專利名稱：航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合參數(shù)測試裝置及其方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航空測試技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合參數(shù)測試裝置及其 方法。
背景技術(shù)：
眾所周知的，無人機(jī)系統(tǒng)的特點(diǎn)就是沒有飛行員。普通有人飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)以及機(jī)載設(shè)備 的狀態(tài)參數(shù)均通過儀表顯示于飛行員的操作面板上，而無人機(jī)需要將所有的測量參數(shù)通過A/D轉(zhuǎn)換后再經(jīng)過測控?zé)o線鏈路下傳至地面。其中，發(fā)動(dòng)機(jī)部分的測試參數(shù)也不例外。常規(guī)的無人機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)測試參數(shù)在進(jìn)行地面下傳時(shí)，首先根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)測試需要，確定測試 參數(shù)及其傳感器，繼而設(shè)計(jì)制作傳感器調(diào)理電路，調(diào)理后的電壓信號(hào)再經(jīng)電纜傳輸至機(jī)載飛 控計(jì)算機(jī)的數(shù)據(jù)釆集卡上，由數(shù)據(jù)采集卡的A/D轉(zhuǎn)換通道來將電壓模擬信號(hào)轉(zhuǎn)換為數(shù)字信 號(hào)，從而進(jìn)行預(yù)定程序處理并通過無線數(shù)字鏈路下傳。對(duì)于帶渦輪增壓器系統(tǒng)且渦輪增壓器由獨(dú)立的電控渦輪增壓器控制單元TCU控制的航 空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)，除了要測量常規(guī)的發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)，包括發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速RPM、缸頭溫度 CHT、排氣溫度EGT、滑油溫度OILT、滑油壓力OILP參數(shù)夕卜，還需要將TCU的控制參 數(shù)下傳至地面，以便判斷渦輪增壓器系統(tǒng)工作是否正常。TCU控制參數(shù)包括發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速 RPM、節(jié)風(fēng)門開度THP、大氣靜壓SP、空氣盒壓力ABP、空氣盒溫度ABT、增壓器旁通 閥開度SwgP，這些參數(shù)用于TCU控制渦輪增壓器。這里的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速RPM與發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行 狀態(tài)參數(shù)中的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速RPM為同一傳感器并聯(lián)的兩路信號(hào)。發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速RPM反映了發(fā)動(dòng)機(jī)的運(yùn)行快慢，發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過快即發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速RPM超轉(zhuǎn)會(huì) 導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)損壞。節(jié)風(fēng)門開度THP指汽化器后或者電噴發(fā)動(dòng)機(jī)噴油嘴前的節(jié)流閥開度，它反 映了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣的節(jié)流效應(yīng)，節(jié)風(fēng)門開度越大，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量越大，功率輸出越大。缸頭溫 度CHT測量了氣缸缸頭的溫度，該參數(shù)反映了發(fā)動(dòng)機(jī)缸體的受熱情況，缸頭溫度CHT過高 即超溫會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)缸體損壞。排氣溫度EGT測量了各氣缸排氣歧管的溫度，直接反映了各 個(gè)氣缸的工作情況，發(fā)動(dòng)機(jī)每一個(gè)工作循環(huán)，其排出的廢氣溫度略有不同，但各氣缸排氣溫 度不會(huì)相差太多，如果出現(xiàn)某一個(gè)排氣溫度低于或高于其他排氣溫度達(dá)200。C以上，則該排 氣溫度對(duì)應(yīng)的氣缸工作異常，1分鐘以上仍無好轉(zhuǎn)，可以判定該氣缸燃燒不好，可能原因?yàn)?火花塞積炭嚴(yán)重或汽化器有堵塞。滑油溫度OILT測量發(fā)動(dòng)機(jī)滑油泵后的溫度，滑油不僅有 潤滑的作用，還有帶走被潤滑部件熱量的作用，滑油溫度不僅影響滑油的粘度和潤滑性能， 還影響到被潤滑部件的散熱，滑油溫度過低，潤滑性能不好，滑油溫度過高，同樣潤滑效果不好，且被潤滑部件溫度過高，容易導(dǎo)致部件損壞?；蛪毫ILP測量發(fā)動(dòng)機(jī)滑油泵后的 壓力，滑油壓力過低，會(huì)導(dǎo)致潤滑不好，滑油壓力過高則表示潤滑通道有堵塞，同樣潤滑不 好。大氣靜壓SP測量發(fā)動(dòng)機(jī)安裝部位空氣靜止時(shí)的壓力，反映了空中環(huán)境壓力，也反映了 渦輪增壓器的進(jìn)氣壓力，該參數(shù)參與渦輪增壓器控制，為不可或缺的參數(shù)。空氣盒壓力ABP 測量渦輪增壓器后起穩(wěn)壓作用的空氣盒中的穩(wěn)定壓力，反映了發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際進(jìn)氣壓力，該壓 力由TCU自動(dòng)控制?？諝夂袦囟華BT測量渦輪增壓器后起穩(wěn)壓作用的空氣盒中的空氣溫度， 該溫度過高會(huì)增加發(fā)動(dòng)機(jī)爆燃危險(xiǎn)，低于零度則會(huì)增加汽化器結(jié)冰危險(xiǎn)，該參數(shù)也由TCU自 動(dòng)控制。增壓器旁通閥開度SwgP通過測量與增壓器旁通閥連接在一起的伺服電機(jī)的位置間 接測量得到，當(dāng)空氣盒壓力達(dá)不到預(yù)定的增壓壓力時(shí)，增壓器旁通閥開度SwgP將逐步減小， 使更多的廢氣用于驅(qū)動(dòng)渦輪做功帶動(dòng)壓氣機(jī)增壓空氣，反之，空氣盒壓力高于預(yù)定壓力，則 增壓器旁通閥開度SwgP逐步增大，減小用于做功的廢氣量，從而達(dá)到控制空氣盒壓力的目 的。
目前對(duì)無人機(jī)上發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的測試方法為將發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)，包括發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速 RPM、缸頭溫度CHT、滑油溫度OILT、滑油壓力OILP、排氣溫度EGT傳感器信號(hào)由電纜
傳輸至電氣主控制盒中進(jìn)行信號(hào)調(diào)理，并將調(diào)理好的0 5VDC信號(hào)通過電纜傳輸至飛控計(jì) 算機(jī)，由飛控計(jì)算機(jī)進(jìn)行A/D轉(zhuǎn)換，測量采集上述參數(shù)。而空氣盒壓力ABP、大氣靜壓SP、 空氣盒溫度ABT這三個(gè)參數(shù)需要參與TCU的控制，不能并聯(lián)傳感器信號(hào)，所以，在TCU 使用的空氣盒壓力ABP、大氣靜壓SP、空氣盒溫度ABT傳感器相同的測量位置額外增加傳 感器，再同樣經(jīng)電氣主控制盒調(diào)理后由飛控計(jì)算機(jī)進(jìn)行測量采集。節(jié)風(fēng)門位置THP信號(hào)則由 節(jié)風(fēng)門舵機(jī)控制器給出反饋值。
在上述參數(shù)測試處理過程中，每個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)測量參數(shù)都需要占用A/D采集通道，將消耗大 量數(shù)據(jù)釆集通道資源并加大飛控計(jì)算機(jī)的系統(tǒng)資源消耗。傳感器從發(fā)動(dòng)機(jī)測試點(diǎn)傳輸至調(diào)理
電路，經(jīng)調(diào)理電路將各種傳感器信號(hào)轉(zhuǎn)換為標(biāo)準(zhǔn)電壓信號(hào)，再由電纜將電壓信號(hào)傳輸至飛控 計(jì)算機(jī)的采集卡。在模擬信號(hào)的傳輸過程中，由于無人機(jī)系統(tǒng)電氣環(huán)境復(fù)雜，這在一定程度 上不可避免會(huì)由于各種干擾而導(dǎo)致模擬信號(hào)的測量誤差。 發(fā)明 內(nèi) 容
本發(fā)明的目的是為了解決現(xiàn)有的對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)測試方法存在的問題，采用了綜合參數(shù)測 試系統(tǒng)IMS來完成對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)參數(shù)、TCU參數(shù)的釆集、轉(zhuǎn)換、臨時(shí)存儲(chǔ)，并將這些參數(shù) 進(jìn)行超限檢査及故障模式判斷，最后集成數(shù)據(jù)幀，再將集成后的含有發(fā)動(dòng)機(jī)綜合測試參數(shù)的 數(shù)據(jù)幀以數(shù)字信號(hào)形式傳輸給飛控計(jì)算機(jī)，從而達(dá)到減小發(fā)動(dòng)機(jī)測量參數(shù)對(duì)飛控計(jì)算機(jī)數(shù)據(jù) 采集通道的占用，減小飛控計(jì)算機(jī)在發(fā)動(dòng)機(jī)測量參數(shù)的數(shù)模轉(zhuǎn)換運(yùn)算和處理過程中的資源消 耗，減小模擬信號(hào)傳輸過程中的因干擾導(dǎo)致的測量誤差，提高故障隔離率、故障檢測率的目的。
本發(fā)明中，提供了一種用于無人機(jī)的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)綜合參數(shù)測試裝置及其方法，所述
航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)綜合參數(shù)測試裝置包括控制單元TCU、 IMS、飛控計(jì)算機(jī)、伺服電機(jī)、渦輪 增壓器和發(fā)動(dòng)機(jī)，各部件之間通過電纜或者電路板線路連接。
控制單元TCU具備與通訊接口相對(duì)應(yīng)的串行接口，可以通過既定通訊協(xié)議與外部設(shè)備 IMS通訊，用以傳輸當(dāng)前的TCU參數(shù)信號(hào)以及控制伺服電機(jī)工作。渦輪增壓器的渦輪進(jìn)口 處安裝有一個(gè)旁通閥，該旁通閥與伺服電機(jī)通過鋼絲連接，由伺服電機(jī)帶動(dòng)旁通閩進(jìn)行任意 位置的偏轉(zhuǎn)，增壓器旁通閥開度SwgP就表征此旁通閥偏轉(zhuǎn)的程度。渦輪增壓器的渦輪進(jìn)口 與發(fā)動(dòng)機(jī)排氣相連，依靠發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣驅(qū)動(dòng)渦輪，渦輪帶動(dòng)與之同軸連接的壓氣機(jī)做功，將大 氣增壓后再輸送至發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口。 IMS主要包括調(diào)理電路、單片機(jī)、模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單 元、TCU通訊端口、飛控計(jì)算機(jī)通訊端口， IMS用于調(diào)理采集發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)傳感器信 號(hào)并獲取TCU的參數(shù)，進(jìn)行參數(shù)超限判斷及故障模式判斷后進(jìn)行數(shù)據(jù)集成，將集成的綜合參 數(shù)數(shù)據(jù)幀發(fā)送至飛控計(jì)算機(jī)。
所述航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)綜合參數(shù)測試方法包括以下步驟
步驟一、IMS和TCU上電自檢。如出現(xiàn)傳感器或其他部件異常，給出報(bào)警信號(hào)；直至
故障排除后，上電自檢通過并進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)開車。
步驟二、TCU自動(dòng)工作，IMS自動(dòng)運(yùn)行，并等待飛控計(jì)算機(jī)命令。綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS
中的單片機(jī)程序控制模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元指向飛控計(jì)算機(jī)通訊端口 ，處于等待飛控計(jì)算
機(jī)傳來數(shù)據(jù)請(qǐng)求命令幀狀態(tài)。
步驟三、IMS進(jìn)行數(shù)據(jù)采集、存儲(chǔ)。在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)的同時(shí)各傳感器感受發(fā)動(dòng)機(jī)各運(yùn)行狀 態(tài)參數(shù)并通過傳感器電纜連接至綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS中的調(diào)理電路進(jìn)行調(diào)理后輸出至單 片機(jī)，單片機(jī)對(duì)參數(shù)信號(hào)進(jìn)行A/D轉(zhuǎn)換、釆集，并進(jìn)行相應(yīng)的臨時(shí)存儲(chǔ)；發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過程中
不斷的進(jìn)行運(yùn)行參數(shù)感受、轉(zhuǎn)換、采集和臨時(shí)存儲(chǔ)的循環(huán)操作。
步驟四、IMS接到飛控計(jì)算機(jī)數(shù)據(jù)請(qǐng)求命令響應(yīng)。如果綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS收到飛控 計(jì)算機(jī)的數(shù)據(jù)請(qǐng)求命令幀，則IMS內(nèi)的單片機(jī)響應(yīng)中斷請(qǐng)求，中斷目前程序代碼，轉(zhuǎn)為執(zhí)行 中斷處理程序。
步驟五、IMS向TCU請(qǐng)求數(shù)據(jù)。單片機(jī)程序控制模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元指向TCU通 訊端口 ，發(fā)送TCU參數(shù)請(qǐng)求命令幀，TCU收到參數(shù)請(qǐng)求命令幀后，向綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS 發(fā)送當(dāng)前TCU所有參數(shù)數(shù)據(jù)；綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS收到TCU參數(shù)后，進(jìn)行相應(yīng)臨時(shí)存儲(chǔ)。
步驟六、IMS進(jìn)行參數(shù)超限判斷和故障判斷。參數(shù)超限判斷基于參數(shù)限制表，故障模式 判斷基于故障表，輸入為參數(shù)超限判斷輸出的代碼，輸出故障模式代碼。
步驟七、IMS打包數(shù)據(jù)幀。IMS進(jìn)行故障判斷后，集成發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)、TCU參 數(shù)和各種代碼為一格式化數(shù)據(jù)幀。步驟八、發(fā)送數(shù)據(jù)幀至飛控計(jì)算機(jī)。 本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于
(1) 通過綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS來完成發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行參數(shù)的測試、采集及數(shù)據(jù)判斷，節(jié) 省飛控計(jì)算機(jī)A/D轉(zhuǎn)換通道資源，降低飛控計(jì)算機(jī)資源消耗；
(2) 在綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS中整合故障診斷，提高了測試智能化水平，提髙了發(fā)動(dòng) 機(jī)故障診斷率和故障隔離率；
(3) 通過短距離傳感器信號(hào)傳輸及數(shù)字信號(hào)與飛控計(jì)算機(jī)通訊，降低了傳感器模擬信號(hào) 在傳輸線路上的信號(hào)衰減和干擾，提高了測試精度；
(4) 傳感器調(diào)理電路由綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS完成，降低了飛機(jī)主控制調(diào)理盒的復(fù)雜度。


圖l是本發(fā)明的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)綜合參數(shù)測試裝置連接關(guān)系示意圖； 圖2是本發(fā)明綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS硬件原理圖； 圖3是本發(fā)明綜合參數(shù)測試方法流程圖。 圖中
1—單片機(jī)，2—TCU， 3 —綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS, 4 —飛控計(jì)算機(jī)，5—伺服電機(jī)， 501—旁通閥，502 —鋼絲，6 —渦輪增壓器，601-壓氣機(jī)，602 —渦輪， 7-活塞發(fā)動(dòng)機(jī)，8-調(diào)理單元，9-模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元，IO-TCU通訊端口， ll一飛控計(jì)算機(jī)通訊端口；
RPM —發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速，THP—節(jié)風(fēng)門位置，SP—大氣靜壓，ABP—空氣盒壓力， ABT—空氣盒溫度，SwgP—增壓器旁通閥開度，CHT—缸頭溫度，EGT —排氣溫度， OILT-滑油溫度，OILP—滑油壓力。
具體實(shí)施例方式
下面將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)說明。
參照?qǐng)D1，本發(fā)明所述的發(fā)動(dòng)機(jī)綜合參數(shù)測試裝置主要由控制單元TCU2、綜合參數(shù)測 試系統(tǒng)IMS3、飛控計(jì)箅機(jī)4、伺服電機(jī)5、渦輪增壓器6和發(fā)動(dòng)機(jī)7組成，各部件之間通 過電纜或者電路板線路連接。TCU2具備與通訊接口 IO相對(duì)應(yīng)的串行接口，可以通過既定 通訊協(xié)議與外部設(shè)備IMS3通訊，用以傳輸當(dāng)前的TCU2參數(shù)信號(hào)，TCU2通過電纜傳輸控 制信號(hào)至伺服電機(jī)5。伺服電機(jī)5通過鋼絲502連接一個(gè)旁通閥501，旁通閥501安裝在 渦輪增壓器6的渦輪602進(jìn)口處，伺服電機(jī)5通過鋼絲502帶動(dòng)旁通闊501進(jìn)行偏轉(zhuǎn)，增 壓器旁通閥開度SwgP就表征此旁通閥501偏轉(zhuǎn)的程度。渦輪增壓器6的渦輪602進(jìn)口與 發(fā)動(dòng)機(jī)7排氣相連，依靠發(fā)動(dòng)機(jī)7廢氣驅(qū)動(dòng)渦輪602，渦輪602帶動(dòng)與之同軸連接的壓氣機(jī)601做功，將大氣增壓后再輸送至發(fā)動(dòng)機(jī)7進(jìn)氣口 。
所述的控制單元TCU2通過與其連接的傳感器采集相應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速RPM、節(jié)風(fēng)門位 置THP、大氣靜壓SP、空氣盒壓力ABP、空氣盒溫度ABT、增壓器旁通閥開度SwgP參數(shù) 信號(hào)，并將參數(shù)信號(hào)轉(zhuǎn)換為物理量，在此基礎(chǔ)上按照TCU2控制策略計(jì)算出伺服電機(jī)5所需 要的控制信號(hào)，控制信號(hào)通過電纜傳輸至伺服電機(jī)5，驅(qū)動(dòng)伺服電機(jī)5動(dòng)作，從而自動(dòng)控制 渦輪增壓器6的運(yùn)轉(zhuǎn)，因此控制單元TCU2也叫做渦輪增壓器控制單元。所述的傳感器包括 發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速RPM傳感器、節(jié)風(fēng)門開度THP傳感器、大氣靜壓SP傳感器、空氣盒壓力ABP 傳感器、空氣盒溫度ABT傳感器、增壓器旁通閥開度SwgP傳感器。
所述的飛控計(jì)算機(jī)4是無人機(jī)上的核心部件，完成各子系統(tǒng)的信號(hào)測量、參數(shù)計(jì)算處理、 復(fù)雜控制、與無線數(shù)據(jù)鏈路通訊等功能；
所述綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3參照?qǐng)D2，綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3以單片機(jī)1為核心， 該單片機(jī)1具備A/D轉(zhuǎn)換功能，且具備數(shù)字通訊功能。IMS3用于采集調(diào)理發(fā)動(dòng)機(jī)7運(yùn)行狀 態(tài)參數(shù)傳感器信號(hào)并獲取TCU2的參數(shù)，進(jìn)行參數(shù)超限判斷及故障模式判斷后進(jìn)行數(shù)據(jù)集成， 將集成的綜合參數(shù)數(shù)據(jù)幀發(fā)送至飛控計(jì)算機(jī)4。 IMS3主要包括調(diào)理電路8、單片機(jī)l、模擬 開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元9、 TCU通訊端口 10和飛控計(jì)算機(jī)4通訊端口 11。
所述的調(diào)理電路8用于將發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)傳感器傳輸來的不同的信號(hào)形式如頻率、 電阻、微電壓等信號(hào)通過放大、轉(zhuǎn)換、濾波等方法調(diào)理成0 5VDC的標(biāo)準(zhǔn)電壓信號(hào)，以供 單片機(jī)1進(jìn)行A/D轉(zhuǎn)換釆集；調(diào)理電路8的輸入與發(fā)動(dòng)機(jī)的傳感器線纜連接，輸出與單片 機(jī)1連接。
所述的單片機(jī)1用于采集調(diào)理電路8輸出的信號(hào)，并對(duì)釆集到的信號(hào)進(jìn)行電量與物理量 的轉(zhuǎn)換計(jì)算及處理，然后與TCU2及飛控計(jì)算機(jī)4通訊。單片機(jī)1的A/D轉(zhuǎn)換器采集輸入 端接入經(jīng)調(diào)理電路8調(diào)理后的傳感器信號(hào)，通訊端口引腳連接模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元9的 輸入端，模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元9的輸出端連接TCU2通訊端口 10和飛控計(jì)算機(jī)4通訊 端口 11。
所述的模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元9包括模擬開關(guān)和電平轉(zhuǎn)換器件。模擬開關(guān)為數(shù)字信號(hào) 控制的雙向模擬開關(guān)，在不同的控制信號(hào)作用下，將公共輸入端的數(shù)據(jù)分別與不同的輸出通 道接通，達(dá)到將單片機(jī)l的數(shù)字通訊端口分別與不同的外部通訊端口接通并通訊的目的；本 發(fā)明中的模擬開關(guān)由單片機(jī)1控制按既定順序分別接通TCU2通訊端口 10和飛控計(jì)算機(jī)4 通訊端口 11;電平轉(zhuǎn)換器件為一種數(shù)字通信收/發(fā)器芯片，起到的作用是在數(shù)字通訊中進(jìn)行 不同的數(shù)字電平轉(zhuǎn)換，單片機(jī)l進(jìn)行數(shù)字通訊時(shí)采用的是TTL/CMOS電平，而外部通訊接 口電平為RS232或者RS422等其他電平標(biāo)準(zhǔn)，當(dāng)電平轉(zhuǎn)換器件作為發(fā)送器時(shí)，輸入單片機(jī) 1的TTL/CMOS電平，輸出外部電平標(biāo)準(zhǔn)；作為接收器時(shí)，輸入外部電平標(biāo)準(zhǔn)，輸出TTL/CMOS電平；TCU2通訊端口 10和飛控計(jì)算機(jī)4通訊端口 ll為外部連接端口形式， 通常串行連接端口為標(biāo)準(zhǔn)九針接口；綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3與TCU2、飛控計(jì)算機(jī)4之間 的連接電纜就釆用相應(yīng)的端口連接形式進(jìn)行連接。在本發(fā)明中，電平轉(zhuǎn)換器件單元用于將單 片機(jī)1數(shù)字電平轉(zhuǎn)換為與TCU2通訊端口 10、飛控計(jì)算機(jī)4通訊端口 11相對(duì)應(yīng)的數(shù)字電平。
利用上述的參數(shù)測試裝置進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行參數(shù)測試時(shí)，首先是進(jìn)行IMS3和TCU2的上 電自檢，自檢通過后開啟發(fā)動(dòng)機(jī)7，發(fā)動(dòng)機(jī)7的排氣驅(qū)動(dòng)渦輪增壓器6工作，渦輪增壓器6 由控制單元TCU2采集相關(guān)參數(shù)并進(jìn)行計(jì)算處理后輸出控制信號(hào)控制伺服電機(jī)5，使與之連 接的旁通閥501偏轉(zhuǎn)，改變用于驅(qū)動(dòng)渦輪增壓器6的排氣量，從而改變渦輪增壓器6輸送到 航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)7的增壓空氣壓力。IMS3釆集發(fā)動(dòng)機(jī)7各種運(yùn)行參數(shù)信號(hào)，并對(duì)所獲得的 信號(hào)進(jìn)行電量與物理量轉(zhuǎn)換、存儲(chǔ)，然后獲取并打包TCU2數(shù)據(jù)，并輸出至飛控計(jì)算機(jī)4。 具體的測試方法流程如圖3所示。
參照?qǐng)D3，本發(fā)明提供的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)綜合參數(shù)測試方法的具體工作流程如下
步驟一、IMS和TCU上電自檢。
發(fā)動(dòng)機(jī)7啟動(dòng)前，給發(fā)動(dòng)機(jī)7控制電路加電，給綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3供電、TCU2 供電，IMS3和TCU2開始進(jìn)行上電自檢，如出現(xiàn)傳感器或其他部件異常，給出報(bào)警信號(hào)。 直至故障排除后，上電自檢通過并進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)7啟動(dòng)開車。步驟二、 TCU2自動(dòng)工作，IMS3自動(dòng)運(yùn)行，并等待飛控計(jì)算機(jī)4命令。
自檢通過后，TCU2自動(dòng)工作，IMS3自動(dòng)運(yùn)行，綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3中的單片機(jī)1 程序控制模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元9指向飛控計(jì)算機(jī)4通訊端口 11 ，處于等待飛控計(jì)算機(jī)4 傳來數(shù)據(jù)請(qǐng)求命令幀狀態(tài)。
步驟三、IMS進(jìn)行數(shù)據(jù)釆集、存儲(chǔ)。
在發(fā)動(dòng)機(jī)7啟動(dòng)的同時(shí)，各傳感器感受發(fā)動(dòng)機(jī)7各運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)；發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速RPM輸 出頻率信號(hào)，并隨著發(fā)動(dòng)機(jī)7運(yùn)行工況變化而變化；缸頭溫度CHT、滑油溫度OILT輸出 PT100電阻信號(hào)，電阻值隨著所感受的溫度變化而變化；排氣溫度EGT根據(jù)感受到的廢氣 溫度而輸出熱電勢信號(hào)；滑油壓力OILP隨著滑油泵的正常工作而升高并穩(wěn)定在一定數(shù)值范 圍內(nèi)，輸出電阻信號(hào)；
發(fā)動(dòng)機(jī)7運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)通過傳感器電纜連接至綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3中的調(diào)理電路8 進(jìn)行調(diào)理后輸出至單片機(jī)1，單片機(jī)1對(duì)參數(shù)信號(hào)進(jìn)行A/D轉(zhuǎn)換、采集，并進(jìn)行相應(yīng)的臨時(shí) 存儲(chǔ)；發(fā)動(dòng)機(jī)7運(yùn)行過程中，IMS3不斷的進(jìn)行運(yùn)行參數(shù)信號(hào)采集、轉(zhuǎn)換、和臨時(shí)存儲(chǔ)的循 環(huán)操作。
步驟四、IMS3接到飛控計(jì)算機(jī)4數(shù)據(jù)請(qǐng)求命令。在上述的循環(huán)過程中如果綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3收到飛控計(jì)算機(jī)4的數(shù)據(jù)請(qǐng)求命令 幀，則IMS3內(nèi)的單片機(jī)1響應(yīng)中斷請(qǐng)求，中斷目前程序代碼，轉(zhuǎn)為執(zhí)行中斷處理程序；
步驟五、IMS3向TCU2請(qǐng)求數(shù)據(jù)。單片機(jī)1程序控制模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元9指向 TCU2通訊端口 10，發(fā)送TCU2參數(shù)請(qǐng)求命令幀，TCU2收到參數(shù)請(qǐng)求命令幀后，向綜合 參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3發(fā)送當(dāng)前TCU2所有參數(shù)數(shù)據(jù)；綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3收到TCU2 參數(shù)后，臨時(shí)存儲(chǔ)在步驟三中所存儲(chǔ)的發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行參數(shù)后面。
步驟六、IMS3進(jìn)行參數(shù)超限判斷和故障判斷。單片機(jī)1中的程序按照設(shè)定的發(fā)動(dòng)機(jī)參 數(shù)限制值進(jìn)行各參數(shù)數(shù)據(jù)判斷，并給出相應(yīng)參數(shù)超限代碼，然后，根據(jù)參數(shù)超限代碼按照設(shè) 定的故障模式表，查找故障原因、故障位置、參考解決方案代碼。參數(shù)超限判斷基于參數(shù)限 制表，該表存儲(chǔ)有每一個(gè)參數(shù)的限制值，包括數(shù)據(jù)上限、數(shù)據(jù)下限，將參數(shù)按順序編號(hào)，參 數(shù)超限代碼則規(guī)定超過上限輸出1，低于下限輸出0，則參數(shù)編號(hào)與超限代碼組合為參數(shù)超 限判斷輸出代碼，如沒有超限，則無輸出。故障模式判斷基于故障表，輸入為參數(shù)超限判斷 輸出的代碼，輸出故障模式代碼。故障模式代碼根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際使用情況和已知的故障情況 進(jìn)行設(shè)置，并在實(shí)際使用過程中進(jìn)行完善。
步驟七、IMS3打包數(shù)據(jù)幀。IMS3進(jìn)行故障判斷后，集成發(fā)動(dòng)機(jī)7運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)、TCU2
參數(shù)和各種代碼為一格式化數(shù)據(jù)幀。步驟八、發(fā)送數(shù)據(jù)幀至飛控計(jì)算機(jī)4。 IMS3進(jìn)行數(shù)據(jù)集成后，單片機(jī)l程序控制模擬 開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元9指向飛控計(jì)算機(jī)4通訊端口 11，向飛控計(jì)算機(jī)4發(fā)送集成后的綜合 參數(shù)數(shù)據(jù)幀。發(fā)送完畢則中斷程序返回，繼續(xù)執(zhí)行中斷前的工作。并進(jìn)入下一次等待飛控計(jì) 算機(jī)4數(shù)據(jù)命令請(qǐng)求幀狀態(tài)。
需要說明的是，TCU2在整個(gè)過程中，對(duì)渦輪增壓器6的控制是實(shí)時(shí)自動(dòng)完成的。僅在 收到綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3發(fā)來的命令幀后響應(yīng)中斷，發(fā)送一幀當(dāng)前TCU2參數(shù)，然后返 回中斷，繼續(xù)自動(dòng)控制渦輪增壓器6。
綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3在等待飛控計(jì)算機(jī)4的命令幀狀態(tài)時(shí)，仍然在進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài) 參數(shù)采集工作，并以最新采集值刷新臨時(shí)存儲(chǔ)區(qū)中的對(duì)應(yīng)參數(shù)數(shù)據(jù)。收到飛控計(jì)算機(jī)4的命 令幀時(shí)，釆用中斷方式來執(zhí)行。該方法優(yōu)點(diǎn)是數(shù)據(jù)幀響應(yīng)快，直接提取已經(jīng)數(shù)據(jù)采集好的參 數(shù)數(shù)據(jù)。
在考慮能源消耗的情況下，也可以釆用另外一種方案，即在等待飛控計(jì)算機(jī)4的命令幀 狀態(tài)時(shí)，單片機(jī)l處于待機(jī)狀態(tài)，當(dāng)響應(yīng)飛控計(jì)箅機(jī)4的命令幀中斷程序時(shí)，再進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī) 運(yùn)行參數(shù)數(shù)據(jù)釆集，其他步驟相同。這種方案數(shù)據(jù)響應(yīng)慢于前一種方案，因?yàn)樵谥袛喑绦蛑?需要進(jìn)行A/D轉(zhuǎn)換采集，優(yōu)點(diǎn)是，單片機(jī)能源消耗較低。
發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)傳感器通過電纜連接至綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS3中的調(diào)理電路8的,端子上。需要說明的是，發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速RPM傳感器與Tc^參
器,該傳感器輸出的頻率信號(hào)同時(shí)纖送到鄉(xiāng)2和綜合參翻==，傳感
權(quán)利要求
1、航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合參數(shù)測試裝置，包括控制單元TCU、飛控計(jì)算機(jī)、伺服電機(jī)、渦輪增壓器和發(fā)動(dòng)機(jī)，其特征在于所述的測試裝置還包括一個(gè)綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS；控制單元TCU具備外部通訊接口，可以通過既定通訊協(xié)議與外部設(shè)備通訊，用以傳輸當(dāng)前的TCU參數(shù)信號(hào)以及控制伺服電機(jī)工作；渦輪增壓器的渦輪進(jìn)口處安裝有一個(gè)旁通閥，該旁通閥與伺服電機(jī)通過鋼絲連接，由伺服電機(jī)帶動(dòng)旁通閥進(jìn)行開啟和關(guān)閉；渦輪增壓器的渦輪進(jìn)口與發(fā)動(dòng)機(jī)排氣相連，依靠發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣驅(qū)動(dòng)渦輪，渦輪帶動(dòng)與之同軸連接的壓氣機(jī)做功，將大氣增壓后再輸送至發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口；IMS用于采集調(diào)理發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)傳感器信號(hào)并獲取TCU的參數(shù)，進(jìn)行參數(shù)超限判斷及故障模式判斷后進(jìn)行數(shù)據(jù)集成，將集成的綜合參數(shù)數(shù)據(jù)幀發(fā)送至飛控計(jì)算機(jī)；上述部件之間均通過電纜進(jìn)行連接或者電路板線路連接。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合參數(shù)測試裝置，其特征在于所述的綜合 參數(shù)測試系統(tǒng)IMS主要包括調(diào)理電路、單片機(jī)、模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元、TCU通訊端 口和飛控計(jì)算機(jī)通訊端口。
3、 根據(jù)權(quán)利要求2所述的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的綜合參數(shù)測試裝置，其特征在于所述的調(diào)理電路用于將發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)傳感器傳輸來的不同的信號(hào)形式通過放大、轉(zhuǎn)換、濾波 等方法調(diào)理成0 5VDC的標(biāo)準(zhǔn)電壓信號(hào)，以供單片機(jī)進(jìn)行A/D轉(zhuǎn)換采集；調(diào)理電路的輸入與發(fā)動(dòng)機(jī)的傳感器線纜連接，輸出與單片機(jī)連接；所述的單片機(jī)用于釆集調(diào)理電路 輸出的信號(hào)，并對(duì)采集到的參數(shù)進(jìn)行計(jì)算及處理，然后與TCU及飛控計(jì)算機(jī)通訊；單片 機(jī)的A/D轉(zhuǎn)換器采集輸入端接入經(jīng)調(diào)理電路調(diào)理后的傳感器信號(hào)，通訊端口引腳連接禾莫 擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元，所述的模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元包括模擬開關(guān)和電平轉(zhuǎn)換器件， 通過數(shù)字電纜連接TCU通訊端口和飛控計(jì)算機(jī)通訊端口 ；其中模擬開關(guān)由單片機(jī)控制按 既定順序分別接通TCU通訊端口和飛控計(jì)算機(jī)通訊端口 ；電平轉(zhuǎn)換器件單元用于將單片 機(jī)數(shù)字電平轉(zhuǎn)換為與TCU通訊端口、飛控計(jì)算機(jī)通訊端口相對(duì)應(yīng)的數(shù)字電平。
4、 航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)綜合參數(shù)測試方法，其特征在于包括如下步驟步驟一、IMS和TCU上電自檢；如出現(xiàn)傳感器或其他部件異常，給出報(bào)警信號(hào)；直至故障排除后，上電自檢通過并進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)開車； 步驟二、TCU自動(dòng)工作，IMS自動(dòng)運(yùn)行，并等待飛控計(jì)算機(jī)命令；綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS中的單片機(jī)程序控制模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元指向飛控計(jì)算機(jī)通訊端口 ，處于等 待飛控計(jì)算機(jī)傳來數(shù)據(jù)請(qǐng)求命令幀狀態(tài)； 步驟三、IMS進(jìn)行數(shù)據(jù)釆集、存儲(chǔ)；在發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)的同時(shí)各傳感器感受發(fā)動(dòng)機(jī)各運(yùn)行狀 態(tài)參數(shù)并通過傳感器電纜連接至綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS中的調(diào)理電路進(jìn)行調(diào)理后輸出至單片機(jī)，單片機(jī)對(duì)參數(shù)信號(hào)進(jìn)行A/D轉(zhuǎn)換、采集，并進(jìn)行相應(yīng)的臨 時(shí)存儲(chǔ)；發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行過程中不斷的進(jìn)行運(yùn)行參數(shù)感受、轉(zhuǎn)換、采集和臨時(shí)存儲(chǔ) 的循環(huán)操作；步驟四、IMS接到飛控計(jì)算機(jī)數(shù)據(jù)請(qǐng)求命令；如果綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS收到飛控計(jì)算機(jī)的數(shù)據(jù)請(qǐng)求命令幀，貝IJIMS內(nèi)的單片機(jī)響應(yīng)中斷請(qǐng)求，中斷目前程序代碼，轉(zhuǎn)為執(zhí)行中斷處理程序； 步驟五、IMS向TCU請(qǐng)求數(shù)據(jù)；單片機(jī)程序控制模擬開關(guān)及電平轉(zhuǎn)換單元指向TCU通 訊端口，發(fā)送TCU參數(shù)請(qǐng)求命令幀，TCU收到參數(shù)請(qǐng)求命令幀后，向綜合參 數(shù)測試系統(tǒng)IMS發(fā)送當(dāng)前TCU所有參數(shù)數(shù)據(jù)；綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS收到 TCU參數(shù)后，進(jìn)行相應(yīng)臨時(shí)存儲(chǔ)；步驟六、IMS進(jìn)行參數(shù)超限判斷和故障判斷；參數(shù)超限判斷基于參數(shù)限制表，故障模式判斷基于故障表，輸入為參數(shù)超限判斷輸出的代碼，輸出故障模式代碼； 步驟七、IMS打包數(shù)據(jù)幀；IMS進(jìn)行故障判斷后，集成發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)、TCU參數(shù)和各種代碼為一格式化數(shù)據(jù)幀； 步驟八、發(fā)送數(shù)據(jù)幀至飛控計(jì)算機(jī)。 5、根據(jù)權(quán)利要求4所述的航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)綜合參數(shù)測試方法，其特征在于步驟二中所述 的在等待飛控計(jì)算機(jī)的命令幀狀態(tài)時(shí)，也可以是單片機(jī)處于待機(jī)狀態(tài)，當(dāng)響應(yīng)飛控計(jì)算 機(jī)的命令幀中斷程序時(shí)，再進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行參數(shù)數(shù)據(jù)釆集，其他步驟相同。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)綜合參數(shù)測試裝置及其方法，所述的測試裝置包括控制單元TCU、IMS、飛控計(jì)算機(jī)、伺服電機(jī)、渦輪增壓器和發(fā)動(dòng)機(jī)。渦輪增壓器由發(fā)動(dòng)機(jī)廢氣驅(qū)動(dòng)做功供給發(fā)動(dòng)機(jī)增壓后的空氣，它由渦輪控制單元TCU通過感受相關(guān)參數(shù)并進(jìn)行計(jì)算處理后輸出控制信號(hào)控制伺服電機(jī)，使與之連接的閥門偏轉(zhuǎn)，從而改變渦輪增壓器輸送到航空活塞發(fā)動(dòng)機(jī)的增壓空氣壓力。綜合參數(shù)測試系統(tǒng)IMS，以單片機(jī)為核心，獲取發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行狀態(tài)參數(shù)以及TCU的控制參數(shù)，對(duì)這兩部分參數(shù)進(jìn)行參數(shù)超限判斷并按照故障模式給出狀態(tài)代碼，打包這兩部分參數(shù)及狀態(tài)代碼；將打包后的參數(shù)發(fā)送到飛控計(jì)算機(jī)；飛控計(jì)算機(jī)再進(jìn)行后續(xù)處理及將數(shù)據(jù)下傳至地面。
文檔編號(hào)G01M15/05GK101256117SQ20081010276
公開日2008年9月3日 申請(qǐng)日期2008年3月26日 優(yōu)先權(quán)日2008年3月26日
發(fā)明者李新民, 林海英, 白湘波, 博 秦, 林 陳 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)