所述交互显示模块的第一交互端连接，主控模块的输出端与所述pc104主板的第一交互端连接；
14.所述pc104主板的第二交互端与所述交互显示模块的第二交互端连接。
15.优选地，所述航空发动机系统在线检查装置还包括毫伏电压生成模块和毫伏电压采集模块；
16.所述毫伏电压生成模块的控制端与所述主控模块的第二控制端连接，毫伏电压生成模块的输出端用于与飞机的热电偶备用测试接口连接；
17.所述毫伏电压生成模块的输出端还与所述毫伏电压采集模块的输入端连接，毫伏电压采集模块的输出端与所述主控模块的第三采集端连接。
18.优选地，所述毫伏电压生成模块包括da转换器和运算放大电路；所述da转换器的控制端与所述主控模块的第二控制端连接，da转换器的输出端与所述运算放大电路的输入端连接，所述运算放大电路的输出端用于与飞机的热电偶备用测试接口连接。
19.优选地，所述毫伏电压采集模块包括ad转换器，所述ad转换器的输入端与所述运算放大电路的输出端连接，所述ad转换器的输出端与所述主控模块的第三采集端连接。
20.优选地，所述毫伏电压生成模块还包括跟随器，所述运算放大电路的输出端与所述跟随器的输入端连接，所述跟随器的输出端用于与飞机的热电偶备用测试接口连接。
21.优选地，所述交互显示模块包括显示屏和操作面板。
22.优选地，所述航空发动机系统在线检查装置还包括电源模块，所述电源模块的输入端用于与外部供电单元的输出端连接，电源模块的输出端分别与所述交互显示模块、pc104主板、主控模块、状态数据采集模块、转速采集模块和时间周期测量fpga模块连接。
23.优选地，所述航空发动机系统在线检查装置还包括电能监控模块，所述电能监控模块用于监测所述电源模块输入端的输入电流和输入电压，并将监测得到的输入电流和输入电压发送至主控模块。
24.本实用新型带来的有益效果如下：
25.（1）、通过交互显示模块与pc104主板和主控模块的交互，提升了航空发动机系统在线检查装置的交互性能。
26.（2）、基于pc104主板、主控模块和时间周期测量fpga模块的软件可扩展定义属性和大量硬件i/o口资源，使得航空发动机系统在线检查装置可方便地实现对多种不同型号的机载发动机测试系统的性能检查，具备较强的可扩展性能。
27.（3）、通过毫伏电压生成模块，使得航空发动机系统在线检查装置能够兼容测试机载温度测量系统的性能，增加了航空发动机系统在线检查装置的功能。
28.（4）、通过毫伏电压采集模块对毫伏电压生成模块输出的热电偶模拟信号进行回采，实现对热电偶模拟信号的闭环采集和输出修正。
29.（5）、通过电能监控模块对电源模块输入端的输入电流和输入电压的监测，实现对航空发动机系统在线检查装置工作状态的监测，及时发现故障状态，比如过流、过压、短路或断路等故障状态。
附图说明
30.图1为航空发动机系统在线检查装置的一种逻辑框图；
31.图2为毫伏电压生成模块和毫伏电压采集模块的一种原理框图；
32.图3为状态数据采集模块的一种原理图；
33.图4为转速采集模块的一种原理图；
34.图5为时间周期测量fpga模块的一种逻辑框图；
35.图6为电能监控模块的一种逻辑框图。
具体实施方式
36.下面将结合实施例，对本实用新型的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域技术人员在没有付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
37.参阅图1-图6，本实施例提供了一种航空发动机系统在线检查装置，用于对机载发动机测试系统和机载温度测量系统进行性能检查，同时机载发动机为双发动机，双发动机分别为左发动机和右发动机。
38.如图1所示，航空发动机系统在线检查装置包括交互显示模块、pc104主板、主控模块、状态数据采集模块、转速采集模块、时间周期测量fpga模块、毫伏电压生成模块和毫伏电压采集模块。交互显示模块优选由显示屏和操作面板组成。操作面板包括多个用于检测者操作的开关控制组件。
39.状态数据采集模块的输入端用于与飞机的第一测试接口连接，状态数据采集模块的输出端与主控模块的第一采集端连接，状态数据采集模块用于采集发动机的协同工作点状态数据。发动机的协同工作点状态数据包括起动补油、全加力凸轮开关、排油、放喷口、加力联锁开关、补油凸轮、收喷口等状态数据。
40.转速采集模块的输入端用于与飞机的第二测试接口连接，转速采集模块用于采集发动机的转速数据。发动机的转速数据包括左发动机的高压转子转速数据，左发动机的低压转子转速数据，右发动机的高压转子转速数据和右发动机的低压转子转速数据。
41.转速采集模块的输出端与时间周期测量fpga模块的输入端连接，时间周期测量fpga模块的输出端与主控模块的第二采集端连接。
42.主控模块的第一控制端与交互显示模块的第一交互端连接。其中主控模块与显示屏之间经rs485通信总线进行通信连接，主控模块与操作面板之间经rs232通信总线进行通
信连接。主控模块的输出端与pc104主板的第一交互端连接。其中，主控模块与pc104之间采用usb串口通信。
43.pc104主板的第二交互端与交互显示模块的第二交互端连接。其中，pc104主板与显示屏之间经lvds通信总线进行通信连接，pc104主板与操作面板之间经rs232通信总线进行通信连接。
44.毫伏电压生成模块的控制端与主控模块的第二控制端连接，毫伏电压生成模块的输出端用于与飞机的热电偶备用测试接口连接。
45.毫伏电压生成模块的输出端还与毫伏电压采集模块的输入端连接，毫伏电压采集模块的输出端与主控模块的第三采集端连接。
46.航空发动机系统在线检查装置还包括电源模块。电源模块的输入端用于与外部供电单元的输出端连接，电源模块的输出端分别与交互显示模块、pc104主板、主控模块、状态数据采集模块、转速采集模块、时间周期测量fpga模块、毫伏电压生成模块和毫伏电压采集模块连接。外部供电单元为飞机的27v供电模块。
47.可选的，如图2所示，毫伏电压生成模块包括da转换器、运算放大电路和跟随器。da转换器的控制端与主控模块的第二控制端连接，da转换器的输出端与运算放大电路的输入端连接，运算放大电路的输出端与跟随器的输入端连接，跟随器的输出端用于与飞机的热电偶备用测试接口连接。毫伏电压采集模块包括ad转换器，ad转换器的输入端与运算放大电路的输出端连接，ad转换器的输出端与主控模块的第三采集端连接。通过毫伏电压采集模块对毫伏电压生成模块输出的模拟信号进行回采，并传回主控模块，主控模块基于现有的修正算法完成对毫伏电压生成模块输出模拟信号的修正，此处修正基于现有普通实施例中的修正算法进行，由此提高了热电偶模拟信号的精确度。
48.飞机的第一测试接口包括多个，分别用于采集不同协同工作点的状态数据。相应的，状态数据采集模块包括与状态数据类型数量匹配的多个状态数据采集支路。如图3示出了其中四条状态数据采集支路。自上而下为第一状态数据采集支路、第二状态数据采集支路、第三状态数据采集支路和第四状态数据采集支路。第一状态数据采集支路、第二状态数据采集支路、第三状态数据采集支路和第四状态数据采集支路共用一个光偶芯片g3-5，光偶芯片g3-5采用的型号为p281-4。光偶芯片g3-5的第一端与第一电阻r3-17的第一端连接，第一电阻r3-17的第二端用于与飞机的一个第一测试接口idi217-连接，光偶芯片g3-5的第二端用于与飞机的一个第一测试接口a17-连接，光偶芯片g3-5的第一端和光偶芯片g3-5的第二端之间连接有第一电容c3-17，光偶芯片g3-5的第三端与第二电阻r3-18的第一端连接，第二电阻r3-18的第二端用于与飞机的一个第一测试接口idi218-连接，光偶芯片g3-5的第四端用于与飞机的一个第一测试接口a18-连接，光偶芯片g3-5的第三端和光偶芯片g3-5的第四端之间连接有第二电容c3-18，光偶芯片g3-5的第五端与第三电阻r3-19的第一端连接，第三电阻r3-19的第二端用于与飞机的一个第一测试接口idi219-连接，光偶芯片g3-5的第六端用于与飞机的一个第一测试接口a19-连接，光偶芯片g3-5的第五端和光偶芯片g3-5的第六端之间连接有第三电容c3-19，光偶芯片g3-5的第七端与第四电阻r3-20的第一端连接，第四电阻r3-20的第二端用于与飞机的一个第一测试接口idi220-连接，光偶芯片g3-5的第八端用于与飞机的一个第一测试接口a20-连接，光偶芯片g3-5的第七端和光偶芯片g3-5的第八端之间连接有第四电容c3-20，光偶芯片g3-5的第九端、光偶芯片g3-5的第
十一端、光偶芯片g3-5的第十三端和光偶芯片g3-5的第十五端均接地，光偶芯片g3-5的第十六端分别与第五电阻r3-51的第一端和第一反相斯密特触发器u3-4a的第一端连接，第一反相斯密特触发器u3-4a的第二端连接至主控模块的一个第一采集端（定义为第一i/o口），光偶芯片g3-5的第十四端分别与第六电阻r3-52的第一端和第二反相斯密特触发器u3-4b的第一端连接，第二反相斯密特触发器u3-4b的第二端连接至主控模块的一个第一采集端（定义为第二i/o口），光偶芯片g3-5的第十二端分别与第七电阻r3-53的第一端和第三反相斯密特触发器u3-4c的第一端连接，第三反相斯密特触发器u3-4c的第二端连接至主控模块的一个第一采集端（定义为第三i/o口），光偶芯片g3-5的第十端分别与第八电阻r3-54的第一端和第四反相斯密特触发器u3-4d的第一端连接，第四反相斯密特触发器u3-4d的第二端连接至主控模块的一个第一采集端（定义为第四i/o口），第五电阻r3-51的第二端、第六电阻r3-52的第二端、第七电阻r3-53的第二端和第八电阻r3-54的第二端均连接至电源模块的 5v输出端。其他状态数据采集支路的电路元件组成与图3中各条状态数据采集支路一致，但电容和电阻等的取值存在差异。
49.转速采集模块包括对左发动机的高压转子转速数据进行采集的第一转速采集电路，对左发动机的低压转子转速数据进行采集的第二转速采集电路，对右发动机的高压转子转速数据进行采集的第三转速采集电路，以及对右发动机的低压转子转速数据进行采集的第四转速采集电路。相应地，飞机的第二测试接口数量为多个。图4中示出了针对左发动机的高压转子转速数据进行采集的第一转速采集电路。第一转速采集电路包括双路比较器u4a和施密特触发器u5a，双路比较器u4a的第三端经第九电阻r19接地，双路比较器u4a的第三端还经第十电阻r15连接至vcc，双路比较器u4a的第三端还与第十一电阻r11的第一端连接，第十一电阻r11的第二端用于与飞机的一个第二测试接口连接，通过第十一电阻r11接入高压转速信号中的a相信号，双路比较器u4a的第三端还与第十二电阻r12的第一端连接，第十二电阻r12的第二端分别与第十三电阻r7的第一端和第十四电阻r1的第一端连接，第十二电阻r12的第二端还用于与飞机的一个第二测试接口连接，通过第十二电阻r12接入高压转速信号中的高压地信号，第十三电阻r7的第二端用于与飞机的一个第二测试接口连接，通过第十三电阻r7接入高压转速信号中的b相信号，第十四电阻r1的第二端用于与飞机的一个第二测试接口连接，通过第十四电阻r1接入高压转速信号中的c相信号，双路比较器u4a的第二端与第十二电阻r12的第二端连接，双路比较器u4a的第四端接地，双路比较器u4a的第八端连接至vcc，双路比较器u4a的第一端经第十五电阻r24连接至vcc，双路比较器u4a的第一端还经第十六电阻r17与双路比较器u4a的第三端连接，双路比较器u4a的第一端与施密特触发器u5a的第一端连接，施密特触发器u5a的第十四端连接至vcc，施密特触发器u5a的第七端接地，施密特触发器u5a的第二端输出数字脉冲信号。此数字脉冲信号的频率即表示左发动机的高压转子的转速（频率），将施密特触发器u5a的第二端输出的数字脉冲信号传输至时间周期测量fpga模块的输入端。第二转速采集电路至第四转速采集电路的电路元件组成与第一转速采集电路一致。
50.时间周期测量fpga模块包含有fpga芯片，fpga芯片用于对转速采集模块输出的数字脉冲信号的时间周期进行采集。fpga芯片内部包含有四组逻辑器件组，四组逻辑器件组分别为用于采集左发动机高压转速时间周期的第一逻辑器件组、用于采集左发动机低压转速时间周期的第二逻辑器件组、用于采集右发动机高压转速时间周期的第三逻辑器件组和
用于采集右发动机低压转速时间周期的第四逻辑器件组，四个逻辑器件组均由相同的逻辑器件组成。如图5示出了第一逻辑器件组的一种原理框图，第一逻辑器件组包括或门、非门、两个时间计数器、100ms定时器、两个锁存器和两个三态门。或门的输入端与施密特触发器u5a的第二端连接，或门的输出端分别与上方第一个时间计数器的第一输入端和下方第二个时间计数器的第一输入端连接，非门的输入端与或门的输出端连接，非门的第一输出端分别与上方第一个时间计数器的第二输入端和上方第一个锁存器的第一输入端连接，非门的第二输出端与下方第二个时间计数器的第二输入端连接，100ms定时器的输出端分别与上方第一个时间计数器的第三输入端和下方第二个时间计数器的第三输入端连接，上方第一个时间计数器的输出端与上方第一个锁存器的第二输入端连接，下方第二个时间计数器的输出端与下方第二个锁存器的第一输入端连接，下方第二个锁存器的第二输入端接入低电平的脉冲信号，上方第一个锁存器的输出端与上方第一个三态门的输入端连接，下方第二个锁存器的输出端与下方第二个三态门的输入端连接，上方第一个三态门的输出端分别与主控模块的八个第二采集端（定义为第五i/o口至第十二i/o口）连接，下方第二个三态门的输出端分别与主控模块的八个第二采集端（定义为第十三i/o口至第二十i/o口）连接。主控模块接收时间周期测量fpga模块采集到的左发动机高压转速时间周期、左发动机低压转速时间周期、右发动机高压转速时间周期和右发动机低压转速时间周期，并进行处理后，而后传输至pc104主板，pc104主板计算得到左发动机高压转速值、左发动机低压转速值、右发动机高压转速值和右发动机低压转速值。
51.作为上述实施例的进一步改进，航空发动机系统在线检查装置还包括电能监控模块，电能监控模块用于监测电源模块输入端的输入电流和输入电压。优选地，电能监控模块包括电能测量芯片u12，电能测量芯片u12采用的型号为ina226。如图6所示，电能测量芯片u12的in 端与第十七电阻r11的第一端连接，第十七电阻r11的第二端经第一连接器p1的第一端与外部27v供电模块的正极输出端连接，电能测量芯片u12的in-端与第十八电阻r13的第一端连接，第十八电阻r13的第二端经第一连接器p1的第二端与外部27v供电模块的负极输出端连接，电能测量芯片u12的in-端和电能测量芯片u12的in 端之间还连接有第五电容c9，第十八电阻r13的第二端与第十七电阻r11的第二端之间还连接有第十九电阻r12，电能测量芯片u12的gnd端、第一连接器p1的第三端和第一连接器p1的第四端均接地，电能测量芯片u12的vbus端连接至第十七电阻r11的第二端，电能测量芯片u12的vs端连接至vcc，电能测量芯片u12的vs端和电能测量芯片u12的gnd端之间连接有第六电容c10，电能测量芯片u12的a1端和电能测量芯片u12的a0端均接地，电能测量芯片u12的alert端连接至主控模块的第三控制端，电能测量芯片u12的sda端连接至主控模块的第四控制端，电能测量芯片u12的sdl端连接至主控模块的第五控制端。通过电能监测模块，将电源模块输入端的电流、电压和功率实时采集和传回主控模块，及时发现航空发动机系统在线检查装置的故障状态，比如过流、过压、短路或断路等故障状态。
52.本实用新型的工作原理为：
53.飞机地面试车，通过测试电缆将航空发动机系统在线检查装置与飞机的各个第一测试接口、各个第二测试接口和热电偶备用测试接口连接，从飞机的27v供电模块取电，航空发动机系统在线检查装置上电开机，根据对机载发动机测试系统和机载温度测量系统的性能检查项目，检测者通过操作面板的开关控制组件进行相关操作，以及通过显示屏进行
相关参数的设定，其中包括热电偶感应温度的设置。
54.检测者读取显示屏上的发动机转速值，将读取到的发动机转速值与机载发动机测试系统显示的发动机转速值进行比较，检测者读取显示屏上各个协同工作点的状态，将读取到的协同工作点状态与机载发动机测试系统显示的协同工作点状态进行比较，然后判断机载发动机测试系统的性能状况。
55.检测者读取机载温度测量系统显示的温度值，与设定的热电偶感应温度进行比较，然后判断机载温度测量系统的性能状况。
56.完成所有性能检查项目，断开航空发动机系统在线检查装置与飞机27v供电模块的连接。
57.以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当理解本实用新型并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本实用新型的精神和范围，则都应在本实用新型所附权利要求的保护范围内。